This cooling system is provided with: a core casing (18) accommodating a compressor (12, 13), a combustion chamber (14), and a turbine (15, 16); a tail cone (28) forming, in conjunction with the core casing (18), at least a portion of an exhaust flow passage (23) of the turbine (15, 16); struts (27) linking the core casing (18) and a supporting body (26) of the tail cone (28); a housing (31) which is situated in the tail cone (28) to accommodate electrical equipment; and at least one main duct (40) providing communication between an internal space of the housing (31) and either an outlet flow passage (12a) of the compressor (12) or an exhaust port of a blower (34) situated in a gas turbine engine, through at least one of the struts (27) and through a radially outer side of the core casing (18).

    La présente invention concerne un système de refroidissement pourvu : d'une enveloppe centrale (18) contenant un compresseur (12, 13), une chambre de combustion (14) et une turbine (15, 16); un cône de queue (28) formant, conjointement avec l'enveloppe centrale (18), au moins une partie d'un passage d'écoulement de gaz (23) de la turbine (15, 16); des entretoises (27) reliant l'enveloppe centrale (18) et un corps de support (26) du cône de queue (28); un boîtier (31) qui est situé dans le cône de queue (28) afin de recevoir un équipement électrique; et au moins un conduit principal (40) assurant une communication entre un espace interne du boîtier (31) et soit un passage d'écoulement de sortie (12a) du compresseur (12), soit un orifice d'échappement d'une soufflante (34) située dans une turbine à gaz, à travers au moins l'une des entretoises (27) et à travers un côté radialement extérieur de l'enveloppe centrale (18).


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    Titel :

    COOLING SYSTEM FOR AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE


    Weitere Titelangaben:

    SYSTEME DE REFROIDISSEMENT D'UNE TURBINE A GAZ


    Beteiligte:
    SUZUKI FUMINORI (Autor:in) / SEKI NAOKI (Autor:in) / KOBAYASHI TOSHIKAZU (Autor:in)

    Erscheinungsdatum :

    18.07.2023


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Englisch


    Klassifikation :

    IPC:    F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS / B64D Ausrüstung für Flugzeuge , EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT / H02K Dynamoelektrische Maschinen , DYNAMO-ELECTRIC MACHINES



    COOLING SYSTEM FOR AIRCRAFT GAS TURBINE ENGINE

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