RU184419U9 - Gas turbine engine rotor insert - Google Patents
Gas turbine engine rotor insert Download PDFInfo
- Publication number
- RU184419U9 RU184419U9 RU2018118247U RU2018118247U RU184419U9 RU 184419 U9 RU184419 U9 RU 184419U9 RU 2018118247 U RU2018118247 U RU 2018118247U RU 2018118247 U RU2018118247 U RU 2018118247U RU 184419 U9 RU184419 U9 RU 184419U9
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ring
- rotor
- parts
- walls
- insert
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 17
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 2
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 4
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 4
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 3
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно к надроторным вставкам газотурбинных двигателей, и может быть использована в конструкциях высокотемпературных газовых турбин и компрессоров. Технический результат заключается в обеспечении возможности охлаждения полой лопатки ротора турбины воздухом с пониженной температурой и давлением. Сущность полезной модели состоит в том, что надроторная вставка снабжена стенками и фланцами, кольцо выполнено в виде двух последовательно соосно расположенных частей, стенки выполнены на соответствующих частях кольца перпендикулярно основанию и направлены в сторону оси вращения ротора, фланцы расположены на обращенных друг к другу торцах соответствующих частей кольца, направлены в сторону, противоположную оси вращения ротора, и предназначены для жесткого соединения частей кольца между собой, причем при соединении частей кольца между собой стенки образуют П-образный кольцевой канал, предназначенный для размещения ребер бандажной полки полой охлаждаемой лопатки ротора турбины. 2 ил.The utility model relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to rotor inserts of gas turbine engines, and can be used in the construction of high-temperature gas turbines and compressors. The technical result consists in providing the possibility of cooling the hollow blades of the turbine rotor with air with reduced temperature and pressure. The essence of the utility model is that the nadrotorny insert is provided with walls and flanges, the ring is made in the form of two successively aligned parts, the walls are made on the corresponding parts of the ring perpendicular to the base and are directed towards the axis of rotation of the rotor, the flanges are located on the ends of the corresponding to each other parts of the ring are directed in the direction opposite to the axis of rotation of the rotor, and are intended for rigid connection of the parts of the ring with each other, and when connecting parts of the ring between walls forming a U-shaped annular channel is configured to accommodate the ribs of the shroud flange hollow cooled rotor blade turbine. 2 ill.
Description
Полезная модель относится к области авиадвигателестроения, а именно к надроторным вставкам газотурбинных двигателей, и может быть использована в конструкциях высокотемпературных газовых турбин и компрессоров.The utility model relates to the field of aircraft engine manufacturing, namely to rotor inserts of gas turbine engines, and can be used in the construction of high-temperature gas turbines and compressors.
Форсирование удельных параметров турбин авиационных газотурбинных двигателей и стационарных установок вызывает повышенные требования к системам охлаждения (СО) турбинных лопаток и дальнейшее усложнение СО.Forcing specific parameters of turbines of aircraft gas turbine engines and stationary units causes increased requirements for cooling systems (CO) of turbine blades and further complication of CO.
В современных охлаждаемых лопатках высокотемпературных газовых турбин широко используются СО, где рабочим телом служит воздух, отбираемый из-за компрессора и поступающий в каналы различной конфигурации, расположенные в пере лопатки. Наибольшее распространение получили так называемые «конвективно-пленочные» СО, где сочетается организация защитной пелены воздухом, вытекающим из отверстий перфорации, и конвективное охлаждение воздухом в соответствующих каналах внутри пера лопатки. В такой СО охлаждающий воздух, двигаясь по каналам СО, в результате конвективного охлаждения внутренних стенок лопатки нагревается, затем часть его отводится через отверстия перфорации, создавая защитную пелену наружной поверхности лопатки, часть вытекает через торцевые отверстия и часть выходит через щели выходной кромки. Воздух, вытекающий из отверстий перфорации должен преодолевать давление газа, обтекающего профиль пера лопатки. Этот воздух отбирается из-за последних ступеней компрессора высокого давления и имеет соответственно высокую температуру, что снижает его хладоресурс, необходимый для конвективного охлаждения. При этом его температура достаточно низкая для создания защитной пелены по сравнению с температурой газа, обтекающего профиль лопатки. Воздух для конвективного охлаждения внутренних стенок лопатки должен иметь температуру как можно более низкую, но при этом давление будет также соответственно низким, что приводит к возникновению проблемы отвода охлаждающего воздуха. Для решения этой проблемы СО должна быть выполнена по меньшей мере двухконтурной, один из контуров которой обеспечивает возможность отвода охлаждающего воздуха низкого давления за пределы проточной части в область пониженного давления через торец лопатки за корпус турбины.In modern cooled blades of high-temperature gas turbines, CO is widely used, where air is taken as a working medium, taken from the compressor and entering the channels of various configurations located in the blades. The most widely used are the so-called “convective-film” SOs, which combine the organization of a protective sheet with air flowing out of the perforation holes and convective cooling with air in the corresponding channels inside the feather blade. In such CO, cooling air moving through the channels of CO is heated as a result of convective cooling of the inner walls of the scapula, then part of it is discharged through the perforation holes, creating a protective sheet of the outer surface of the scapula, part flows out through the end openings and part exits through the slots of the outlet edge. The air flowing from the perforation holes must overcome the pressure of the gas flowing around the profile of the blade pen. This air is drawn due to the last stages of the high-pressure compressor and has a correspondingly high temperature, which reduces its cold life required for convective cooling. Moreover, its temperature is low enough to create a protective sheet compared with the temperature of the gas flowing around the profile of the scapula. Air for convective cooling of the inner walls of the blade should have a temperature as low as possible, but the pressure will also be correspondingly low, which leads to the problem of the removal of cooling air. To solve this problem, the SO must be made at least double-circuit, one of the circuits of which provides the possibility of removal of cooling air of low pressure outside the flow part to the low pressure region through the end face of the blade for the turbine body.
Известен уплотнительный узел газовой турбины (RU 2455497, 2012 г.), выполненный в виде плоского кольца, включающего основание и стенки, закрепленные на противоположных торцах основания, причем стенки параллельны между собой и направлены в сторону оси вращения ротора и образуют П-образный кольцевой канал. В известном техническом решении П-образный кольцевой канал предназначен для размещения уплотнения, выполненного в виде листовых пластин.A known gas turbine sealing assembly (RU 2455497, 2012), made in the form of a flat ring including a base and walls fixed to opposite ends of the base, the walls being parallel to each other and directed towards the axis of rotation of the rotor and form a U-shaped annular channel . In a known technical solution, the U-shaped annular channel is designed to accommodate seals made in the form of sheet plates.
Известна надроторная вставка газотурбинного двигателя, включающая крышку (RU 124312, 2013 г.), представляющую собой основание, выполненное в виде плоского кольца, состоящего из двух последовательно соосно расположенных частей, установленных с возможностью осевого перемещения, средство крепления кольца, выполненное в виде фланцев, расположенных на обращенных друг к другу торцах соответствующих частей кольца и направленных в сторону, противоположную оси вращения ротора и предназначенных для жесткого соединения частей кольца между собой, причем части кольца образуют при соединении между собой канал, предназначенный для размещения конца лопатки ротора турбины. В известном техническом решении крышка предназначена для размещения в ней системы для подвода воздуха, а канал выполнен в виде желоба, предназначенного для размещения бандажной полки лопатки.Known nadrotorny insert of a gas turbine engine, including a cover (RU 124312, 2013), which is a base made in the form of a flat ring, consisting of two sequentially coaxially arranged parts mounted with the possibility of axial movement, ring fastening means made in the form of flanges, located on the ends of the corresponding parts of the ring facing each other and directed to the side opposite to the axis of rotation of the rotor and intended for rigid connection of the parts of the ring to each other, m of the ring form at the junction between a passage for accommodating the blade tip of the turbine rotor. In a known technical solution, the cover is designed to accommodate a system for supplying air in it, and the channel is made in the form of a groove designed to accommodate the retaining shelf of the scapula.
Существенным недостатком известных технических решений является невозможность их использования для отвода охлаждающего воздуха через торец полой охлаждаемой лопатки ротора турбины.A significant drawback of the known technical solutions is the impossibility of their use for the removal of cooling air through the end face of the hollow cooled blade of the turbine rotor.
Наиболее близким по технической сущности и назначению к предлагаемой полезной модели является надроторная вставка газотурбинного двигателя (RU 2169846, 2001 г.), включающая крышку, представляющую собой основание, выполненное в виде плоского кольца со сквозными отверстиями, расположенными по его окружности, и установленного с возможностью осевого перемещения, и средство крепления кольца. В известном техническом решении плоское кольцо представляет собой набор сегментов с размещенными в стыках герметизирующими уплотнениями. Средство крепления плоского кольца выполнено в виде Г-образных ребер с выступами, предназначенными для взаимодействия со средством крепления кольца. Герметичность крышки обеспечивается уплотнениями, размещенными в стыках между сегментами кольца, и кольцевым уплотнением, размещенным в пазу, образованном выступами Г-образных ребер и средством крепления кольца. Один из вариантов выполнения известного технического решения предполагает наличие П-образного кольцевого канала, предназначенного для размещения конца полой охлаждаемой лопатки ротора турбины, образованного размещенными симметрично относительно основания неподвижными лопатками, закрепленными на статоре двигателя. При этом каждая лопатка статора имеет конструкцию, играющую роль кожуха, окружающего концы рабочих полых охлаждаемых лопаток ротора турбины.The closest in technical essence and purpose to the proposed utility model is a nadrotorny insert of a gas turbine engine (RU 2169846, 2001), including a cover, which is a base made in the form of a flat ring with through holes located around its circumference, and installed with the possibility axial movement, and means of fastening the ring. In a known technical solution, a flat ring is a set of segments with sealing seals located at the joints. The means of fastening the flat ring is made in the form of L-shaped ribs with protrusions designed to interact with the means of fastening the ring. The tightness of the lid is ensured by seals located at the joints between the segments of the ring, and an annular seal placed in the groove formed by the protrusions of the L-shaped ribs and the ring fastening means. One embodiment of the known technical solution involves the presence of a U-shaped annular channel designed to accommodate the end of the hollow cooled blade of the turbine rotor, formed by fixed blades mounted symmetrically with respect to the base, mounted on the engine stator. Moreover, each stator blade has a design that plays the role of a casing surrounding the ends of the working hollow cooled blades of the turbine rotor.
Наличие зазоров между неподвижными лопатками статора приводит к снижению эффективности отвода части охлаждающего воздуха низкого давления через торец полой лопатки за пределы проточной части в область пониженного давления корпуса турбины. Выполнение кольца в виде набора сегментов с дополнительными герметизирующими уплотнениями значительно усложняет конструкцию, что приводит к увеличению трудоемкости сборки. Кроме того, в известном техническом решении не рассматривается вопрос установки замыкающего сегмента кольца.The presence of gaps between the stationary blades of the stator leads to a decrease in the efficiency of removal of part of the cooling air of low pressure through the end of the hollow blade outside the flow part to the region of low pressure of the turbine casing. The execution of the ring in the form of a set of segments with additional sealing seals significantly complicates the design, which leads to an increase in the complexity of the assembly. In addition, the well-known technical solution does not address the issue of installing a trailing segment of the ring.
Таким образом, существенными недостатками известного технического решения являются ограниченная возможность его применения, обусловленная сложностью конструкции, которая предполагает наличие неподвижных лопаток, закрепленных на статоре, причем в данном случае недостатком является также низкая эффективность отвода охлаждающего воздуха низкого давления через торец полой лопатки за пределы проточной части в область пониженного давления корпуса турбины.Thus, the significant disadvantages of the known technical solution are the limited possibility of its application, due to the complexity of the design, which involves the presence of fixed blades mounted on the stator, and in this case, the disadvantage is also the low efficiency of the removal of low pressure cooling air through the end of the hollow blade outside the flow part in the low pressure region of the turbine housing.
Техническая проблема, решаемая полезной моделью, заключается в повышении эффективности надроторной вставки.The technical problem solved by the utility model is to increase the efficiency of the nadrotorny insert.
Технический результат, достигаемый при осуществлении предлагаемого технического решения, заключается в обеспечении возможности охлаждения полой лопатки ротора турбины воздухом с пониженной температурой и давлением.The technical result achieved by the implementation of the proposed technical solution is to provide the possibility of cooling the hollow blades of the turbine rotor with air with reduced temperature and pressure.
Заявленный технический результат достигается за счет того, что надроторная вставка газотурбинного двигателя включает крышку, представляющую собой основание, выполненное в виде плоского кольца со сквозными отверстиями, расположенными по его окружности, и установленного с возможностью осевого перемещения, и средство крепления кольца. Вставка снабжена стенками и фланцами, кольцо выполнено в виде двух последовательно соосно расположенных частей, стенки выполнены на соответствующих частях кольца перпендикулярно основанию и направлены в сторону оси вращения ротора, фланцы расположены на обращенных друг к другу торцах соответствующих частей кольца, направлены в сторону, противоположную оси вращения ротора и предназначены для жесткого соединения частей кольца между собой, причем при соединении частей кольца между собой стенки образуют П-образный кольцевой канал, предназначенный для размещения ребер бандажной полки полой охлаждаемой лопатки ротора турбины.The claimed technical result is achieved due to the fact that the nadrotorny insert of the gas turbine engine includes a cover, which is a base made in the form of a flat ring with through holes located around its circumference, and installed with the possibility of axial movement, and means of fastening the ring. The insert is provided with walls and flanges, the ring is made in the form of two successively aligned parts, the walls are made on the corresponding parts of the ring perpendicular to the base and are directed towards the axis of rotation of the rotor, the flanges are located on the ends of the corresponding parts of the ring facing each other, directed in the direction opposite to the axis rotor rotations are designed for rigid connection of the ring parts to each other, moreover, when connecting the ring parts to each other, the walls form a U-shaped annular channel, Designated to accommodate the ribs of the retaining flange of a hollow cooled turbine rotor blade.
Совокупность существенных признаков достаточна для решения поставленной технической проблемы с достижением заявленного технического результата, так как выполнение кольца в виде двух последовательно соосно расположенных частей, выполнение стенок на соответствующих частях кольца перпендикулярно основанию и направленных в сторону оси вращения ротора и образование стенками при соединении частей кольца между собой П-образного кольцевого канала, предназначенного для размещения ребер бандажной полки полой охлаждаемой лопатки ротора турбины, снабжение вставки фланцами, расположенными на обращенных друг к другу торцах соответствующих частей кольца, направленных в сторону, противоположную оси вращения ротора и предназначенных для жесткого соединения частей кольца между собой обеспечивает возможность охлаждения полой лопатки ротора турбины воздухом с пониженной температурой и давлением.The set of essential features is sufficient to solve the technical problem posed with achieving the claimed technical result, since the ring is made in the form of two successively aligned parts, the walls on the corresponding parts of the ring are perpendicular to the base and directed towards the axis of rotation of the rotor and the walls form when the ring parts are connected between a U-shaped annular channel designed to accommodate the ribs of the retaining shelf of the hollow cooled rotor blades of the tu the rotors, the supply of the insert with flanges located on the ends of the corresponding parts of the ring facing each other, directed to the side opposite to the axis of rotation of the rotor and designed to rigidly connect the parts of the ring to each other, makes it possible to cool the hollow blade of the turbine rotor with air with reduced temperature and pressure.
Предложенное техническое решение поясняется следующим подробным описанием конструкции надроторной вставки газотурбинного двигателя и ее работы со ссылкой на фиг. 1 и 2, где:The proposed technical solution is illustrated by the following detailed description of the design of the rotor insert of the gas turbine engine and its operation with reference to FIG. 1 and 2, where:
на фиг. 1 изображена схема выполнения надроторной вставки газотурбинного двигателя;in FIG. 1 shows a design of a rotor insert for a gas turbine engine;
на фиг. 2 изображена крышка (изометрия) надроторной вставки газотурбинного двигателя.in FIG. 2 shows a cover (isometry) of a rotor insert of a gas turbine engine.
На фиг. 1, 2 приняты следующие обозначения:In FIG. 1, 2 the following notation is accepted:
1 - основание;1 - base;
2 - сквозные отверстия;2 - through holes;
3 - средство крепления кольца;3 - means of fastening the ring;
4 - П-образный кольцевой канал;4 - U-shaped annular channel;
5 - ребра бандажной полки;5 - ribs of the retaining shelf;
6 - полая охлаждаемая лопатка;6 - hollow cooled blade;
7 - части кольца;7 - parts of the ring;
8 - стенки;8 - walls;
9 - фланцы;9 - flanges;
10 - торцевой канал полой охлаждаемой лопатки.10 - end channel of a hollow cooled blade.
Надроторная вставка включает крышку, представляющую собой основание 1, выполненное в виде плоского кольца со сквозными отверстиями 2 (см. фиг. 1, 2), которые расположены по окружности кольца. Основание 1 установлено с возможностью осевого перемещения относительно опорной поверхности средства 3 крепления кольца. Надроторная вставка содержит П-образный кольцевой канал 4, предназначенный для размещения ребер 5 бандажной полки полой охлаждаемой лопатки 6 турбины. Кольцо выполнено в виде двух последовательно соосно расположенных частей 7. На основании 1 соответствующих частей 7 кольца расположены стенки 8, параллельные между собой, выполненные перпендикулярно основанию 1 и направленные в сторону оси вращения ротора. На обращенных друг к другу торцах соответствующих частей 7 кольца расположены фланцы 9, направленные в сторону, противоположную оси вращения ротора. Фланцы 9 предназначены для жесткого соединения частей 7 кольца между собой. При этом стенки 8 при соединении частей 7 кольца между собой образуют П-образный кольцевой канал 4.The nadrotorny insert includes a cover, which is the
Надроторная вставка работает следующим образом. Части 7 кольца устанавливают последовательно соосно на наружной поверхности средства 3 крепления и соединяют друг с другом при помощи резьбового соединения (на чертеже не показано) через соответствующие фланцы 9, что значительно упрощает процесс сборки. При этом обеспечивается возможность осевого перемещения основания 1 по наружной поверхности средства 3 крепления. В результате соединения частей 7 кольца стенки 8 образуют П-образный кольцевой канал 4, в котором размещаются ребра 5 бандажной полки полой охлаждаемой лопатки 6. Монтажный зазор в П-образном кольцевом канале 4 между основанием 1, стенками 8 и соответственно ребрами 5 бандажной полки полой охлаждаемой лопатки 6 устанавливается таким, чтобы в процессе работы двигателя на всех расчетных режимах и при соответствующих взаимных перемещениях указанных конструктивных элементов, он оставался в минимально допустимых пределах, исключающих взаимное касание указанных конструктивных элементов. При прохождении охлаждающего воздуха по внутренним каналам лопаток 6 часть воздуха с более низкой температурой и давлением через торцевой канал 10 каждой полой охлаждаемой лопатки 6 поступает в верхнюю часть П-образного кольцевого канала 4 надроторной вставки. Минимальный зазор между стенками 8 и ребрами 5 бандажной полки полой охлаждаемой лопатки 6 препятствует перетеканию воздуха в контур охлаждения с более высокой температурой и давлением, и эта часть воздуха удаляется через сквозные отверстия 2 за пределы проточной части в область пониженного давления корпуса турбины.Nadrotorny insert works as follows. The
Таким образом, предложенное техническое решение обеспечивает возможность охлаждения полой лопатки ротора турбины воздухом с пониженной температурой и давлением за счет исключения перетекания в контур охлаждения воздуха с более высокой температурой и давлением, что позволяет повысить эффективность надроторной вставки. Кроме того, предложенное техническое решение обеспечивает упрощение конструкции надроторной вставки ГТД за счет исключения секторов, герметизирующих уплотнений и Г-образных ребер с выступами.Thus, the proposed technical solution provides the possibility of cooling the hollow blades of the turbine rotor with air at a lower temperature and pressure by eliminating the flow of air with a higher temperature and pressure into the cooling circuit, which improves the efficiency of the nadrotor insert. In addition, the proposed technical solution provides a simplification of the design of the rotor insert GTE due to the exclusion of sectors, sealing seals and L-shaped ribs with protrusions.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018118247U RU184419U9 (en) | 2018-05-18 | 2018-05-18 | Gas turbine engine rotor insert |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018118247U RU184419U9 (en) | 2018-05-18 | 2018-05-18 | Gas turbine engine rotor insert |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU184419U1 RU184419U1 (en) | 2018-10-25 |
| RU184419U9 true RU184419U9 (en) | 2018-11-14 |
Family
ID=63923291
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018118247U RU184419U9 (en) | 2018-05-18 | 2018-05-18 | Gas turbine engine rotor insert |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU184419U9 (en) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU191523U1 (en) * | 2019-04-08 | 2019-08-12 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | REVERSE POWER TURBINE STEP ASSEMBLY |
| RU209660U1 (en) * | 2021-12-03 | 2022-03-17 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Device for cooling sectors of the over-rotary turbine seal |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2169846C2 (en) * | 1996-05-20 | 2001-06-27 | Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк. | Sealing of gas-turbine engine case (versions) |
| RU2519678C1 (en) * | 2013-02-27 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Gas turbine engine cooled turbine |
| US20140341721A1 (en) * | 2013-05-14 | 2014-11-20 | Rolls-Royce Plc | Shroud arrangement for a gas turbine engine |
| RU168262U1 (en) * | 2016-01-22 | 2017-01-25 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Nadrotron space radial clearance control device |
| RU2639444C1 (en) * | 2017-03-14 | 2017-12-21 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Packing assembly of gas turbine |
-
2018
- 2018-05-18 RU RU2018118247U patent/RU184419U9/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2169846C2 (en) * | 1996-05-20 | 2001-06-27 | Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк. | Sealing of gas-turbine engine case (versions) |
| RU2519678C1 (en) * | 2013-02-27 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Gas turbine engine cooled turbine |
| US20140341721A1 (en) * | 2013-05-14 | 2014-11-20 | Rolls-Royce Plc | Shroud arrangement for a gas turbine engine |
| RU168262U1 (en) * | 2016-01-22 | 2017-01-25 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Nadrotron space radial clearance control device |
| RU2639444C1 (en) * | 2017-03-14 | 2017-12-21 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Packing assembly of gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU184419U1 (en) | 2018-10-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107013335B (en) | Gas turbine engine and cooling circuit therefor | |
| RU2556150C2 (en) | Method of cooling of turbine stators, cooling system for its implementation | |
| US8961108B2 (en) | Cooling system for a turbine vane | |
| US8616835B2 (en) | Gas turbine | |
| EP2419609B1 (en) | Cooled one piece casing of a turbo machine | |
| US9657593B2 (en) | Aircraft gas turbine having a core engine casing with cooling-air tubes | |
| US9657642B2 (en) | Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air | |
| EP2628904A2 (en) | Turbine assembly and method for reducing fluid flow between turbine components | |
| EP2715069B1 (en) | Piston seal ring | |
| US20150010393A1 (en) | Turbine seal system and method | |
| RU184419U9 (en) | Gas turbine engine rotor insert | |
| US10738618B2 (en) | Gas turbine rotor, gas turbine, and gas turbine equipment | |
| US10539035B2 (en) | Compliant rotatable inter-stage turbine seal | |
| US8632075B2 (en) | Seal assembly and method for flowing hot gas in a turbine | |
| RU2615620C2 (en) | Injection cooling unit and method for its installation | |
| CN110431286B (en) | Tip balancing slit for a turbomachine | |
| CN109184808A (en) | Segmented turbine guider link construction, installation method and gas-turbine unit | |
| JP2009013837A (en) | Gas turbine facility | |
| RU2567524C2 (en) | System and method of work fluid extraction from internal volume of turbine machine, and turbine machine with such system | |
| US10352182B2 (en) | Internal cooling of stator vanes | |
| US11879347B2 (en) | Turbine housing cooling device | |
| RU2538985C1 (en) | High-temperature turbine stator | |
| CN112673149B (en) | Modular casing manifold for cooling fluid of gas turbine engine | |
| RU2352788C1 (en) | High-temperature gas turbine | |
| US20220228501A1 (en) | Seal assembly in a gas turbine engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TH91 | Specification republication (utility model) | ||
| PC92 | Official registration of non-contracted transfer of exclusive right of a utility model |
Effective date: 20210804 |