RU2674101C2 - Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2674101C2
RU2674101C2 RU2015148338A RU2015148338A RU2674101C2 RU 2674101 C2 RU2674101 C2 RU 2674101C2 RU 2015148338 A RU2015148338 A RU 2015148338A RU 2015148338 A RU2015148338 A RU 2015148338A RU 2674101 C2 RU2674101 C2 RU 2674101C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
flow
separator
wall
housing
air
Prior art date
Application number
RU2015148338A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015148338A (ru
RU2015148338A3 (ru
Inventor
Бенуа Жан Анри ГОМАНН
Мишель Жильбер Ролан БРО
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2015148338A publication Critical patent/RU2015148338A/ru
Publication of RU2015148338A3 publication Critical patent/RU2015148338A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2674101C2 publication Critical patent/RU2674101C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/02—De-icing means for engines having icing phenomena
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/125—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the tip of a stator vane
    • 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
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/607—Preventing clogging or obstruction of flow paths by dirt, dust, or foreign particles
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/174—Titanium alloys, e.g. TiAl
    • 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)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Electron Sources, Ion Sources (AREA)

Abstract

Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель (20) потоков и корпус (28). Разделитель (20) потоков выполнен с возможностью установки на выходе из вентилятора (14) газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потока первого контура (16) и потока второго контура (18). Разделитель потоков содержит внутреннюю кольцевую стенку (22), определяющую наружную сторону канала прохождения потока первого контура (16), и наружную кольцевую стенку (24), определяющую внутреннюю сторону канала прохождения потока второго контура (18). На выходном конце внутренней стенки (22) выполнен кольцевой фланец (26), выступающий радиально в сторону наружной стенки (24). Корпус (28) соединен с разделителем потоков и выступает от него вниз по потоку. Корпус содержит внутреннюю обечайку (30), имеющую внутреннюю стенку, определяющую наружную сторону канала прохождения потока первого контура. Корпус (28) содержит по меньшей мере один воздушный канал (36), интегрированный во внутреннюю обечайку так, что он выполнен вместе с ней с образованием единой детали. Воздушный канал открывается вниз по потоку в сторону источника (38) питания воздухом и выходит вверх по потоку внутрь разделителя потоков. Воздушный канал (36) ограничен внутренней стенкой внутренней обечайки и наружной стенкой внутренней обечайки. Наружная стенка внутренней обечайки (30) продолжена на ее входном конце входным кольцевым фланцем (32), который выступает радиально наружу и закреплен на фланце (26) разделителя (20) потоков, а внутренняя стенка внутренней обечайки (30) продолжена выходным кольцевым фланцем (34), проходящим радиально наружу. Достигается меньший вес и простота изготовления. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к общей области разделителей, предназначенных для разделения потока в авиационных газотурбинных двигателях типа двухвального и двухконтурного двигателя. В частности, оно относится к устройству, предназначенному для борьбы с обледенением этих разделителей потоков.
Уровень техники
В двухвальном и двухконтурном авиационном газотурбинном двигателе проточный тракт для потока первого контура (или горячего потока) и проточный тракт для потока второго контура (или холодного потока) разделены на выходе из вентилятора разделителем потоков.
Чтобы оптимизировать массу газотурбинного двигателя, сохраняя при этом одинаковое соотношение между сечениями проточных трактов потоков первого и второго контуров, разработчики двигателей пытаются уменьшить радиусы этих проточных трактов. В частности, чтобы уменьшить внутренний радиус проточного тракта для потока второго контура, предпочтительно ограничивают, насколько это возможно, радиальный габарит зоны сопряжения разделителя потоков с конструктивным корпусом, находящимся на выходе разделителя потоков. Минимизация этого радиального габарита представляет также интерес с точки зрения аэродинамики и позволяет увеличить коллинеарность между потоками первого и второго контуров.
Кроме того, разделитель потоков является внутренним элементом газотурбинного двигателя, который наиболее подвержен образованию льда в холодных условиях полета. Действительно, в таких условиях влажный воздух и дождь могут попадать внутрь газотурбинного двигателя и откладываться на разделителе потоков в виде блоков льда, и такие блоки льда могут затем отрываться и повреждать компрессор, расположенный за разделителем потоков в проточном тракте потока первого контура.
Для предотвращения образования блоков льда на разделителе потоков, как известно, внутрь этого разделителя нагнетают горячий воздух, отбираемый от ступени компрессора газотурбинного двигателя. Как правило, этот воздух поступает по трубопроводам, которые проходят через корпус и закреплены на разделителе потоков для доставки в него горячего воздуха. Пример такого устройства борьбы с обледенением описан в документе US20030035719.
Однако известные решения по доставке воздуха, предназначенного для борьбы с обледенением разделителя потоков, не совместимы с задачей уменьшения радиального габарита зоны сопряжения разделителя потоков с корпусом.
Раскрытие изобретения
Таким образом, существует потребность в возможности расположения устройства борьбы с обледенением разделителя потоков с использованием минимального радиального габарита.
В связи с этим, объектом изобретения является устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее разделитель потоков, выполненный с возможностью установки на выходе из вентилятора газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потоков первого и второго контура, и корпус, закрепленный на разделителе потоков, образуя его продолжение вниз по потоку, и содержащий внутреннюю обечайку, ограничивающую снаружи канал потока первого контура, при этом, согласно изобретению, корпус содержит по меньшей мере один воздушный канал, интегрированный во внутреннюю обечайку, образуя с ней единую деталь, причем воздушный канал открывается вниз по потоку в сторону источника питания воздухом и выходит вверх по потоку внутрь разделителя потоков.
Интегрирование воздушного канала во внутреннюю обечайку с образованием единой детали позволяет ограничить радиальный габарит разделителя потоков. Действительно, по сравнению с известным решением устройства борьбы с обледенением соединение воздушного канала с разделителем потоков совпадает с соединением внутренней обечайки корпуса, что ограничивает радиальный габарит всего узла. Иначе говоря, интегрирование воздушного канала во внутреннюю обечайку корпуса позволяет вынести в сторону выхода крепление воздушного канала на разделителе потоков и совместить, таким образом, его соединение с разделителем потоков.
Предпочтительно корпус выполнен посредством литья в пресс-форме, содержащей стержень, соответствующий месту для воздушного канала. Корпус можно выполнить из титанового сплава.
Источником питания воздухом может быть труба подачи воздуха, которая соединена на выходном конце с нагнетательным коллектором. В этом случае корпус может содержать шесть воздушных каналов, отстоящих друг от друга в угловом направлении и соединенных с одним нагнетательным коллектором.
Воздушный канал может выходить внутрь противообледенительной полости, выполненной в разделителе потоков и открывающейся в канал потока первого контура.
Предпочтительно воздушный канал не имеет креплений на разделителе потоков.
Объектом изобретения является также авиационный газотурбинный двигатель, содержащий описанное выше устройство борьбы с обледенением.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания неограничивающего примера осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг. 1 показана часть авиационного газотурбинного двигателя, оснащенного устройством борьбы с обледенением в соответствии с изобретением, вид в продольном разрезе;
на фиг. 2 показано устройство борьбы с обледенением, изображенное на фиг. 1, вид в перспективе;
на фиг. 3 показано устройство, изображенное на фиг. 2, вид в продольном разрезе.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 частично показан двухконтурный двухвальный авиационный газотурбинный двигатель 10, для которого можно применять изобретение.
Как известно, газотурбинный двигатель 10 является осесимметричным относительно продольной оси 12 и содержит воздухозаборник на своем входном конце, в который заходит наружный воздух, причем этот воздух питает вентилятор 14.
На выходе вентилятора 14 воздух делится между проточным трактом (или каналом) 16 потока первого контура и проточным трактом 18 потока второго контура, расположенным концентрично вокруг проточного тракта потока первого контура. Эти два проточных тракта 16, 18 отделены друг от друга разделителем 20 потоков.
Как показано на фиг. 2 и 3, разделитель 20 потоков имеет продольное сечение V-образной формы и содержит внутреннюю кольцевую стенку 22, ограничивающую снаружи проточный тракт 16 потока первого контура, и наружную кольцевую стенку 24, ограничивающую изнутри проточный тракт 18 потока второго контура. На своем выходном конце внутренняя стенка 22 разделителя потоков продолжена кольцевым фланцем 26, проходящим радиально в сторону наружной стенки 24.
На внутренней стенке 22 разделителя потоков закреплен ряд лопаток 27 входного направляющего аппарата (или IGV от “Inlet Guide Vanes”).
На выходе разделитель 20 потоков соединен с конструктивным корпусом 28, содержащим внутреннюю обечайку 30, ограничивающую снаружи проточный тракт 16 потока первого контура и продолжающую стенку 22 разделителя потоков вниз по потоку.
В частности, на своем входном конце внутренняя обечайка 30 конструктивного корпуса 28 продолжена входным кольцевым фланцем 32, который выполнен радиально наружу и закреплен на фланце 26 разделителя потоков при помощи систем крепления типа винт/гайка (на фигурах не показаны), распределенных вокруг продольной оси 12 газотурбинного двигателя.
На уровне своего выходного конца внутренняя обечайка 30 корпуса продолжена также выходным кольцевым фланцем 34, выполненным радиально наружу и предназначенным для обеспечения крепления корпуса на другом элементе (на фигурах не показан) газотурбинного двигателя.
Кроме того, для крепления на корпусе 28 выполнена наружная обечайка (на фигурах не показана), причем эта наружная обечайка ограничивает изнутри проточный тракт 18 потока второго контура, продолжая наружную стенку 24 разделителя потоков вниз по потоку.
Согласно изобретению, корпус 28 содержит по меньшей мере один воздушный канал 36, интегрированный во внутреннюю обечайку 30 корпуса и образующий с ней единую деталь, причем этот воздушный канал 36 открывается вниз по потоку в сторону трубы 38 подачи воздуха и сообщается вверх по потоку с внутренним пространством разделителя 20 потоков.
Для этого корпус 28 можно выполнить (например, из титанового сплава) посредством литья при помощи пресс-формы, содержащей один или несколько стержней с целью получения места для воздушного канала или воздушных каналов 36 (воздушный канал 36 отливают вместе с корпусом). Например, можно применять способ литья по выплавляемым восковым моделям или способ литья в песчаные формы. Альтернативно можно применять механическую обработку со сваркой или вырезание в массе.
Таким образом, воздушный канал или воздушные каналы 36 и корпус 28 образуют единую деталь. В частности, можно отметить, что этот воздушный канал или эти воздушные каналы не являются присоединяемыми деталями и поэтому не имеют креплений на разделителе потоков.
В частности, воздушный канал 36 выполнен так, что проходит вдоль продольной оси 12 газотурбинного двигателя между входным фланцем 32 и выходным фланцем 34 внутренней обечайки 30 корпуса. Кроме того, воздушный канал 36 может быть частично выполнен вместе с этой внутренней обечайкой 30.
На своем входном конце воздушный канал 36 выходит внутрь разделителя потоков, проходя через отверстие 39, выполненное во фланце 26 его внутренней стенки 22, и на своем выходном конце соединен на уровне выходного фланца 34 внутренней обечайки с трубой 38 подачи воздуха.
Предпочтительно корпус содержит несколько (например, шесть) воздушных каналов 36, отстоящих друг от друга в угловом направлении вокруг продольной оси 12 газотурбинного двигателя. Каждый из этих воздушных каналов 36 сообщается с трубой 38 подачи воздуха, при этом трубы подачи воздуха сообщаются с одним и тем же нагнетательным коллектором 40, центрованным по продольной оси 12 газотурбинного двигателя.
Как известно, нагнетательный коллектор 40 получает питание воздухом, отбираемым на ступени компрессора (не показан) газотурбинного двигателя.
На своем входном конце каждый воздушный канал 36 выходит внутрь противообледенительной полости 42, выполненной внутри разделителя 20 потоков и открывающейся в проточный тракт 16 потока первого контура. Противообледенительная полость 42 в радиальном направлении ограничена внутренней и наружной стенками 22, 24 и в осевом направлении - фланцем 26.
Эта противообледенительная полость 42 открывается в проточный тракт 16 потока первого контура через щели 44 прохода воздуха, выполненные во внутренней стенке 22 и в наружной стенке 24 разделителя потоков.
Работа такого устройства борьбы с обледенением со всей очевидностью вытекает из всего вышеизложенного. Сжатый (и, следовательно, горячий) воздух отбирается от ступени компрессора газотурбинного двигателя, распределяется вокруг продольной оси газотурбинного двигателя через нагнетательный коллектор 40 и нагнетается в каждый воздушный канал 36 через трубы 38 подачи воздуха. Воздух проходит в этих воздушных каналах 36 от выхода к входу и поступает в противообледенительную полость 42, выполненную внутри разделителя 20 потоков. Этот горячий воздух нагревает стенки 22, 24 разделителя потоков, что позволяет избегать образования льда в холодных условиях полета. Затем воздух удаляется в проточный тракт 16 потока первого контура через щели 44 прохода воздуха.
Как показано, в частности, на фиг. 3, такое устройство борьбы с обледенением имеет минимальный радиальный габарит. Этот габарит распределяется следующим образом: габарит А, соответствующий радиальному габариту соединения внутренней обечайки 30 корпуса 28, габарит В, соответствующий радиальному габариту соединения воздушного канала 36, и габарит С, соответствующий радиальному габариту соединения наружной обечайки (не показана) с разделителем потоков.
Такой радиальный габарит оказывается уменьшенным, в частности, за счет того, что соединение воздушного канала 36 с разделителем потоков совпадает с соединением внутренней обечайки 30 корпуса. Такой выигрыш в радиальном габарите обеспечивает выигрыш в массе газотурбинного двигателя при одинаковом соотношении между сечениями проточных трактов.

Claims (14)

1. Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя, содержащее:
разделитель (20) потоков, выполненный с возможностью установки на выходе из вентилятора (14) газотурбинного двигателя для образования разделения между кольцевыми каналами прохождения потока первого контура (16) и потока второго контура (18), при этом разделитель потоков содержит внутреннюю кольцевую стенку (22), определяющую наружную сторону канала прохождения потока первого контура (16), и наружную кольцевую стенку (24), определяющую внутреннюю сторону канала прохождения потока второго контура (18), причем на выходном конце внутренней стенки (22) выполнен кольцевой фланец (26), выступающий радиально в сторону наружной стенки (24), и
корпус (28), соединенный с разделителем потоков и выступающий от него вниз по потоку, при этом корпус содержит внутреннюю обечайку (30), имеющую внутреннюю стенку, определяющую наружную сторону канала прохождения потока первого контура,
отличающийся тем, что корпус (28) содержит по меньшей мере один воздушный канал (36), интегрированный во внутреннюю обечайку так, что он выполнен вместе с ней с образованием единой детали, при этом воздушный канал открывается вниз по потоку в сторону источника (38) питания воздухом и выходит вверх по потоку внутрь разделителя потоков, при этом
воздушный канал (36) ограничен внутренней стенкой внутренней обечайки и наружной стенкой внутренней обечайки, причем наружная стенка внутренней обечайки (30) продолжена на ее входном конце входным кольцевым фланцем (32), который выступает радиально наружу и закреплен на фланце (26) разделителя (20) потоков, а внутренняя стенка внутренней обечайки (30) продолжена выходным кольцевым фланцем (34), проходящим радиально наружу.
2. Устройство по п. 1, в котором корпус выполнен посредством литья в пресс-форме, содержащей стержень, занимающий место воздушного канала.
3. Устройство по п. 2, в котором корпус выполнен из титанового сплава.
4. Устройство по п. 1, в котором источником питания воздухом является труба подачи воздуха, соединенная на выходном конце с нагнетательным коллектором (40).
5. Устройство по п. 4, в котором корпус содержит шесть воздушных каналов (36), отстоящих друг от друга в угловом направлении и соединенных с одним и тем же нагнетательным коллектором (40).
6. Устройство по п. 1, в котором воздушный канал (36) выходит внутрь противообледенительной полости (42), выполненной в разделителе потоков и открывающейся в канал потока первого контура (16).
7. Устройство по п. 1, в котором соединение воздушного канала (36) с разделителем потоков совпадает с соединением внутренней обечайки (30) корпуса.
8. Устройство по одному из пп. 1–7, в котором воздушный канал (36) проходит вдоль продольной оси (12) двигателя между входным фланцем (32) и выходным фланцем (34).
9. Устройство по одному из пп. 1–7, в котором на внутренней стенке (22) разделителя (20) потоков закреплен ряд лопаток (27) входного направляющего аппарата.
10. Авиационный газотурбинный двигатель, содержащий устройство для борьбы с обледенением по одному из пп. 1–9.
RU2015148338A 2013-04-11 2014-04-11 Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя RU2674101C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1353296A FR3004485B1 (fr) 2013-04-11 2013-04-11 Dispositif de degivrage d'un bec de separation de turbomachine aeronautique
FR1353296 2013-04-11
PCT/FR2014/050883 WO2014167259A1 (fr) 2013-04-11 2014-04-11 Dispositif de dégivrage d'un bec de séparation de turbomachine aéronautique

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2015148338A RU2015148338A (ru) 2017-05-16
RU2015148338A3 RU2015148338A3 (ru) 2018-03-22
RU2674101C2 true RU2674101C2 (ru) 2018-12-04

Family

ID=48656143

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015148338A RU2674101C2 (ru) 2013-04-11 2014-04-11 Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10138755B2 (ru)
EP (1) EP2984302B1 (ru)
JP (2) JP2016518546A (ru)
CN (1) CN105102767B (ru)
BR (1) BR112015025846B1 (ru)
CA (1) CA2908855C (ru)
FR (1) FR3004485B1 (ru)
RU (1) RU2674101C2 (ru)
WO (1) WO2014167259A1 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10305767B2 (en) * 2015-07-28 2019-05-28 Nokia Solutions And Networks Oy Methods and apparatuses for measurement of packet delay in uplink in E-UTRAN
WO2017017378A1 (fr) * 2015-07-30 2017-02-02 Safran Aircraft Engines Systeme d'antigivrage d'une aube de turbomachine.
FR3047042B1 (fr) * 2016-01-22 2018-02-16 Safran Aircraft Engines Dispositif de degivrage d'un bec de separation et d'aubes directrices d'entree d'une turbomachine aeronautique
BE1024684B1 (fr) * 2016-10-21 2018-05-25 Safran Aero Boosters S.A. Bec degivrant de compresseur de turbomachine axiale
FR3070674B1 (fr) * 2017-09-06 2019-09-13 Safran Nacelles Integration a la levre acoustique degivree
FR3095229B1 (fr) 2019-04-19 2021-04-23 Safran Aircraft Engines Ensemble pour flux primaire de turbomachine aéronautique, turbomachine munie de celui-ci
CN113027611A (zh) * 2019-12-24 2021-06-25 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种分流环防冰系统及航空发动机
CN114076032A (zh) * 2020-08-20 2022-02-22 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机防冰系统、防冰喷嘴、防冰方法
FR3131939B1 (fr) * 2022-01-18 2024-01-12 Safran Aircraft Engines Bec de séparation de turbomachine axiale comprenant un passage de débit d’air de dégivrage s’étandant jusqu’au redresseur

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4860534A (en) * 1988-08-24 1989-08-29 General Motors Corporation Inlet particle separator with anti-icing means
RU62169U1 (ru) * 2006-10-18 2007-03-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Противообледенительная система двухконтурного турбореактивного двигателя
GB2442967A (en) * 2006-10-21 2008-04-23 Rolls Royce Plc Anti-icing / de-icing system in an engine utilizing jets of hot air
US20100236213A1 (en) * 2006-07-31 2010-09-23 Jan Christopher Schilling Method and apparatus for operating gas turbine engines
US20120192544A1 (en) * 2011-01-31 2012-08-02 General Electric Company Heated booster splitter plenum

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB697093A (en) 1950-05-17 1953-09-16 Rolls Royce Improvements in or relating to gas-turbine power plants
GB986878A (en) * 1964-02-24 1965-03-24 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine engines
GB9120113D0 (en) 1991-09-20 1992-09-23 Short Brothers Plc Thermal antiicing of aircraft structures
US6561760B2 (en) * 2001-08-17 2003-05-13 General Electric Company Booster compressor deicer
DE102006040757A1 (de) * 2006-08-31 2008-04-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluidrückführung im Trennkörper von Strömungsarbeitsmaschinen mit Nebenstromkonfiguration
US8245981B2 (en) * 2008-04-30 2012-08-21 General Electric Company Ice shed reduction for leading edge structures
EP2321510B1 (fr) * 2008-07-30 2013-07-03 Aircelle Structure d'entrée d'air de nacelle de turboréacteur à dégivrage pneumatique
EP2505789B1 (fr) * 2011-03-30 2016-12-28 Safran Aero Boosters SA Séparateur de flux gazeux avec dispositif de dégivrage par pont thermique
FR2975435B1 (fr) * 2011-05-16 2016-09-02 Snecma Dispositif de degivrage d'un bec de separation de turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4860534A (en) * 1988-08-24 1989-08-29 General Motors Corporation Inlet particle separator with anti-icing means
US20100236213A1 (en) * 2006-07-31 2010-09-23 Jan Christopher Schilling Method and apparatus for operating gas turbine engines
RU62169U1 (ru) * 2006-10-18 2007-03-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Противообледенительная система двухконтурного турбореактивного двигателя
GB2442967A (en) * 2006-10-21 2008-04-23 Rolls Royce Plc Anti-icing / de-icing system in an engine utilizing jets of hot air
US20120192544A1 (en) * 2011-01-31 2012-08-02 General Electric Company Heated booster splitter plenum

Also Published As

Publication number Publication date
JP2019113070A (ja) 2019-07-11
WO2014167259A1 (fr) 2014-10-16
US10138755B2 (en) 2018-11-27
EP2984302B1 (fr) 2017-02-22
FR3004485A1 (fr) 2014-10-17
EP2984302A1 (fr) 2016-02-17
CN105102767A (zh) 2015-11-25
JP6766197B2 (ja) 2020-10-07
US20160032762A1 (en) 2016-02-04
RU2015148338A (ru) 2017-05-16
CA2908855C (fr) 2020-07-28
BR112015025846B1 (pt) 2022-01-25
CA2908855A1 (fr) 2014-10-16
RU2015148338A3 (ru) 2018-03-22
BR112015025846A2 (pt) 2017-07-25
CN105102767B (zh) 2017-11-07
JP2016518546A (ja) 2016-06-23
FR3004485B1 (fr) 2015-05-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2674101C2 (ru) Устройство для борьбы с обледенением разделителя потоков авиационного газотурбинного двигателя
US10450951B2 (en) Cyclonic separator for a turbine engine
CN107044447B (zh) 用于轴流式叶轮机械压缩机的分流鼻部的除冰装置
CN110214223B (zh) 不对称入口颗粒分离器系统
US20180172271A1 (en) Fluidic nozzle assembly for a turbine engine
US20160123154A1 (en) Engine component for a turbine engine
US10598191B2 (en) Vane for turbomachinery, such as an aircraft turbojet or turbofan engine or an aircraft turboprop engine
RU2572736C2 (ru) Аэродинамический обтекатель задней части камеры сгорания турбомашины
JP2008298068A (ja) ガスタービンエンジンおよびナセル
RU2715766C2 (ru) Перепускной канал газотурбинного двигателя, содержащий решетку рпк с различными углами установки
US8959926B2 (en) Gas turbine high pressure compressor fluid return and reinjection including an annular air bleeding manifold
US10473115B2 (en) Diffuser for a radial compressor
CA2606580C (en) Improved inlet plenum for gas turbine engine
US9920691B2 (en) Anti-icing internal manifold
EP2995774B1 (en) Gas turbine engine component, corresponding airfoil and gas turbine engine
US11815028B2 (en) Turbine engine for an aircraft
RU2018107115A (ru) Турбореактивный двухконтурный двигатель
RU2490496C2 (ru) Выходное устройство двухконтурного газотурбинного двигателя
US9909455B2 (en) Intermediate casing for a turbofan engine
RU2456461C1 (ru) Система суфлирования опоры турбины двухконтурного турбореактивного двигателя
CN116324145A (zh) 具有改进的空气提取性能的涡轮喷气发动机
GB894801A (ru)

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant