RU2448265C2 - Охлаждающее устройство газотурбинного двигателя - Google Patents

Охлаждающее устройство газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2448265C2
RU2448265C2 RU2007132749/06A RU2007132749A RU2448265C2 RU 2448265 C2 RU2448265 C2 RU 2448265C2 RU 2007132749/06 A RU2007132749/06 A RU 2007132749/06A RU 2007132749 A RU2007132749 A RU 2007132749A RU 2448265 C2 RU2448265 C2 RU 2448265C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
heat
heat pipe
cooling device
gas turbine
fairing
Prior art date
Application number
RU2007132749/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007132749A (ru
Inventor
Катталайхери Сринивасан ВЕНКАТАРАМАНИ (US)
Катталайхери Сринивасан ВЕНКАТАРАМАНИ
Томас Ори МОНИЗ (US)
Томас Ори МОНИЗ
Джастин П. СТЕФЕНСОН (US)
Джастин П. СТЕФЕНСОН
Уильям Эндрю БЕЙЛИ (US)
Уильям Эндрю БЕЙЛИ
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2007132749A publication Critical patent/RU2007132749A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2448265C2 publication Critical patent/RU2448265C2/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
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • 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
    • 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
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • 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
    • F05D2260/207—Heat transfer, e.g. cooling using a phase changing mass, e.g. heat absorbing by melting or boiling
    • 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

Abstract

Охлаждающее устройство газотурбинного двигателя, содержащего обтекатель с наружной поверхностью, образованной обшивкой, открытой для потока наружного воздуха, содержит, по меньшей мере, одну тепловую трубу, имеющую первый конец, термически соединенный с наружной поверхностью обтекателя, и второй конец, термически соединенный с источником тепла, так что тепло из источника тепла может передаваться через тепловую трубу потоку наружного воздуха, и поддон. Поддон расположен внутри обтекателя и термически соединен с наружной поверхностью обтекателя. Первый конец, по меньшей мере, одной тепловой трубы расположен в поддоне, а теплопроводный наполнитель расположен внутри поддона и вокруг, по меньшей мере, одной тепловой трубы. Изобретение направлено на снижение веса, исключение опасности возгорания внутри двигателя. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение, в общем, относится к газотурбинным двигателям, в частности к охлаждающему устройству для отвода избыточного тепла от газотурбинного двигателя.
Уровень техники
В газотурбинных двигателях используют находящееся под давлением масло для смазки и охлаждения различных компонентов (например, подшипников и т.д.). Масло забирает при работе значительное количество тепла, которое должно быть отведено для поддержания температуры масла в приемлемых пределах. В газотурбинных двигателях, известных из уровня техники (см., например, заявку на патент США 2005050877, F02C 7/047, 10.03.2005), часто используются теплообменники для охлаждения масла двигателя с использованием относительно холодного потока воздуха, такого как воздух, выпускаемый вентилятором. В турбореактивных двигателях теплообменник часто расположен в пути прохождения потока в канале вентилятора. Такая конфигурация приводит к потере давления и тем самым к значительному увеличению расхода топлива. Установлено, что увеличение удельного расхода топлива, связанное с конфигурацией этого типа, может достигать 1%. Такая конфигурация приводит также к увеличению стоимости и веса.
Сущность изобретения
Настоящее изобретение направлено на устранение вышеуказанных недостатков уровня техники и предлагает охлаждающее устройство, которое удаляет отходящее тепло из смазочного масла двигателя и отводит это тепло в окружающую среду. Это тепло отводится с использованием тепловых труб, которые имеют легкий вес, являются герметичными и пассивными, не требующими ни клапанов, ни насосов. Кроме того, в тепловых трубах можно использовать рабочую текучую среду, которая не воспламеняется для исключения опасности возгорания внутри двигателя.
Согласно одному варианту изобретения предлагается охлаждающее устройство для газотурбинного двигателя, включающего в себя обтекатель с наружной поверхностью, образованной обшивкой, открытой для потока наружного воздуха. Охлаждающее устройство включает в себя: по меньшей мере, одну тепловую трубу, расположенную в обтекателе, при этом тепловая труба имеет первый конец, термически соединенный с наружной поверхностью корпуса, и второй конец, термически соединенный с источником тепла, так что тепло из источника тепла может передаваться через тепловую трубу в поток наружного воздуха.
Согласно другому варианту изобретения газотурбинный двигатель включает в себя: корпус, обтекатель, окружающий корпус, при этом обтекатель включает в себя наружную поверхность, образованную обшивкой, открытой для потока наружного воздуха; и, по меньшей мере, одну тепловую трубу, расположенную в обтекателе, при этом тепловая труба имеет первый конец, термически соединенный с наружной поверхностью корпуса, и второй конец, термически соединенный с источником тепла, так что тепло из источника тепла может передаваться, по меньшей мере, через одну тепловую трубу в поток наружного воздуха.
Согласно другому варианту изобретения предлагается способ охлаждения текучей среды в газотурбинном двигателе, имеющем обтекатель, включающий наружную поверхность, образованную обшивкой, открытой для потока наружного воздуха. Способ включает: обеспечение, по меньшей мере, одной тепловой трубы, расположенной в обтекателе; соединение первого конца, по меньшей мере, одной тепловой трубы с наружной поверхностью; соединение второго конца, по меньшей мере, одной тепловой трубы с источником нагреваемой текучей среды внутри двигателя; и получение тепла из текучей среды, по меньшей мере, в одной тепловой трубе и передачу тепла через наружную поверхность в поток наружного воздуха.
Краткое описание чертежей
Для лучшего понимания изобретения ниже приводится его подробное описание со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 представляет собой вид в перспективе части газотурбинного двигателя, включающего гондолу двигателя и второй контур, выполненные согласно одному варианту настоящего изобретения, в изометрической проекции;
фиг.2 представляет собой вид в перспективе охлаждающего устройства, выполненного согласно одному варианту изобретения, установленного внутри двигателя, согласно фиг.1;
фиг.3 представляет собой поперечный разрез охлаждающего устройства по линии 3-3 на фиг.2; и
фиг.4 представляет собой поперечный разрез охлаждающего устройства, выполненного согласно другому варианту изобретения.
Подробное описание изобретения
Со ссылкой на чертежи, на которых одинаковыми ссылочными позициями обозначены одинаковые элементы на всех видах, при этом на фиг.1 и 2 показана гондола 10 двигателя, которая окружает газотурбинный двигатель. В приведенном примере гондола 10 включает в себя обтекатель 14 вентилятора, имеющий наружную обшивку 15 (смотри фиг.3), которая образует наружную поверхность 17 обтекателя 14 вентилятора, открытую для потока наружного воздуха. Обтекатель 14 вентилятора окружает корпус 16 вентилятора, который, в свою очередь, окружает вращающийся вентилятор (не показан). Обтекатель 14 вентилятора обеспечивает путь прохождения потока для части воздуха, выбрасываемого вентилятором, который не входит внутрь двигателя. Настоящее изобретение одинаково применимо для других конфигураций двигателя, например для чисто турбореактивных двигателей, не имеющих обтекателя вентилятора. Охлаждающее устройство 18 расположено в обтекателе 14 вентилятора в тепловом контакте с наружным потоком над обтекателем 14 вентилятора. На фиг.1 компоненты охлаждающего устройства 18 открыты с целью иллюстрации, однако при использовании охлаждающее устройство покрыто наружной обшивкой, которая является аэродинамически гладкой для потока воздуха, как описано ниже.
На фиг.2 и 3 показаны элементы конструкции охлаждающего устройства 18 и его соединение с масляной системой двигателя. Охлаждающее устройство 18 включает множество тепловых труб 20. В показанном примере тепловые трубы 20 расположены бок о бок в виде параллельного ряда внутри открытого поддона 22, который имеет внутреннюю панель 24 и периферийную стенку 26, образующую отверстие 27. Следует отметить, что осевая и радиальная длины охлаждающего устройства 18 могут изменяться в зависимости от конкретного применения. Например, можно использовать большее количество тепловых труб 20, так что охлаждающее устройство 18 проходит по наибольшей части окружности обтекателя 14 вентилятора. Концы или части тепловых труб 20, расположенные внутри поддона 22, называются «холодными» или «конденсаторными» концами 29 и термически соединены с наружной поверхностью 17 обтекателя 14 вентилятора.
Каждая тепловая труба 20 имеет удлиненную наружную стенку 28 с закрытыми концами, которая образует полость 30. Полость 30 футерована фитильной или другой капиллярной структурой (не показана) и удерживает рабочую текучую среду. Для использования в тепловых трубах известны различные рабочие текучие среды, такие как газы, вода, органические вещества и металлы с низкой точкой плавления. Рабочая текучая среда может быть невоспламеняемой для исключения опасности возгорания в зоне корпуса 16 вентилятора в случае протечки или разрушения тепловой трубы 20.
Тепловые трубы 20 могут быть заключены в наполнитель 32, расположенный внутри поддона 22. Для ясности наполнитель 32 показан лишь на фиг.3 и не показан на фиг.2. Можно использовать любые материалы, которые сохраняют свою форму и которые имеют относительно высокую теплопроводность, такие как металлы, проводящие пасты или пластмассы. Наполнитель 32 предназначен для удерживания тепловых труб 20 в требуемом положении и на желаемом расстоянии друг от друга. Наружная поверхность 34 наполнителя 32 имеет форму, соответствующую поверхности, образованной наружной обшивкой 15 обтекателя 14 вентилятора, и обеспечивает путь переноса тепла из тепловых труб 20 в поток наружного воздуха.
Тепловые трубы 20 являются высокоэффективными при переносе тепла. Например, их эффективная теплопроводность на несколько порядков превосходит теплопроводность сплошной меди. Количество, длина, диаметр, форма, рабочая текучая среда и другие рабочие параметры тепловых труб 20 выбираются для обеспечения требуемой степени переноса тепла во время работы двигателя. Ниже приводится подробное описание работы тепловых труб 20.
Хотя часть тепловых труб 20, которая заключена в поддоне 22, показана круглой на фиг.3, она может иметь овальную, плоскую или другую форму поперечного сечения для согласования с желаемой площадью поперечного сечения при одновременном улучшении объемной упаковки или переноса тепла. Например, на фиг.4 показано слегка отличающееся охлаждающее устройство 18', включающее в себя поддон 22', тепловые трубы 20' и наполнитель 32'. В этом варианте выполнения обшивка 15 обтекателя 14 вентилятора проходит над наполнителем 32'. Тепловые трубы 20' расположены напротив внутренней поверхности обшивки 15 и сплющены в овальную форму для улучшения переноса тепла в обшивку 15. При использовании этой конфигурации сохраняется без прерывания наружный аэродинамический профиль обтекателя 14 вентилятора.
Как показано на фиг.2, теплообменник 38 установлен снаружи корпуса 16 вентилятора. Теплообменник 38 может быть просто корпусом с открытым внутренним пространством. В показанном примере масло из системы смазки двигателя входит в теплообменник 38 через линию 40 откачки. После выхода из теплообменника 38 масло проходит в бак-накопитель 42, пока оно не потребуется, и тогда оно снова протекает обратно в систему смазки двигателя. Остальная система хранения, циркуляции и распределения является обычной для газотурбинных двигателей и не требует пояснений. При желании охлаждающее устройство 18 можно использовать для удаления тепла из другого источника тепла, например, посредством его соединения с другой системой текучей среды внутри двигателя.
Один конец каждой тепловой трубы 20 расположен внутри теплообменника 38. Эта часть называется «горячим» или «испарительным» концом 44 тепловой трубы 20. Следует отметить, что понятия «горячий», «испарительный», «холодный» и «конденсаторный» при использовании относительно тепловых труб 20 описывают расположение тепловых труб 20 в зонах относительно высокой или низкой температуры и не относятся к какому-либо конкретному аспекту структуры самих тепловых труб 20.
Теплоизоляция, которая для ясности не показана, может быть предусмотрена внутри охлаждающего устройства и связанной с ним структуры, когда она необходима для предотвращения потери тепла. Например, теплоизоляция может быть расположена вокруг наружной стороны поддона 22, вокруг открытых частей тепловых труб 20 и вокруг теплообменника 38.
Во время работы масло, которое абсорбировало тепло из различных частей двигателя, циркулирует в теплообменнике 38, где оно нагревает горячие или испарительные концы 44 тепловых труб 20. Удаление тепла охлаждает масло до приемлемой рабочей температуры, так что его можно направлять в бак-накопитель 42, а затем рециркулировать через двигатель. Рабочая текучая среда внутри тепловых труб 20 поглощает тепло и испаряется. Затем образованный пар проходит через полости 30 и конденсируется на холодных концах 29 тепловых труб 20, перенося тем самым тепло в холодные концы 29. Фитильная или другая капиллярная структура, которая проходит от одного конца тепловой трубы 20 до другого конца, транспортирует конденсированную жидкость обратно в горячий конец 44, например, посредством капиллярного действия, замыкая тем самым контур. Тепло в холодных концах 29 переносится в наружный поток воздуха через наполнитель 32 и/или обшивку 15 обтекателя 14 вентилятора.
Описанное охлаждающее устройство 18, будучи пассивным, не требует клапанов и является герметичным. Количество, размер и расположение тепловых труб 20 можно выбирать для обеспечения необходимого удаления и переноса тепла. Эта конфигурация устраняет необходимость теплообменника внутри пути прохождения потока в канале вентилятора, согласно уровню техники, и обеспечивает преимущество улучшенного удельного расхода топлива.
Опасность повреждения посторонними предметами также меньше по сравнению с уровнем техники, поскольку отсутствуют открытые части теплообменника, которые могут подвергаться ударам внутри пути прохождения потока в канале вентилятора. Кроме того, в качестве рабочей текучей среды тепловых труб можно использовать воду, что обеспечивает нетоксичную и невоспламеняющуюся конструкцию.
Хотя было приведено описание конкретных вариантов осуществления настоящего изобретения, специалистам в данной области техники станет очевидно, что возможны различные изменения, не отступая от сущности и объема изобретения. В соответствии с этим приведенное описание предпочтительного варианта осуществления изобретения и наилучшего режима осуществления изобретения на практике приведены лишь с целью иллюстрации и не должны ограничивать изобретение, которое определено в формуле изобретения.

Claims (9)

1. Охлаждающее устройство (18) газотурбинного двигателя, содержащего обтекатель (14) с наружной поверхностью (17), образованной обшивкой (15), открытой для потока наружного воздуха, при этом охлаждающее устройство (18) содержит: по меньшей мере, одну тепловую трубу (20), имеющую первый конец (29), термически соединенный с наружной поверхностью (17) обтекателя, и второй конец (44), термически соединенный с источником тепла, так что тепло из источника тепла может передаваться через тепловую трубу (20) потоку наружного воздуха, и поддон (22), расположенный внутри обтекателя и термически соединенный с наружной поверхностью (17) обтекателя (14), при этом первый конец (29), по меньшей мере, одной тепловой трубы (20) расположен в поддоне (22), а теплопроводный наполнитель (32) расположен внутри поддона (22) и вокруг, по меньшей мере, одной тепловой трубы (20).
2. Устройство (18) по п.1, в котором поддон (22) содержит внутреннюю панель (24) и периферийную стенку (26), образующую отверстие (27), при этом отверстие (27) расположено в тепловом сообщении с наружной поверхностью (17), причем первый конец (29) каждой, по меньшей мере, одной тепловой трубы (20) расположен в поддоне (22).
3. Устройство (18) по п.1, в котором второй конец (44), по меньшей мере, одной тепловой трубы (20) расположен внутри полого внутреннего пространства теплообменника, выполненного с возможностью пропускания через него потока нагретой текучей среды.
4. Устройство (18) по п.1, в котором первый конец (29), по меньшей мере, одной тепловой трубы (20) внутри поддона (22) имеет некруглую форму поперечного сечения.
5. Устройство (18) по п.1, в котором наружная поверхность наполнителя (32) имеет форму для образования части наружной поверхности (17) обтекателя (14).
6. Устройство (18) по п.1, в котором обшивка (15) обтекателя (14) проходит над отверстием поддона (22).
7. Устройство (18) по п.1, в котором, по меньшей мере, одна тепловая труба (20) расположена у внутренней поверхности обшивки (15).
8. Устройство (18) по п.1, в котором каждая тепловая труба (20) включает удлиненную наружную стенку (28) с закрытыми концами, образующую полость (30), вмещающую рабочую текучую среду.
9. Устройство (18) по п.1, в котором источником тепла является смазочное масло из газотурбинного двигателя, а охлаждающее устройство (18) способствует поддержанию приемлемой рабочей температуры смазочного масла.
RU2007132749/06A 2006-08-31 2007-08-30 Охлаждающее устройство газотурбинного двигателя RU2448265C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/469,131 US7845159B2 (en) 2006-08-31 2006-08-31 Heat pipe-based cooling apparatus and method for turbine engine
US11/469,131 2006-08-31

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007132749A RU2007132749A (ru) 2009-03-10
RU2448265C2 true RU2448265C2 (ru) 2012-04-20

Family

ID=38515753

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007132749/06A RU2448265C2 (ru) 2006-08-31 2007-08-30 Охлаждающее устройство газотурбинного двигателя

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7845159B2 (ru)
EP (1) EP1895124B1 (ru)
JP (1) JP4926889B2 (ru)
CN (1) CN101135250B (ru)
CA (1) CA2597454C (ru)
RU (1) RU2448265C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2762440C2 (ru) * 2017-10-26 2021-12-21 Сафран Насель Силовая установка летательного аппарата

Families Citing this family (53)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2072763B1 (fr) * 2007-12-21 2015-04-08 Techspace Aero S.A. Système d'échange de chaleur dans une turbomachine
EP2123884B1 (en) * 2008-05-13 2015-03-04 Rolls-Royce Corporation Dual clutch arrangement
US20100005810A1 (en) * 2008-07-11 2010-01-14 Rob Jarrell Power transmission among shafts in a turbine engine
EP2148045A1 (de) * 2008-07-25 2010-01-27 Siemens Aktiengesellschaft Gehäuseabschnitt für eine Gasturbine
US8480527B2 (en) * 2008-08-27 2013-07-09 Rolls-Royce Corporation Gearing arrangement
US8021267B2 (en) * 2008-12-11 2011-09-20 Rolls-Royce Corporation Coupling assembly
US8075438B2 (en) * 2008-12-11 2011-12-13 Rolls-Royce Corporation Apparatus and method for transmitting a rotary input into counter-rotating outputs
US8627667B2 (en) * 2008-12-29 2014-01-14 Roll-Royce Corporation Gas turbine engine duct having a coupled fluid volume
US8112998B2 (en) * 2009-04-17 2012-02-14 General Electric Company Apparatus and method for cooling a turbine using heat pipes
FR2946089B1 (fr) * 2009-05-27 2012-05-04 Airbus France Dispositif de refroidissement de fluides pour propulseur a turbomachine
FR2950662B1 (fr) * 2009-09-28 2011-10-28 Snecma Dispositif de fixation d'un element de forme allongee sur un carter de turbomachine
US20110100020A1 (en) * 2009-10-30 2011-05-05 General Electric Company Apparatus and method for turbine engine cooling
FR2955616B1 (fr) * 2010-01-26 2012-07-20 Airbus Operations Sas Dispositif de refroidissement pour propulseur d'aeronef
FR2955617B1 (fr) * 2010-01-26 2012-10-26 Airbus Operations Sas Propulseur a turbomachine pour aeronef
GB201001410D0 (en) 2010-01-29 2010-03-17 Rolls Royce Plc Oil cooler
FR2957053B1 (fr) * 2010-03-03 2016-09-09 Aircelle Sa Ensemble de refroidissement pour un composant d'une nacelle pour turboreacteur
US9309781B2 (en) 2011-01-31 2016-04-12 General Electric Company Heated booster splitter plenum
US9382013B2 (en) 2011-11-04 2016-07-05 The Boeing Company Variably extending heat transfer devices
FR2987602B1 (fr) * 2012-03-02 2014-02-28 Aircelle Sa Nacelle de turbomoteur equipe d'un echangeur de chaleur
FR2993610B1 (fr) 2012-07-19 2014-07-11 Snecma Refroidissement du circuit d'huile d'une turbomachine
US20140165570A1 (en) * 2012-12-18 2014-06-19 United Technologies Corporation Oscillating heat pipe for thermal management of gas turbine engines
US20140209286A1 (en) * 2013-01-30 2014-07-31 General Electric Company Gas turbine engine integrated heat exchanger
FR3017452B1 (fr) * 2014-02-11 2019-05-24 Safran Power Units Systeme echangeur de chaleur
FR3018857B1 (fr) * 2014-03-21 2016-05-06 Snecma Circuit de refroidissement d'air chaud sous pression d'une turbomachine d'aeronef comportant un echangeur de chaleur pour refroidir l'air
US10006369B2 (en) * 2014-06-30 2018-06-26 General Electric Company Method and system for radial tubular duct heat exchangers
FR3029240B1 (fr) * 2014-11-27 2016-11-18 Snecma Agencements a entree d'air et piege de corps etrangers dans un ensemble propulsif d'aeronef
US10907500B2 (en) * 2015-02-06 2021-02-02 Raytheon Technologies Corporation Heat exchanger system with spatially varied additively manufactured heat transfer surfaces
US20160290235A1 (en) * 2015-04-02 2016-10-06 General Electric Company Heat pipe temperature management system for a turbomachine
US20160290214A1 (en) * 2015-04-02 2016-10-06 General Electric Company Heat pipe cooled turbine casing system for clearance management
US20160290230A1 (en) * 2015-04-02 2016-10-06 General Electric Company Heat pipe cooling system for a turbomachine
JP6585073B2 (ja) 2015-04-02 2019-10-02 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ターボ機械におけるホイールおよびバケットのためのヒートパイプ温度管理システム
US9797310B2 (en) 2015-04-02 2017-10-24 General Electric Company Heat pipe temperature management system for a turbomachine
US10539076B2 (en) * 2015-11-10 2020-01-21 General Electric Company Self-contained lubrication cooling system with heat exchanger integrated with sump
US10400675B2 (en) * 2015-12-03 2019-09-03 General Electric Company Closed loop cooling method and system with heat pipes for a gas turbine engine
US10184400B2 (en) * 2016-01-08 2019-01-22 General Electric Company Methods of cooling a fluid using an annular heat exchanger
FR3054204B1 (fr) 2016-07-20 2020-01-24 Safran Nacelles Nacelle de turbomoteur comportant un dispositif de refroidissement
US11168583B2 (en) 2016-07-22 2021-11-09 General Electric Company Systems and methods for cooling components within a gas turbine engine
US10494949B2 (en) * 2016-08-05 2019-12-03 General Electric Company Oil cooling systems for a gas turbine engine
US10583933B2 (en) 2016-10-03 2020-03-10 General Electric Company Method and apparatus for undercowl flow diversion cooling
US10422281B2 (en) 2016-12-02 2019-09-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Condensation cooling system for gas turbine engine
US10450957B2 (en) * 2017-01-23 2019-10-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with heat pipe system
US20180216535A1 (en) * 2017-02-01 2018-08-02 United Technologies Corporation Heat pipe cooling of geared architecture
ES2797324T3 (es) 2017-10-27 2020-12-01 MTU Aero Engines AG Paleta guía con pared del tubo de calor, sistema con paleta guía y método de fabricación de una paleta guía
FR3081926B1 (fr) * 2018-05-30 2021-01-15 Safran Aircraft Engines Embouchure d'un conduit de gaz chaud de moteur d'aeronef a travers une paroi du moteur
GB2576313B (en) * 2018-08-13 2021-01-06 Rolls Royce Plc Apparatus for transferring heat from an engine core to a nacelle
FR3094754B1 (fr) * 2019-04-03 2021-03-12 Safran Nacelles Nacelle d’aéronef comportant au moins un échangeur de chaleur
FR3094750B1 (fr) * 2019-04-03 2021-11-26 Safran Nacelles Système de refroidissement de turboréacteur pour aéronef
EP3779128A1 (en) * 2019-08-13 2021-02-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Cooling system for cooling air of a secondary air system of a gas turbine engine
FR3106621A1 (fr) * 2020-01-28 2021-07-30 Airbus Operations (S.A.S.) Turbomachine pour aéronef équipée d’un système thermo-acoustique.
US11047306B1 (en) 2020-02-25 2021-06-29 General Electric Company Gas turbine engine reverse bleed for coking abatement
US20220235706A1 (en) 2021-01-28 2022-07-28 General Electric Company Gas turbine engine cooling system control
US11911790B2 (en) 2022-02-25 2024-02-27 Saudi Arabian Oil Company Applying corrosion inhibitor within tubulars
FR3138117A1 (fr) * 2022-07-22 2024-01-26 Airbus Operations Ensemble propulsif à hélice pour aéronef

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2061888C1 (ru) * 1992-06-16 1996-06-10 Сибирский энергетический институт СО РАН Газотурбинная установка
US5975841A (en) * 1997-10-03 1999-11-02 Thermal Corp. Heat pipe cooling for turbine stators
US5979220A (en) * 1998-06-30 1999-11-09 Siemens Westinghouse Power Corporation In-situ sensors for gas turbines
US6241189B1 (en) * 1997-11-21 2001-06-05 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Protective device for a jet engine air inlet cowl equipped with a deicing system

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4240257A (en) 1973-02-22 1980-12-23 The Singer Company Heat pipe turbo generator
US3965681A (en) 1975-06-30 1976-06-29 General Motors Corporation Internal combustion engine and turbosupercharger therefor with heat pipe for intake mixture heating
US4186559A (en) 1976-06-07 1980-02-05 Decker Bert J Heat pipe-turbine
GB1541894A (en) 1976-08-12 1979-03-14 Rolls Royce Gas turbine engines
GB1548836A (en) 1977-03-17 1979-07-18 Rolls Royce Gasturbine engine
GB1555587A (en) 1977-07-22 1979-11-14 Rolls Royce Aerofoil blade for a gas turbine engine
GB1605405A (en) 1977-07-22 1995-07-19 Rolls Royce Heat pipes
IT1123460B (it) * 1978-07-10 1986-04-30 Westinghouse Canada Ltd Metodo per riscaldare le palette direttrici in una turbina a gas
US5192186A (en) 1980-10-03 1993-03-09 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine
GB2090333B (en) 1980-12-18 1984-04-26 Rolls Royce Gas turbine engine shroud/blade tip control
GB2136880A (en) 1983-03-18 1984-09-26 Rolls Royce Anti-icing of gas turbine engine air intakes
GB2245314B (en) 1983-05-26 1992-04-22 Rolls Royce Cooling of gas turbine engine shroud rings
JPS6067299A (ja) * 1983-09-22 1985-04-17 新明和工業株式会社 航空機の着氷防止装置
US4671348A (en) * 1985-05-21 1987-06-09 Mcdonnell Douglas Corporation Transverse flow edge heat pipe
US4782658A (en) * 1987-05-07 1988-11-08 Rolls-Royce Plc Deicing of a geared gas turbine engine
JPH063354B2 (ja) * 1987-06-23 1994-01-12 アクトロニクス株式会社 ル−プ型細管ヒ−トパイプ
JPS6461999A (en) * 1987-09-02 1989-03-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Cooling device for apparatus of moving body
US5046920A (en) 1989-02-23 1991-09-10 Fuji Electric Co., Ltd. Bearing cooling system in horizontal shaft water turbine generator
JP3365005B2 (ja) * 1993-10-26 2003-01-08 石川島播磨重工業株式会社 タービン静翼の冷却装置
FR2742479B1 (fr) * 1995-12-13 1998-01-16 Snecma Dispositif de refroidissement d'un turbomoteur sur aeronef
JPH108992A (ja) * 1996-06-19 1998-01-13 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd フィンを有するタービンケーシング
US5878808A (en) 1996-10-30 1999-03-09 Mcdonnell Douglas Rotating heat exchanger
US5964279A (en) 1997-02-10 1999-10-12 Fujikura Ltd. Cooler for electronic devices
US6766817B2 (en) 2001-07-25 2004-07-27 Tubarc Technologies, Llc Fluid conduction utilizing a reversible unsaturated siphon with tubarc porosity action
US7131612B2 (en) * 2003-07-29 2006-11-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Nacelle inlet lip anti-icing with engine oil
US6990797B2 (en) * 2003-09-05 2006-01-31 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7377100B2 (en) * 2004-08-27 2008-05-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Bypass duct fluid cooler

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2061888C1 (ru) * 1992-06-16 1996-06-10 Сибирский энергетический институт СО РАН Газотурбинная установка
US5975841A (en) * 1997-10-03 1999-11-02 Thermal Corp. Heat pipe cooling for turbine stators
US6241189B1 (en) * 1997-11-21 2001-06-05 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle Protective device for a jet engine air inlet cowl equipped with a deicing system
US5979220A (en) * 1998-06-30 1999-11-09 Siemens Westinghouse Power Corporation In-situ sensors for gas turbines

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2762440C2 (ru) * 2017-10-26 2021-12-21 Сафран Насель Силовая установка летательного аппарата
US11292580B2 (en) 2017-10-26 2022-04-05 Safran Nacelles Propulsion unit for aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
EP1895124A3 (en) 2012-11-21
US20080053099A1 (en) 2008-03-06
CA2597454C (en) 2014-12-16
JP2008057538A (ja) 2008-03-13
US7845159B2 (en) 2010-12-07
EP1895124A2 (en) 2008-03-05
EP1895124B1 (en) 2014-07-02
CA2597454A1 (en) 2008-02-29
JP4926889B2 (ja) 2012-05-09
RU2007132749A (ru) 2009-03-10
CN101135250A (zh) 2008-03-05
CN101135250B (zh) 2012-12-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2448265C2 (ru) Охлаждающее устройство газотурбинного двигателя
RU2447300C2 (ru) Система теплопередачи
RU2449143C2 (ru) Теплопередающая система для газотурбинного двигателя
RU2436975C2 (ru) Теплопередающая система для турбинного двигателя с использованием тепловых труб
CN109477434B (zh) 用于冷却在燃气涡轮发动机内的部件的系统和方法
EP3239479A1 (en) Fluid cooling system for a gas turbine engine and corresponding gas turbine engine
CA2603410C (en) Fuel conveying member with heat pipe
JP2007002839A (ja) ガスタービンエンジンを動作させる方法及び装置
EP3203039A1 (en) Gas turbine engine cooling system, corresponding gas turbine engine and method of cooling
ES2305529T3 (es) Bomba de calor por ciclo de absorcion rotativo.
BR102016030634A2 (pt) Gas turbine motor cooling system and gas turbine motor

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180831