ANTI-ICING CORE INLET STATOR ASSEMBLY FOR A GAS TURBINE ENGINE

A gas turbine engine is defined wherein the inlet guide vanes leading into a core engine flow path are sized and positioned such that flow paths positioned circumferentially intermediate the vane are sufficiently large that a hydraulic diameter of greater than or equal to about 1.5 is achieved. This...

Ausführliche Beschreibung

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Bibliographische Detailangaben
Hauptverfasser:	LIAO, SHENGFANG, FEULNER, MATTHEW R
Format:	Patent
Sprache:	eng ; fre
Schlagworte:	AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS BLASTING COMBUSTION ENGINES CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS GAS-TURBINE PLANTS HEATING HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS LIGHTING MECHANICAL ENGINEERING WEAPONS
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Beschreibung
Zusammenfassung:	A gas turbine engine is defined wherein the inlet guide vanes leading into a core engine flow path are sized and positioned such that flow paths positioned circumferentially intermediate the vane are sufficiently large that a hydraulic diameter of greater than or equal to about 1.5 is achieved. This will likely reduce the detrimental affect of icing. La présente invention concerne une turbine à gaz dans laquelle les aubes guides d'entrée menant à la voie de passage du moteur centrale sont dimensionnées et positionnées de telle sorte les voies de passage positionnées de manière intermédiaire au niveau circonférentiel entre les aubes sont suffisamment grandes pour qu'un diamètre hydraulique supérieur ou égal à environ 1,5 soit obtenu. Cela réduira l'effet néfaste du givrage.