[go: up one dir, main page]

RU2008133990A - Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем - Google Patents

Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем Download PDF

Info

Publication number
RU2008133990A
RU2008133990A RU2008133990/06A RU2008133990A RU2008133990A RU 2008133990 A RU2008133990 A RU 2008133990A RU 2008133990/06 A RU2008133990/06 A RU 2008133990/06A RU 2008133990 A RU2008133990 A RU 2008133990A RU 2008133990 A RU2008133990 A RU 2008133990A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
fairing
cooler
hot air
Prior art date
Application number
RU2008133990/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2411389C2 (ru
Inventor
Ален ПОРТ (FR)
Ален ПОРТ
Дамьен ПРА (FR)
Дамьен ПРА
Original Assignee
Эрбюс Франс (Fr)
Эрбюс Франс
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 Эрбюс Франс (Fr), Эрбюс Франс filed Critical Эрбюс Франс (Fr)
Publication of RU2008133990A publication Critical patent/RU2008133990A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2411389C2 publication Critical patent/RU2411389C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • 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
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/08—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan with supplementary heating of the working fluid; Control thereof
    • F02K3/105—Heating the by-pass flow
    • F02K3/115—Heating the by-pass flow by means of indirect heat exchange
    • 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
    • F05D2260/208—Heat transfer, e.g. cooling using heat pipes
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель для воздушного судна, содержащий: ! полую гондолу (1) с продольной осью (L-L), снабженную спереди впуском (2) для воздуха и сзади - выпуском (3) для воздуха; ! центральный генератор (6) горячего потока, расположенный в осевом направлении в гондоле (1); ! вентилятор (8), расположенный в осевом направлении в гондоле (1) перед центральным генератором (6) и выполненный с возможностью генерирования холодного потока (9) для газотурбинного двигателя; ! наружный обтекатель (4), расположенный внутри гондолы (1), и внутренний обтекатель (10), окружающий центральный генератор (6), причем наружный и внутренний обтекатели ограничивают между ними канал (13) вентилятора кольцевого поперечного сечения для холодного потока (9); и ! предварительный охладитель, содержащий впуск (20) для потока горячего воздуха (20), отбираемого из центрального генератора (6), и выпуск для потока горячего воздуха, охлаждаемого с использованием холодного потока (9); ! при этом предварительный охладитель (30) расположен внутри, по меньшей мере, участка задней части (10R) внутреннего обтекателя (10) вокруг продольной оси (L-L) и находится в тепловом контакте с задней частью (10R) внутреннего обтекателя (10) так, чтобы он охлаждался холодным потоком (9), выдуваемым на заднюю часть (10R) внутреннего обтекателя (10). ! 2. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором предварительный охладитель (30) имеет кольцевое поперечное сечение и проходит по всей периферии задней части (10R) внутреннего обтекателя (10). ! 3. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором внутренний обтекатель (10) с центральным генератором (6) ограничивают промежуточную камеру (12) кольцевого поперечного сечени

Claims (9)

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель для воздушного судна, содержащий:
полую гондолу (1) с продольной осью (L-L), снабженную спереди впуском (2) для воздуха и сзади - выпуском (3) для воздуха;
центральный генератор (6) горячего потока, расположенный в осевом направлении в гондоле (1);
вентилятор (8), расположенный в осевом направлении в гондоле (1) перед центральным генератором (6) и выполненный с возможностью генерирования холодного потока (9) для газотурбинного двигателя;
наружный обтекатель (4), расположенный внутри гондолы (1), и внутренний обтекатель (10), окружающий центральный генератор (6), причем наружный и внутренний обтекатели ограничивают между ними канал (13) вентилятора кольцевого поперечного сечения для холодного потока (9); и
предварительный охладитель, содержащий впуск (20) для потока горячего воздуха (20), отбираемого из центрального генератора (6), и выпуск для потока горячего воздуха, охлаждаемого с использованием холодного потока (9);
при этом предварительный охладитель (30) расположен внутри, по меньшей мере, участка задней части (10R) внутреннего обтекателя (10) вокруг продольной оси (L-L) и находится в тепловом контакте с задней частью (10R) внутреннего обтекателя (10) так, чтобы он охлаждался холодным потоком (9), выдуваемым на заднюю часть (10R) внутреннего обтекателя (10).
2. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором предварительный охладитель (30) имеет кольцевое поперечное сечение и проходит по всей периферии задней части (10R) внутреннего обтекателя (10).
3. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором внутренний обтекатель (10) с центральным генератором (6) ограничивают промежуточную камеру (12) кольцевого поперечного сечения, окружающую центральный генератор, при этом предварительный охладитель (30) расположен с той же стороны, что и промежуточная камера (12).
4. Газотурбинный двигатель по любому из пп.1-3, в котором, по меньшей мере, в его задней части (10R) внутренний обтекатель (10) содержит внутреннюю стенку (35) и наружную стенку (36), расположенные параллельно и отделенные друг от друга пространством (37) в виде кольцевого зазора, а предварительный охладитель (30) расположен в пространстве (37).
5. Газотурбинный двигатель по п.4, содержащий:
распределительную трубу (41), соединенную с впуском (31) для потока горячего воздуха (20) и выполненную с возможностью распределения горячего воздуха, по меньшей мере, приблизительно по всей длине кольцевого пространства (37); и
собирающую трубу (43), соединенную с выпуском (32) для потока охлажденного горячего воздуха (23) и выполненную с возможностью сбора охлажденного горячего воздуха, по меньшей мере, приблизительно по всей длине кольцевого пространства (37).
6. Газотурбинный двигатель по п.5, в котором между распределительной трубой (41) и собирающей трубой (43) предварительный охладитель (30) содержит множество криволинейных каналов (40) для направления горячего воздуха, при этом каналы расположены перпендикулярно продольной оси (L-L) гондолы и распределены по длине кольцевого пространства (37).
7. Газотурбинный двигатель по п.6, в котором каналы (40) образованы каркасом (38, 39), усиливающим заднюю часть (10R) внутреннего обтекателя (10) и прикрепленным к внутренней (35) и наружной (36) стенкам.
8. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором он содержит перепускной канал (33), установленный параллельно предварительному охладителю (30) и соединяющий впуск (31) для потока горячего воздуха (20) и выпуск (32) для потока охлажденного горячего воздуха (23).
9. Газотурбинный двигатель по п.8, в котором перепускной канал (33) снабжен регулировочным клапаном (34).
RU2008133990/06A 2006-01-19 2007-01-18 Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем RU2411389C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0600472A FR2896275B1 (fr) 2006-01-19 2006-01-19 Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur.
FR0600472 2006-01-19

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008133990A true RU2008133990A (ru) 2010-02-27
RU2411389C2 RU2411389C2 (ru) 2011-02-10

Family

ID=37106239

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008133990/06A RU2411389C2 (ru) 2006-01-19 2007-01-18 Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8141337B2 (ru)
EP (1) EP1973778B1 (ru)
JP (1) JP4972652B2 (ru)
CN (1) CN101374722B (ru)
BR (1) BRPI0706872A2 (ru)
CA (1) CA2631849C (ru)
FR (1) FR2896275B1 (ru)
RU (1) RU2411389C2 (ru)
WO (1) WO2007083026A1 (ru)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8826641B2 (en) * 2008-01-28 2014-09-09 United Technologies Corporation Thermal management system integrated pylon
US8757960B2 (en) * 2010-12-21 2014-06-24 Hamilton Sundstrand Corporation Shaft support for air cycle machine
US9410482B2 (en) 2010-12-24 2016-08-09 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine heat exchanger
US8661833B2 (en) 2011-01-14 2014-03-04 Hamilton Sundstrand Corporation Bleed valve module
US9670842B2 (en) 2011-01-14 2017-06-06 Hamilton Sundstrand Corporation Bleed valve module with position feedback and cooling shroud
US9062604B2 (en) 2011-01-14 2015-06-23 Hamilton Sundstrand Corporation Low pressure bleed architecture
EP2686522B8 (en) 2011-03-17 2018-10-10 C Series Aircraft Limited Partnership Control system and method for operating a precooler in an aircraft
US10093424B2 (en) * 2014-07-07 2018-10-09 United Technologies Corporation Low pressure environmental control system with safe pylon transit
US10634051B2 (en) 2012-01-09 2020-04-28 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with low pressure environmental control system for aircraft
CN103216361B (zh) * 2013-04-18 2015-10-21 李宇霞 新型小型涵道涡扇发动机
CN103835836B (zh) * 2014-03-10 2015-09-09 金剑 一种涵道比可控的燃气轮机
US10487690B2 (en) * 2014-08-18 2019-11-26 Rohr, Inc. Actively controlled cooling air exhaust door on an aircraft engine nacelle
CN106285949B (zh) * 2015-06-04 2018-09-11 中国航发商用航空发动机有限责任公司 发动机高压压气机出口冷却系统
RU2617026C1 (ru) * 2015-12-09 2017-04-19 Владимир Леонидович Письменный Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя
US10934938B2 (en) 2016-07-22 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Boundary layer cooling air for embedded engine
FR3070967B1 (fr) * 2017-09-14 2019-08-30 Airbus Operations Dispositif d'echange thermique compact incorpore dans un mat d'aeronef
RU2696884C2 (ru) * 2018-01-11 2019-08-07 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (варианты)
RU2679337C1 (ru) * 2018-01-11 2019-02-07 Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Способ повышения тягово-экономических характеристик сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (варианты)
RU2701034C1 (ru) * 2019-02-15 2019-09-24 Владимир Леонидович Письменный Двухконтурный турбореактивный двигатель
RU2704435C1 (ru) * 2019-02-28 2019-10-29 Владимир Леонидович Письменный Двухконтурная газотурбинная установка
US11274602B2 (en) 2019-05-24 2022-03-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Air cooler for gas turbine engine
US11713719B2 (en) * 2020-05-07 2023-08-01 The Boeing Company Engine bleed power recovery systems and related methods

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB716145A (en) * 1952-02-19 1954-09-29 Ernest Lagelbauer Improvements in aircraft jet propulsion engines including a ducted fan
US3842597A (en) * 1973-03-16 1974-10-22 Gen Electric Gas turbine engine with means for reducing the formation and emission of nitrogen oxides
DE2400618B2 (de) * 1974-01-08 1976-10-21 Siemens AG, 1000 Berlin und 8000 München Spannabe
US4254618A (en) * 1977-08-18 1981-03-10 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbofan engine
US4493184A (en) * 1983-03-07 1985-01-15 United Technologies Corporation Pressurized nacelle compartment for active clearance controlled gas turbine engines
US5269135A (en) * 1991-10-28 1993-12-14 General Electric Company Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
FR2697289B1 (fr) * 1992-10-28 1994-12-09 Snecma Turboréacteur à double flux avec système de réchauffement d'air sur la tuyère primaire.
DE4315256A1 (de) * 1993-05-07 1994-11-10 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Verteilung sowie Zu- und Abführung eines Kühlmittels an einer Wand eines Turbo-, insbesondere Turbo-Staustrahltriebwerks
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
FR2734319B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
JP2009523946A (ja) 2009-06-25
EP1973778A1 (fr) 2008-10-01
WO2007083026A1 (fr) 2007-07-26
US8141337B2 (en) 2012-03-27
CN101374722B (zh) 2011-07-06
EP1973778B1 (fr) 2015-10-14
FR2896275B1 (fr) 2010-05-28
CA2631849C (fr) 2013-10-15
FR2896275A1 (fr) 2007-07-20
RU2411389C2 (ru) 2011-02-10
BRPI0706872A2 (pt) 2011-04-12
US20090000305A1 (en) 2009-01-01
CN101374722A (zh) 2009-02-25
JP4972652B2 (ja) 2012-07-11
CA2631849A1 (fr) 2007-07-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2008133990A (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем
RU2382221C1 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель, снабженный предварительным охладителем
US8408008B2 (en) Scoop of a running-gap control system of an aircraft gas turbine
RU2376205C1 (ru) Турбовентиляторный двигатель с предохладителем
CA2679896C (en) Thermal anti-icing system
CN104334835B (zh) 高压消声装置
CA1134627A (en) System for infrared emission suppression (sires)
CA2515849A1 (en) Confluent exhaust nozzle
GB2468669C (en) A flow discharge device
US8235170B1 (en) Integrated tailcone muffler assemblies and methods
JP2009036193A (ja) タービンエンジン内で流体を混合するための方法及び装置
US2594118A (en) Heated intake component for gas turbine engines
JP2016518546A (ja) 航空機タービンエンジンのセパレータノーズを除氷するための装置
GB741336A (en) Anti-icing means for a gas turbine engine of an aircraft
RU2358139C2 (ru) Устройство для подачи воздуха и топлива к кольцу форсунок в форсажной камере
RU2382279C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя
RU2007146996A (ru) Способ снижения шумовой эмиссии в задней части турбореактивного двигателя и усовершенствованный турбореактивный двигатель
US3143184A (en) Nozzle for suppressing jet noise
US2535660A (en) Air-cooled silencer with plural passages
JP2016000962A (ja) ガスタービン用吸気サイレンサ
US2312399A (en) Cooling exhaust conduits

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20120221

MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200119