JPH06294329A - 冷却システム - Google Patents
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- JPH06294329A JPH06294329A JP6004312A JP431294A JPH06294329A JP H06294329 A JPH06294329 A JP H06294329A JP 6004312 A JP6004312 A JP 6004312A JP 431294 A JP431294 A JP 431294A JP H06294329 A JPH06294329 A JP H06294329A
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- 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
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
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- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 高温域構成部及び他の部分の改良された冷却
をなし得る冷却システムを提供する。 【構成】 比較的高温のエンジン圧縮機の空気が、（燃
料のような）比較的低温のエンジン流体、又は比較的低
圧の（比較的低温の）エンジン圧縮機の空気を用いてい
る熱交換器１３０によって冷却される。冷却された空気
は、補助ターボ圧縮機１２８の圧縮機部１３２を通流す
ると共に、エンジンの高圧タービンを冷却するために用
いられている。いくらかの冷却された空気（又はエンジ
ンの高圧圧縮機からの冷却されていない排気）は、ター
ボ圧縮機１２８のタービン部１３８を駆動するために用
いられている。ターボ圧縮機のタービン部を出た使用済
みの空気は、エンジンの低圧タービンを補助冷却するた
めに用いられている。
をなし得る冷却システムを提供する。 【構成】 比較的高温のエンジン圧縮機の空気が、（燃
料のような）比較的低温のエンジン流体、又は比較的低
圧の（比較的低温の）エンジン圧縮機の空気を用いてい
る熱交換器１３０によって冷却される。冷却された空気
は、補助ターボ圧縮機１２８の圧縮機部１３２を通流す
ると共に、エンジンの高圧タービンを冷却するために用
いられている。いくらかの冷却された空気（又はエンジ
ンの高圧圧縮機からの冷却されていない排気）は、ター
ボ圧縮機１２８のタービン部１３８を駆動するために用
いられている。ターボ圧縮機のタービン部を出た使用済
みの空気は、エンジンの低圧タービンを補助冷却するた
めに用いられている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、一般的にはガスタービ
ンエンジンに関し、特に、このようなエンジンを冷却す
るシステムに関する。
ンエンジンに関し、特に、このようなエンジンを冷却す
るシステムに関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジン（例えば、ターボ
ジェットエンジン、バイパスターボファンエンジン、タ
ーボプロップエンジン及びターボシャフトエンジン等）
は、飛行用乗物（例えば、航空機、ヘリコプタ及びミサ
イル等）に動力を与えるために使用可能であると共に、
船、タンク、発電機、管路圧送装置等の駆動にも使用さ
れ得る。例示のため、本発明を航空機用バイパスターボ
ファンガスタービンエンジンに関して説明するが、本発
明は、他種及び（又は）他用途のガスタービンエンジン
にも同等に適用可能であることを理解されたい。
ジェットエンジン、バイパスターボファンエンジン、タ
ーボプロップエンジン及びターボシャフトエンジン等）
は、飛行用乗物（例えば、航空機、ヘリコプタ及びミサ
イル等）に動力を与えるために使用可能であると共に、
船、タンク、発電機、管路圧送装置等の駆動にも使用さ
れ得る。例示のため、本発明を航空機用バイパスターボ
ファンガスタービンエンジンに関して説明するが、本発
明は、他種及び（又は）他用途のガスタービンエンジン
にも同等に適用可能であることを理解されたい。
【０００３】ガスタービンエンジンはコアエンジンを含
んでおり、コアエンジンは、コアエンジンに入る空気流
を圧縮する高圧圧縮機（コア圧縮機とも呼ばれる）と、
燃料及び圧縮空気の混合気を燃やして推進用ガス流を発
生する燃焼器と、推進用ガス流により回転されると共
に、比較的大径の軸によって高圧圧縮機に連結されてお
り高圧圧縮機を駆動する高圧タービンとを有している。
高圧圧縮機と、燃焼器と、高圧タービンとは直列流関係
にある。代表的な航空機用バイパスターボファンガスタ
ービンエンジンには更に、（高圧タービンの後方に配置
されている）低圧タービンが設けられており、低圧ター
ビンは同軸の小径軸によって、ナセルによって囲まれて
いる（高圧圧縮機の前方に配置されている）前ファンを
駆動するように前ファンに連結されていると共に、低圧
タービンは、（前ファンと高圧圧縮機との間に配置され
ている）低圧圧縮機をも駆動し得る。低圧圧縮機は時
々、ブースタ圧縮機又は単にブースタと呼ばれる。「圧
縮機」という用語は、制限なしに高圧圧縮機と低圧圧縮
機とを包含するものと理解されたい。分流体がファンと
第１の圧縮機（通常は低圧圧縮機）との間に配置されて
おり、ファンを出た空気をコアエンジン空気流と、それ
を囲むバイパス空気流とに分割する。ファンからのバイ
パス空気流は、ファンバイパスダクトから噴出して航空
機用のエンジン推力のほとんどを発生する。エンジン推
力の一部は、コアエンジン空気流が低圧圧縮機及び高圧
圧縮機を通流して燃焼器に達し、更に高圧及び低圧ター
ビンを経て膨脹し、排気ノズルから加速された後のコア
エンジン空気流から発生する。
んでおり、コアエンジンは、コアエンジンに入る空気流
を圧縮する高圧圧縮機（コア圧縮機とも呼ばれる）と、
燃料及び圧縮空気の混合気を燃やして推進用ガス流を発
生する燃焼器と、推進用ガス流により回転されると共
に、比較的大径の軸によって高圧圧縮機に連結されてお
り高圧圧縮機を駆動する高圧タービンとを有している。
高圧圧縮機と、燃焼器と、高圧タービンとは直列流関係
にある。代表的な航空機用バイパスターボファンガスタ
ービンエンジンには更に、（高圧タービンの後方に配置
されている）低圧タービンが設けられており、低圧ター
ビンは同軸の小径軸によって、ナセルによって囲まれて
いる（高圧圧縮機の前方に配置されている）前ファンを
駆動するように前ファンに連結されていると共に、低圧
タービンは、（前ファンと高圧圧縮機との間に配置され
ている）低圧圧縮機をも駆動し得る。低圧圧縮機は時
々、ブースタ圧縮機又は単にブースタと呼ばれる。「圧
縮機」という用語は、制限なしに高圧圧縮機と低圧圧縮
機とを包含するものと理解されたい。分流体がファンと
第１の圧縮機（通常は低圧圧縮機）との間に配置されて
おり、ファンを出た空気をコアエンジン空気流と、それ
を囲むバイパス空気流とに分割する。ファンからのバイ
パス空気流は、ファンバイパスダクトから噴出して航空
機用のエンジン推力のほとんどを発生する。エンジン推
力の一部は、コアエンジン空気流が低圧圧縮機及び高圧
圧縮機を通流して燃焼器に達し、更に高圧及び低圧ター
ビンを経て膨脹し、排気ノズルから加速された後のコア
エンジン空気流から発生する。
【０００４】航空機バイパスターボファンガスタービン
エンジンは、エンジン推力を最大にすべく高温で動作す
るように設計されている。エンジンの高温域構成部（例
えば、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービン等）の冷
却は、このような構成部の製造に用いられている材料の
熱的「赤線（レッドライン）」制限の故に必要である。
通例、エンジンの一部のこのような冷却は、比較的低温
の空気を高圧及び（又は）低圧圧縮機から、このような
冷却を要するエンジン構成部へダクトによって導く（抽
気する）ことにより達成される。残念ながら、圧縮機の
空気は、その比較的低い圧力及び高い温度により、この
ようなエンジン構成部を冷却する能力に限度がある。
エンジンは、エンジン推力を最大にすべく高温で動作す
るように設計されている。エンジンの高温域構成部（例
えば、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービン等）の冷
却は、このような構成部の製造に用いられている材料の
熱的「赤線（レッドライン）」制限の故に必要である。
通例、エンジンの一部のこのような冷却は、比較的低温
の空気を高圧及び（又は）低圧圧縮機から、このような
冷却を要するエンジン構成部へダクトによって導く（抽
気する）ことにより達成される。残念ながら、圧縮機の
空気は、その比較的低い圧力及び高い温度により、この
ようなエンジン構成部を冷却する能力に限度がある。
【０００５】
【発明の目的】本発明の目的は、ガスタービンエンジン
の高温域構成部及び他の部分の改良された冷却をなすシ
ステムを提供することである。
の高温域構成部及び他の部分の改良された冷却をなすシ
ステムを提供することである。
【０００６】
【発明の概要】本発明の好適な実施例では、ガスタービ
ンエンジンの（高圧及び低圧タービンのような）第１及
び第２の部分を冷却するシステムが、ターボ圧縮機と第
１の熱交換器とを含んでいる。第１の熱交換器は、その
第１の熱交換器に対して冷却をなす第１の流体流の入口
と出口とを有していると共に、第１の熱交換器から冷却
を受ける第２の空気流の入口と出口とを有している。第
１の流体流の入口は比較的低温の流体（例えば、エンジ
ン圧縮機のブースタ圧縮機部からの比較的低圧且つ低温
の吐出し空気）と流体連通している。第２の空気流の入
口はエンジン圧縮機からの比較的高温の空気（例えば、
エンジン圧縮機の高圧圧縮機部からの比較的高圧且つ高
温の吐出し空気）と流体連通している。第２の空気流の
出口はターボ圧縮機の圧縮機部の入口と流体連通してい
る。ターボ圧縮機の圧縮機部の出口は冷却を要するエン
ジンの第１の部分と流体連通していると共に、ターボ圧
縮機のタービン部の出口は冷却を要するエンジンの第２
の部分と流体連通している。
ンエンジンの（高圧及び低圧タービンのような）第１及
び第２の部分を冷却するシステムが、ターボ圧縮機と第
１の熱交換器とを含んでいる。第１の熱交換器は、その
第１の熱交換器に対して冷却をなす第１の流体流の入口
と出口とを有していると共に、第１の熱交換器から冷却
を受ける第２の空気流の入口と出口とを有している。第
１の流体流の入口は比較的低温の流体（例えば、エンジ
ン圧縮機のブースタ圧縮機部からの比較的低圧且つ低温
の吐出し空気）と流体連通している。第２の空気流の入
口はエンジン圧縮機からの比較的高温の空気（例えば、
エンジン圧縮機の高圧圧縮機部からの比較的高圧且つ高
温の吐出し空気）と流体連通している。第２の空気流の
出口はターボ圧縮機の圧縮機部の入口と流体連通してい
る。ターボ圧縮機の圧縮機部の出口は冷却を要するエン
ジンの第１の部分と流体連通していると共に、ターボ圧
縮機のタービン部の出口は冷却を要するエンジンの第２
の部分と流体連通している。
【０００７】ターボ圧縮機のタービン部の入口は、エン
ジン圧縮機からの比較的高温の空気又は第１の熱交換器
の第２の空気流の出口と流体連通していることが好まし
い。本発明のガスタービンエンジン冷却システムから様
々な利点及び効果が得られる。本発明のターボ圧縮機と
熱交換器とを用いることにより、比較的高圧且つ低温の
空気をエンジンの様々な部分、例えば、エンジン高温域
構成部の冷却に用いることができる。本発明の比較的高
圧且つ低温の冷却空気を用いることにより、離陸及び上
昇中に不可欠な最大エンジン推力を、当業者に明らかな
ように、エンジン高温域構成部に関する特定の「赤線
（レッドライン）」温度限界に対して増大することがで
きる。本発明の好適な実施例では、単一の熱交換器がエ
ンジンの２つの部分を冷却するために用いられている。
ジン圧縮機からの比較的高温の空気又は第１の熱交換器
の第２の空気流の出口と流体連通していることが好まし
い。本発明のガスタービンエンジン冷却システムから様
々な利点及び効果が得られる。本発明のターボ圧縮機と
熱交換器とを用いることにより、比較的高圧且つ低温の
空気をエンジンの様々な部分、例えば、エンジン高温域
構成部の冷却に用いることができる。本発明の比較的高
圧且つ低温の冷却空気を用いることにより、離陸及び上
昇中に不可欠な最大エンジン推力を、当業者に明らかな
ように、エンジン高温域構成部に関する特定の「赤線
（レッドライン）」温度限界に対して増大することがで
きる。本発明の好適な実施例では、単一の熱交換器がエ
ンジンの２つの部分を冷却するために用いられている。
【０００８】
【実施例の記載】図面の全図を通じて、同じ参照番号は
同部分又は対応部分を表している。図１に航空機用バイ
パスターボファンガスタービンエンジン１０が示されて
おり、エンジン１０は、前方１４と後方１６とに概して
長手方向に延在している軸線又は中心線１２を有してい
る。バイパスターボファンエンジン１０はコアエンジン
１８（ガス発生機とも呼ばれる）を含んでおり、コアエ
ンジン１８は、高圧圧縮機又はコア圧縮機２０と、燃焼
器２２と、高圧タービン２４とを備えており、これらの
構成部はすべて、直列軸流関係に配置されている。比較
的大径の環状駆動軸２６がエンジン１０の中心線１２の
周りに同軸的に配置されており、高圧圧縮機２０と高圧
タービン２４とを固定的に相互連結している。
同部分又は対応部分を表している。図１に航空機用バイ
パスターボファンガスタービンエンジン１０が示されて
おり、エンジン１０は、前方１４と後方１６とに概して
長手方向に延在している軸線又は中心線１２を有してい
る。バイパスターボファンエンジン１０はコアエンジン
１８（ガス発生機とも呼ばれる）を含んでおり、コアエ
ンジン１８は、高圧圧縮機又はコア圧縮機２０と、燃焼
器２２と、高圧タービン２４とを備えており、これらの
構成部はすべて、直列軸流関係に配置されている。比較
的大径の環状駆動軸２６がエンジン１０の中心線１２の
周りに同軸的に配置されており、高圧圧縮機２０と高圧
タービン２４とを固定的に相互連結している。
【０００９】コアエンジン１８は燃焼ガスを発生するよ
うに作用する。高圧圧縮機２０からの圧縮空気は、燃焼
器２２で燃料と混合されると共に点火されて、燃焼ガス
を発生する。燃焼ガスのエネルギの一部が高圧タービン
２４によって仕事用として抽出され、高圧圧縮機２０を
駆動する。燃焼ガスはコアエンジン１８から排出され
て、低圧タービン又は低パワータービン２８に入る。低
圧タービン２８は比較的小径の環状駆動軸３０に固定的
に取り付けられており、駆動軸３０は大径の環状駆動軸
２６内に、エンジン１０の中心線１２の周りに同軸的に
配置されている。小径の環状駆動軸３０は前方の１列の
ファン動翼３２を回動する。小径の環状駆動軸３０は
又、低圧圧縮機３４（ブースタ圧縮機又は単にブースタ
とも呼ばれる）を回動する。分流体３６がファン動翼３
２と低圧圧縮機３４との間に配置されており、ファンを
出た空気をコアエンジン空気流と、その周囲のバイパス
空気流とに分割する。コアエンジン空気流は排気ノズル
（図示せず）から噴出し、そしてバイパス空気流はファ
ンバイパスダクト３８から噴出する。
うに作用する。高圧圧縮機２０からの圧縮空気は、燃焼
器２２で燃料と混合されると共に点火されて、燃焼ガス
を発生する。燃焼ガスのエネルギの一部が高圧タービン
２４によって仕事用として抽出され、高圧圧縮機２０を
駆動する。燃焼ガスはコアエンジン１８から排出され
て、低圧タービン又は低パワータービン２８に入る。低
圧タービン２８は比較的小径の環状駆動軸３０に固定的
に取り付けられており、駆動軸３０は大径の環状駆動軸
２６内に、エンジン１０の中心線１２の周りに同軸的に
配置されている。小径の環状駆動軸３０は前方の１列の
ファン動翼３２を回動する。小径の環状駆動軸３０は
又、低圧圧縮機３４（ブースタ圧縮機又は単にブースタ
とも呼ばれる）を回動する。分流体３６がファン動翼３
２と低圧圧縮機３４との間に配置されており、ファンを
出た空気をコアエンジン空気流と、その周囲のバイパス
空気流とに分割する。コアエンジン空気流は排気ノズル
（図示せず）から噴出し、そしてバイパス空気流はファ
ンバイパスダクト３８から噴出する。
【００１０】図１はエンジン１０の第１の部分の冷却に
用いる本発明のエンジン冷却システム１１０の第１の適
用例を示しており、この場合のエンジンの第１の部分
は、高圧タービン２４を備えている。冷却システム１１
０は、低圧圧縮機吐出し域１１４から空気を抽出するダ
クト１１２からの空気と、高圧圧縮機吐出し域１１８か
ら空気を抽出するダクト１１６からの空気と、低圧圧縮
機吐出し域１１４と高圧圧縮機吐出し域１１８との間の
区域１２２から空気を抽出するダクト１２０からの空気
とを受け入れている。冷却システム１１０は、ダクト１
２４とダクト１２６とに空気を吐出しており、ダクト１
２４は空気をファンバイパスダクト３８に導いていると
共に、ダクト１２６は空気を高圧タービン２４の区域に
導いている。
用いる本発明のエンジン冷却システム１１０の第１の適
用例を示しており、この場合のエンジンの第１の部分
は、高圧タービン２４を備えている。冷却システム１１
０は、低圧圧縮機吐出し域１１４から空気を抽出するダ
クト１１２からの空気と、高圧圧縮機吐出し域１１８か
ら空気を抽出するダクト１１６からの空気と、低圧圧縮
機吐出し域１１４と高圧圧縮機吐出し域１１８との間の
区域１２２から空気を抽出するダクト１２０からの空気
とを受け入れている。冷却システム１１０は、ダクト１
２４とダクト１２６とに空気を吐出しており、ダクト１
２４は空気をファンバイパスダクト３８に導いていると
共に、ダクト１２６は空気を高圧タービン２４の区域に
導いている。
【００１１】図２はエンジン冷却システム１１０の第１
の実施例１１０’を示しており、第１の実施例のエンジ
ン冷却システム１１０’は、ターボ圧縮機１２８と、第
１の熱交換器１３０とを備えている。ターボ圧縮機１２
８は、入口１３４と出口１３６とを含んでいる圧縮機部
１３２を有していると共に、入口１４０と出口１４２と
を含んでいるタービン部１３８を有している。好ましく
はターボ圧縮機１２８は、空気軸受を有している。第１
の熱交換器１３０は、第１の熱交換器１３０に対して冷
却をなす第１の空気流の入口１４４と出口１４６とを有
していると共に、第１の熱交換器１３０から冷却を受け
る第２の空気流の入口１４８と出口１５０とを有してい
る。第１の熱交換器１３０の第１の空気流の入口１４４
は、比較的低圧且つ低温の空気（例えば、図１及び図２
に示すようにダクト１１２又は１１２ａを通流する低圧
圧縮機吐出し域１１４からの空気の一部）と流体連通し
ている。第１の熱交換器１３０の第２の空気流の入口１
４８は、エンジン圧縮機からの比較的高圧且つ高温の空
気（例えば、図１及び図２に示すようにダクト１１６を
通流する高圧圧縮機吐出し域１１８からの空気の一部）
と流体連通している。第１の熱交換器１３０の第１の空
気流の出口１４６は、好ましくはダクト１２４ａを介し
てファンバイパスダクト３８と流体連通している（そし
て好ましくは、このような空気を後方速度成分を有する
空気としてファンバイパスダクト３８内に排出してい
る）。第１の熱交換器１３０の第２の空気流の出口１５
０は、ダクト１５２を介してターボ圧縮機１２８の圧縮
機部１３２の入口１３４と流体連通している。ターボ圧
縮機１２８の圧縮機部１３２の出口１３６は、高圧ター
ビン２４の少なくとも一部を冷却すべく、ダクト１２６
を介して高圧タービン２４と流体連通している。ターボ
圧縮機１２８のタービン部１３８の入口１４０は、エン
ジン圧縮機からの中圧且つ中温の空気（例えば、図１及
び図２に示すようにダクト１２０を通流する高圧圧縮機
第８段域１２２からの空気の一部）と流体連通してい
る。当業者に理解されるように、比較的高圧且つ高温の
空気は、比較的低圧且つ低温の空気よりも圧力及び温度
が高く、そして中圧且つ中温の空気は、比較的低圧且つ
低温の空気と比較的高圧且つ高温の空気との中間の圧力
及び温度を有している。「圧力」という用語は、全圧
（即ち、静圧と動圧との和）を意味することを理解され
たい。ターボ圧縮機１２８のタービン部１３８の出口１
４２は好ましくは、ダクト１２４ｂを介してファンバイ
パスダクト３８と流体連通している（そして好ましく
は、このような空気を後方速度成分を有する空気として
ファンバイパスダクト３８内に排出している）。
の実施例１１０’を示しており、第１の実施例のエンジ
ン冷却システム１１０’は、ターボ圧縮機１２８と、第
１の熱交換器１３０とを備えている。ターボ圧縮機１２
８は、入口１３４と出口１３６とを含んでいる圧縮機部
１３２を有していると共に、入口１４０と出口１４２と
を含んでいるタービン部１３８を有している。好ましく
はターボ圧縮機１２８は、空気軸受を有している。第１
の熱交換器１３０は、第１の熱交換器１３０に対して冷
却をなす第１の空気流の入口１４４と出口１４６とを有
していると共に、第１の熱交換器１３０から冷却を受け
る第２の空気流の入口１４８と出口１５０とを有してい
る。第１の熱交換器１３０の第１の空気流の入口１４４
は、比較的低圧且つ低温の空気（例えば、図１及び図２
に示すようにダクト１１２又は１１２ａを通流する低圧
圧縮機吐出し域１１４からの空気の一部）と流体連通し
ている。第１の熱交換器１３０の第２の空気流の入口１
４８は、エンジン圧縮機からの比較的高圧且つ高温の空
気（例えば、図１及び図２に示すようにダクト１１６を
通流する高圧圧縮機吐出し域１１８からの空気の一部）
と流体連通している。第１の熱交換器１３０の第１の空
気流の出口１４６は、好ましくはダクト１２４ａを介し
てファンバイパスダクト３８と流体連通している（そし
て好ましくは、このような空気を後方速度成分を有する
空気としてファンバイパスダクト３８内に排出してい
る）。第１の熱交換器１３０の第２の空気流の出口１５
０は、ダクト１５２を介してターボ圧縮機１２８の圧縮
機部１３２の入口１３４と流体連通している。ターボ圧
縮機１２８の圧縮機部１３２の出口１３６は、高圧ター
ビン２４の少なくとも一部を冷却すべく、ダクト１２６
を介して高圧タービン２４と流体連通している。ターボ
圧縮機１２８のタービン部１３８の入口１４０は、エン
ジン圧縮機からの中圧且つ中温の空気（例えば、図１及
び図２に示すようにダクト１２０を通流する高圧圧縮機
第８段域１２２からの空気の一部）と流体連通してい
る。当業者に理解されるように、比較的高圧且つ高温の
空気は、比較的低圧且つ低温の空気よりも圧力及び温度
が高く、そして中圧且つ中温の空気は、比較的低圧且つ
低温の空気と比較的高圧且つ高温の空気との中間の圧力
及び温度を有している。「圧力」という用語は、全圧
（即ち、静圧と動圧との和）を意味することを理解され
たい。ターボ圧縮機１２８のタービン部１３８の出口１
４２は好ましくは、ダクト１２４ｂを介してファンバイ
パスダクト３８と流体連通している（そして好ましく
は、このような空気を後方速度成分を有する空気として
ファンバイパスダクト３８内に排出している）。
【００１２】図３はエンジン冷却システム１１０の第２
の実施例１１０’’を示している。第２の実施例のエン
ジン冷却システム１１０’’は、前述の図２の第１の実
施例１１０’と同様であるが、３つの相違点を有してい
る。第１に、第１の熱交換器１３０の第２の空気流の出
口１５０は、高圧タービン２４の少なくとも一部を冷却
すべく、ダクト１２６を介して高圧タービン２４と流体
連通している。第２に、ターボ圧縮機１２８の圧縮機部
１３２の入口１３４は、エンジン圧縮機からの比較的高
圧且つ高温の空気（例えば、図１及び図３に示すように
ダクト１１６を通流する高圧圧縮機吐出し域１１８から
の空気の一部）と流体連通している。第３に、ターボ圧
縮機１２８の圧縮機部１３２の出口１３６は、第１の熱
交換器１３０の第２の空気流の入口１４８と流体連通し
ている。
の実施例１１０’’を示している。第２の実施例のエン
ジン冷却システム１１０’’は、前述の図２の第１の実
施例１１０’と同様であるが、３つの相違点を有してい
る。第１に、第１の熱交換器１３０の第２の空気流の出
口１５０は、高圧タービン２４の少なくとも一部を冷却
すべく、ダクト１２６を介して高圧タービン２４と流体
連通している。第２に、ターボ圧縮機１２８の圧縮機部
１３２の入口１３４は、エンジン圧縮機からの比較的高
圧且つ高温の空気（例えば、図１及び図３に示すように
ダクト１１６を通流する高圧圧縮機吐出し域１１８から
の空気の一部）と流体連通している。第３に、ターボ圧
縮機１２８の圧縮機部１３２の出口１３６は、第１の熱
交換器１３０の第２の空気流の入口１４８と流体連通し
ている。
【００１３】図４はエンジン１０の第１の部分と第２の
部分との冷却に用いる本発明のエンジン冷却システム２
１０の第２の適用例を示しており、この場合、エンジン
１０の第１の部分は高圧タービン２４を備えていると共
に、エンジン１０の第２の部分は低圧タービン２８を備
えている。図４に示すような冷却システム２１０は、図
１に示すような第１の適用例の冷却システム１１０と同
様であるが、冷却システム２１０には、１つの構成部が
付加されている。冷却システム２１０は又、空気をダク
ト１５４に吐出し、ダクト１５４は空気を低圧タービン
２８の区域に導いている。
部分との冷却に用いる本発明のエンジン冷却システム２
１０の第２の適用例を示しており、この場合、エンジン
１０の第１の部分は高圧タービン２４を備えていると共
に、エンジン１０の第２の部分は低圧タービン２８を備
えている。図４に示すような冷却システム２１０は、図
１に示すような第１の適用例の冷却システム１１０と同
様であるが、冷却システム２１０には、１つの構成部が
付加されている。冷却システム２１０は又、空気をダク
ト１５４に吐出し、ダクト１５４は空気を低圧タービン
２８の区域に導いている。
【００１４】図５はエンジン冷却システム２１０の第１
の実施例２１０’を示しており、第１の実施例のエンジ
ン冷却システム２１０’は、前述の図２のエンジン冷却
システム１１０の第１の実施例１１０’と同様である
が、１つの追加構成部と、１つの相違点とを有してい
る。簡単に述べると、追加構成部は第２の熱交換器１５
６であり、そして相違点は、ターボ圧縮機１２８のター
ビン部１３８の出口１４２と流体連通しているダクトに
ある。更に詳述すると、第２の熱交換器１５６は、第２
の熱交換器１５６に対して冷却をなす第３の空気流の入
口１５８と出口１６０とを有していると共に、第２の熱
交換器１５６から冷却を受ける第４の空気流の入口１６
２と出口１６４とを有している。第２の熱交換器１５６
の第１の空気流の入口１５８（第３の空気流用）は、比
較的低圧且つ低温の空気（例えば、図４及び図５に示す
ようにダクト１１２又は１１２ｂを通流する低圧圧縮機
吐出し域１１４からの空気の一部）と流体連通してい
る。第２の熱交換器１５６の第２の空気流の入口１６２
（第４の空気流用）は、ダクト１６６を介してターボ圧
縮機１２８のタービン部１３８の出口１４２と流体連通
している。第２の熱交換器１５６の第１の空気流の出口
１６０（第３の空気流用）は好ましくは、ダクト１２４
ｃを介してファンバイパスダクト３８と流体連通してい
る（そして好ましくは、このような空気を後方速度成分
を有する空気としてファンバイパスダクト３８内に排出
している）。第２の熱交換器１５６の第２の空気流の出
口１６４（第４の空気流用）は、低圧タービン２８の少
なくとも一部を冷却すべく、ダクト１５４を介して低圧
タービン２８と流体連通している。
の実施例２１０’を示しており、第１の実施例のエンジ
ン冷却システム２１０’は、前述の図２のエンジン冷却
システム１１０の第１の実施例１１０’と同様である
が、１つの追加構成部と、１つの相違点とを有してい
る。簡単に述べると、追加構成部は第２の熱交換器１５
６であり、そして相違点は、ターボ圧縮機１２８のター
ビン部１３８の出口１４２と流体連通しているダクトに
ある。更に詳述すると、第２の熱交換器１５６は、第２
の熱交換器１５６に対して冷却をなす第３の空気流の入
口１５８と出口１６０とを有していると共に、第２の熱
交換器１５６から冷却を受ける第４の空気流の入口１６
２と出口１６４とを有している。第２の熱交換器１５６
の第１の空気流の入口１５８（第３の空気流用）は、比
較的低圧且つ低温の空気（例えば、図４及び図５に示す
ようにダクト１１２又は１１２ｂを通流する低圧圧縮機
吐出し域１１４からの空気の一部）と流体連通してい
る。第２の熱交換器１５６の第２の空気流の入口１６２
（第４の空気流用）は、ダクト１６６を介してターボ圧
縮機１２８のタービン部１３８の出口１４２と流体連通
している。第２の熱交換器１５６の第１の空気流の出口
１６０（第３の空気流用）は好ましくは、ダクト１２４
ｃを介してファンバイパスダクト３８と流体連通してい
る（そして好ましくは、このような空気を後方速度成分
を有する空気としてファンバイパスダクト３８内に排出
している）。第２の熱交換器１５６の第２の空気流の出
口１６４（第４の空気流用）は、低圧タービン２８の少
なくとも一部を冷却すべく、ダクト１５４を介して低圧
タービン２８と流体連通している。
【００１５】図６はエンジン冷却システム２１０の第２
の実施例２１０’’を示しており、第２の実施例のエン
ジン冷却システム２１０’’は、図３の第２の実施例１
１０’’と同様であるが、前述のように１つの追加構成
部（第２の熱交換器１５６）と、１つの相違点（ターボ
圧縮機１２８のタービン部１３８の出口１４２からの流
体連通をなしているダクト）とを有している。
の実施例２１０’’を示しており、第２の実施例のエン
ジン冷却システム２１０’’は、図３の第２の実施例１
１０’’と同様であるが、前述のように１つの追加構成
部（第２の熱交換器１５６）と、１つの相違点（ターボ
圧縮機１２８のタービン部１３８の出口１４２からの流
体連通をなしているダクト）とを有している。
【００１６】図７〜図１０に示すように、本発明のエン
ジン冷却システム３１０の好適な実施例では、単一（第
１）の熱交換器１３０が、エンジン１０の高圧タービン
２４及び低圧タービン２８の両方、並びに高圧圧縮機２
０の後方部１６８を冷却するために用いられている。タ
ーボ圧縮機１２８のタービン部１３８はその入口１４０
を有している。入口１４０は、（１）（図７のエンジン
冷却システム３１０の図８における第１の構成３１０’
に見られるようなダクト１１６ｂを介して）高圧圧縮機
の排気区域１１８からの排気空気の一部のような、エン
ジン圧縮機からの比較的高温の空気に、又は（２）中圧
且つ中温の空気の区域１２２と流体連通する代わりに、
（図７のエンジン冷却システム３１０の図９における第
２の構成３１０’’に見られるようなダクト１７０を介
して）第１の熱交換器１３０の第２の空気流の出口１５
０に流体連通している。図８及び図９に示すいずれの構
成においても、ターボ圧縮機１２８のタービン部１３８
は比較的高圧の空気で駆動される。ターボ圧縮機１２８
のタービン部１３８の出口１４２は、ファンバイパスダ
クト３８と（ダクト１２４ｂを介して）流体連通する代
わりに、ダクト１５４を介してエンジンの低圧タービン
２８と流体連通していることが好ましい。この好適な実
施例によれば、図８及び図９に示されるいずれの構成に
も採用されている単一の熱交換器１３０を用いて、エン
ジン１０の高圧及び低圧タービン２４及び２８の両方を
冷却することができる。
ジン冷却システム３１０の好適な実施例では、単一（第
１）の熱交換器１３０が、エンジン１０の高圧タービン
２４及び低圧タービン２８の両方、並びに高圧圧縮機２
０の後方部１６８を冷却するために用いられている。タ
ーボ圧縮機１２８のタービン部１３８はその入口１４０
を有している。入口１４０は、（１）（図７のエンジン
冷却システム３１０の図８における第１の構成３１０’
に見られるようなダクト１１６ｂを介して）高圧圧縮機
の排気区域１１８からの排気空気の一部のような、エン
ジン圧縮機からの比較的高温の空気に、又は（２）中圧
且つ中温の空気の区域１２２と流体連通する代わりに、
（図７のエンジン冷却システム３１０の図９における第
２の構成３１０’’に見られるようなダクト１７０を介
して）第１の熱交換器１３０の第２の空気流の出口１５
０に流体連通している。図８及び図９に示すいずれの構
成においても、ターボ圧縮機１２８のタービン部１３８
は比較的高圧の空気で駆動される。ターボ圧縮機１２８
のタービン部１３８の出口１４２は、ファンバイパスダ
クト３８と（ダクト１２４ｂを介して）流体連通する代
わりに、ダクト１５４を介してエンジンの低圧タービン
２８と流体連通していることが好ましい。この好適な実
施例によれば、図８及び図９に示されるいずれの構成に
も採用されている単一の熱交換器１３０を用いて、エン
ジン１０の高圧及び低圧タービン２４及び２８の両方を
冷却することができる。
【００１７】図７〜図９には、低圧圧縮機の排気区域１
１４からダクト１１２ａに連結されている第１の熱交換
器１３０の入口１４４が示されていると共に、ファンバ
イパスダクト３８に通じているダクト１２４ａに連結さ
れている第１の熱交換器１３０の出口１４６が示されて
いる。しかしながら、発電機を駆動するために用いられ
ているターボシャフト型のガスタービンエンジン（図示
していない）用の好ましい構成では、（例えば）燃料制
御器の下流側の天然ガスエンジン燃料と流体連通してい
る入口１４４が含まれていると共に、エンジンの燃焼機
部に噴射されるように出口１４６を出る燃料が含まれて
いる。
１４からダクト１１２ａに連結されている第１の熱交換
器１３０の入口１４４が示されていると共に、ファンバ
イパスダクト３８に通じているダクト１２４ａに連結さ
れている第１の熱交換器１３０の出口１４６が示されて
いる。しかしながら、発電機を駆動するために用いられ
ているターボシャフト型のガスタービンエンジン（図示
していない）用の好ましい構成では、（例えば）燃料制
御器の下流側の天然ガスエンジン燃料と流体連通してい
る入口１４４が含まれていると共に、エンジンの燃焼機
部に噴射されるように出口１４６を出る燃料が含まれて
いる。
【００１８】ある適用例では、上に述べた好適な実施例
のターボ圧縮機１２８のタービン部１３８は、エンジン
制御器（図示していない）によって制御され得る可変面
積ノズル翼列１７２を含んでいる。当業者には理解され
得るように、ノズル翼１７２の面積を制御自在に変化さ
せることにより、冷却されているエンジンの諸部の（飛
行中に変化する）冷却需要に一層適合するように、冷却
空気の流れを変化させることができる。
のターボ圧縮機１２８のタービン部１３８は、エンジン
制御器（図示していない）によって制御され得る可変面
積ノズル翼列１７２を含んでいる。当業者には理解され
得るように、ノズル翼１７２の面積を制御自在に変化さ
せることにより、冷却されているエンジンの諸部の（飛
行中に変化する）冷却需要に一層適合するように、冷却
空気の流れを変化させることができる。
【００１９】上に述べた好適な実施例における追加され
た冷却の利点に関して、ターボ圧縮機１２８の圧縮機部
１３２の出口１３６は又、ダクト１７４を介して、高圧
圧縮機２０の後方部１６８に流体連通している。図１０
からわかるように、ダクト１７４は、高圧圧縮機の（中
空な）ステータ１８０の最後方列のステータシール１７
８と流体連通している第１の通路（参照番号１７６で示
されている）を介して、いくらかの冷却空気を差し向け
ている。ダクト１７４は又、高圧圧縮機のブレード１９
２の最後方列のディスクリム１８８の前側部１８６と
（ダブテイルスロット１９０を介して）流体連通してい
る第１の分岐路１８４を含んでいる第２の通路（参照番
号１８２で示されている）を介して、いくらかの冷却空
気を差し向けている。第２の通路１８２は第２の分岐路
１９４を含んでおり、第２の分岐路１９４は、高圧圧縮
機２０の後方部１６８との連結部に最も近い所で高圧タ
ービンシャフト１９６と流体連通している。通路１７６
及び１８２と、分岐路１８４及び１９４とは、種々のエ
ンジンケーシング孔、種々のダクト、並びに種々の中空
なステータ及びディフューザをこのような冷却通路を形
成するように設計することにより設けられており、その
詳細な設計は当業者の知識の範囲内のものである。例え
ば、高圧タービンシャフト１９６を冷却する空気ジェッ
トは、フィルム効果を改善するようにシャフトの回転方
向に整列させることも可能であるし、又は熱伝達を改善
するようにシャフトに対して垂直に整列させることも可
能である。
た冷却の利点に関して、ターボ圧縮機１２８の圧縮機部
１３２の出口１３６は又、ダクト１７４を介して、高圧
圧縮機２０の後方部１６８に流体連通している。図１０
からわかるように、ダクト１７４は、高圧圧縮機の（中
空な）ステータ１８０の最後方列のステータシール１７
８と流体連通している第１の通路（参照番号１７６で示
されている）を介して、いくらかの冷却空気を差し向け
ている。ダクト１７４は又、高圧圧縮機のブレード１９
２の最後方列のディスクリム１８８の前側部１８６と
（ダブテイルスロット１９０を介して）流体連通してい
る第１の分岐路１８４を含んでいる第２の通路（参照番
号１８２で示されている）を介して、いくらかの冷却空
気を差し向けている。第２の通路１８２は第２の分岐路
１９４を含んでおり、第２の分岐路１９４は、高圧圧縮
機２０の後方部１６８との連結部に最も近い所で高圧タ
ービンシャフト１９６と流体連通している。通路１７６
及び１８２と、分岐路１８４及び１９４とは、種々のエ
ンジンケーシング孔、種々のダクト、並びに種々の中空
なステータ及びディフューザをこのような冷却通路を形
成するように設計することにより設けられており、その
詳細な設計は当業者の知識の範囲内のものである。例え
ば、高圧タービンシャフト１９６を冷却する空気ジェッ
トは、フィルム効果を改善するようにシャフトの回転方
向に整列させることも可能であるし、又は熱伝達を改善
するようにシャフトに対して垂直に整列させることも可
能である。
【００２０】従来のエンジン冷却技術では、圧縮機の空
気はダクトによって、エンジン１０の高圧タービン２４
の区域と、低圧タービン２８の区域とに直接導かれる。
本発明の冷却システムは、このような従来のエンジン冷
却技術を増強するため、又はこのような従来の技術の代
わりに用い得るものである。エンジン冷却システム２１
０の第１の実施例２１０’の動作は、他の実施例の動作
を代表するものであり、以下にそれを技術解析に基づく
数値例により説明する。ここで、圧力Ｐの測定単位は、
ｐｓｉａ（絶対圧力）、温度Ｔの測定単位は、゜Ｒであ
る。図４及び図５を参照するとわかるように、低圧圧縮
機吐出し域１１４からの空気（Ｐ＝３４．８、Ｔ＝８１
０）は、ダクト１１２ａによって第１の熱交換器１３０
に送られる。第１の熱交換器１３０に送られた空気は、
高圧圧縮機吐出し域１１８からダクト１１６によって導
かれて第１の熱交換器１３０に入る空気（Ｐ＝４９７、
Ｔ＝１６８９）を冷却する。従って、冷却を受けて第１
の熱交換器１３０を出る空気流は、空気（Ｐ＝４６２、
Ｔ＝１３６９）としてダクト１５２によってターボ圧縮
機１２８の圧縮機部１３２へ送られる。圧縮機部１３２
は、圧縮機中間域１２２からダクト１２０によって導か
れる空気（Ｐ＝２７７、Ｔ＝１４８６）により働くター
ビン部１３８によって駆動される。空気（Ｐ＝４９７、
Ｔ＝１４１６）がダクト１２６によってターボ圧縮機１
２８の圧縮機部１３２を出て、高圧タービン２４を冷却
する。（従来のように高圧タービンを高圧圧縮機吐出し
域からの空気で直接冷却する場合、このような空気はＰ
＝４６４、Ｔ＝１６４７で送給される。）同様に、空気
（Ｐ＝１４０、Ｔ＝１１０９）がダクト１５４によって
第２の熱交換器１５６を出て、低圧タービン２８を冷却
する。（従来のように低圧タービンを圧縮機中間域から
の空気で直接冷却する場合、このような空気はＰ＝１３
０、Ｔ＝１１８６で送給される。）本発明の冷却システ
ムの比較的高いエンジン冷却能力は５１８７８ポンドの
正味推力をもたらすのに対し、従来の冷却を用いる場合
の正味推力は４５１３９ポンドである（但し、高温ター
ビン動翼の温度が本発明の冷却システムと、従来の冷却
とに対して１８３８の「赤線」限度である場合）。本発
明のエンジン冷却システムによる正味推力の改良は、ほ
ぼ１５％である。
気はダクトによって、エンジン１０の高圧タービン２４
の区域と、低圧タービン２８の区域とに直接導かれる。
本発明の冷却システムは、このような従来のエンジン冷
却技術を増強するため、又はこのような従来の技術の代
わりに用い得るものである。エンジン冷却システム２１
０の第１の実施例２１０’の動作は、他の実施例の動作
を代表するものであり、以下にそれを技術解析に基づく
数値例により説明する。ここで、圧力Ｐの測定単位は、
ｐｓｉａ（絶対圧力）、温度Ｔの測定単位は、゜Ｒであ
る。図４及び図５を参照するとわかるように、低圧圧縮
機吐出し域１１４からの空気（Ｐ＝３４．８、Ｔ＝８１
０）は、ダクト１１２ａによって第１の熱交換器１３０
に送られる。第１の熱交換器１３０に送られた空気は、
高圧圧縮機吐出し域１１８からダクト１１６によって導
かれて第１の熱交換器１３０に入る空気（Ｐ＝４９７、
Ｔ＝１６８９）を冷却する。従って、冷却を受けて第１
の熱交換器１３０を出る空気流は、空気（Ｐ＝４６２、
Ｔ＝１３６９）としてダクト１５２によってターボ圧縮
機１２８の圧縮機部１３２へ送られる。圧縮機部１３２
は、圧縮機中間域１２２からダクト１２０によって導か
れる空気（Ｐ＝２７７、Ｔ＝１４８６）により働くター
ビン部１３８によって駆動される。空気（Ｐ＝４９７、
Ｔ＝１４１６）がダクト１２６によってターボ圧縮機１
２８の圧縮機部１３２を出て、高圧タービン２４を冷却
する。（従来のように高圧タービンを高圧圧縮機吐出し
域からの空気で直接冷却する場合、このような空気はＰ
＝４６４、Ｔ＝１６４７で送給される。）同様に、空気
（Ｐ＝１４０、Ｔ＝１１０９）がダクト１５４によって
第２の熱交換器１５６を出て、低圧タービン２８を冷却
する。（従来のように低圧タービンを圧縮機中間域から
の空気で直接冷却する場合、このような空気はＰ＝１３
０、Ｔ＝１１８６で送給される。）本発明の冷却システ
ムの比較的高いエンジン冷却能力は５１８７８ポンドの
正味推力をもたらすのに対し、従来の冷却を用いる場合
の正味推力は４５１３９ポンドである（但し、高温ター
ビン動翼の温度が本発明の冷却システムと、従来の冷却
とに対して１８３８の「赤線」限度である場合）。本発
明のエンジン冷却システムによる正味推力の改良は、ほ
ぼ１５％である。
【００２１】本発明のいくつかの実施例の以上の説明
は、例示のためのものであり、本発明を開示の特定態様
に限定するものではなく、以上の説明に基づいて多様な
改変が可能であることは明らかである。例えば、「エン
ジン圧縮機」という用語は、任意の低圧、中圧及び（又
は）高圧のエンジン圧縮機を包含することを理解された
い。又、本発明のエンジン冷却システムによって冷却さ
れ得るエンジンの様々な部分は、高圧タービン冷却、低
圧タービン冷却、燃焼器冷却、圧縮機ディスク冷却、圧
縮機出口冷却、圧縮機及びタービンケース冷却、間隙制
御冷却等と関連する部分を含んでいる。加えて、比較的
低圧且つ低温の空気は、低圧圧縮機域からと同様に、フ
ァン域、ファンバイパス域等から抽出され得る。更に本
発明は軸流型、半径流型又は他の型のガスタービンエン
ジン圧縮機及び（又は）タービンに適用可能である。同
様に、用途によっては、本発明のエンジン冷却システム
は弁を用いて、様々なダクト内の空気流を制御すること
ができ、又（或いは）、本発明のエンジン冷却システム
は、タービンノズル面積を減らすときに比較的多くの冷
却を要する可変タービンノズルを有しているエンジンに
おいて用いることができる。第１の空気流は第２の空気
流の温度より低い温度を有している第１の流体流とし
て、一般化され得ることに注意されたい。又、このよう
な第１の流体流はエンジン燃料でもよく、その場合、例
えば、ダクト１１２は幾らかの燃料を燃料タンクから熱
交換器に送給し、そしてダクト１２４は燃料を熱交換器
から燃料タンクに戻すか、又は燃焼器等に送給する（こ
のような構成は図面には示されていない）。このような
改変及び他の改変はすべて、本発明の要旨の範囲内で可
能である。
は、例示のためのものであり、本発明を開示の特定態様
に限定するものではなく、以上の説明に基づいて多様な
改変が可能であることは明らかである。例えば、「エン
ジン圧縮機」という用語は、任意の低圧、中圧及び（又
は）高圧のエンジン圧縮機を包含することを理解された
い。又、本発明のエンジン冷却システムによって冷却さ
れ得るエンジンの様々な部分は、高圧タービン冷却、低
圧タービン冷却、燃焼器冷却、圧縮機ディスク冷却、圧
縮機出口冷却、圧縮機及びタービンケース冷却、間隙制
御冷却等と関連する部分を含んでいる。加えて、比較的
低圧且つ低温の空気は、低圧圧縮機域からと同様に、フ
ァン域、ファンバイパス域等から抽出され得る。更に本
発明は軸流型、半径流型又は他の型のガスタービンエン
ジン圧縮機及び（又は）タービンに適用可能である。同
様に、用途によっては、本発明のエンジン冷却システム
は弁を用いて、様々なダクト内の空気流を制御すること
ができ、又（或いは）、本発明のエンジン冷却システム
は、タービンノズル面積を減らすときに比較的多くの冷
却を要する可変タービンノズルを有しているエンジンに
おいて用いることができる。第１の空気流は第２の空気
流の温度より低い温度を有している第１の流体流とし
て、一般化され得ることに注意されたい。又、このよう
な第１の流体流はエンジン燃料でもよく、その場合、例
えば、ダクト１１２は幾らかの燃料を燃料タンクから熱
交換器に送給し、そしてダクト１２４は燃料を熱交換器
から燃料タンクに戻すか、又は燃焼器等に送給する（こ
のような構成は図面には示されていない）。このような
改変及び他の改変はすべて、本発明の要旨の範囲内で可
能である。
【図１】航空機用バイパスターボファンガスタービンエ
ンジンの高圧タービン部を冷却するために本発明のエン
ジン冷却システムを用いた航空機用バイパスターボファ
ンガスタービンエンジンの概略側面図であって、明示の
ため排気ノズルを省略した図である。
ンジンの高圧タービン部を冷却するために本発明のエン
ジン冷却システムを用いた航空機用バイパスターボファ
ンガスタービンエンジンの概略側面図であって、明示の
ため排気ノズルを省略した図である。
【図２】ターボ圧縮機と熱交換器とを含んでいる図１の
エンジン冷却システムのブロック線図である。
エンジン冷却システムのブロック線図である。
【図３】図２のエンジン冷却システムの他の実施例のブ
ロック線図である。
ロック線図である。
【図４】航空機用バイパスターボファンガスタービンエ
ンジンの高圧タービン部と低圧タービン部との両方を冷
却するために本発明のエンジン冷却システムを用いた航
空機用バイパスターボファンガスタービンエンジンの概
略側面図であって、明示のため排気ノズルを省略した図
である。
ンジンの高圧タービン部と低圧タービン部との両方を冷
却するために本発明のエンジン冷却システムを用いた航
空機用バイパスターボファンガスタービンエンジンの概
略側面図であって、明示のため排気ノズルを省略した図
である。
【図５】ターボ圧縮機と２つの熱交換器とを含んでいる
図４のエンジン冷却システムのブロック線図である。
図４のエンジン冷却システムのブロック線図である。
【図６】図５のエンジン冷却システムの他の実施例のブ
ロック線図である。
ロック線図である。
【図７】航空機用バイパスターボファンガスタービンエ
ンジンの高圧タービン部及び低圧タービン部の両方、並
びに高圧圧縮機の後方部を冷却するために単一の熱交換
器を用いている本発明の冷却システムの好適な実施例を
用いた航空機用バイパスターボファンガスタービンエン
ジンの概略側面図であって、明示のため排気ノズルを省
略した図である。
ンジンの高圧タービン部及び低圧タービン部の両方、並
びに高圧圧縮機の後方部を冷却するために単一の熱交換
器を用いている本発明の冷却システムの好適な実施例を
用いた航空機用バイパスターボファンガスタービンエン
ジンの概略側面図であって、明示のため排気ノズルを省
略した図である。
【図８】ターボ圧縮機と単一（第１）の熱交換器とを含
んでいる図７のエンジン冷却システムのブロック線図で
ある。
んでいる図７のエンジン冷却システムのブロック線図で
ある。
【図９】図８のエンジン冷却システムの他の実施例のブ
ロック線図である。
ロック線図である。
【図１０】高圧圧縮機の後方部を含んでいる図７のエン
ジンの一部の概略側面図である。
ジンの一部の概略側面図である。
１０ ガスタービンエンジン １８ コアエンジン ２０ 高圧圧縮機 ２４ 高圧タービン ２８ 低圧タービン ３４ 低圧圧縮機 ３８ ファンバイパスダクト １１０、１１０’、１１０’’、２１０、２１０’、２
１０’’、３１０’、３１０’’ エンジン冷却システ
ム １１２、１１２ａ、１１６、１２０、１２４、１２４
ａ、１２４ｂ、１２４ｃ、１２４ｄ、１２６、１５２、
１５４、１６６、１７４ ダクト １２８ ターボ圧縮機 １３０ 第１の熱交換器 １３２ 圧縮機部 １３８ タービン部 １５６ 第２の熱交換器 １６８ 後方部 １７２ 可変面積ノズル翼列 １８６ 前側部 １８８ ディスクリム １９０ ダブテイルスロット １９６ 高圧タービンシャフト
１０’’、３１０’、３１０’’ エンジン冷却システ
ム １１２、１１２ａ、１１６、１２０、１２４、１２４
ａ、１２４ｂ、１２４ｃ、１２４ｄ、１２６、１５２、
１５４、１６６、１７４ ダクト １２８ ターボ圧縮機 １３０ 第１の熱交換器 １３２ 圧縮機部 １３８ タービン部 １５６ 第２の熱交換器 １６８ 後方部 １７２ 可変面積ノズル翼列 １８６ 前側部 １８８ ディスクリム １９０ ダブテイルスロット １９６ 高圧タービンシャフト
Claims (10)
- 【請求項１】 エンジン圧縮機を有しているガスタービ
ンエンジンの第１及び第２の部分を冷却する冷却システ
ムであって、 （ａ） 各部が入口と出口とを有している圧縮機部とタ
ービン部とを有しているターボ圧縮機と、 （ｂ） 当該第１の熱交換器に対して冷却をなす第１の
流体流の入口と出口とを有していると共に当該第１の熱
交換器から冷却を受ける第２の空気流の入口と出口とを
有している第１の熱交換器とを備えており、 該第１の熱交換器の前記第１の流体流の入口は、比較的
低温の流体と流体連通しており、前記第１の熱交換器の
前記第２の空気流の入口は、前記エンジン圧縮機からの
比較的高温の空気と流体連通しており、前記第１の熱交
換器の前記第２の空気流の出口は、前記ターボ圧縮機の
前記圧縮機部の前記入口と流体連通しており、前記エン
ジンの前記第１及び第２の部分の前記冷却のために、前
記ターボ圧縮機の前記圧縮機部の前記出口は前記エンジ
ンの前記第１の部分と流体連通していると共に、前記タ
ーボ圧縮機の前記タービン部の前記出口は前記エンジン
の前記第２の部分と流体連通しており、 前記比較的高温の空気は、前記比較的低温の流体の温度
よりも高い温度を有している冷却システム。 - 【請求項２】 前記ターボ圧縮機の前記タービン部の前
記入口は、前記エンジン圧縮機からの前記比較的高温の
空気と流体連通している請求項１に記載の冷却システ
ム。 - 【請求項３】 前記第１の熱交換器の前記第２の空気流
の出口は、前記ターボ圧縮機の前記タービン部の前記入
口と流体連通している請求項１に記載の冷却システム。 - 【請求項４】 前記ターボ圧縮機の前記タービン部の前
記入口は、可変面積ノズル翼列を含んでいる請求項１に
記載の冷却システム。 - 【請求項５】 前記エンジン圧縮機は、高圧圧縮機を含
んでおり、前記比較的高温の空気は、前記高圧圧縮機か
らの排気の一部を含んでいる請求項１に記載の冷却シス
テム。 - 【請求項６】 前記エンジンは、高圧タービンと低圧タ
ービンとを含んでいるエンジンタービンを有しており、
前記エンジンの前記第１の部分は、前記高圧タービンを
含んでおり、前記エンジンの前記第２の部分は、前記低
圧タービンを含んでいる請求項５に記載の冷却システ
ム。 - 【請求項７】 前記ターボ圧縮機の前記圧縮機部の前記
出口は、前記高圧圧縮機の後方部と流体連通している請
求項６に記載の冷却システム。 - 【請求項８】 前記高圧圧縮機の前記後方部は、ステー
タシールを有しているステータの最後方列を含んでお
り、前記ターボ圧縮機の前記圧縮機部の前記出口は、前
記ステータシールと流体連通している請求項７に記載の
冷却システム。 - 【請求項９】 前記高圧圧縮機の前記後方部は、ダブテ
イルスロットと、前側部を有しているディスクリムとを
有しているブレードの最後方列を含んでおり、前記ター
ボ圧縮機の前記圧縮機部の前記出口は、前記ダブテイル
スロットを介して前記ディスクリムの前記前側部と流体
連通している請求項７に記載の冷却システム。 - 【請求項１０】 前記高圧タービンは、前記高圧圧縮機
の前記後方部に連結されているシャフトを含んでおり、
前記ターボ圧縮機の前記圧縮機部の前記出口は、前記高
圧圧縮機の前記後方部に最も近い所で前記シャフトと流
体連通している請求項７に記載の冷却システム。
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|---|---|---|---|
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|---|---|
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| DE (1) | DE69421300T2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005256840A (ja) * | 2004-03-12 | 2005-09-22 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置 |
| US7765985B2 (en) | 2005-03-14 | 2010-08-03 | Robert Bosch Gmbh | Intermediate element for a fuel injector |
Families Citing this family (119)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2734320B1 (fr) * | 1995-05-15 | 1997-07-18 | Aerospatiale | Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef |
| 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 |
| US5680767A (en) * | 1995-09-11 | 1997-10-28 | General Electric Company | Regenerative combustor cooling in a gas turbine engine |
| US5901548A (en) * | 1996-12-23 | 1999-05-11 | General Electric Company | Air assist fuel atomization in a gas turbine engine |
| KR100243379B1 (ko) * | 1996-12-31 | 2000-03-02 | 유무성 | 공기 조화 시스템 |
| US5918458A (en) * | 1997-02-14 | 1999-07-06 | General Electric Company | System and method of providing clean filtered cooling air to a hot portion of a gas turbine engine |
| DE10019437A1 (de) | 2000-04-19 | 2001-12-20 | Rolls Royce Deutschland | Verfahren und Vorrichtung zum Kühlen der Gehäuse von Turbinen von Strahltriebwerken |
| US6389793B1 (en) * | 2000-04-19 | 2002-05-21 | General Electric Company | Combustion turbine cooling media supply system and related method |
| US6401460B1 (en) * | 2000-08-18 | 2002-06-11 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Active control system for gas turbine blade tip clearance |
| DE10122695A1 (de) * | 2001-05-10 | 2002-11-21 | Siemens Ag | Verfahren zur Kühlung einer Gasturbine und Gasturbinenanlage |
| US6550254B2 (en) | 2001-08-17 | 2003-04-22 | General Electric Company | Gas turbine engine bleed scoops |
| FR2864996B1 (fr) * | 2004-01-13 | 2006-03-10 | Snecma Moteurs | Systeme de refroidissement de parties chaudes d'un moteur d'aeronef, et moteur d'aeronef equipe d'un tel systeme de refroidissement |
| US7225624B2 (en) * | 2004-06-08 | 2007-06-05 | Allison Advanced Development Company | Method and apparatus for increasing the pressure of cooling fluid within a gas turbine engine |
| US7269955B2 (en) * | 2004-08-25 | 2007-09-18 | General Electric Company | Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances |
| EP1795725B1 (de) * | 2005-10-12 | 2011-01-19 | Alstom Technology Ltd | Gasturbine mit geregelter Luftkühlung |
| GB0607773D0 (en) | 2006-04-20 | 2006-05-31 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
| US8387362B2 (en) * | 2006-10-19 | 2013-03-05 | Michael Ralph Storage | Method and apparatus for operating gas turbine engine heat exchangers |
| US7665327B2 (en) * | 2007-01-17 | 2010-02-23 | Sub-Zero, Inc. | Chilled food storage area for refrigerated appliance |
| GB2449095B (en) * | 2007-05-10 | 2009-05-27 | Rolls Royce Plc | Re-Pressurisation device |
| US8763363B2 (en) * | 2007-07-06 | 2014-07-01 | General Electric Company | Method and system for cooling fluid in a turbine engine |
| US8590286B2 (en) * | 2007-12-05 | 2013-11-26 | United Technologies Corp. | Gas turbine engine systems involving tip fans |
| US8181443B2 (en) * | 2008-12-10 | 2012-05-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Heat exchanger to cool turbine air cooling flow |
| US9249736B2 (en) * | 2008-12-29 | 2016-02-02 | United Technologies Corporation | Inlet guide vanes and gas turbine engine systems involving such vanes |
| EP2336525B1 (fr) * | 2009-12-21 | 2015-08-26 | Techspace Aero S.A. | Intégration d'un échangeur de chaleur air-liquide sur moteur |
| US8256229B2 (en) * | 2010-04-09 | 2012-09-04 | United Technologies Corporation | Rear hub cooling for high pressure compressor |
| US9410482B2 (en) | 2010-12-24 | 2016-08-09 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine heat exchanger |
| FR2975434B1 (fr) * | 2011-05-16 | 2015-08-14 | Mbda France | Turbomachine a chambre de detonation et engin volant pourvu d'une telle turbomachine |
| US20130092350A1 (en) * | 2011-10-14 | 2013-04-18 | General Electric Company | System for cooling fluid flow within an engine |
| US9045998B2 (en) | 2011-12-12 | 2015-06-02 | Honeywell International Inc. | System for directing air flow to a plurality of plena |
| US9109514B2 (en) | 2012-01-10 | 2015-08-18 | Hamilton Sundstrand Corporation | Air recovery system for precooler heat-exchanger |
| US8967528B2 (en) * | 2012-01-24 | 2015-03-03 | The Boeing Company | Bleed air systems for use with aircrafts and related methods |
| US9243563B2 (en) * | 2012-01-25 | 2016-01-26 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine in-board cooled cooling air system |
| US9157325B2 (en) | 2012-02-27 | 2015-10-13 | United Technologies Corporation | Buffer cooling system providing gas turbine engine architecture cooling |
| US9435259B2 (en) | 2012-02-27 | 2016-09-06 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine cooling system |
| US9347374B2 (en) * | 2012-02-27 | 2016-05-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer cooling system |
| US9038398B2 (en) | 2012-02-27 | 2015-05-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer cooling system |
| US9267390B2 (en) | 2012-03-22 | 2016-02-23 | Honeywell International Inc. | Bi-metallic actuator for selectively controlling air flow between plena in a gas turbine engine |
| EP2904231B1 (en) * | 2012-10-01 | 2019-09-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine including bleed system coupled to upstream and downstream locations of compressor and a corresponding method |
| US9714610B2 (en) * | 2012-10-04 | 2017-07-25 | United Technologies Corporation | Low profile compressor bleed air-oil coolers |
| US9562475B2 (en) | 2012-12-19 | 2017-02-07 | Siemens Aktiengesellschaft | Vane carrier temperature control system in a gas turbine engine |
| 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 |
| US9429072B2 (en) | 2013-05-22 | 2016-08-30 | General Electric Company | Return fluid air cooler system for turbine cooling with optional power extraction |
| US9422063B2 (en) | 2013-05-31 | 2016-08-23 | General Electric Company | Cooled cooling air system for a gas turbine |
| GB201319563D0 (en) | 2013-11-06 | 2013-12-18 | Rolls Royce Plc | Pneumatic system for an aircraft |
| US9341119B2 (en) * | 2014-07-03 | 2016-05-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Cooling air system for aircraft turbine engine |
| US10125686B2 (en) * | 2014-12-05 | 2018-11-13 | General Electric Company | Turbine engine assembly and method of manufacturing |
| US10731560B2 (en) | 2015-02-12 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air |
| US10371055B2 (en) | 2015-02-12 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air using cooling compressor as starter |
| US20160237908A1 (en) * | 2015-02-12 | 2016-08-18 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air using existing heat exchanger |
| US20160237907A1 (en) * | 2015-02-12 | 2016-08-18 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air with auxiliary compressor control |
| US20160237905A1 (en) * | 2015-02-12 | 2016-08-18 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air |
| US11808210B2 (en) | 2015-02-12 | 2023-11-07 | Rtx Corporation | Intercooled cooling air with heat exchanger packaging |
| US10830148B2 (en) | 2015-04-24 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger |
| US10480419B2 (en) | 2015-04-24 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air with plural heat exchangers |
| US9850819B2 (en) | 2015-04-24 | 2017-12-26 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger |
| US10221862B2 (en) | 2015-04-24 | 2019-03-05 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air tapped from plural locations |
| US10100739B2 (en) | 2015-05-18 | 2018-10-16 | United Technologies Corporation | Cooled cooling air system for a gas turbine engine |
| US10794288B2 (en) | 2015-07-07 | 2020-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Cooled cooling air system for a turbofan engine |
| EP3121411B1 (en) * | 2015-07-21 | 2018-12-12 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air using existing heat exchanger |
| US10371056B2 (en) * | 2015-12-10 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Multi-source turbine cooling air |
| US10443508B2 (en) * | 2015-12-14 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air with auxiliary compressor control |
| US10330010B2 (en) * | 2015-12-14 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Compressor core inner diameter cooling |
| US20170184027A1 (en) * | 2015-12-29 | 2017-06-29 | General Electric Company | Method and system for compressor and turbine cooling |
| US20170218844A1 (en) * | 2016-02-01 | 2017-08-03 | United Technologies Corporation | Cooling air for variable area turbine |
| US20170241340A1 (en) * | 2016-02-19 | 2017-08-24 | United Technologies Corporation | Turbocompressor for aircraft environmental control system |
| US10125687B2 (en) | 2016-02-29 | 2018-11-13 | General Electric Company | System and method for cooling a turbine engine assembly |
| US10344614B2 (en) | 2016-04-12 | 2019-07-09 | United Technologies Corporation | Active clearance control for a turbine and case |
| US10760492B2 (en) | 2016-04-13 | 2020-09-01 | Raytheon Technologies Corporation | Cooling air architecture for compact size and performance improvement |
| US20170306847A1 (en) * | 2016-04-26 | 2017-10-26 | United Technologies Corporation | Combined Drive for Cooling Air Using Cooing Compressor and Aircraft Air Supply Pump |
| US10746181B2 (en) * | 2016-08-22 | 2020-08-18 | Raytheon Technologies Corporation | Variable speed boost compressor for gas turbine engine cooling air supply |
| US10436115B2 (en) * | 2016-08-22 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Heat exchanger for gas turbine engine with support damper mounting |
| US10982595B2 (en) | 2016-08-23 | 2021-04-20 | Raytheon Technologies Corporation | Heat exchanger for gas turbine engine mounted in intermediate case |
| US10669940B2 (en) | 2016-09-19 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with intercooled cooling air and turbine drive |
| US10550768B2 (en) | 2016-11-08 | 2020-02-04 | United Technologies Corporation | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine |
| US10794290B2 (en) | 2016-11-08 | 2020-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine |
| US10961911B2 (en) | 2017-01-17 | 2021-03-30 | Raytheon Technologies Corporation | Injection cooled cooling air system for a gas turbine engine |
| US10458332B2 (en) * | 2017-01-17 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine engine cooling air with cold air dump |
| US10995673B2 (en) | 2017-01-19 | 2021-05-04 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with intercooled cooling air and dual towershaft accessory gearbox |
| US10823070B2 (en) * | 2017-01-20 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air system with bypass |
| KR101953963B1 (ko) * | 2017-01-24 | 2019-03-04 | 두산중공업 주식회사 | 가스터빈 |
| US10393381B2 (en) | 2017-01-27 | 2019-08-27 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
| US10371383B2 (en) | 2017-01-27 | 2019-08-06 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
| US20180216575A1 (en) * | 2017-01-27 | 2018-08-02 | General Electric Company | Cool core gas turbine engine |
| US11111858B2 (en) * | 2017-01-27 | 2021-09-07 | General Electric Company | Cool core gas turbine engine |
| US10378770B2 (en) | 2017-01-27 | 2019-08-13 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
| US10253643B2 (en) | 2017-02-07 | 2019-04-09 | General Electric Company | Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage |
| US10385776B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-20 | General Electric Company | Methods for assembling a unitary flow path structure |
| US10247019B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-04-02 | General Electric Company | Methods and features for positioning a flow path inner boundary within a flow path assembly |
| US10378373B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-13 | General Electric Company | Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary |
| US10385709B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-20 | General Electric Company | Methods and features for positioning a flow path assembly within a gas turbine engine |
| US10370990B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-06 | General Electric Company | Flow path assembly with pin supported nozzle airfoils |
| US10253641B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-04-09 | General Electric Company | Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path |
| US10577964B2 (en) | 2017-03-31 | 2020-03-03 | United Technologies Corporation | Cooled cooling air for blade air seal through outer chamber |
| US10711640B2 (en) | 2017-04-11 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Cooled cooling air to blade outer air seal passing through a static vane |
| US10385731B2 (en) | 2017-06-12 | 2019-08-20 | General Electric Company | CTE matching hanger support for CMC structures |
| US11402097B2 (en) | 2018-01-03 | 2022-08-02 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
| US10738703B2 (en) | 2018-03-22 | 2020-08-11 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with combined features |
| US10808619B2 (en) | 2018-04-19 | 2020-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with advanced cooling system |
| US10830145B2 (en) | 2018-04-19 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air fleet management system |
| US10718233B2 (en) | 2018-06-19 | 2020-07-21 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with low temperature bearing compartment air |
| US11255268B2 (en) | 2018-07-31 | 2022-02-22 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with selective pressure dump |
| US11066999B2 (en) * | 2019-01-16 | 2021-07-20 | Raytheon Technologies Corporation | Fuel cooled cooling air |
| US11293354B2 (en) | 2019-01-17 | 2022-04-05 | Raytheon Technologies Corporation | Integrated cooling air boost compressor and fuel pump |
| FR3096444B1 (fr) * | 2019-05-20 | 2021-05-07 | Safran | Systeme d’echange de chaleur optimise |
| CN112901341B (zh) * | 2019-12-04 | 2022-03-11 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 涡轮发动机 |
| US11268394B2 (en) | 2020-03-13 | 2022-03-08 | General Electric Company | Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine |
| US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
| US11512639B2 (en) * | 2021-01-26 | 2022-11-29 | General Electric Company | Heat transfer system |
| US12428992B2 (en) | 2022-11-01 | 2025-09-30 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12196131B2 (en) | 2022-11-01 | 2025-01-14 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12503980B2 (en) | 2022-11-01 | 2025-12-23 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12392290B2 (en) | 2022-11-01 | 2025-08-19 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12535033B2 (en) | 2022-11-01 | 2026-01-27 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US12410753B2 (en) | 2022-11-01 | 2025-09-09 | General Electric Company | Gas turbine engine |
| US20260063074A1 (en) * | 2024-08-29 | 2026-03-05 | Rtx Corporation | Suction enabled post shutdown combustor cooling and core ventilation |
| US20260063072A1 (en) * | 2024-08-29 | 2026-03-05 | Rtx Corporation | Suction enabled post shutdown combustor cooling and ventilation |
| US12540551B1 (en) | 2025-07-01 | 2026-02-03 | General Electric Company | Gas turbine engines including splittered airfoils |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2970437A (en) * | 1956-02-28 | 1961-02-07 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | High temperature pumping system with variable speed pump and refrigeration by-product |
| GB1453611A (en) * | 1973-01-20 | 1976-10-27 | Rolls Royce | Cooling of gas turbine engines |
| US4254618A (en) * | 1977-08-18 | 1981-03-10 | General Electric Company | Cooling air cooler for a gas turbofan engine |
| US4539816A (en) * | 1981-04-03 | 1985-09-10 | Minnesota Mining And Manufacturing Company | Heat and liquid recovery using open cycle heat pump system |
| GB2100801B (en) * | 1981-06-18 | 1984-10-10 | Air Prod & Chem | Method and apparatus for compressing gas |
| US4991394A (en) * | 1989-04-03 | 1991-02-12 | Allied-Signal Inc. | High performance turbine engine |
| US5036678A (en) * | 1990-03-30 | 1991-08-06 | General Electric Company | Auxiliary refrigerated air system employing mixture of air bled from turbine engine compressor and air recirculated within auxiliary system |
| US5056335A (en) * | 1990-04-02 | 1991-10-15 | General Electric Company | Auxiliary refrigerated air system employing input air from turbine engine compressor after bypassing and conditioning within auxiliary system |
| US5305616A (en) * | 1992-03-23 | 1994-04-26 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling system |
-
1993
- 1993-01-21 US US08/006,417 patent/US5392614A/en not_active Expired - Lifetime
- 1993-09-30 CA CA002107429A patent/CA2107429C/en not_active Expired - Fee Related
-
1994
- 1994-01-20 JP JP6004312A patent/JPH0713473B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1994-01-21 EP EP94300456A patent/EP0608142B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-01-21 DE DE69421300T patent/DE69421300T2/de not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005256840A (ja) * | 2004-03-12 | 2005-09-22 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンを運転するための方法及び装置 |
| US7765985B2 (en) | 2005-03-14 | 2010-08-03 | Robert Bosch Gmbh | Intermediate element for a fuel injector |
Also Published As
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| DE69421300D1 (de) | 1999-12-02 |
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