RU2553919C2 - Gas-turbine engine - Google Patents
Gas-turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2553919C2 RU2553919C2 RU2013124236/06A RU2013124236A RU2553919C2 RU 2553919 C2 RU2553919 C2 RU 2553919C2 RU 2013124236/06 A RU2013124236/06 A RU 2013124236/06A RU 2013124236 A RU2013124236 A RU 2013124236A RU 2553919 C2 RU2553919 C2 RU 2553919C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- radial clearance
- annular insert
- rotor
- gas
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, имеющим два контура, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.The invention relates to engine building, including aircraft and stationary gas turbine engines of gas turbine engines, having two circuits, and can find application in aircraft building, shipbuilding, gas pumping stations and for peak power plants as a drive for an electric generator designed to generate electricity.
Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039, МПК F01D 11/24 опубл. 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры.Known turbine for a gas turbine engine according to the invention patent No. 2435039, IPC F01D 11/24 publ. 04/27/08, the turbine housing includes a radial wall and contains on the side of its inner surface a support for fastening the ring surrounding the movable blades of the turbine. The support comprises a peripheral wall surrounding the ring coaxially with it. The housing includes many perforations that provide air for uniform ventilation of the outer surface of the peripheral wall. Perforations are formed through the radial wall of the housing, passing radially inward. The wall essentially encompasses the ventilation chamber, which is also formed by the inner surface of the housing and the outer surface of the peripheral wall of the support. The ventilation chamber includes a small hole between the radial rib of the support and the inner surface of the radial wall to release air from the chamber.
Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.Disadvantages - structural complexity and the inability to regulate the radial clearance in all engine operating modes.
Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221, МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие кола, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.Known gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2304221, IPC F01D 11/14, publ. 08/10/07, This gas turbine engine contains a compressor having several axial stages containing a housing, guiding devices and working stakes, and a turbine containing a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, as well as a means for adjusting radial clearances of at least at least one stage of the compressor and / or turbine.
Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дроссилировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.Disadvantages - low efficiency of regulation of the radial clearance, especially in transition modes, when forcing or throttling the engine, the structural complexity of the device for regulating the radial clearance.
Газовая турбина, например, турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патент Франции №2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.A gas turbine, for example, a high pressure turbine for a turbomachine, such as the French patent disclosed in Patent No. 2688539, typically contains a plurality of fixed blades arranged so that they alternate with a plurality of movable blades in the path of the hot gas from the combustion chamber of the turbomachine . Moving turbine blades are surrounded around their periphery by a stationary annular assembly. The stationary annular assembly forms a passage along which hot gas flows through the turbine blades.
Чтобы повысить эффективность такой турбины, как известно, уменьшают зазор, который существует между вершинами движущихся лопаток турбины и обращенными к ним частями стационарного кольцевого узла, до величины, которая будет по возможности наименьшей.In order to increase the efficiency of such a turbine, as is known, the gap that exists between the vertices of the moving turbine blades and the parts of the stationary annular assembly facing them is reduced to the value that is as small as possible.
Для этого разработаны средства, которые обеспечивают возможность изменения диаметра стационарного кольцевого узла.For this, tools have been developed that provide the ability to change the diameter of the stationary annular assembly.
Тем не менее, это решение считается недостаточным, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.However, this solution is considered insufficient if the support to which the ring is attached is also exposed at its periphery to uneven thermal deformation, when such deformation leads to deformation of the turbine ring.
Известна также турбина ГТД с регулируемыми радиальными зазорами по патенту РФ №2435039, МПК F01D 111/04, прототип способа и устройства.Also known is a turbine engine with adjustable radial clearances according to the patent of the Russian Federation No. 2435039, IPC F01D 111/04, a prototype of the method and device.
Этот способ регулирования радиального зазора в турбине включает охлаждение и/или нагрев ротора и/или статора.This method of controlling the radial clearance in a turbine includes cooling and / or heating the rotor and / or stator.
Эта турбина содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевая вставка над рабочими колесами закреплена на промежуточном и внешнем корпусах,This turbine contains an outer, inner and intermediate case, a stage with a nozzle apparatus and an impeller with an annular insert above the impeller, and also means for regulating the radial clearances of at least one stage of the turbine, while the annular insert above the impellers is fixed on the intermediate and external enclosures
Недостатки способа и устройства - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.The disadvantages of the method and device is a sharp increase in the radial clearance during engine boosting due to the rapid heating of the housing.
Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения, является поддержание радиальных зазоров постоянными на всех режимах работы турбины.The technical result achieved during the creation of the invention is to maintain radial clearances constant in all modes of operation of the turbine.
Группа изобретений относится к газотурбинным двигателям. Задачи создания изобретения: эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины.The group of inventions relates to gas turbine engines. Objectives of the invention: effective regulation of radial clearances in the turbine in all modes, increasing engine thrust in the take-off and afterburning mode, increasing the efficiency and reliability of the turbine.
Решение указанных задач достигнуто в газотурбинном двигателе, содержащем, по меньшей мере, одну охлаждаемую ступень турбины с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, системы охлаждения ротора и статора турбины, корпус турбины и систему регулирования радиального зазора, тем, что согласно изобретению корпус турбины выполнен состоящим из внешнего корпуса и внутренней оболочки с по меньшей мере одной кольцевой вставкой, установленной между ними, системы охлаждения ротора и статора каждой ступени турбины выполнены независимыми, но все магистрали отбора охлаждающего воздуха соединены с полостью за компрессором. Газотурбинный двигатель может содержать бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора над каждым рабочим колесом всех охлаждаемых ступеней турбины, соединенные электрическими связями с бортовым компьютером. Каждая кольцевая вставка может быть выполнена пустотелой. Внутренняя полость каждой кольцевой вставки может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом.The solution of these problems was achieved in a gas turbine engine containing at least one cooled stage of the turbine with a nozzle apparatus with cavities above and below it, cooling systems of the rotor and stator of the turbine, turbine housing and radial clearance control system, so that, according to the invention, the housing the turbine is made up of an outer casing and an inner shell with at least one annular insert installed between them, the cooling systems of the rotor and stator of each turbine stage are independent, but all cooling air extraction lines are connected to the cavity behind the compressor. A gas turbine engine may include an on-board computer and radial clearance sensors above each impeller of all cooled stages of the turbine, which are electrically connected to the on-board computer. Each annular insert can be made hollow. The inner cavity of each annular insert may be filled with a heat storage substance.
Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-6), где:The invention is presented in the drawings (figures 1-6), where:
- на фиг.1 приведена схема ГТД,- figure 1 shows a diagram of a gas turbine engine,
- на фиг.2 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора в турбине на примере одной ступени двухступенчатой турбины,- figure 2 presents a diagram of a turbine and a radial clearance control system in a turbine using the example of one stage of a two-stage turbine,
- на фиг.3 представлена вторая схема турбины и системы регулирования радиального зазора в турбине на примере двух ступеней турбины,- figure 3 presents the second diagram of the turbine and the control system of the radial clearance in the turbine on the example of two stages of the turbine,
- на фиг.4 приведен вид вставки,- figure 4 shows the view of the insert,
- на фиг.5 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины в зависимости от температуры перед турбиной,- figure 5 shows a diagram of the change in air flow for cooling the turbine rotor depending on the temperature in front of the turbine,
- на фиг.6 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД.- figure 6 shows a diagram of the change in air flow for cooling the turbine stator depending on the operation time of the gas turbine engine.
Конструкция двухконтурного газотурбинного двигателя, представленная на чертежах фиг.1-6. Двухконтурный газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1, с входным обтекателем 2, вентилятор 3, основной корпус 4, сопло 5, компрессор 6, камеру сгорания 7 с корпусом 8, жаровой трубой 9 и форсунками 10, турбину 11, валы 12 и 13, опоры 14…17 (фиг.1). Валов в турбине 11 может быть не только два, но и один или три.The design of a dual-circuit gas turbine engine, shown in the drawings of figures 1-6. A double-circuit gas turbine engine (GTE) contains an
Компрессор 6 содержит корпус 18, по меньшей мере, одну ступень компрессора 19, которая, в свою очередь, содержит направляющий аппарат 20 и рабочие лопатки 21 и диски 22.The compressor 6 includes a housing 18, at least one stage of the compressor 19, which, in turn, contains a guide apparatus 20 and rotor blades 21 and disks 22.
Турбина 11 содержит, по меньшей мере, один ротор 23 и статор 24. Турбина 11 имеет, по меньшей мере, одну ступень 25.The turbine 11 comprises at least one
На фиг.1 приведена турбина 11 с двумя ступенями 25, одна из которых выполнена охлаждаемой. Каждая из которых ступень 25 содержит сопловой аппарат 26, рабочее колесо 27 с рабочими лопатками 28 и диск 29. Сопловой аппарат 26 и рабочие лопатки 28 выполнены охлаждаемыми, например, перфорированными. Диск 29 имеет с обеих сторон передний и задний дефлекторы 30 и 31. Ступеней 25 турбины 11, как упоминалось ранее, может быть одна, три или сколько угодно, а средство регулирования радиального зазора применено на одной или нескольких или всех ступенях 25 турбины 11. Наиболее эффективно применение средства регулирования радиального зазора на первой ступени 25 турбины 11 из-за высокого перепада давления на ней.Figure 1 shows the turbine 11 with two
Турбина 11 содержит средство регулирования радиального зазора 32. Средство регулирования радиального зазора 32 содержит кольцевую вставку 33, которая может быть выполнена из секторов 34, установленную внутри статора 24 над рабочими лопатками 28 турбины 11 с образованием радиального зазора δ. Кольцевая вставка 34 может быть выполнена сплошной или пустотелой, т.е. содержать полость 35. Полость 35 может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом 36. Теплоаккумулирующее вещество 36 - это материал, имеющий высокую теплоемкость и теплоту фазового перехода, например, на основе ацетата натрия.The turbine 11 comprises means for adjusting the
Рабочие лопатки 28 могут быть выполнены с бандажными полками (такой вариант на фиг.1…6 не показан). Рабочие лопатки 28 содержат замковую часть 37. В диске 29 выполнены отверстия 38 для подвода к рабочим лопаткам 28 охлаждающего воздуха. Передний дефлектор 30 уплотнен относительно вала 8 и статорных деталей уплотнениями 39 и 40. В переднем дефлекторе 30 выполнены отверстия 41 для подвода охлаждающего воздуха.The working
Система охлаждения ротора 23 турбины 11 содержит аппарат закрутки 42, внутренний трубопровод подачи охлаждающего воздуха 43, внутреннюю полость 44, отверстие 45, внутреннюю полость 46 соплового аппарата 26, отверстия 47, верхнюю полость 48 втулки 49, трубопровод высокого давления 50, регулятор расхода 51. Другой конец трубопровода высокого давления 50 соединен с выходом из компрессора 6. Применение для этих целей воздуха, отбираемого из-за промежуточной ступени компрессора, невозможно, так как несмотря на то, что он (воздух) более холодный, относительно низкое давление не позволит его подать в систему охлаждения ротора.The cooling system of the
Статор 24 содержит внешний корпус 52 с фланцем 53 и внутреннюю оболочку 54. Фланец 53 корпуса 52 соединен с фланцами 55…57 (фиг.3). К фланцу 55 закреплена коническая проставка 58, имеющая с другого торца внутренний фланец 59. Фланец 56 соединен с жаровой трубой 9, фланец 57 - с корпусом 8 камеры сгорания 7.The
Для охлаждения статора передней части 55 корпуса 52 выполнены отверстия 60, к которым присоединен трубопровод 61 с регулятором расхода 62. Другой конец трубопровода 61 также соединен с полостью за компрессором 6. Это оптимально, так как в этом случае охлаждающий воздух имеет более высокое давление и более высокий энергетический потенциал.To cool the stator of the
На кольцевой вставке 33 выполнен кольцевой выступ 63 для ее центрирования. Кроме того, к корпусу 52 присоединена радиальная перегородка 64, в которой выполнены сквозные отверстия 65, соединяющие полости 66 и 67 и кольцевой паз 68 для размещения кольцевого уступа 63 (фиг.4).An
Теплоаккумулирующий материал 36 - это, как отмечалось выше, материал, который имеет высокую теплоемкость и высокую удельную теплоту фазового перехода. Примером такого материала может служить тригидрат ацетата натрия.The
Теплофизические свойства этого материала:Thermophysical properties of this material:
- теплота плавления 220 кДж/кг,- heat of fusion 220 kJ / kg,
- теплоемкость твердой фазы 2 кДж/кг,- heat capacity of the solid phase 2 kJ / kg,
- теплоемкость жидкой фазы 2, 8 кДж/кг.- heat capacity of the
Аккумулирование тепла осуществляется, как правило, за счет теплоты фазового перехода. Подбором объема теплоаккумулирующего материла 36 можно сделать одинаковыми время прогрева диска 29 и корпуса 52 турбины 11 и кольцевой вставки 33, и как следствие, предотвратить увеличение радиального зазора на режимах форсирования.Heat storage is carried out, as a rule, due to the heat of the phase transition. By selecting the volume of the heat-accumulating
Основными особенностями турбины 11 является наличие датчиков измерения радиального зазора 69 и бортового компьютера 70, соединенных электрическими связями 71. Возможно применение только одного датчика измерения радиального зазора 69, но это крайне нежелательно, т.к. отказ датчика может привести к аварийной ситуации.The main features of the turbine 11 is the presence of sensors for measuring the
На фиг.5 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины 11 поз.72 в зависимости от температуры перед турбиной - Тг, из которого следует, что расход воздуха g1, охлаждающего ротор 23 турбины 11, должен увеличиваться с ростом температуры продуктов сгорания перед турбиной Тг. Эта зависимость может быть линейной, например, как показано на фиг.5. На фиг.6 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД. Для наглядности приведены расчетные расходы охлаждающего воздуха g2, для охлаждения статора турбины 11 на трех участках работы ГТД (на режиме форсирования 73…75). Позициями 76…78 показано реальное изменение расхода воздуха g2.Figure 5 shows a diagram of the change in air flow for cooling the rotor of the turbine 11 pos. 72 depending on the temperature in front of the turbine - Tg, from which it follows that the air flow g1 cooling the
РАБОТА ТУРБИНЫTURBINE WORK
При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор δ0 имеет расчетное значение, а на форсажном (максимальном) режиме радиальные зазоры 5 в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали. При форсировании ГТД температура продуктов сгорания резко возрастает. При этом прогреваются корпуса турбины 52 и 54 и диск 29 с рабочими лопатками 28. Но масса диска 29 турбины 11 намного больше массы всех корпусов 53 и 54, поэтому зазор бы возрастал без применения средства регулирования радиального зазора. Наличие кольцевой вставки 33, заполненной теплоаккумулирующим материалом 36, замедлит прогрев пустотелой кольцевой вставки 33 и корпуса 59, что предотвратит увеличение радиального зазора.With a sharp change in the operating mode of the turbine of a gas turbine engine, for example, when it is forced, the temperature of the combustion products in front of the turbine increases. In the nominal mode, the radial clearance δ0 has a calculated value, and in the afterburner (maximum) mode, the radial clearance 5 at the initial moment in the absence of regulation would increase sharply. When forcing a gas turbine engine, the temperature of the combustion products rises sharply. In this case, the
Проходящий по трубопроводу высокого давления 50 через регулятор расхода 51 охлаждающий воздух охлаждает диск 29 турбины 11 и рабочие лопатки 28.Passing through the
При этом изменение расхода охлаждающего воздуха через регулятор расхода 51 осуществляют только в зависимости от режима работы двигателя Тг, и изменением расхода этого воздуха не управляют радиальным зазором, так как увеличение расхода этого воздуха уменьшает КПД турбины 11. При этом трубопровод высокого давления 50 может быть подключен только к выходу из компрессора 6 (т.е. за его последней ступенью), в противном случае давления охлаждающего воздуха будет недостаточно для охлаждения перфорированного соплового аппарата 26 и перфорированных рабочих лопаток 28 турбины 11.In this case, the change in the flow rate of cooling air through the
Регуляторы расхода 51 и 62 и электрическими связями 71 соединены с бортовым компьютером 70 для управления расходами охлаждающего воздуха gl и g2 (фиг.5 и 6).
Применение теплоаккумулирующего материала 36 выравнивает тепловые инерции ротора 23 и статора 24. При увеличении радиального зазора датчики измерения радиального зазора 68 фиксируют этот факт, и бортовой компьютер 70 по каналу связи 71 подает команду на регулятор расхода 62 на увеличение расхода охлаждающего воздуха. При уменьшении величины радиального зазора ниже допустимого предела наоборот расход охлаждающего воздуха уменьшают. В результате предложенная система может очень точно поддерживать радиальные зазоры постоянными практически на всех режимах. Применение независимых систем охлаждения ротора и статора турбины позволило одновременно минимизировать расход охлаждающего воздуха и управлять радиальным зазором на всех режимах работы двигателя.The use of heat-accumulating
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
1. Обеспечить эффективное плавное регулирование радиальных зазоров в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах.1. To provide effective smooth regulation of radial clearances in the turbine of a gas turbine engine in all modes.
2. Обеспечить увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах за счет уменьшения радиального зазора на этих режимах. Это достигнуто применением независимых систем охлаждения ротора и статора турбины и применением для охлаждения статора более холодного воздуха, отбираемого из-за промежуточных ступеней компрессора.2. To ensure an increase in engine power in afterburner (maximum) modes by reducing the radial clearance in these modes. This is achieved by using independent cooling systems of the turbine rotor and stator and by using cooler air to cool the stator, taken from the intermediate stages of the compressor.
3. Обеспечить надежный взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД, или значительно уменьшить время прогрева ГТД. Это необходимо для военных самолетов.3. Ensure reliable take-off of the aircraft with engines equipped with such radial clearance control systems without preliminary heating of the turbine engine, or significantly reduce the warm-up time of the gas engine. This is necessary for military aircraft.
4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды, т.е. в условиях, когда взлетная тяга ГТД уменьшается.4. Ensure reliable take-off at high ambient temperatures, ie in conditions when the takeoff thrust of the gas turbine engine decreases.
5. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД авиационного двигателя с крейсерского на форсажный режим. Это особенно важно для военных самолетов.5. Almost instantly transfer the operation mode of the gas turbine engine from cruising to afterburning mode. This is especially important for military aircraft.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013124236/06A RU2553919C2 (en) | 2013-05-27 | 2013-05-27 | Gas-turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013124236/06A RU2553919C2 (en) | 2013-05-27 | 2013-05-27 | Gas-turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013124236A RU2013124236A (en) | 2014-12-10 |
| RU2553919C2 true RU2553919C2 (en) | 2015-06-20 |
Family
ID=53381325
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013124236/06A RU2553919C2 (en) | 2013-05-27 | 2013-05-27 | Gas-turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2553919C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2730558C1 (en) * | 2019-09-24 | 2020-08-24 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Double-flow turbine jet engine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0637683A1 (en) * | 1993-08-05 | 1995-02-08 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Cooling system for the turbine stator and rotor disks of a turbomachine |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2316662C1 (en) * | 2006-04-03 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine engine |
| RU2347091C1 (en) * | 2007-06-21 | 2009-02-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas-turbine engine |
| RU2387846C1 (en) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
-
2013
- 2013-05-27 RU RU2013124236/06A patent/RU2553919C2/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0637683A1 (en) * | 1993-08-05 | 1995-02-08 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Cooling system for the turbine stator and rotor disks of a turbomachine |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2316662C1 (en) * | 2006-04-03 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine engine |
| RU2347091C1 (en) * | 2007-06-21 | 2009-02-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Gas-turbine engine |
| RU2387846C1 (en) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2730558C1 (en) * | 2019-09-24 | 2020-08-24 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" | Double-flow turbine jet engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013124236A (en) | 2014-12-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10927763B2 (en) | Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine | |
| CN107893701B (en) | Method and apparatus for under-cowl split cooling | |
| US5022817A (en) | Thermostatic control of turbine cooling air | |
| EP3187684B1 (en) | System and method of reducing post-shutdown engine temperatures | |
| US20190048796A1 (en) | Turbine clearance control system and method for improved variable cycle gas turbine engine fuel burn | |
| EP1923539B1 (en) | Gas turbine with active tip clearance control | |
| US5601402A (en) | Turbo machine shroud-to-rotor blade dynamic clearance control | |
| EP2375005B1 (en) | Method for controlling turbine blade tip seal clearance | |
| US11791691B2 (en) | Generator cooling system for turbo-fan engine | |
| US10202867B2 (en) | Modulated turbine cooling system | |
| CA2949678A1 (en) | Intercooling system and method for a gas turbine engine | |
| US10138752B2 (en) | Active HPC clearance control | |
| JP2017101675A (en) | Closed loop cooling method for gas turbine engine | |
| RU2506435C2 (en) | Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine | |
| RU2504663C2 (en) | Gas turbine engine turbine | |
| RU2553919C2 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2496991C1 (en) | Bypass gas turbine | |
| RU2499145C1 (en) | Turbine of bypass gas turbine engine | |
| EP3239476A1 (en) | Case clearance control system and corresponding gas turbine engines | |
| RU2501956C1 (en) | Bypass gas turbine engine, method of radial gap adjustment in turbine of bypass gas turbine engine | |
| RU2499892C1 (en) | Gas turbine engine turbine | |
| RU2532737C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2500895C1 (en) | Gas turbine engine turbine | |
| RU2519127C1 (en) | Turbine of gas turbine engine and method for adjustment of radial clearance in turbine | |
| RU2499894C1 (en) | Bypass gas turbine engine |