SE407553B - Avisningssystem for gasturbiner - Google Patents

Avisningssystem for gasturbiner

Info

Publication number
SE407553B
SE407553B SE7401432A SE7401432A SE407553B SE 407553 B SE407553 B SE 407553B SE 7401432 A SE7401432 A SE 7401432A SE 7401432 A SE7401432 A SE 7401432A SE 407553 B SE407553 B SE 407553B
Authority
SE
Sweden
Prior art keywords
heat transfer
spinner
downstream section
transfer surface
section
Prior art date
Application number
SE7401432A
Other languages
English (en)
Inventor
A S Hoffmann
Original Assignee
Avco Corp
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 Avco Corp filed Critical Avco Corp
Publication of SE407553B publication Critical patent/SE407553B/sv

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, 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
    • F02C7/04Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047Heating to prevent icing
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/02De-icing means for engines having icing phenomena

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)
  • Lubrication Details And Ventilation Of Internal Combustion Engines (AREA)

Description

74n1ßz2-5 2 hindrar effektivt bildning av is. Vid den allra första början av gas- turbinmotorns utveckling togs den upphettade gasen från turbinutlop- pet, eftersom gasen vid denna punkt hade en tillräckligt hög tempera- tur för avisningsändamål. Allt eftersom tekniken inom gasturbinmoto- rerna har utvecklats har den avledda luften för detta ändamål tagits från kompressorutloppet och slutligen har senare avancerad motortek- nik utnyttjat luft frân kompressorns första steg.
Under det att en del av dessa förslag är mer effektiva än and- f ra har de alla ett gemensamt problem. Detta problem är att uttagande av luft eller upphettat fluidum från den drivande gasströmmen, som passerar motorn, påverkar i hög grad motorns totala verkningsgrad.
Orsaken är att luft uttages från den drivande gasströmmen vid en punkt med hög energi och återinföres vid en punkt med låg energi. Om dessa avisningssystem vore under drift kontinuerligt, skulle detta allvar- _ligt påverka motorns totala effekt. r För att minska dessa verkningar har man föreslagit att driva avisningsmekanismerna "efter behov", antingen när is upptäckas eller misstänkes. Detta gör emellertid systemet en hel del mer komplicerat i form av lämpliga reglerventiler och avkännare.
Syftet med föreliggande uppfinning är därför att effektivt av- isa inloppet i en gasturbinmotor utan att uttaga luft från den drivan- de gasströmmen, som strömmar genom motorn.
Detta uppnås enligt uppfinningen genom att spinnern har en de ringformig, divergerande, strömlinjeformad nedströmssektion och en grund, skivliknande nossektion, som är fäst vid den främre änden av nedströmssektionen, och att den värmeöverförande ytan innefattar ett första parti, som är utformat i ett stycke med insidan av nossektio- nen, och ett intilliggande andra parti, som är utformat i ett stycke med insidan av den ringformiga nedströmssektionen, varvid det värme- överförande omrâdet i nämnda andra parti är väsentligt större än det Värmeöverförande_området i det första partiet.
Uppfinningen beskrives närmare under hänvisning till på bifoga- de ritningar visade utföringsexempel, där fig. 1 visar en schematisk sidovy av en gasturbin, innefattande systemet enligt uppfinningen, fig. 2 en förstorad delvy i snitt av gasturbinens inl0PP, visande en annan utföríngsform av uppfinningen och fig. 3 en förstorad delvy i snitt av gasturbinens inlopp, innefattande ett avisningssystem enligt uppfinningen.- Fig. 1 visar en gasturbinmotor, tillsammans med vilken uppfin- ningen kan användas. Denna gasturbin innefattar ett inlopp l0,Jsom avgränsas av en inloppsspinner 12 och en yttre fläktdysa 14, som kan _.-- .-..... .. ...--....-ea~ h. 3 7401432-5 vara sammanbyggd med en yttre motorhuv c, indikerad med streckade lin- jer. En serie fläktblad 16, som är fästa vid ett nav 18, roterar för att accelerera luft förbi fläktstatorskovlar 20 och bärskovlar 22 för utsläppning från fläktutloppet 24 för att åstadkomma en framåtriktad 7 äragkraft.
En del av den av fläktbladen l6 accelererade luften passerar in i ett motorinlopp 26 genom ett förkompressionssteg, generellt be- tecknat med 28, och genom en ringformig inloppspassage 30 till en kom- pressoranordning 32, som innefattar en flerstegs axialkompressor kopp- lad till en centrifugalimpeller. Den av kompressorn 32 komprimerade luften ledes till en brännkammare 34, i vilken bränsle blandas med luften och antändes för att åstadkomma en het gasström.
Den heta gasströmmen passerar genom en motorturbinanordning 36, - som driver kompressorn 32 via en axel 38. Därifrån passerar gasström- men genom en fläktturbinanordning 40, som driver fläktskivan 18 via en fläktturbinaxel 42, en reduktionsväxel 44 och en ihålig fläktbär- axel 46.
Gasströmmen som passerar från fläktturbinen 40 utsläppes från motorn genom motorutloppet 48 för att åstadkomma ytterligare framåt- riktad dragkraft för motorn. En lämplig motorgondol n, visad med streckade linjer, åstadkommer en strömlinjeformad strömningsväg kring motorn.
Motorns inloppsområde och särskilt inloppsspinnern 12 tende- rar att ackumulera is under vissa temperatur- och fuktighetsförhållan- den, under vilka motorn arbetar. För att eliminera detta är motorn försedd med det nedan beskrivna avisningssystemet.
Detta avisningssystem innefattar en värmeöverförande yta, ge- nerellt betecknad med 50, som är placerad i inloppsspinnerns 12 in- re. Denna värmeöverförande yta 50 är roterbar med och i värmeöverfö- l rande förhållande till inloppsspinnerns 12 yttre yta. En ström av upphettad vätska uttömmes vid den värmeöverförande ytan 50 genom ett munstycke 52, som är anslutet till en ledning 54.
Ledningen 54 är ansluten till högtrycksledningen 56 i motorns smörjsystem. Högtrycksledningen har ett filter 58 för att avlägsna föroreningar. En motordriven högtryckspump 60 suger smörjmedel i form av vätska från sugledningen 62, som är ansluten till en förrâdstank 64. Oljan återföres till tanken 64 via en värmeväxlare 68 över en re- turledning 66 av en sugpump 70. Pumpen 70 suger smörjmedel från olika sumpkammare i motorn.
En av returledningarna 72, som matar pumpen 70, sträcker sig till en punkt intill en lageranordning 74, som lagrar skivan IÉ via vu01uz2-s gt fläktbäraxeln 46. Såsom senare beskrives finns radiella portar genom axelns 46 vägg till antifriktionselementen i lageranordningen 74. _ Smörjvätska, som passerar genom dessa portar, uppsuges i ledningen 72 av pumpen 70. , I fig. 3 visas avisningssystemet mer i detalj. Éläktskivan 18 är förd över och fäst på en ihålig fläktbäraxel 46. Axeln är lagrad i lageranordningen 74 och dessutom i en lageranordning 76, vilka bägge uppbäres av en i huvudsak konisk kam 78.
Inloppsspinnern 12 innefattar en ringformig nedströmssektion 80 med strömlinjeformad utåt divergerande form och ett inre navparti 82. Navet 82 har en skuldra 84, som stödjer mot en förtjockad ändfläns 86 på axeln 46. Ett nosparti 88 hos inloppsspinnern 12 är skivliknan- de och har en krökt, i huvudsak konvex yttre yta, vars form övergår i den strömlinjeformade nedströmssektionen 80. Nospartiet 88 har en ucentral centrudel 90 inskjuten i en borrning 92 i navet 82 på ned- strömssektionen 80. Lämpliga bultar 96 håller samman nossektionen 88, nedströmssektionen 80 och den främre änden av axeln 46. Ett par 0- ringar 98 och 100 åstadkommer tätning mellan delarna.
Den värmeöverförande ytan 50 är i huvudsak konkav och har ett ,första parti 102 i värmeöverförande förhållande till nossektionen 88 -och ett andra ringformigt divergerande parti 104 i värmeöverförande förhållande till navet 82 pâ nedströmssektionen 80.
Ett periferiellt spår 106 är format vid skivans 88 periferi för att bilda en läpp 108. Etfiandra periferiellt spår 110 bildande en läpp 112 avgränsas av övergången mellan nedströmspartiets 80 bakre ände och ett ringformigt element 114, som bildar ett inre hölje fram- för fläktbladen l6{ Munstycket 52 är inbyggt i änden av ledningen 54 och vinklat för att rikta en ström av smörjvätska mot den värmeöverförande ytan 50. Ledningen 54 sträcker sig 1 huvudsak över axelns 46 längd och är uppburen av ett relativt tunnväggigt rör 116, som har väsentligt stör- re diameter än ledningen 54. Både röret 116 och ledningen 54 är uppbur- na av bärkonstruktionen 118, som användes för att bära och lagra reduk- tionsväxeln 30. Ett kringgâende nät av passager 120 ansluter änden av ledningen 54 till ett inlopp 122, som är förbundet med smörjsystemets högtrycksledning 56 (se fig. 1).
Lageranordningen 74, som lagrar skivan 18 via axeln 46 har en yttre bana 122, som är på lämpligt sätt ansluten till ramelementet 78, och en inre bana 124, som är skjuten över och fäst på axeln 46. Ett flertal rullelement 166 hålles mellan den inre och yttre banan. En serie radiella portar 128 är utformade i axeln 46 i inriktningJmed la- 5 8 7401432-5 geranordningens 74 inre bana 124. Innerbanan 124 har en ringformig urtagning 130, anordnad att kommunicera med portarna 128. En serie portar 132 sträcker sig från urtagningen 130 genom innerbanan 124 för att leda smörjmedel till rullarna 126. Smörjmedel som har passerat ge- nom lagret 74 strömmar ned utmed det nedre partiet av ramelementet 78 genom en passage 134 för förbindelse med smörjsystemets returledning 72 (se fig. 1).
Fig. 2 visar en alternativ utföringsform av värmeöverförings- ytan 50'. I denna utföringsform har centrumpartiet 90' hos nossektio- nen 88' en första värmeöverförande yta 136, som är konkav och har en jämn kontur. Nedströmssektionens 80' navparti 82' har en i huvudsak konkav yta 138 med ett spiralformigt spår 140 utformat i densamma. I den visade utföringsformen är i illustrerande syfte munstycket 52* vi- sat placerat längs spinnerns 12' centrumaxel. I praktiken skulle emel- lertid munstycket vara placerat mot sidan av axeln och uppburet av ett rör liknande röret 116 i fig. 2. Ett par O-ringar 98' och 100' bildar 'oljetätningar mellan delarna.
Avisningssystemets funktion är detsamma som beskrivits i anslut- ning till fig. 1. Under motorns drift tillför smörjsystemet konstant Smörjmedel under tryck i form av vätska genom högtrycksledningen 56.
Under normala driftsförhâllanden har Smörjmedlet en temperatur i led- ningen 56 av ungefär 2000. Smörjmedlet i denna ledning användes för att smörja och kyla lagren som bär olika rotorer i motorn. Dessutom utsläp- pes det i form av en ström från munstycket 52 mot den värmeöverförande ytan 50 intill dess rotationscentrum. Eftersom den värmeöverförande ytan 50 står i ett värmeöverförande förhållande till inloppsspinnerns 12 yttre, avisar den effektivt ytan genom att upphetta ytan tillräck- ligt för att smälta eventuell is som håller på att lagras.
I fig. 3 är den värmeöverförande ytan 50 anordnad på sådant sätt att värmen i huvudsak överföres via navet 82 till inloppsspin- nerns 12 nedströmssektion 80. Detta åstadkommes genom att anordna en större yta för den värmeöverförande ytan för nedströmssektionen 80 än för ytan för nossektionen 88. Orsaken är att tendensen är större att is ackumuleras på nedströmssektionen 80 än på nossektionen 88.
Näisen har smält har den en tendens att lägga sig på spinnerns yttre yta på grund av sin ytspänning. De periferiella spåren 110 och 106 medför att ytspänningen brytes och övervinnes av centrifugalkraf- ten, varvid vattnet kastas utåt för att passera in i fläktinloppet 10.
Eftersom den värmeöverförande ytan 50 roterar tillsammans med inloppsspinnern 12, föres smörjmedlet radiellt utåt genom centrifugal- kraftens inverkan. Den värmeöverförande ytan divergerar mot axelns 46 inre vägg, så att smörjmedel strömmar i en tunn film till denna vägg ..- '°' vno1az2-5 s 4 6 och den kontinuerliga strömningen av vätska åstadkommer en pumpeffekt.
I en del fall räcker det att ansluta axelns 46 inre ände till smörj- systemet. I den visade motorn tillåtes emellertid smörjmedel att pas- sera radiellt utåt genom portar 128 för att smörja och kyla lagret 74. Därifrån kan smörjmedlet passera genom porten 134 och uppsugas av sugpumpen på vanligt sätt. Om så önskas kan ytterligare lagerelement Och splines smörjas under användning av denna kontinuerliga ström av Smörjmedel utmed axelns 46 inre vägg.
Utformningen av värmeöverföringsytan 50' i fig. 3 medger ännu större värmeöverföring från smörjmedlet till inloppsspinnerns 12' ned- ströms sektion 80'. Detta åstadkomes genom användningen av spiralspâ- ret l40, som sträcker sig i en riktning motsatt motorns rotationsrikt- ning för att åstadkomma att smörjmedlet passerar till den bakre änden av det andra partiet 138 genom spåret 140. Om exempelvis motorn rote- rar i medurs riktning, sett framifrån, sträcker sig spåret 140 i mot- urs riktning.Smörjmedlet strömmar med relativt hög hastighet genom spåret 140 i ett tunt skikt. Detta ökar väsentligt vägen, som smörj- medlet måste strömma, innan det lämnar den värmeöverförande ytan 50, men ökar dessutom avsevärt hastigheten. Som ett exempel ligger hastig- heten genom spåret 140 i storleksordningen över 15 m/sek jämfört med ca l/2 m/sek för en jämn värmeöverföringsyta. Som ett resultat ökas värmeöverföringen till navet 82' väsentligt, vilket ytterligare ökar effektiviteten i avisningen av inloppsspinnerns yttre yta. I Det är viktigt att notera att det beskrivna systemet effektivt avisar inloppsspinnern kontinuerligt utan att uttaga någon drivande gas, som passerar genom motorn. Detta är väsentligt, eftersom det med- ger kontinuerlig avisning utan reduktion av motorns effekt. I själva verket fungerar inloppsspinnern som en värmeväxlare för smörjmedlet genom att den kyler smörjmedlet när dettaiavisar inloppsspinnernz Ef- tersom systemet arbetar kontinuerligt, erfordras ingen mekanism, som startar och stoppar avisningsoperationen. Det som sålunda hittills va- rit ett mycket komplicerat dyrbart system är nu ett enkelt system utan reglerlogik. Detta reducerar väsentligt kostnaderna för systemet och medför en pâlitligare och enklare motor.

Claims (5)

1 0 0 8 001401432-5 "Patenškra 7-7* '_17 V ' "ff iv' " *"'"'""" m”
1. l. Avisningssystem för en ringformig, ihålig, roterbar in- loppsspinner (12) i en gasturbinmotor, innefattande en värmeöverfö- rande yta (50) på spinnerns (12) insida, vilken yta är roterbar till- sammans med och står i värmeöverförande förhållande till spinnerns ytteryta, och en anordning (52,54) för att rikta en ström av het vätska mot nämnda värmeöverförande yta och därigenom upphetta spin- nerns yttre yta, k ä n n e t e c k n a t av att spinnern (12) har en ringformig, divergerande, strömlinjieformad nedströmssektion (80) och en grund, skivlilmande nossektion (88), som är fäst vid den främ- re änden av nedströmssektionen, och att den värmeöverförande ytan innefattar ett första parti (102), som är utformat i ett stycke med insidan av nossektionen (88), och ett intilliggande andra parti (104), som är utformat i ett stycke med insidan av den ringformiga nedströms- sektionen (80), varvid det värmeöverförande området i nämnda andra parti är väsentligt större än det värmeöverförande området i det första partiet.
2. Avisningssystem enligt krav l, k ä n n e t e c k n a t av att den värmeöverförande ytan har en jämn konkav kontur.
3. 5. Avisningssystem enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av att den värmeöverförande ytans första parti har en .jämn konkav kontur och att det andra partiet har en i huvudsak konkav kontur med ett epirauermat spar (leo) utformat i detsamma.
4. Avisningssystem enligt krav 2 eller 5, k ä n n e t e c k - n a t av att nämnda nedströmssektion har en förtjockad inre del intill det andra partiet av den värmeöverförande ytan och att nossektionen har en centrumdel (90) med liten diameter i förhållande till nossektio- nens diameter, varvid centrumdelen är inskjuten i nämnda nedströmssek- tion och har det första partiet av den värmeöverförande ytan utformat på sin ändyta.
5. Avisningssystem enligt något av kraven 1-4, k ä n n e- t e c k n a t av att ett periferiellt spår (106) är bildat på spin- nerns ytteryt-a vid övergången mellan nossektionen (88) och nedströms- sektionen (80) ANFURDA PUBLIKATIONER: Sverige 325 202 (B64D 15/06) US 2 779 423 (416-94), 2 812 899 (261-88)
SE7401432A 1973-02-05 1974-02-04 Avisningssystem for gasturbiner SE407553B (sv)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US00329719A US3834157A (en) 1973-02-05 1973-02-05 Spinner de-icing for gas turbine engines

Publications (1)

Publication Number Publication Date
SE407553B true SE407553B (sv) 1979-04-02

Family

ID=23286701

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SE7401432A SE407553B (sv) 1973-02-05 1974-02-04 Avisningssystem for gasturbiner

Country Status (7)

Country Link
US (1) US3834157A (sv)
JP (1) JPS5326245B2 (sv)
DE (1) DE2363339C2 (sv)
FR (1) FR2216442B1 (sv)
GB (1) GB1432789A (sv)
IT (1) IT1002829B (sv)
SE (1) SE407553B (sv)

Families Citing this family (51)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3990814A (en) * 1975-06-25 1976-11-09 United Technologies Corporation Spinner
US4171183A (en) * 1976-09-24 1979-10-16 United Technologies Corporation Multi-bladed, high speed prop-fan
JPS547523U (sv) * 1977-06-20 1979-01-18
JPS54104240U (sv) * 1977-12-30 1979-07-23
JPS54104221U (sv) * 1977-12-30 1979-07-23
GB2046843B (en) * 1979-04-17 1983-01-26 Rolls Royce Gas turbine engines-de-icing-icing
JPS6090506A (ja) * 1983-10-24 1985-05-21 松下電器産業株式会社 厨房家具装置
US4688745A (en) * 1986-01-24 1987-08-25 Rohr Industries, Inc. Swirl anti-ice system
US4782658A (en) * 1987-05-07 1988-11-08 Rolls-Royce Plc Deicing of a geared gas turbine engine
US4722666A (en) * 1987-06-29 1988-02-02 United Technologies Corporation Nose cowl mounted oil lubricating and cooling system
US5746580A (en) * 1993-12-02 1998-05-05 Sundstrand Corporation Electromagnetic heating devices, particularly for ram air turbines
GB9828812D0 (en) * 1998-12-29 1999-02-17 Rolls Royce Plc Gas turbine nose cone assembly
RU2172856C2 (ru) * 1999-11-10 2001-08-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинная установка
US6593547B1 (en) 2000-11-30 2003-07-15 Pacific Scientific Electro Kinetics Division Air gap deicing device
US7131612B2 (en) * 2003-07-29 2006-11-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Nacelle inlet lip anti-icing with engine oil
CA2456563C (en) * 2004-01-30 2011-12-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Anti-icing apparatus and method for aero-engine nose cone
US20060032983A1 (en) * 2004-07-19 2006-02-16 Brand Joseph H Foreign object damage tolerant nacelle anti-icing system
US7246480B2 (en) * 2004-11-04 2007-07-24 Siemens Power Generation, Inc. System for heating an air intake of turbine engine
US7230205B2 (en) * 2005-03-29 2007-06-12 Siemens Power Generation, Inc. Compressor airfoil surface wetting and icing detection system
US20070234704A1 (en) * 2005-09-01 2007-10-11 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7328623B2 (en) * 2006-03-20 2008-02-12 General Electric Company Temperature and/or pressure sensor assembly
US8205426B2 (en) * 2006-07-31 2012-06-26 General Electric Company Method and apparatus for operating gas turbine engines
FR2912467B1 (fr) * 2007-02-14 2009-05-15 Snecma Sa Systeme de degivrage a l'huile du cone avant d'un turboreacteur d'avion.
US8210825B2 (en) * 2007-05-11 2012-07-03 Honeywell International Inc. Heated engine nose cone using spiral channels
US7938368B2 (en) 2008-04-07 2011-05-10 United Technologies Corporation Nosecone ice protection system for a gas turbine engine
US8511055B2 (en) 2009-05-22 2013-08-20 United Technologies Corporation Apparatus and method for providing damper liquid in a gas turbine
DE102009055879A1 (de) * 2009-11-26 2011-06-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugzeugenteisungsvorrichtung und Triebwerksgondel einer Fluggasturbine mit Enteisungsvorrichtung
EP2472067B1 (fr) * 2010-12-31 2013-09-25 Techspace Aero S.A. Intégration d'un échangeur de chaleur surfacique avec débit d'air régulé dans un moteur d'avion
US8764387B2 (en) * 2011-01-25 2014-07-01 Rolls-Royce Corporation Aggregate vane assembly
GB201104463D0 (en) * 2011-03-17 2011-04-27 Rolls Royce Plc Rotating fluid pumping system
US9133773B2 (en) * 2011-07-08 2015-09-15 United Technologies Corporation Method and controller for detecting ice
US9127566B2 (en) 2012-04-02 2015-09-08 United Technologies Corporation Turbomachine thermal management
US9062566B2 (en) * 2012-04-02 2015-06-23 United Technologies Corporation Turbomachine thermal management
EP2961962B1 (en) * 2013-02-28 2019-12-25 United Technologies Corporation Geared architecture gas turbine engine and method of thermal management
WO2014204546A2 (en) 2013-04-03 2014-12-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine de-icing system
DE102013213517A1 (de) 2013-07-10 2015-01-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugtriebwerk
US9683489B2 (en) 2013-08-09 2017-06-20 Honeywell International Inc. System and method for preventing ice crystal accretion in gas turbine engines
FR3010450B1 (fr) * 2013-09-12 2015-10-09 Snecma Dispositif de circulation d'huile et turbomachine
US9896936B2 (en) 2014-02-07 2018-02-20 United Technologies Corporation Spinner for electrically grounding fan blades
US10094282B2 (en) 2014-07-30 2018-10-09 United Technologies Corporation Spinner aft-extended forward return flange
FR3024497B1 (fr) * 2014-07-31 2019-07-26 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbomachine pour l'entrainement d'un fluide d'ecoulement deja utilise vers un element a alimenter
US10100733B2 (en) * 2015-07-31 2018-10-16 Ge Aviation Systems Llc Turbine engine with anti-ice valve assembly, bleed air valve, and method of operating
US10119551B2 (en) 2015-08-07 2018-11-06 Hamilton Sundstrand Corporation Anti-icing impeller spinner
US10294965B2 (en) * 2016-05-25 2019-05-21 Honeywell International Inc. Compression system for a turbine engine
US10458275B2 (en) 2017-01-06 2019-10-29 Rohr, Inc. Nacelle inner lip skin with heat transfer augmentation features
US10696412B2 (en) * 2017-09-29 2020-06-30 The Boeing Company Combined fluid ice protection and electronic cooling system
US11002188B2 (en) 2018-09-14 2021-05-11 Rohr, Inc. Nozzle for an aircraft propulsion system
CN110641711B (zh) * 2019-10-30 2021-08-03 西安京东天鸿科技有限公司 无人机除冰系统、除冰方法及无人机
US11613373B2 (en) 2020-03-13 2023-03-28 Rohr, Inc. Nozzle for a thermal anti-icing system
CN116733611B (zh) * 2022-03-04 2026-01-23 中国航发商用航空发动机有限责任公司 燃滑油散热器及包含其的航空发动机
EP4561898B1 (en) 2023-09-30 2026-03-18 Archer Aviation Inc. Systems and methods for managing ice accretions during flight of aircraft

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2704583A (en) * 1955-03-22 Adjustable hydraulic reverse stop
US2507044A (en) * 1943-09-20 1950-05-09 Curtiss Wright Corp Deicing system for aircraft
GB629044A (en) * 1946-10-30 1949-09-09 United Aircraft Corp Improvements in or relating to compressors, particularly for use with aircraft powerplants
US2812899A (en) * 1949-08-30 1957-11-12 A V Roe Canada Ltd Intake sprinkler for gas turbine engines
US2670912A (en) * 1950-04-29 1954-03-02 Armstrong Siddeley Motors Ltd Means for preventing the formation of ice on an aircraft or in a gas turbine engine therefor
US2779423A (en) * 1953-08-25 1957-01-29 Curtiss Wright Corp Propeller with oil cooler
GB828942A (en) * 1957-04-18 1960-02-24 Ernest Charles Hatcher Improvements relating to propellers or the like having variable-pitch blades
DE1281270B (de) * 1966-04-12 1968-10-24 Dowty Rotol Ltd Kombinierte Enteisungs- und Druckfluessigkeitskuehl-Einrichtung fuer einen Schaufelrotor

Also Published As

Publication number Publication date
IT1002829B (it) 1976-05-20
JPS49105014A (sv) 1974-10-04
US3834157A (en) 1974-09-10
GB1432789A (en) 1976-04-22
DE2363339A1 (de) 1974-08-08
JPS5326245B2 (sv) 1978-08-01
FR2216442B1 (sv) 1976-06-25
FR2216442A1 (sv) 1974-08-30
DE2363339C2 (de) 1982-12-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
SE407553B (sv) Avisningssystem for gasturbiner
EP0250058B1 (en) Oil scavenge system
US11885265B2 (en) Recovery of lubricating oil from a reduction gear of an aircraft turbine engine
CN104169546B (zh) 用于从行星减速齿轮中回收润滑油的装置
EP0298011B1 (en) Nose cowl mounted oil lubricating and cooling system
US7959532B2 (en) Hydraulic seal for a gearbox of a tip turbine engine
US12404807B2 (en) Aircraft turbomachine comprising a device for lubricating a bearing
CN112473189B (zh) 一种航空发动机及其离心式轴心油气分离装置和方法
CN106948945B (zh) 行星动力变速箱的静止到旋转的油传递供应的方法及系统
US20150292359A1 (en) Lubricating a rotating component during forward and/or reverse rotation
US20160032773A1 (en) Circulating lubricant through a turbine engine component with parallel pumps
US11300008B2 (en) Lubrication scavenge system for a turbine engine with counter-rotating shafts
CN106168166A (zh) 用于涡轮发动机的润滑系统
US20150361829A1 (en) Fluid collection gutter for a geared turbine engine
US9260980B2 (en) Rotating fluid pumping system
CN106917682B (zh) 燃气涡轮发动机轴承油槽
US20150361810A1 (en) Fluid collection gutter for a geared turbine engine
US20060263202A1 (en) Curved blade oil scoop
CN110778692A (zh) 用于飞行器的涡轮发动机的减速式或差速式设备
US20210356077A1 (en) Centrifugal de-aerator for aircraft engine
US20170362959A1 (en) Lubrication system with multiple lubrication circuits
EP3357631B1 (en) Heat pipe cooling of geared architecture
US4408953A (en) High efficiency centrifugal pump
US4643635A (en) Vapor core centrifugal pump having main and low flow impellers
US20250361821A1 (en) Integrated in-line emergency lube pump assembly for planetary gearbox configurations

Legal Events

Date Code Title Description
NUG Patent has lapsed

Ref document number: 7401432-5

Effective date: 19890425

Format of ref document f/p: F