UA80962C2 - Теплообмінник для контуру повітряного охолодження турбіни - Google Patents

Теплообмінник для контуру повітряного охолодження турбіни Download PDF

Info

Publication number
UA80962C2
UA80962C2 UA20040706229A UA20040706229A UA80962C2 UA 80962 C2 UA80962 C2 UA 80962C2 UA 20040706229 A UA20040706229 A UA 20040706229A UA 20040706229 A UA20040706229 A UA 20040706229A UA 80962 C2 UA80962 C2 UA 80962C2
Authority
UA
Ukraine
Prior art keywords
air
compressor
flow
combustion chamber
turbine
Prior art date
Application number
UA20040706229A
Other languages
English (en)
Russian (ru)
Inventor
Лоран Пальмізано
Лоран Яблонскі
Original Assignee
Снекма Мотерс
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 Снекма Мотерс filed Critical Снекма Мотерс
Publication of UA80962C2 publication Critical patent/UA80962C2/uk

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/584—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps cooling or heating the machine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Винахід стосується способу подання охолодного повітря в гарячі зони турбореактивного двигуна, який містить послідовно від входу до виходу компресор (3), дифузор (8), камеру згоряння (2), напрямний сопловий апарат (13) і турбіну (5), що приводить у дію зазначений компресор (3), причому згідно зі способом відбирають витрату повітря (F2) у повітряному потоці (F1), подаваному компресором (3), який охолоджується в теплообміннику (22), розташованому радіально зовні камери згоряння (2), потім спрямовують зазначену витрату повітря радіально всередину через нерухомі лопатки (14) напрямного соплового апарата (13) і обдувають робоче колесо (16) турбіни (5), який відрізняється тим, що витрату охолодного повітря (F2) відбирають у зоні (20) нижньої частини камери, яка оточує дифузор (8), причому нерухомі лопатки (14) напрямного соплового апарата (13) обдувають другою витратою повітря (F3), що відбирається в нижній частині камери.

Description

Опис винаходу
Винахід стосується турбореактивних двигунів і, зокрема, стосується охолодження найбільш піддаваних 2 високотемпературному впливу елементів турбореактивних двигунів.
Завдяки поліпшенню термодинамічного циклу досягнутий значний прогрес у турбореактивних двигунах щодо зниження споживання палива і збільшення їхньої питомої потужності.
Зазначене вдосконалення отримане, зокрема, за рахунок збільшення тиску повітря, що надходить у камеру згоряння, і збільшення температури на вході турбіни.
Проте збільшення температури на вході турбіни вимагає інтенсивного охолодження лопаток напрямного соплового апарата й лопаток першого ступеня турбіни високого тиску, яка здійснює привід компресора високого тиску, причому саме ці лопатки піддаються впливу найбільш високих температур і високому рівню напруг. Таке охолодження звичайно здійснюється відбиранням частини потоку повітря під тиском через останній ступінь компресора високого тиску й обдувом ділянок, що працюють за умов високих температур. 19 У сучасних турбореактивних двигунах з високим ступенем стискання створювані компресором високі тиски, що сприяють підвищенню термодинамічного ккд двигуна, супроводжуються значним підвищенням температури повітря, що надходить у камеру згоряння. Це підвищення температури на виході компресора вимагає збільшення витрати відбирання повітря, необхідного для охолодження турбіни високого тиску, що погіршує термодинамічний ккд.
Для усунення цієї хиби було запропоновано охолоджувати витрату повітря, що відбирається в теплообміннику, що його охолодним середовищем є свіже повітря, яке відбирається у вторинному потоці, або інше середовище, паливо або мастило. (Патент США 5581996) передбачає відбирання повітря в проточному тракті дифузора на вході в камеру згоряння. Відбируване повітря охолоджується в теплообміннику, розташованому радіально зовні камери с 29 згоряння, потім повертається всередину двигуна через лопатки напрямного соплового апарата, які, таким чином, (У охолоджуються, і служить для охолодження радіально розташованих внутрішніх ділянок камери згоряння і, частково, лопаток першого ступеня турбіни.
Даний документ є найближчим рівнем техніки винаходу, оскільки передбачає охолодження першого робочого колеса турбіни відбиранням повітря на виході з дифузора, яке охолоджується в теплообміннику і після сч 30 охолодження протікає через лопатки напрямного соплового апарата турбіни. Ге)
Відбирання повітря, здійснюване в радіально розташованій зовнішній зоні проточного тракту на виході з компресора, пов'язане, проте, з ризиком забруднення теплообмінника пилюкою, що надходить. Крім того, о охолоджене повітря протікає через лопатки напрямного соплового апарата турбіни й служить для охолодження о стінок цих лопаток. Це призводить до повторного нагрівання і зменшення витрати повітря, використовуваного 35 надалі для охолодження лопаток турбіни. со
Задачею винаходу є усунення недоліків, властивих відомому рішенню, і подання витрати прохолоднішого повітря для охолодження робочих лопаток турбіни.
Таким чином, винахід відноситься до способу подання охолодного повітря в гарячі зони турбореактивного « двигуна, який послідовно від входу до виходу містить компресор, дифузор, камеру згоряння, напрямний З 40 сопловий апарат і турбіну, що передає обертання на згаданий компресор, причому відповідно до цього способу с відбирається витрата повітря в повітряному потоці, подаваному компресором, що охолоджується в з» теплообміннику, розташованому радіально зовні камери згоряння, потім направляється радіально всередину через нерухомі лопатки напрямного соплового апарата й обдуває робоче колесо турбіни.
Спосіб згідно з винаходом відрізняється тим, що зазначена витрата повітря відбирається в зоні нижньої 45 дастини камери, що оточує дифузор, при цьому нерухомі лопатки напрямного соплового апарата обдуваються бо другою витратою повітря, що відбирається в зоні нижньої частини камери. ав | Таким чином, охолодне повітря, що відбирається в зоні нижньої частини камери, яка оточує дифузор, містить найменшу кількість часток, що зменшує забруднення теплообмінника. Крім того, оскільки лопатки напрямного іш соплового апарата обдуваються другою витратою повітря, що відбирається в зоні нижньої частини камери, то б 20 охолоджене повітря менше нагрівається при проходженні через напрямний сопловий апарат і не відбирається в цьому місці. їз Відповідно до іншої відмітної ознаки винаходу, під камерою згоряння відводиться частина витрати охолодженого повітря, яке проходить крізь напрямний сопловий апарат на останній ступінь компресора для охолодження його елементів.
Така конструкція дозволяє підвищити тривалість служби компресора високого тиску, зокрема в
ГФ) турбореактивних двигунах військового призначення, які можуть піддаватися дуже жорстким режимам протягом короткого проміжку часу. о Винахід відноситься також до турбореактивного двигуна, який послідовно від входу до виходу містить компресор, дифузор, камеру згоряння, напрямний сопловий апарат і турбіну, що передає обертання на 60 зазначений компресор, а також містить перший контур охолодження із засобами для відбирання повітря в подаваному компресором потоці, теплообмінник, розташований радіально зовні камери згоряння і постачений засобами для спрямування охолодного повітря через нерухомі лопатки напрямного соплового апарата для обдуву робочого колеса турбіни, і відрізняється тим, що засоби відбирання відбирають витрату повітря в зоні нижньої частини камери, яка оточує дифузор, і що зазначений турбореактивний двигун додатково містить другий бо контур для охолодження нерухомих лопаток напрямного соплового апарата, який відбирає повітря в нижній частині камери.
Краще, щоб цей турбореактивний двигун додатково містив під камерою систему повітропроводів для подання частини витрати повітря, що проходить крізь напрямний сопловий апарат, на останній ступінь компресора.
Інші переваги й відмітні ознаки винаходу випливають з нижченаведеного опису та з доданих фігур креслень, з-поміж яких:
Фіг.1 являє собою схематичне зображення фрагмента корпуса високого тиску й камери згоряння турбореактивного двигуна, що містить засоби охолодження гарячих зон згідно з винаходом; і
Фіг.2, аналогічна фіг.ї1, зображує варіант виконання повітропроводу, що перепускає частину витрати 7/0 охоподженого повітря на останній ступінь компресора високого тиску.
Креслення показують фрагмент корпуса високого тиску турбореактивного двигуна з віссю Х, що містить на вході в кільцеву камеру згоряння 2 ротор компресора 3, з представленим лише останнім ступенем, що йому надається обертальний рух через вал 4 від ротора турбіни 5, з представленим лише першим робочим колесом.
Як узвичаєно, останній ступінь ротора компресора З містить вінець рухливих лопаток б, який нагнітає первинний потік Е1 повітря, що циркулює в кільцевому каналі, й розташований перед нерухомим вінцем випрямних лопаток 7, що направляє через дифузор 8 первинний потік Ріу камеру згоряння 2.
Кільцева камера згоряння 2 обмежена в радіальному напрямку внутрішньою стінкою 9, розташованою радіально зовні внутрішнього кожуха 10, і радіально зовнішньою стінкою 11, розташованою радіально всередині зовнішнього кожуха 12.
Стінки 9 ї 11 з'єднують, відповідно, внутрішній кожух 10 і зовнішній кожух 12 на вході в напрямний сопловий апарат 13, що включає множину випрямних лопаток 14, які спрямовують потік на рухливі лопатки 15 першого робочого колеса 16 ротора 5 турбіни.
Частина повітряного потоку Е1, подаваного через дифузор 8, служить для спалювання палива, подаваного в камеру згоряння 2 не показаними на фіг.1 інжекторами. Інша частина цього повітря обтікає стінки 9 і 11 камери сч ов Згоряння 2 і служить для охолодження цих стінок, підданих впливу високих температур, і кожухів 10 ї 12, перед тим як вона надходить у камеру 2 через дилюційні отвори, або служить для охолодження статорів і роторів і) турбіни.
Призначення дифузора 8 полягає у зменшенні швидкості витікання первинного потоку Е1 і у збільшенні його тиску на вході в камеру згоряння 2. с зо Відбирання повітря Е2 відповідно до винаходу здійснюється в нижній частині камери в зоні 20, що оточує дифузор 8. Витрата Б2 направляється радіально зовні, щонайменше, по одному каналу 21, протікає через ісе) теплообмінник 22 і повертається радіально всередину двигуна по каналах 23, передбачених у лопатках 14 Ге! напрямного соплового апарата 13, і потрапляє в прохід 24, розташований під напрямним сопловим апаратом 13, звідки частина витрати повітря Е2 направляється в інжектори 25, розміщені навпроти отворів 26, передбачених у о зв передньому кільці 27 першого робочого колеса 16 турбіни, для охолодження цього колеса 16, зокрема лопаток со 15 цього колеса.
Інша частина витрати Е2, подавана в прохід 24, може служити для охолодження інших елементів під камерою 2, зокрема, елементи останнього ступеня компресора високого тиску 3.
З цією метою нерухомий повітропровід ЗО з'єднує прохід 24 із зоною 31, що відокремлює диск останнього « ступеня компресора З і внутрішній кожух 33, що несе випрямні лопатки 7. Цей повітропровід ЗО може бути з с виконаний кільцевим, з оборотом навколо осі Х, і обмеженим радіально зовні внутрішнім кожухом 10 і радіально зсередини обичайкою 34, як це показано на фіг.2. Він може бути виконаний також у вигляді множини каналів, що ;» простягаються в напрямку входу і розподілені навколо осі Х.
Згідно з іншою відмітною ознакою винаходу, показаною на фіг.1, лопатки 14 напрямного соплового апарата 13 охолоджуються другим контуром охолодження 40, який відбирає витрату повітря ЕЗ у вихідній зоні
Го! порожнини, що відокремлює зовнішню стінку 11 і зовнішній кожух 12, причому ця витрата повітря ЕЗ протікає по каналах 41, передбачених у стінці випрямних лопаток 14 і відділених від каналів 23, і виходить через отвори о на зовнішні поверхні лопаток 14, а саме на передні кромки й на задні кромки.
Ге) Завдяки такій конструкції, з потоку Е2 не здійснюється жодного відбирання повітря для охолодження лопаток 14 напрямного соплового апарата 13, який охолоджується переважно потоком ЕЗ, і потік Е2 піддається меншому
Ме, нагріванню при проходженні через лопатки 14.
Ге Використовуваним у теплообміннику 22 охолодним середовищем може бути повітря, що відбирається у вторинному контурі турбореактивного двигуна за допомогою повітрозабирача. Може бути також використане повітря контролю зазору турбіни або мастило задньої порожнини як джерело холоду й, частково, паливо, що надходить у камеру згоряння 2.
У тому випадку, коли джерело холоду теплообмінника 22 відбирається у вторинному контурі двовалового (Ф, турбореактивного двигуна, обладнаного вентилятором, витрата повітря може регулюватися на етапах польоту, ка коли теплообмінник більше не потрібний, наприклад, у крейсерському режимі.
Система повітряного охолодження згідно з даним винаходом призначена, зокрема, для турбореактивних бр двигунів з високим ступенем підвищення тиску. Вона застосовна також до двовалових двоконтурних турбореактивних двигунів цивільного призначення, обладнаних вентиляторами з високим ступенем двоконтурності, у яких тиск повітря, подаваний у камеру згоряння 2, може сягати ЗОбар під час фази зльоту. В цих турбореактивних двигунах температура стиснутого повітря може сягати 7002С, і охолодження повітря, що відбирається при цій температурі, необхідне під час усієї критичної фази зльоту. У крейсерському режимі б5 температура стиснутого повітря знижується приблизно до 300 2С, й охолодження повітря, що відбирається з теплообмінника 22, більше не є необхідним, що покращує загальний ккд двигуна в цьому режимі.

Claims (4)

Формула винаходу
1. Спосіб подання охолодного повітря в гарячі зони турбореактивного двигуна, що містить послідовно від входу до виходу компресор (3), дифузор (8), камеру згоряння (2), напрямний сопловий апарат (13) і турбіну (5), що приводить у дію зазначений компресор (3), згідно з яким відбирають витрату повітря (Е2) у повітряному потоці (Е71), подаваному компресором (3), що охолоджується в теплообміннику (22), розташованому радіально 70 зовні камери згоряння (2), спрямовують його радіально всередину через нерухомі лопатки (14) напрямного соплового апарата (13) і обдувають робоче колесо (16) турбіни (5), який відрізняється тим, що витрату охолодного повітря (2) відбирають у зоні (20) нижньої частини камери, що оточує дифузор (8), причому нерухомі лопатки (14) напрямного соплового апарата (13) обдувають другою витратою повітря (Е3), що його відбирають у нижній частині камери.
2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що під камерою згоряння (2) відводять частину витрати повітря (Е2), яке проходить крізь напрямний сопловий апарат (13), у напрямку останнього ступеня компресора (3) для охолодження його елемента.
З. Турбореактивний двигун, що містить послідовно від входу до виходу компресор (3), дифузор (8), камеру згоряння (2), напрямний сопловий апарат (13) і турбіну (5), яка приводить у дію зазначений компресор (3), а оо також містить перший контур охолодження із засобами для відбирання повітря в потоці (Е1), подаваному компресором (3), теплообмінник (22), розташований радіально зовні камери згоряння (2), і засоби для спрямування охолодного повітря через нерухомі лопатки (14) напрямного соплового апарата (13) для обдуву робочого колеса (16) турбіни (5), який відрізняється тим, що засоби відбирання відбирають витрату повітря (Е2) у зоні (20) нижньої частини камери, яка оточує дифузор (8), причому турбореактивний двигун додатково містить сч другий контур (40) для охолодження нерухомих лопаток (14) напрямного соплового апарата (13), які відбирають повітря в нижній частині камери. (о)
4. Турбореактивний двигун за п. З, який відрізняється тим, що під камерою (2) розміщена система повітропроводів (30) для подання частини витрати повітря (Е2), яке проходить через напрямний сопловий апарат (13), у напрямку останнього ступеня компресора (3). с (Се) (22) «в) г) -
с . и? (ее) («в) се) б 50 Ко) Ф) іме) 60 б5
UA20040706229A 2003-07-28 2004-07-27 Теплообмінник для контуру повітряного охолодження турбіни UA80962C2 (uk)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0309219A FR2858358B1 (fr) 2003-07-28 2003-07-28 Procede de refroidissement, par air refroidi en partie dans un echangeur externe, des parties chaudes d'un turboreacteur, et turboreacteur ainsi refroidi

Publications (1)

Publication Number Publication Date
UA80962C2 true UA80962C2 (uk) 2007-11-26

Family

ID=33523003

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
UA20040706229A UA80962C2 (uk) 2003-07-28 2004-07-27 Теплообмінник для контуру повітряного охолодження турбіни

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7000404B2 (uk)
EP (1) EP1503061B1 (uk)
CA (1) CA2475404C (uk)
DE (1) DE602004000527T2 (uk)
ES (1) ES2262102T3 (uk)
FR (1) FR2858358B1 (uk)
RU (1) RU2332579C2 (uk)
UA (1) UA80962C2 (uk)

Families Citing this family (77)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US7269955B2 (en) * 2004-08-25 2007-09-18 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
US7987660B2 (en) * 2005-06-10 2011-08-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine, method of controlling air supply and computer program product for controlling air supply
US7568343B2 (en) * 2005-09-12 2009-08-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Small gas turbine engine with multiple burn zones
US20070151257A1 (en) * 2006-01-05 2007-07-05 Maier Mark S Method and apparatus for enabling engine turn down
US7669425B2 (en) * 2006-10-25 2010-03-02 Siemens Energy, Inc. Closed loop turbine cooling fluid reuse system for a turbine engine
US7870743B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 General Electric Company Compound nozzle cooled engine
US7926289B2 (en) 2006-11-10 2011-04-19 General Electric Company Dual interstage cooled engine
US7870742B2 (en) 2006-11-10 2011-01-18 General Electric Company Interstage cooled turbine engine
US7823389B2 (en) * 2006-11-15 2010-11-02 General Electric Company Compound clearance control engine
EP1923574B1 (de) * 2006-11-20 2014-10-29 Siemens Aktiengesellschaft Verdichter, Turbinenanlage und Verfahren zum Zuführen von Heissluft
US8495883B2 (en) * 2007-04-05 2013-07-30 Siemens Energy, Inc. Cooling of turbine components using combustor shell air
US8015826B2 (en) * 2007-04-05 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Engine brake for part load CO reduction
US8438835B2 (en) * 2007-07-30 2013-05-14 General Electric Company Methods and apparatus for mixing fluid in turbine engines
US8516791B2 (en) * 2007-07-30 2013-08-27 General Electric Company Methods and apparatus for mixing fluid in turbine engines
GB0818047D0 (en) * 2008-10-03 2008-11-05 Rolls Royce Plc Turbine cooling system
RU2387846C1 (ru) * 2008-10-29 2010-04-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации
US8778063B2 (en) 2009-02-04 2014-07-15 Purdue Research Foundation Coiled and microchannel heat exchangers for metal hydride storage systems
WO2010091171A1 (en) 2009-02-04 2010-08-12 Purdue Research Foundation Finned heat exchangers for metal hydride storage systems
GB2468346B (en) * 2009-03-06 2011-06-22 Rolls Royce Plc Cooling system for an aero gas turbine engine
US8281601B2 (en) * 2009-03-20 2012-10-09 General Electric Company Systems and methods for reintroducing gas turbine combustion bypass flow
FR2954466B1 (fr) * 2009-12-18 2014-08-08 Snecma Echangeur thermique pour pile a combustible chaude
US8910465B2 (en) 2009-12-31 2014-12-16 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and heat exchange system
US8256229B2 (en) * 2010-04-09 2012-09-04 United Technologies Corporation Rear hub cooling for high pressure compressor
US8266888B2 (en) 2010-06-24 2012-09-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooler in nacelle with radial coolant
US8869538B2 (en) 2010-12-24 2014-10-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine flow path member
US8910485B2 (en) * 2011-04-15 2014-12-16 General Electric Company Stoichiometric exhaust gas recirculation combustor with extraction port for cooling air
EP2562369B1 (de) * 2011-08-22 2015-01-14 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Betrieb einer Gasturbinenanlage sowie Gasturbinenanlage zur Durchführung des Verfahrens
US9347374B2 (en) 2012-02-27 2016-05-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer cooling 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
US9038398B2 (en) 2012-02-27 2015-05-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer cooling system
US9085983B2 (en) 2012-03-29 2015-07-21 General Electric Company Apparatus and method for purging a gas turbine rotor
US10151243B2 (en) 2013-02-23 2018-12-11 Rolls-Royce Corporation Cooled cooling air taken directly from combustor dome
RU2514818C1 (ru) * 2013-02-27 2014-05-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Охлаждаемая турбина
WO2014133659A1 (en) 2013-03-01 2014-09-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. High pressure compressor thermal management and method of assembly and cooling
WO2015017000A2 (en) * 2013-05-10 2015-02-05 United Technologies Corporation Diffuser case strut for a turbine engine
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
US9512780B2 (en) * 2013-07-31 2016-12-06 General Electric Company Heat transfer assembly and methods of assembling the same
DE102013217504A1 (de) 2013-09-03 2015-03-05 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine
DE102013220844B4 (de) * 2013-10-15 2019-03-21 MTU Aero Engines AG Verdichter und Gasturbine mit einem derartigen Verdichter
US20150159555A1 (en) * 2013-12-10 2015-06-11 Chad W. Heinrich Internal heating using turbine air supply
US10253632B2 (en) 2013-12-30 2019-04-09 United Technologies Corporation Compressor rim thermal management
US20170328231A1 (en) * 2014-05-09 2017-11-16 United Technologies Corporation Turbine clearance control system and method for improved variable cycle gas turbine engine fuel burn
US10125686B2 (en) 2014-12-05 2018-11-13 General Electric Company Turbine engine assembly and method of manufacturing
US20160237903A1 (en) * 2015-02-13 2016-08-18 United Technologies Corporation High Pressure Compressor Rotor Thermal Conditioning Using Conditioned Compressor Air
US10208668B2 (en) * 2015-09-30 2019-02-19 Rolls-Royce Corporation Turbine engine advanced cooling system
US9989260B2 (en) * 2015-12-22 2018-06-05 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US9945562B2 (en) * 2015-12-22 2018-04-17 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US9995221B2 (en) * 2015-12-22 2018-06-12 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US20170184027A1 (en) * 2015-12-29 2017-06-29 General Electric Company Method and system for compressor and turbine cooling
FR3054606B1 (fr) 2016-07-29 2020-04-17 Safran Aircraft Engines Turbine comprenant un systeme de ventilation entre rotor et stator
US10800539B2 (en) * 2016-08-19 2020-10-13 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US11105340B2 (en) 2016-08-19 2021-08-31 General Electric Company Thermal management system for an electric propulsion engine
US10676205B2 (en) 2016-08-19 2020-06-09 General Electric Company Propulsion engine for an aircraft
US10436115B2 (en) * 2016-08-22 2019-10-08 United Technologies Corporation Heat exchanger for gas turbine engine with support damper mounting
RU2639443C1 (ru) * 2017-01-24 2017-12-21 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя
US20180291760A1 (en) * 2017-04-11 2018-10-11 United Technologies Corporation Cooling air chamber for blade outer air seal
EP3450722B1 (en) 2017-08-31 2024-02-14 General Electric Company Air delivery system for a gas turbine engine
US11156128B2 (en) 2018-08-22 2021-10-26 General Electric Company Embedded electric machine
US20200180771A1 (en) 2018-12-06 2020-06-11 General Electric Company Thermal Management System for an Aircraft Including an Electric Propulsion Engine
FR3096444B1 (fr) * 2019-05-20 2021-05-07 Safran Systeme d’echange de chaleur optimise
US11808178B2 (en) * 2019-08-05 2023-11-07 Rtx Corporation Tangential onboard injector inlet extender
RU2738523C1 (ru) * 2020-03-24 2020-12-14 Николай Борисович Болотин Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации
US12149154B2 (en) 2021-07-22 2024-11-19 General Electric Company Electric machine having a hybrid insulative-conductive manifold
US12320299B2 (en) * 2022-07-20 2025-06-03 General Electric Company Cooling air delivery system and methods thereof
US12503980B2 (en) 2022-11-01 2025-12-23 General Electric Company Gas turbine engine
US12428992B2 (en) 2022-11-01 2025-09-30 General Electric Company Gas turbine engine
US12392290B2 (en) 2022-11-01 2025-08-19 General Electric Company Gas turbine engine
US12410753B2 (en) 2022-11-01 2025-09-09 General Electric Company Gas turbine engine
US12535033B2 (en) 2022-11-01 2026-01-27 General Electric Company Gas turbine engine
US12196131B2 (en) 2022-11-01 2025-01-14 General Electric Company Gas turbine engine
EP4450781A1 (en) * 2023-04-18 2024-10-23 RTX Corporation Gas turbine engine configured for decreased diffuser wall windage and method of assembling the same
EP4450779A1 (en) * 2023-04-18 2024-10-23 RTX Corporation Intercooled combustor nozzle guide vane and secondary air configuration
US12359612B2 (en) 2023-10-18 2025-07-15 General Electric Company Turbine engine with three air streams
US12540551B1 (en) 2025-07-01 2026-02-03 General Electric Company Gas turbine engines including splittered airfoils

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4120150A (en) * 1977-05-17 1978-10-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Compact fuel-to-air heat exchanger for jet engine application
US4254618A (en) * 1977-08-18 1981-03-10 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbofan engine
RU2093697C1 (ru) * 1988-07-26 1997-10-20 Гришин Александр Николаевич Газотурбинный двигатель
RU2029117C1 (ru) * 1988-12-20 1995-02-20 Гришин Александр Николаевич Газотурбинный двигатель
RU2064062C1 (ru) * 1991-11-29 1996-07-20 Александр Николаевич Гришин Способ работы газотурбинной установки
US5619855A (en) * 1995-06-07 1997-04-15 General Electric Company High inlet mach combustor for gas turbine engine
US5581996A (en) * 1995-08-16 1996-12-10 General Electric Company Method and apparatus for turbine cooling
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
US6065282A (en) * 1997-10-29 2000-05-23 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. System for cooling blades in a gas turbine
US6672072B1 (en) * 1998-08-17 2004-01-06 General Electric Company Pressure boosted compressor cooling system
US6250061B1 (en) * 1999-03-02 2001-06-26 General Electric Company Compressor system and methods for reducing cooling airflow
US6295803B1 (en) * 1999-10-28 2001-10-02 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine cooling system

Also Published As

Publication number Publication date
DE602004000527D1 (de) 2006-05-11
RU2004123223A (ru) 2006-01-27
RU2332579C2 (ru) 2008-08-27
CA2475404C (fr) 2011-09-13
CA2475404A1 (fr) 2005-01-28
US20050022535A1 (en) 2005-02-03
FR2858358B1 (fr) 2005-09-23
US7000404B2 (en) 2006-02-21
EP1503061B1 (fr) 2006-03-22
FR2858358A1 (fr) 2005-02-04
DE602004000527T2 (de) 2007-04-05
ES2262102T3 (es) 2006-11-16
EP1503061A1 (fr) 2005-02-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
UA80962C2 (uk) Теплообмінник для контуру повітряного охолодження турбіни
RU2303149C2 (ru) Газотурбинный двигатель (варианты) и способ охлаждения размещенных внутри него деталей
US6250061B1 (en) Compressor system and methods for reducing cooling airflow
CN108204250B (zh) 用于涡轮发动机的流体喷嘴组件
US6585482B1 (en) Methods and apparatus for delivering cooling air within gas turbines
CN102459817B (zh) 具有对在高压压缩机的输出端取样的冷却空气流的流量进行调节的改良的装置的涡轮发动机
GB2270118A (en) System for cooling a turbomachine compressor and for controlling clearances therein.
CN110185501B (zh) 带具有冷却入口的导叶的燃气涡轮发动机
CN106907352A (zh) 用于燃气涡轮发动机的中间冷却系统和方法
CN114718656B (zh) 用于控制燃气涡轮发动机内的叶片间隙的系统
EP1350018B1 (en) Combustor turbine successive dual cooling
US6089010A (en) System for compensating for a pressure loss in the cooling-air ducting in a gas turbine plant
US6702547B2 (en) Gas turbine
CN108869047A (zh) 具有冷却压缩机的燃气涡轮发动机
RU2459967C1 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель
RU2347091C1 (ru) Газотурбинный двигатель
RU2311549C2 (ru) Турбореактивный двигатель с обтекателем статора во внутренней полости
JP2004060544A (ja) ガスタービン圧縮機のクリアランス低減方法及びガスタービンプラント
RU2707105C2 (ru) Турбореактивный двухконтурный двигатель
US20140260292A1 (en) Gas turbine and method for guiding compressed fluid in a gas turbine
RU2735040C1 (ru) Газоперекачивающий агрегат
WO2017003455A1 (en) Turbine stator vane cooling circuit with flow stream separation
RU2730558C1 (ru) Двухконтурный турбореактивный двигатель
GB2356671A (en) Gas turbine engine cooling