RU212310U1 - Helicopter gas turbine engine output device - Google Patents
Helicopter gas turbine engine output device Download PDFInfo
- Publication number
- RU212310U1 RU212310U1 RU2022116195U RU2022116195U RU212310U1 RU 212310 U1 RU212310 U1 RU 212310U1 RU 2022116195 U RU2022116195 U RU 2022116195U RU 2022116195 U RU2022116195 U RU 2022116195U RU 212310 U1 RU212310 U1 RU 212310U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flange
- helicopter
- protective casing
- engine
- gas turbine
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Полезная модель относится к машиностроению, в частности к конструкции выходных устройств газотурбинных двигателей, и может быть использована в качестве выходного устройства турбовального газотурбинного двигателя вертолета. Выходное устройство ГТД вертолета служит для разворота газового потока и отвода в атмосферу отработанного горячего газового потока. К основным неисправностям выходного устройства двигателя относят коробление и деформации отдельных участков выхлопного патрубка, а также трещины выхлопного патрубка, возникающие вследствие действия больших температурных напряжений, достигающих максимальной величины при запуске и останове двигателя. Опасность возникновения трещин заключается в том, что их развитие может привести к разрушению материала выходного устройства, при этом газ, выходящий из проточной части двигателя с высокой температурой, может привести к повреждению элементов подкапотного пространства вертолета. Перспективным решением снижения температуры выходного устройства газотурбинного двигателя вертолета является установка защитного кожуха эквидистантно поверхности выходного устройства. Температурные расширения ДСЕ (детали сборочные единицы), возникающие при работе узла, должны быть учтены на стадии проектирования, так как разница температурных расширений стыкующихся ДСЕ может привести к их разрушению. ДСЕ выходного устройства ГТД вертолета изменяют свои размеры в результате изменения температуры, что приводит к возникновению температурных напряжений, что приводит к созданию потенциальной опасности разрушения соединения. Выбор способа компенсации температурных расширений осуществляют с учетом производственной технологичности, простоты применения, экономичности и надежности. Техническим результатом предлагаемой полезной модели является повышение производственной технологичности изготовления выходного устройства ГТД для вертолета, связанного со способом компенсации температурных расширений. В предлагаемом устройстве в качества компенсатора температурных расширений используют зазор, что значительно упрощает процесс технологической подготовки производства, влияющей на производственную технологичность с обеспечением эксплуатационной надежности и простоты работы устройства соединения. Поставленный технический результат достигается тем, что выходное устройство газотурбинного двигателя вертолета содержит профилированный тонкостенный корпус с фланцами, выполненный с поворотом потока газа под углом к оси двигателя и расположенный внутри упомянутого корпуса пустотелого обтекателя для вывода вала назад, снаружи на профилированный тонкостенный корпус установлен защитный кожух с фланцами, закрепленный при помощи устройства соединения фланцев, обеспечивающий эквидистантное расположение защитного кожуха относительно вышеупомянутого корпуса с образованием воздушного пространства между ними. Новым в полезной модели является то, что устройство соединения фланцев содержит центрирующий элемент, выполненный из опорной и направляющей частей, причем опорная часть центрирующего элемента крепится к кольцевому выступу фланца защитного кожуха при помощи крепежных элементов, проходящих через отверстия фланца защитного кожуха, а другой фланец профилированного тонкостенного корпуса имеет выступающий элемент с глухим отверстием, обращенный к ответному фланцу защитного кожуха, причем упомянутый выступающий элемент предназначен для установки в содержащееся в нем глухое отверстие направляющей части центрирующего элемента с зазором, величина которого определена из теплового баланса между защитным корпусом и профилированный тонкостенный корпус.
Description
Полезная модель относится к машиностроению, в частности к конструкции выходных устройств газотурбинных двигателей, и может быть использована в качестве выходного устройства турбовального газотурбинного двигателя вертолета.The utility model relates to mechanical engineering, in particular to the design of the output devices of gas turbine engines, and can be used as the output device of a turboshaft gas turbine engine of a helicopter.
Выходное устройство ГТД вертолёта служит для разворота газового потока и отвода в атмосферу отработанного горячего газового потока.The helicopter GTE outlet device serves to turn the gas flow and discharge the exhausted hot gas flow into the atmosphere.
К основным неисправностям выходного устройства двигателя относят коробление и деформации отдельных участков выхлопного патрубка, а также трещины выхлопного патрубка возникающие вследствие действия больших температурных напряжений, достигающих максимальной величины при запуске и останове двигателя.The main malfunctions of the engine output device include warpage and deformation of individual sections of the exhaust pipe, as well as cracks in the exhaust pipe resulting from the action of large thermal stresses that reach a maximum value when starting and stopping the engine.
Опасность возникновения трещин заключается в том, что их развитие может привести к разрушению материала выходного устройства, при этом выход газа из проточной части двигателя с высокой температурой, может привести к повреждению элементов подкапотного пространства вертолета.The risk of cracks is that their development can lead to the destruction of the material of the output device, while the release of gas from the engine flow path at a high temperature can damage the elements of the engine compartment of the helicopter.
Перспективным решением снижения температуры выходного устройства газотурбинного двигателя вертолета является установка защитного кожуха эквидистантно поверхности выходного устройства. A promising solution to reduce the temperature of the outlet device of a gas turbine engine of a helicopter is to install a protective cover equidistant to the surface of the outlet device.
Температурные расширения ДСЕ (детали сборочные единицы), возникающие при работе узла, должны быть учтены на стадии проектирования, так как разница температурных расширений стыкующихся ДСЕ может привести к их разрушению.Thermal expansions of DSUs (assembly unit parts) that occur during the operation of the unit must be taken into account at the design stage, since the difference in thermal expansions of joined DSUs can lead to their destruction.
ДСЕ выходного устройства ГТД вертолета изменяют свои размеры в результате изменения температуры, что приводит к возникновению температурных напряжений, что приводит к созданию потенциальной опасности разрушения соединения.Helicopter GTE outlet DMUs change their dimensions as a result of temperature changes, which leads to thermal stresses, which leads to the creation of a potential danger of connection failure.
Выбор способа компенсации температурных расширений осуществляют с учётом производственной технологичности, простоты применения, экономичности и надёжности.The choice of method for compensating for thermal expansion is carried out taking into account manufacturability, ease of use, economy and reliability.
Известно выхлопное устройство (Руководство по технической эксплуатации. Турбовальный двигатель Д-136., Книга 1 . Разделы 70, 72, Изд. 2000 г., стр.2) по наружной поверхности которого крепится защитный кожух.An exhaust device is known (Manual for technical operation. Turboshaft engine D-136.,
Недостатком вышеописанной конструкции является применение кольцевой выштамповки для сцепления выходного устройства и защитного кожуха, что приводит к образованию трещин в местах концентрации напряжений возникающих в зоне выштамповки вследствие термической деформации, а также коробление защитного кожуха под воздействием несимметричных силовых нагрузок возникающих в следствии изменения размеров корпуса и защитного кожуха. The disadvantage of the above design is the use of an annular punching for coupling the output device and the protective casing, which leads to the formation of cracks in the places of stress concentration arising in the punching zone due to thermal deformation, as well as warpage of the protective casing under the influence of asymmetric power loads arising from changes in the dimensions of the casing and the protective casing. casing.
Известно выходное устройство газотурбинного двигателя, выбранное в качестве прототипа, (патент на полезную модель РФ № 9202, номер заявки 98108219, дата начала отсчёта действия патента 29.04.1998, опубликовано 16.02.1999), содержащее профилированный тонкостенный корпус с фланцами, выполненный с поворотом потока газа под углом к оси двигателя и расположенный внутри упомянутого корпуса пустотелого обтекателя для вывода вала назад, снаружи на профилированный тонкостенный корпус установлен защитный кожух с фланцами, закрепленный при помощи устройства соединения фланцев, обеспечивающий эквидистантное расположение защитного кожуха относительно вышеупомянутого корпуса с образованием воздушного пространства между ними.It is known the output device of a gas turbine engine, selected as a prototype, (utility model patent of the Russian Federation No. 9202, application number 98108219, patent effective date 29.04.1998, published 16.02.1999), containing a profiled thin-walled body with flanges, made with a turn of the flow gas at an angle to the axis of the engine and located inside the said body of the hollow fairing to bring the shaft back, a protective casing with flanges is installed on the outside of the profiled thin-walled casing, fixed by means of a flange connection device, providing an equidistant location of the protective casing relative to the aforementioned casing with the formation of an air space between them .
Существенным недостатком описанного устройства является высокая производственная технологичность, связанная с необходимостью на стадии проектирования учитывать разницу в коэффициентах линейного теплового расширения материалов ДСЕ выходного устройства ГТД вертолета, то есть осуществлять подбор материала выходного устройства и кожуха обеспечивающего одинаковые тепловые расширения. По причине того, что двигатель работает на разных режимах и температурное поле внутри выходного устройства неоднородное такой подбор осуществить сложно. Также предложенный вариант устройства соединения корпуса выходного устройства и теплозащитного экрана не может эффективно обеспечить компенсацию тепловых расширений вследствие использования жесткого соединения в виде кронштейна не обеспечивающего требуемой податливости.A significant disadvantage of the described device is the high manufacturability associated with the need at the design stage to take into account the difference in the linear thermal expansion coefficients of the materials of the DSE of the helicopter gas turbine engine outlet device, that is, to select the material of the outlet device and the casing providing the same thermal expansion. Due to the fact that the engine operates in different modes and the temperature field inside the output device, it is difficult to make such a non-uniform selection. Also, the proposed version of the device for connecting the housing of the output device and the heat shield cannot effectively compensate for thermal expansion due to the use of a rigid connection in the form of a bracket that does not provide the required compliance.
Зазор является более эффективным компенсатором тепловых расширений. The gap is a more effective thermal expansion compensator.
Техническим результатом предлагаемой полезной модели является повышение производственной технологичности изготовления выходного устройства ГТД для вертолета, связанного со способом компенсации температурных расширений.The technical result of the proposed utility model is to increase the manufacturability of the output device of the gas turbine engine for a helicopter associated with the method of compensating for thermal expansion.
В предлагаемом устройстве в качества компенсатора температурных расширений используют зазор, что значительно упрощает процесс технологической подготовки производства, влияющей на производственную технологичность с обеспечением эксплуатационной надежности и простоты работы устройства соединения.In the proposed device, a gap is used as a compensator for thermal expansion, which greatly simplifies the process of technological preparation of production, which affects the production manufacturability while ensuring operational reliability and ease of operation of the connection device.
Поставленный технический результат достигается тем, что выходное устройство газотурбинного двигателя вертолета содержит профилированный тонкостенный корпус с фланцами, выполненный с поворотом потока газа под углом к оси двигателя и расположенный внутри упомянутого корпуса пустотелого обтекателя для вывода вала назад, снаружи на профилированный тонкостенный корпус установлен защитный кожух с фланцами, закрепленный при помощи устройства соединения фланцев, обеспечивающий эквидистантное расположение защитного кожуха относительно вышеупомянутого корпуса с образованием воздушного пространства между ними.The stated technical result is achieved by the fact that the output device of the gas turbine engine of the helicopter contains a profiled thin-walled housing with flanges, made with a turn of the gas flow at an angle to the axis of the engine and located inside the said housing of the hollow fairing to bring the shaft back, a protective casing is installed on the profiled thin-walled housing with flanges, fixed by means of a flange connection device, providing an equidistant location of the protective casing relative to the above-mentioned housing with the formation of an air space between them.
Новым в полезной модели является то, что устройство соединения фланцев содержит центрирующий элемент, выполненный из опорной и направляющей частей, причем опорная часть центрирующего элемента крепится к кольцевому выступу фланца защитного кожуха при помощи крепежных элементов, проходящих через отверстия фланца защитного кожуха, а другой фланец профилированного тонкостенного корпуса имеет выступающий элемент с глухим отверстием, обращенный к ответному фланцу защитного кожуха, причем упомянутый выступающий элемент предназначен для установки в содержащееся в нем глухое отверстие направляющей части центрирующего элемента с зазором, величина которого определена из теплового баланса между защитным корпусом и профилированный тонкостенный корпус.What is new in the utility model is that the flange connection device comprises a centering element made of a support and a guide part, wherein the support part of the centering element is attached to the annular protrusion of the protective casing flange by means of fasteners passing through the openings of the protective casing flange, and the other flange is profiled The thin-walled body has a protruding element with a blind hole facing the mating flange of the protective casing, and the mentioned protruding element is intended for installation in the blind hole contained in the guide part of the centering element with a gap, the value of which is determined from the thermal balance between the protective casing and the profiled thin-walled casing.
Предложенное устройство поясняется следующими чертежами:The proposed device is illustrated by the following drawings:
фиг. 1 – общий вид выходного устройства газотурбинного двигателя вертолета;fig. 1 - general view of the output device of the gas turbine engine of the helicopter;
фиг. 2 – устройство соединения фланцев.fig. 2 - flange connection device.
Позициями на фигурах обозначены:The positions in the figures are:
1 – профилированный тонкостенный корпус (фиг. 1, 2);1 - profiled thin-walled body (Fig. 1, 2);
2 – фланец корпуса 1 (фиг. 2);2 – housing flange 1 (Fig. 2);
3 – кожух (фиг. 1, 2);3 - casing (Fig. 1, 2);
4 – фланец кожуха 3 (фиг. 2);4 – casing flange 3 (Fig. 2);
5 – устройство соединения фланцев (фиг. 1, 2);5 - flange connection device (Fig. 1, 2);
6 – воздушное пространство (фиг. 1);6 - airspace (Fig. 1);
7 – центрирующий элемент (фиг. 2);7 - centering element (Fig. 2);
8 – опорная часть центрирующего элемента 7 (фиг. 2);8 – supporting part of the centering element 7 (Fig. 2);
9 – направляющая часть центрирующего элемента 7 (фиг. 2);9 - guide part of the centering element 7 (Fig. 2);
10 – кольцевой выступ фланца 4 (фиг. 2);10 – annular protrusion of flange 4 (Fig. 2);
11 – крепежные элементы (фиг. 2);11 - fasteners (Fig. 2);
12 – отверстия для крепежных элементов 11 (фиг. 2);12 - holes for fasteners 11 (Fig. 2);
13 – выступающий элемент фланца 2 (фиг. 2);13 - protruding element of the flange 2 (Fig. 2);
14 – глухое отверстие (фиг. 2);14 - blind hole (Fig. 2);
Н – величина зазора.H is the size of the gap.
Выходное устройство газотурбинного двигателя вертолета представляет собой сварную конструкцию и содержит профилированный тонкостенный корпус 1 (фиг. 1, 2) с фланцами 2 (фиг. 2), выполненный с поворотом потока газа под углом к оси двигателя и расположенный внутри упомянутого корпуса пустотелого обтекателя для вывода вала назад (не показано).The outlet device of the gas turbine engine of the helicopter is a welded structure and contains a profiled thin-walled body 1 (Fig. 1, 2) with flanges 2 (Fig. 2), made with the rotation of the gas flow at an angle to the axis of the engine and located inside the said body of the hollow fairing for output shaft back (not shown).
Снаружи на профилированный тонкостенный корпус 1 (фиг. 1) установлен защитный кожух 3 (фиг. 1, 2) с фланцами 4 (фиг. 2), закрепленный при помощи устройства соединения фланцев 5 (фиг. 1, 2), обеспечивающий эквидистантное расположение защитного кожуха 3 (фиг. 1, 2) относительно вышеупомянутого корпуса 1 (фиг.1) с образованием воздушного пространства 6 (фиг. 1) между ними, благодаря которому происходит охлаждение профилированного тонкостенного корпуса 1 (фиг. 1,2) забираемым воздухом из атмосферы. Outside, a protective casing 3 (Fig. 1, 2) with flanges 4 (Fig. 2) is installed on the profiled thin-walled body 1 (Fig. 1), fixed using a flange connection device 5 (Fig. 1, 2), providing an equidistant location of the protective casing 3 (Fig. 1, 2) relative to the aforementioned housing 1 (Fig. 1) with the formation of air space 6 (Fig. 1) between them, due to which the profiled thin-walled housing 1 (Fig. 1.2) is cooled by air taken from the atmosphere .
Защитный кожух 3 (фиг. 1, 2) выполнен разъемным для обеспечения снижения трудоемкости процесса установки защитного кожуха 3 (фиг. 1, 2) на профилированный тонкостенный корпус 1 (фиг. 1, 2). The protective cover 3 (Fig. 1, 2) is made detachable to reduce the complexity of the process of installing the protective cover 3 (Fig. 1, 2) on the profiled thin-walled body 1 (Fig. 1, 2).
Защитный кожух 3 (фиг. 1, 2) выполнен из листовой легированной стали, устойчивой к коррозии в атмосфере и обладающей термостойкими свойствами.The protective casing 3 (Fig. 1, 2) is made of alloy steel sheet, resistant to corrosion in the atmosphere and has heat-resistant properties.
Устройство соединения фланцев 5 (фиг. 1, 2) содержит центрирующий элемент 7 (фиг. 2), выполненный из опорной 8 (фиг. 2) и направляющей 9 (фиг. 2) частей.The device for connecting the flanges 5 (Fig. 1, 2) contains a centering element 7 (Fig. 2), made of a support 8 (Fig. 2) and a guide 9 (Fig. 2) parts.
Устройство соединения фланцев 5 (фиг. 1, 2) фиксирует защитный кожух (фиг. 1, 2) относительно профилированный тонкостенный корпус 1 (фиг. 1, 2) в продольном и радиальном направлениях, центрирует в радиальном направлении и обеспечивает свободу тепловых перемещений в радиальном и продольном направлениях.The device for connecting flanges 5 (Fig. 1, 2) fixes the protective casing (Fig. 1, 2) relatively profiled thin-walled body 1 (Fig. 1, 2) in the longitudinal and radial directions, centers in the radial direction and provides freedom of thermal movement in the radial and longitudinal directions.
Опорная часть 8 (фиг. 2) центрирующего элемента 7 (фиг. 2) крепится к кольцевому выступу 10 (фиг. 2) фланца 4 (фиг. 2) защитного кожуха 3 (фиг. 2) при помощи крепежных элементов 11 (фиг. 2), проходящих через отверстия 12 (фиг. 2) фланца 4 (фиг. 2) защитного кожуха 3 (фиг. 2).The support part 8 (Fig. 2) of the centering element 7 (Fig. 2) is attached to the annular protrusion 10 (Fig. 2) of the flange 4 (Fig. 2) of the protective casing 3 (Fig. 2) using fasteners 11 (Fig. 2 ) passing through the holes 12 (Fig. 2) of the flange 4 (Fig. 2) of the protective cover 3 (Fig. 2).
Другой фланец 2 (фиг. 1, 2) профилированного тонкостенного корпуса (фиг. 1,2) имеет выступающий элемент 13 (фиг. 2) с глухим отверстием 14 (фиг. 2), обращенный к ответному фланцу 4 (фиг. 1, 2) защитного кожуха 3 (фиг. 1, 2).Another flange 2 (Fig. 1, 2) of a profiled thin-walled body (Fig. 1, 2) has a protruding element 13 (Fig. 2) with a blind hole 14 (Fig. 2) facing the counter flange 4 (Fig. 1, 2 ) protective cover 3 (Fig. 1, 2).
Выступающий элемент 13 (фиг. 2) предназначен для установки в содержащееся в нем глухое отверстие 14 (фиг. 2) направляющей части 9 (фиг. 2) центрирующего элемента 7 (фиг. 2) с зазором Н (фиг. 2), величина которого определена из теплового баланса между защитным корпусом 3 (фиг. 1, 2) и профилированный тонкостенный корпус 1 (фиг. 1, 2).The protruding element 13 (Fig. 2) is intended for installation in the blind hole contained in it 14 (Fig. 2) of the guide part 9 (Fig. 2) of the centering element 7 (Fig. 2) with a gap H (Fig. 2), the value of which determined from the thermal balance between the protective housing 3 (Fig. 1, 2) and profiled thin-walled housing 1 (Fig. 1, 2).
Устройство работает следующим образом.The device works as follows.
При работе двигателя охлаждение профилированного тонкостенного корпуса 1 осуществляется воздухом из окружающей среды из под капотного пространства вертолета.When the engine is running, the profiled thin-
Поток воздуха из атмосферы поступает в зазор 6 (фиг. 1, 2) между защитным кожухом 3 (фиг. 1, 2) и профилированным тонкостенным корпусом 1 (фиг. 1, 2) образуя вокруг него воздушную завесу и тем самым, обеспечивая его эффективное охлаждение.The air flow from the atmosphere enters the gap 6 (Fig. 1, 2) between the protective casing 3 (Fig. 1, 2) and the profiled thin-walled body 1 (Fig. 1, 2) forming an air curtain around it and thereby ensuring its effective cooling.
Устройство соединения фланцев 5 (фиг. 1, 2) обеспечивает эквидистантное соединение фланцев и обеспечивает свободу тепловых перемещений в радиальном и продольном направлениях выходного устройства.The device for connecting flanges 5 (Fig. 1, 2) provides an equidistant connection of the flanges and provides freedom of thermal movement in the radial and longitudinal directions of the output device.
Благодаря предлагаемой полезной модели повышается производственная технологичность изготовления выходного устройства газотурбинного двигателя вертолета, данная конструкция не вызывает затруднений при изготовлении и сборке, предполагает использование простых (доступных) материалов и стандартного оборудования. Thanks to the proposed utility model, the production processability of manufacturing the output device of a gas turbine engine of a helicopter is increased, this design does not cause difficulties in manufacturing and assembly, it involves the use of simple (available) materials and standard equipment.
Claims (1)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU212310U1 true RU212310U1 (en) | 2022-07-15 |
Family
ID=
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU9202U1 (en) * | 1998-04-29 | 1999-02-16 | Государственное унитарное предприятие "Завод им.В.Я.Климова" ВПК "Мапо" | GAS-TURBINE ENGINE OUTPUT DEVICE |
| RU62374U1 (en) * | 2006-10-10 | 2007-04-10 | Открытое акционерное общество "Климов" | GAS-TURBINE ENGINE OUTPUT DEVICE |
| US20160177872A1 (en) * | 2014-12-17 | 2016-06-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Exhaust duct |
| RU184774U1 (en) * | 2018-01-17 | 2018-11-08 | Публичное акционерное общество "МОТОР СИЧ" | GAS-TURBINE ENGINE OUTPUT DEVICE |
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU9202U1 (en) * | 1998-04-29 | 1999-02-16 | Государственное унитарное предприятие "Завод им.В.Я.Климова" ВПК "Мапо" | GAS-TURBINE ENGINE OUTPUT DEVICE |
| RU62374U1 (en) * | 2006-10-10 | 2007-04-10 | Открытое акционерное общество "Климов" | GAS-TURBINE ENGINE OUTPUT DEVICE |
| US20160177872A1 (en) * | 2014-12-17 | 2016-06-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Exhaust duct |
| RU184774U1 (en) * | 2018-01-17 | 2018-11-08 | Публичное акционерное общество "МОТОР СИЧ" | GAS-TURBINE ENGINE OUTPUT DEVICE |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP6141871B2 (en) | High temperature gas expansion device inlet casing assembly and method | |
| US4396349A (en) | Turbine blade, more particularly turbine nozzle vane, for gas turbine engines | |
| US8157509B2 (en) | Method, system and apparatus for turbine diffuser sealing | |
| US5868553A (en) | Exhaust gas turbine of an exhaust gas turbocharger | |
| US10436445B2 (en) | Assembly for controlling clearance between a liner and stationary nozzle within a gas turbine | |
| US3314648A (en) | Stator vane assembly | |
| RU2508450C2 (en) | Gas turbine guide vane axially segmented case, gas turbine and steam-and-gas turbine unit with guide vane axially segmented case | |
| US3860359A (en) | Mounting system for gas turbine power unit | |
| EP3055538B1 (en) | Spacer for power turbine inlet heat shield | |
| RU2666828C2 (en) | Heat-shield manifold system for midframe case of gas turbine engine | |
| JP2006527323A (en) | Guide device for exhaust gas turbine | |
| RU2551709C2 (en) | Gas channel for gas turbine and gas turbine comprising such gas channel | |
| EP3034797B1 (en) | High compressor exit guide vane assembly to pre-diffuser junction | |
| JPH0457849B2 (en) | ||
| EP4067625B1 (en) | Gas turbine engine including a probe | |
| RU212310U1 (en) | Helicopter gas turbine engine output device | |
| US4053189A (en) | Turbine construction | |
| EP3312394B1 (en) | Engine cases and associated flange | |
| US4302932A (en) | Annular combustor of gas turbine engine | |
| US5017088A (en) | Gas turbine engine compressor casing with internal diameter control | |
| US2724546A (en) | Gas turbine apparatus | |
| US20050247062A1 (en) | Gas turbine | |
| CN111022190A (en) | Heat pipe in a turbine engine | |
| US2605081A (en) | Cooling means for gas turbine wheels | |
| RU2173819C2 (en) | Gas-turbine engine combustion chamber |