JPH04209934A - タービンエンジン - Google Patents

タービンエンジン

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JPH04209934A
JPH04209934A JP2418361A JP41836190A JPH04209934A JP H04209934 A JPH04209934 A JP H04209934A JP 2418361 A JP2418361 A JP 2418361A JP 41836190 A JP41836190 A JP 41836190A JP H04209934 A JPH04209934 A JP H04209934A
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ジヨルジユ・マゼオー
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Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】
［０００１１
【産業上の利用分野］本発明はガスタービンに係わり、
より特定的には航空機用タービンエンジンにおける高温
タービンへの送風に係わる。 ［０００２］ 【従来の技術】航空機用タービンエンジンの性能は、そ
の高温部分、特に高圧タービンの構成部材の連続使用で
許容し得る最高温度に直接依存する。温度の作用を最も
受ける部材は高温ガスの通路上にあるタービンエンジン
の部材、特に高圧タービンの固定羽根及び可動羽根であ
るが、これらの部材を冷却する技術はかなり進歩してお
り、そのためタービン入口温度を更に上昇させることが
可能になっている。 ［０００３］高圧タービンの羽根、分配器及び可動羽根
を冷却するための一般的方法は、高圧圧縮機レベルで冷
却用空気を採取し、この空気をタービンの羽根に送るこ
とからなる。冷却用空気を加速するために、採取レベル
には加速機が具備される。高圧圧縮機レベルでの採取は
通常、高圧圧縮機のディスク又はドラムを介して求心的
に行われる。加速機は前記ディスク内に配置される。採
取された空気は、タービンを高圧圧縮機に接続する連結
シャフトに沿って送られ、遠心力の作用でタービンの固
定羽根及び可動羽根に吹付けられる。 ［０００４］
【発明が解決しようとする課題】仏国特許出願ＦＲ−Ａ
−２５５２１６４号、ＦＲ−Ａ−２００９５００号及び
ＦＲ−Ａ−２６１４６５４号には、高圧圧縮機のディス
ク内に配置された求心的な冷却用空気加速機が開示され
ており、英国特許出願第２１８９８４５号には、冷却用
空気をタービンに送給する装置が開示されている。この
送給装置はタービンのロータの段の１つに取付けられた
遠心ディフューザを含む。 ［０００５］Ｌかしながら、次の世代のタービンエンジ
ン、例えばターボジェット−ラムジェット又は未来のタ
ーボジェットになると、現在使用されている冷却装置で
は効果が明らかに不十分であると考えられる。 ［０００６］実際、この種のタービンエンジンの高圧圧
縮機における空気は温度が高いため冷却用流体として直
接使用することはできず、従ってこの空気を高圧タービ
ンに送給する前に熱交換器で冷却する必要があると思わ
れる。 ［０００７］仏国特許出願ＦＲ−Ａ−２４００６１８号
には、タービンエンジンの高圧タービンへの送風方法が
開示されている。この方法は１１．燃焼室内で採取した
冷却用空気を、送風機からの希釈用空気が流れる環状通
路内でタービンエンジンの外側に位置する空気交換器に
よって冷却することからなる。冷却された空気は高圧圧
縮機の後方支持フレーム内を通って膨張分配器に到達す
る。この方法では、空気が冷却回路内を通ることによっ
て圧力降下を生じるため、未来のタービンエンジンの高
圧タービンの羽根に空気を十分な速度で送ることはでき
ない。 ［０００８１本発明の目的はこれらの問題を解決して、
前記先行技術の方法を高圧タービンの固定羽根又は可動
羽根を最大限に冷却できるように改良することにある。 このようにすれば、前記タービンの入口の温度を上げる
ことができ、従ってタービンエンジンの効率が改善され
る。 ［０００９］
【課題を解決するための手段】そこで本発明は、上流か
ら下流に向けて、空気の圧縮に使用される高圧圧縮機と
燃焼室と高圧タービンとを順次含むタービンエンジンの
高圧タービンを冷却する方法であって、前記高圧圧縮機
により圧縮された空気の一部分を採取し、採取した空気
を冷却手段によって冷却し、冷却した空気をタービンに
送ることからなり、冷却手段によって冷却した空気をタ
ービンに送る前に再度圧縮することを特徴とする冷却方
法を提案する。 ［００１０３３本発明また、高圧圧縮機と、該圧縮機の
下流に配置さたれ環状燃焼室と、該燃焼室の下流に配置
された高圧タービンと、該タービンの回転部を前記圧縮
機の回転部に接続する駆動シャフトと、前記タービンを
空気で冷却する装置とを含むタービンエンジンであって
、前記高圧圧縮機がその上流から下流に向かって環状通
路内を流れる空気を圧縮し、前記燃焼室が当該タービン
エンジンの軸線側で内壁を境界としており、前記圧縮機
で圧縮された空気の大部分を受給し且つ燃料の燃焼によ
って高温燃焼ガスを発生させ、この燃焼室から流出した
燃焼ガスが前記高圧タービンで膨張し、前記駆動シャフ
トが当該タービンエンジンの軸線に沿って延びており、
前記冷却装置が前記圧縮機の近傍で前記環状通路から冷
却用空気を適量採取する手段と、採取した冷却用空気を
冷却する手段と、冷却した冷却用空気を前記タービンに
送る手段とを含み、この冷却用空気をタービンに送る手
段が前記高圧圧縮機と前記タービンとの間で燃焼室の内
壁と駆動シャフトとによって規定された環状スペース内
に配置された軸流遠心圧縮機を含み、この軸流遠心圧縮
機が前記タービンと同軸であり、このタービンによって
駆動されて、前記冷却手段で冷却された冷却用空気を再
圧縮し、これを遠心力によって前記タービンの羽根に送
る機能を果たし、この軸流遠心圧縮機が前記燃焼室の内
壁に接続された固定外側ケーシングと前記高圧圧縮機の
駆動シャフトに接続された可動ロータとを含んでいるこ
とを特徴とするタービンエンジンにも係わる。 ［００１１１
【作用］前記軸流遠心圧縮機は、上流から下流に向けて
複数の軸流同段と遠心ホイールとを順次含むのが有利で
ある。 ［００１２］前記可動ロータは、有利には、高圧圧縮機
の駆動シャフトの一部分を構成する。 ［００１３］可動ロータは上流で駆動シャフトの後端部
に固定し且つ下流で前記タービンの回転部に固定すると
有利である。 ［００１４］ 【実施例】本発明の他の利点及び特徴は、添付図面に基
づく以下の非限定的実施例の説明で明らかにされよう。 ［００１５１図１の航空機用タービンエンジン１は上流
から下流にかけて、高圧圧縮機２（図面には最終段だけ
を示した）と、ディフューザ３と、燃焼室４と、高圧タ
ービン５とを順次含んでいる。 ［００１６］高圧圧縮機２は、固定外側部分６と、ター
ビンエンジンの軸線８を中心に回転する可動内側部分７
とを含む。前記可動内側部分は複数の放射状に配置され
た羽根９を有し、これらの羽根によって環状空気通路１
０内の空気を圧縮する。圧縮された空気は、固定羽根１
１に案内されてディフューザ３を通り、燃焼室４内に流
入する。燃焼室４は環状であり、タービンエンジンの軸
線８側では内壁１２を境界とし、外側では外壁１３を境
界としている。 ［００１７］燃料は燃焼室４内で高圧圧縮機２から送ら
れた圧縮空気と混合され、燃焼して高エネルギの燃焼ガ
スを発生し、このガスが高圧タービン５を駆動する。前
記高圧タービンは固定外側部分１４と回転内側部分１５
とを含み、この内側部分は駆動シャフト１６を介して高
正圧縮機２の回転部７に接続されている。高圧タービン
５は固定羽根１７と可動羽根１８とを有し、可動羽根は
、燃焼室４から流出する高温燃焼ガスの膨張によって回
転するディスク１９のリムに取付けられている。 ［００１８］高圧タービン５の固定羽根１７及び可動羽
根１８は、タービンエンジン１の外側で高圧圧縮機２の
レベルで採取された冷却用空気によって冷却される。こ
の冷却用空気は第１コレクタ２０ａを介して熱交換器２
１に送られる。この熱交換器の中には、低温流体、好ま
しくは燃料（水素又はエンジン燃料）が流れている。交
換器２１で冷却された空気は第２コレクタ２０ｂを介し
てタービンエンジンに送り返される。この冷却空気は、
ディフューザ３が含む少なくとも１つの中空スペーサ２
２を通り、下流でその大部分Ｐ１が、駆動シャフト１６
と燃焼室４の内壁１２とによって規定された環状スペー
ス内に設けられた環状コレクタ２３を介してタービンエ
ンジン１の軸線８方向に流れる。冷却空気の残りの部分
Ｐ２は、環状コレクタ２３の前部に設けられた孔２３ａ
を介してタービンエンジン１の前方に流出し、高圧圧縮
機２の最終段の冷却に使用される。 ［００１９］環状コレクタ２３の後端部２５と高圧ター
ビン５の固定羽根１７及び可動羽根１８との間には軸流
遠心圧縮機２４が具備されている。この軸流遠心圧縮機
２４は上流に複数（図１では４つ）の軸流段２６を含み
、下流に遠心ホイール２７を含む。この圧縮機は環状コ
レクタ２３内を流れる冷却空気を受給し、これを圧縮す
る。再度圧縮された冷却空気は遠心ホイール２７から出
るとコレクタ２９を通り、冷却用空気として孔２８から
固定羽根１７に供給されると共に孔３０から可動羽根１
８に供給される。 ［００２０３軸流遠心圧縮機２４は、燃焼室４の後方で
該燃焼室の内壁１２に固定された内側フランジ３２を介
して燃焼室４の内壁１２に接続された固定外側ケーシン
グ３１と、駆動シャフト１６に接続された可動ロータ３
３とを含む。外側ケーシング３１は、軸流遠心圧縮機２
４の組立てを容易にすべく２つの半部材からなる。 ［００２１３有利には、可動ロータ３３を駆動シャフト
１６と一体的にする。そのためには、可動ロータ３３を
上流で駆動シャフト１６の後部３４に固定し、下流では
リムに可動羽根１８を備えたディスク１９に固定する。 ［００２２］環状コレクタ２３は２つの円錐台形のフェ
ルール３５及び３６で構成されている。外側フェルール
３５は上流では、ディフューザ３と燃焼室４とを接続す
る内側フランジ３６への固定によって燃焼室４の内壁１
２に接続されており、下流では軸流遠心圧縮機２４の外
側ケーシング３１の前部３７に接続されている。内側フ
ェルール３６は上流ではディフューザ３と高圧圧縮機２
とを連結する内側フランジ３８に接続されている。内側
・フランジ３８は、冷却用空気の一部分を高圧圧縮機２
の羽根に吹付けるべく流出させる孔２３ａを有する。内
側フェルール３６は軸流遠心圧縮機２４の第１段２６の
羽根と対向して配置された接続アーム３９を介して軸流
遠心圧縮機２４の近傍で外側フェルール３５に接続され
ている。環状コレクタ２３の後端部２５の近傍では内側
フェルール３６と駆動シャフト１６との間にシール４０
が具備されている。 ［００２３］　このタービンエンジンの機能は容易に理
解されよう。高圧タービン５の可動羽根１８レベルに流
ねる高温ガスがディスク１９を回転駆動すると、それに
伴って高圧圧縮機２の駆動シャフト１６が駆動され、そ
Ｃ結果軸流遠心圧縮機２４の可動ロータ３３が駆動され
る。高圧圧縮機２のレベルで採取され、第１コレクタ２
０ａを介して熱交換器２１に送られ、そこで冷却される
加圧空気は、交換器２１内でかなり減圧される。この空
気は、高圧タービン５の固定羽根１７及び可動羽根１８
に送給される前に、高圧タービンよって駆動される軸流
遠心圧縮機２４で再圧縮される。この方法及び装置を用
いれば、交換器２１で冷却された冷却用空気の羽根１７
及び１８レベルでの流れが著しく改善され、従ってこわ
らの羽根をより効果的に冷却することができる。あるし
）は、高温燃焼ガスの温度を上げることが可能になるた
め、高圧タービンの耐用期間を短縮させずにタービンエ
ンジン１の効率を高めることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のタービンエンジンを簡単に示す断面図
である。
【符号の説明】
２　高圧圧縮機 ５　高圧タービン ２１　熱交換器 ２４　軸流遠心圧縮機
【図１】

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】高圧圧縮機と、該圧縮機の下流に配置され
    た環状燃焼室と、該燃焼室の下流に配置された高圧ター
    ビンと、該タービンの回転部を前記圧縮機の回転部に接
    続する駆動シャフトと、前記タービンを空気で冷却する
    装置とを含むタービンエンジンであって、前記高圧圧縮
    機がその上流から下流に向かつて環状通路内を流れる空
    気を圧縮し、前記燃焼室が当該タービンエンジンの軸線
    側で内壁を境界としており、前記圧縮機で圧縮された空
    気の大部分を受給し且つ燃料の燃焼によって高温燃焼ガ
    スを発生させ、この燃焼室から流出した燃焼ガスが前記
    高圧タービンで膨張し、前記駆動シャフトが当該タービ
    ンエンジンの軸線に沿って延びており、前記冷却装置が
    前記圧縮機の近傍で前記環状通路から冷却用空気を適量
    採取する手段と、採取した冷却用空気を冷却する手段と
    、冷却した冷却用空気を前記タービンに送る手段とを含
    み、この冷却用空気をタービンに送る手段が前記高圧圧
    縮機と前記タービンとの間で燃焼室の内壁と駆動シャフ
    トとによって規定された環状スペース内に配置された軸
    流遠心圧縮機を含み、この軸流遠心圧縮機が前記タービ
    ンと同軸であり、このタービンによって駆動されて、前
    記冷却手段で冷却された冷却用空気を再圧縮し、これを
    遠心力によって前記タービンの羽根に送る機能を果たし
    、この軸流遠心圧縮機が前記燃焼室の内壁に接続された
    固定外側ケーシングと前記高圧圧縮機の駆動シャフトに
    接続された可動ロータとを含んでいることを特徴とする
    タービンエンジン。
  2. 【請求項２】軸流遠心圧縮機が、上流から下流にかけて
    複数の軸流段と遠心ホイールとを順次含むことを特徴と
    する請求項１に記載のタービンエンジン。
  3. 【請求項３】可動ロータが高圧圧縮機の駆動シャフトの
    一部分を構成していることを特徴とする請求項１又は２
    に記載のタービンエンジン。
  4. 【請求項４】可動ロータが上流で駆動シャフトの後端部
    に固定されており且つ下流で高圧タービンの回転部に固
    定されていることを特徴とする請求項３に記載のタービ
    ンエンジン。
  5. 【請求項５】冷却空気を高圧タービンに送る手段が燃焼
    室の内壁と駆動シャフトとによって規定された環状スペ
    ース内で軸流遠心圧縮機の上流に設けられた環状コレク
    タも含み、この環状コレクタが冷却手段から送出された
    冷却空気を前記軸流遠心圧縮機に送るのに使用されるこ
    とを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の
    タービンエンジン。
  6. 【請求項６】環状コレクタが外側フェルールと内側フェ
    ルールとを含み、前記外側フェルールが上流で燃焼室の
    内壁に接続されていると共に下流で軸流遠心圧縮機のケ
    ーシングに接続されており、且つ前記内側フェルールが
    上流で高圧圧縮機のケーシングに接続されていると共に
    下流で接続アームを介して前記外側フェルールに接続さ
    れていることを特徴とする請求項５に記載のタービンエ
    ンジン。
  7. 【請求項７】内側フェルールと駆動シャフトとの間にシ
    ールが具備されていることを特徴とする請求項６に記載
    のタービンエンジン。
  8. 【請求項８】高圧圧縮機と燃焼室との間にスペーサを備
    えたディフューザを含み、冷却用空気を冷却する手段が
    タービンエンジンの外側にあり、ディフューザのスペー
    サの少なくとも１つが中空であり、前記冷却手段によっ
    て冷却された空気が外部コレクタを介してタービンエン
    ジンに送り返され、次いでディフューザの少なくとも１
    つの中空スペーサを通って環状コレクタに到達するよう
    になっていることを特徴とする請求項５から７のいずれ
    か一項に記載のタービンエンジン。
  9. 【請求項９】軸流遠心圧縮機の固定外側ケーシングが２
    つの半部材からなることを特徴とする請求項１から８の
    いずれか一項に記載のタービンエンジン。
  10. 【請求項１０】上流から下流に向けて、空気の圧縮に使
    用される高圧圧縮機と燃焼室と高圧タービンとを順次含
    むタービンエンジンの高圧タービンを冷却する方法であ
    って、前記高圧圧縮機により圧縮された空気の一部分を
    採取し、採取した空気を冷却手段によって冷却し、冷却
    した空気をタービンに送ることからなり、冷却手段によ
    って冷却した空気をタービンに送る前に再度圧縮するこ
    とを特徴とする高圧タービンの冷却方法。
JP2418361A 1989-12-28 1990-12-26 タービンエンジン Expired - Lifetime JP2559297B2 (ja)

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FR8917298 1989-12-28
FR8917298A FR2656657A1 (fr) 1989-12-28 1989-12-28 Turbomachine refroidie par air et procede de refroidissement de cette turbomachine.

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JPH04209934A true JPH04209934A (ja) 1992-07-31
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EP (1) EP0435770B1 (ja)
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DE (1) DE69003371T2 (ja)
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08210152A (ja) * 1995-02-07 1996-08-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却空気導入装置
JP2013060948A (ja) * 2011-09-12 2013-04-04 Alstom Technology Ltd ガスタービン
JP2017198078A (ja) * 2016-04-25 2017-11-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン
JP2018096329A (ja) * 2016-12-15 2018-06-21 三菱重工業株式会社 回転機械

Families Citing this family (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2682719B1 (fr) * 1991-10-16 1995-03-24 Snecma Moteur pour vehicule hypersonique a fonctionnements turboreacteur et statoreacteur.
US5255505A (en) * 1992-02-21 1993-10-26 Westinghouse Electric Corp. System for capturing heat transferred from compressed cooling air in a gas turbine
US5317877A (en) * 1992-08-03 1994-06-07 General Electric Company Intercooled turbine blade cooling air feed system
FR2695161B1 (fr) * 1992-08-26 1994-11-04 Snecma Système de refroidissement d'un compresseur de turbomachine et de contrôle des jeux.
US5697208A (en) * 1995-06-02 1997-12-16 Solar Turbines Incorporated Turbine cooling cycle
US5581996A (en) * 1995-08-16 1996-12-10 General Electric Company Method and apparatus for turbine cooling
US5724806A (en) * 1995-09-11 1998-03-10 General Electric Company Extracted, cooled, compressed/intercooled, cooling/combustion air for a gas turbine engine
WO1997049902A1 (en) * 1996-06-24 1997-12-31 Westinghouse Electric Corporation On-board auxiliary compressor for combustion turbine cooling air supply
JP2001504564A (ja) 1996-09-26 2001-04-03 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト ガスタービン設備において冷却空気の案内により生ずる圧力損失の補償方法
US5906093A (en) * 1997-02-21 1999-05-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine combustor transition
US6050079A (en) * 1997-12-24 2000-04-18 General Electric Company Modulated turbine cooling system
US6134880A (en) * 1997-12-31 2000-10-24 Concepts Eti, Inc. Turbine engine with intercooler in bypass air passage
US6035627A (en) * 1998-04-21 2000-03-14 Pratt & Whitney Canada Inc. Turbine engine with cooled P3 air to impeller rear cavity
US6672072B1 (en) 1998-08-17 2004-01-06 General Electric Company Pressure boosted compressor cooling system
US6363706B1 (en) 1998-12-24 2002-04-02 Alliedsignal Apparatus and method to increase turbine power
US6250061B1 (en) * 1999-03-02 2001-06-26 General Electric Company Compressor system and methods for reducing cooling airflow
DE19936170A1 (de) * 1999-07-31 2001-02-01 Rolls Royce Deutschland Kühlluftleitung an einer Flug-Gasturbine
DE10009655C1 (de) * 2000-02-29 2001-05-23 Mtu Aero Engines Gmbh Kühlluftsystem
US6468032B2 (en) * 2000-12-18 2002-10-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Further cooling of pre-swirl flow entering cooled rotor aerofoils
DE10244192A1 (de) * 2002-09-23 2004-04-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbine mit Vorrichtung zur Arbeitsentnahme zur Kühlung von Scheiben
US6968696B2 (en) * 2003-09-04 2005-11-29 Siemens Westinghouse Power Corporation Part load blade tip clearance control
US7096673B2 (en) * 2003-10-08 2006-08-29 Siemens Westinghouse Power Corporation Blade tip clearance control
US7231767B2 (en) * 2004-04-16 2007-06-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Forced air cooling system
US7269955B2 (en) * 2004-08-25 2007-09-18 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
US7669425B2 (en) * 2006-10-25 2010-03-02 Siemens Energy, Inc. Closed loop turbine cooling fluid reuse system for a turbine engine
US9863319B2 (en) * 2012-09-28 2018-01-09 United Technologies Corporation Split-zone flow metering T-tube
US9476313B2 (en) * 2012-12-21 2016-10-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine including a pre-diffuser heat exchanger
WO2014134519A1 (en) 2013-02-28 2014-09-04 United Technologies Corporation Method and apparatus for collecting pre-diffuser airflow and routing it to combustor pre-swirlers
GB201305432D0 (en) 2013-03-26 2013-05-08 Rolls Royce Plc A gas turbine engine cooling arrangement
US10253632B2 (en) * 2013-12-30 2019-04-09 United Technologies Corporation Compressor rim thermal management
FR3025835B1 (fr) * 2014-09-16 2020-08-14 Snecma Systeme de circulation d'air de refroidissement d'aubes de turbine de turbomachine
US10371055B2 (en) * 2015-02-12 2019-08-06 United Technologies Corporation Intercooled cooling air using cooling compressor as starter
US10830148B2 (en) 2015-04-24 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger
US9850819B2 (en) * 2015-04-24 2017-12-26 United Technologies Corporation Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger
CA2936633C (en) 2015-08-12 2021-12-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Heat exchanger for a gas turbine engine propulsion system
US10208668B2 (en) 2015-09-30 2019-02-19 Rolls-Royce Corporation Turbine engine advanced cooling system
US11215120B2 (en) * 2017-02-06 2022-01-04 Raytheon Technologies Corporation External mixing chamber for a gas turbine engine with cooled turbine cooling air
US11377957B2 (en) * 2017-05-09 2022-07-05 General Electric Company Gas turbine engine with a diffuser cavity cooled compressor
JP7096058B2 (ja) * 2018-04-18 2022-07-05 三菱重工業株式会社 ガスタービンシステム
US11174816B2 (en) 2019-02-25 2021-11-16 Rolls-Royce Corporation Bypass duct conformal heat exchanger array
US11384936B2 (en) * 2019-04-05 2022-07-12 Raytheon Technologies Corporation Pre-diffuser for a gas turbine engine
FR3096444B1 (fr) * 2019-05-20 2021-05-07 Safran Systeme d’echange de chaleur optimise
US12044176B2 (en) 2021-07-09 2024-07-23 Rtx Corporation Turbine engines having hydrogen fuel systems
FR3128971B1 (fr) * 2021-11-10 2025-10-17 Safran Helicopter Engines Turbomachine d'aéronef et procédé associé
US11987377B2 (en) 2022-07-08 2024-05-21 Rtx Corporation Turbo expanders for turbine engines having hydrogen fuel systems
US12103699B2 (en) 2022-07-08 2024-10-01 Rtx Corporation Hybrid electric power for turbine engines having hydrogen fuel systems
US12140048B1 (en) 2023-12-15 2024-11-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated centrifugal compressor diffuser and high pressure turbine vane assembly
US12523173B2 (en) * 2024-05-10 2026-01-13 Rtx Corporation Supercharged combustor cooling using turbomachinery

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5818526A (ja) * 1981-07-24 1983-02-03 Hitachi Ltd 高温ガスタ−ビン翼の冷却システム

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2618120A (en) * 1946-06-07 1952-11-18 Papini Anthony Coaxial combustion products generator and turbine with cooling means
US2603453A (en) * 1946-09-11 1952-07-15 Curtiss Wright Corp Cooling means for turbines
US2783965A (en) * 1949-02-01 1957-03-05 Birmann Rudolph Turbines
US2672013A (en) * 1950-06-30 1954-03-16 Curtiss Wright Corp Gas turbine cooling system
US2940257A (en) * 1953-03-27 1960-06-14 Daimler Benz Ag Cooling arrangement for a combustion turbine
DE1951356C3 (de) * 1969-10-11 1980-08-28 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Gasturbinentriebwerk für Flugzeuge
GB1348127A (en) * 1971-04-19 1974-03-13 Secr Defence Gas turbine engine
US4254618A (en) * 1977-08-18 1981-03-10 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbofan engine
US4187675A (en) * 1977-10-14 1980-02-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Compact air-to-air heat exchanger for jet engine application
US4236869A (en) * 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine having bleed apparatus with dynamic pressure recovery
DE3037020C2 (de) * 1980-10-01 1983-11-03 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Gasturbinenstrahltriebwerk in Mehrwellen-Bauweise mit Verdichterhochdruckluftentnahme- und -führungseinrichtungen zur Turbinenkühlung
FR2552164B1 (fr) * 1983-09-21 1986-12-26 Snecma Disque de compresseur avec accelerateur centripete integre pour l'aspiration d'air dans un dispositif de refroidissement d'une turbine a gaz
US4574584A (en) * 1983-12-23 1986-03-11 United Technologies Corporation Method of operation for a gas turbine engine
GB2189845B (en) * 1986-04-30 1991-01-23 Gen Electric Turbine cooling air transferring apparatus
FR2609500B1 (fr) * 1987-01-14 1991-04-12 Snecma Disque de compresseur de turbomachine avec accelerateur centripete pour l'aspiration d'air de refroidissement de la turbine
FR2614654B1 (fr) * 1987-04-29 1992-02-21 Snecma Disque de compresseur axial de turbomachine a prelevement d'air centripete
US4901520A (en) * 1988-08-12 1990-02-20 Avco Corporation Gas turbine pressurized cooling system

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5818526A (ja) * 1981-07-24 1983-02-03 Hitachi Ltd 高温ガスタ−ビン翼の冷却システム

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH08210152A (ja) * 1995-02-07 1996-08-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却空気導入装置
JP2013060948A (ja) * 2011-09-12 2013-04-04 Alstom Technology Ltd ガスタービン
US9650953B2 (en) 2011-09-12 2017-05-16 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Gas turbine
JP2017198078A (ja) * 2016-04-25 2017-11-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン
WO2017188040A1 (ja) * 2016-04-25 2017-11-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US11168613B2 (en) 2016-04-25 2021-11-09 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine cooling arrangement with cooling manifold guides
JP2018096329A (ja) * 2016-12-15 2018-06-21 三菱重工業株式会社 回転機械

Also Published As

Publication number Publication date
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