RU2699870C1 - Cooled turbine of double-flow gas turbine engine - Google Patents
Cooled turbine of double-flow gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2699870C1 RU2699870C1 RU2018128350A RU2018128350A RU2699870C1 RU 2699870 C1 RU2699870 C1 RU 2699870C1 RU 2018128350 A RU2018128350 A RU 2018128350A RU 2018128350 A RU2018128350 A RU 2018128350A RU 2699870 C1 RU2699870 C1 RU 2699870C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- oil
- turbine
- low
- cavities
- pressure
- Prior art date
Links
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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
- F01D25/125—Cooling of bearings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым, в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of operation of gas turbine engines, in particular to engines used as a drive for gas pumping units and power plants and can be used in the development of power plants with oil cooling in a closed circulation system and for upgrading heating systems to maintain the working temperature of oil in oil tanks of gas turbine engines .
Известна охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостямиKnown cooled turbine of a double-circuit gas turbine engine containing a distributing manifold with a node for connecting to a source of high-temperature air, a collector with a node for connecting to a source of low-temperature air, an inter-disk cavity in communication with a source of high-temperature air, the impellers of high and low pressure turbines with rotor blades and disks , axles of discs of high and low pressure turbines, nozzle vanes, rear supports of high and low pressure turbines with bearings kami, oil cavities of high and low pressure turbines communicated with each other through a system of holes made in the journal of the disk of the low pressure turbine, pressurization cavity and pre-oil cavity of the high and low pressure turbine, and the pre-oil cavity of the low pressure turbine through air ducts located in the rear support of the turbine low pressure, in communication with the atmosphere, and the pre-oil cavity of the high-pressure turbine is in communication with a source of low-temperature air, while the pre-oil cavities of the high-pressure turbine and low pressure are communicated with each other and through oil moving seals with the same oil cavities
/ РФ №26819, МПК F02C7/06, опубл. 20.12.2002 г// RF №26819, IPC F02C7 / 06, publ. 12/20/2002 g /
Недостатком данного решения является то, что «горячий» воздух от источника высокотемпературного воздуха с температурой 400-450°С из междисковой полости направляется в полости наддува, далее в предмасляные полости задней опоры турбины высокого давления и задней опоры турбины низкого давления и через масляные подвижные уплотнения поступает в масляную полость, где проходящий воздух нагревает не только масло, но и элементы конструкции масляной опоры, от которых масло нагревается дополнительно. Увеличенный подогрев масла может приводить, как к повышению температуры корпуса подшипника, что уменьшает его долговечность, так и способствует коксообразованию на элементах опоры, что с одной стороны, может приводить к изменению свойств масла, делающего его непригодным для использования, а с другой стороны, может привести к возгоранию кокса и масла на элементах опоры. В результате чего возникает необходимость частой замены масла, а в случае возгорания кокса и уменьшения долговечности подшипника снижает надежность и ресурс работы турбины.The disadvantage of this solution is that the "hot" air from a source of high-temperature air with a temperature of 400-450 ° C from the interdisc cavity is sent to the boost cavity, then to the pre-oil cavities of the back support of the high pressure turbine and the back support of the low pressure turbine and through oil movable seals enters the oil cavity, where the passing air heats up not only the oil, but also the structural elements of the oil support, from which the oil is heated additionally. Increased oil heating can lead to both an increase in the temperature of the bearing housing, which reduces its durability, and contributes to coke formation on the support elements, which, on the one hand, can lead to a change in the properties of the oil, making it unsuitable for use, and, on the other hand, can lead to ignition of coke and oil on the support elements. As a result, there is a need for frequent oil changes, and in the event of a coke fire and a decrease in bearing life, the reliability and life of the turbine are reduced.
Задача изобретения - повышение экономичности и надежности двигателя.The objective of the invention is to increase the efficiency and reliability of the engine.
Технический результат - сохранение свойств использованного масла, повышение надежности подшипника и его долговечности, а также исключение появление кокса и возгорания масла и кокса в процессе эксплуатации.The technical result is the preservation of the properties of the used oil, increasing the reliability of the bearing and its durability, as well as eliminating the appearance of coke and the ignition of oil and coke during operation.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что известная охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая раздаточный коллектор с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха, коллектор с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха, междисковую полость, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха, рабочие колеса турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками и дисками, цапфы дисков турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата, задние опоры турбин высокого и низкого давления с подшипниками, масляные полости турбин высокого и низкого давления, сообщенные между собой через систему отверстий, выполненных в цапфе диска турбины низкого давления, полости наддува и предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, причем предмасляная полость турбины низкого давления посредством воздуховодов, размещенных в задней опоре турбины низкого давления, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость турбины высокого давления сообщена с источником низкотемпературного воздуха, при этом предмасляные полости турбины высокого и низкого давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения с одноименными масляными полостями, по предложению, снабжена дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, при этом каналы сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды на выходе с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях. Кроме того возможно, что областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, является газовоздушный тракт за турбиной или атмосфера. Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя может содержать одно или более дросселирующее устройство, размещенное на выходе из дополнительных воздуховодов, а сами дополнительные воздуховоды могут быть размещены в полостях лопаток соплового аппарата.The expected technical result is achieved by the fact that the known cooled turbine of a double-circuit gas turbine engine, comprising a distributing manifold with a unit for connecting to a source of high-temperature air, a collector with a unit for connecting to a source of low-temperature air, an inter-disk cavity in communication with a source of high-temperature air, and impellers of high and low pressure with working blades and disks, axles of disks of high and low pressure turbines, nozzle vanes, rear the support of high and low pressure turbines with bearings, oil cavities of high and low pressure turbines communicated with each other through a system of holes made in the journal of the disk of the low pressure turbine, pressurization cavity and pre-oil cavity of the high and low pressure turbine, and the pre-oil cavity of the low pressure turbine by means of air ducts located in the rear support of the low-pressure turbine, it is connected with the atmosphere, and the pre-oil cavity of the high-pressure turbine is communicated with the source of low-temperature air, while the pre-oil cavities of the high and low pressure turbines are connected to each other and through oil movable seals with the same oil cavities, on offer, is equipped with additional air ducts and channels made in the rear support of the high pressure turbine, while the channels are communicated, on the one hand , with pre-oil cavities of the high and low pressure turbines, and, on the other hand, through additional air ducts at the outlet with a pressure region lower than in pre-oil cavities. In addition, it is possible that the pressure region lower than in the pre-oil cavities is the gas-air path behind the turbine or the atmosphere. A cooled turbine of a double-circuit gas turbine engine may contain one or more throttling devices located at the outlet of additional air ducts, and additional air ducts themselves can be placed in the cavities of the blades of the nozzle apparatus.
Снабжение турбины дополнительными воздуховодами и каналами, выполненными в задней опоре турбины высокого давления, и их последовательное соединение и с предмасляными полостями турбины высокого и низкого давления и с областью давления ниже, чем в предмасляных полостях, позволяет эвакуировать «горячий» воздух, проникающий из междисковой полости турбин в предмасляные полости, в область низкого давления.Providing the turbine with additional air ducts and channels made in the rear support of the high-pressure turbine, and their serial connection with the pre-oil cavities of the high and low pressure turbines and with a pressure region lower than in the pre-oil cavities, allows you to evacuate the "hot" air penetrating from the interdisc cavity turbines in pre-oil cavities, in the low-pressure region.
Эвакуация «горячего» воздуха в область с низким давлением позволяет уменьшить или исключить его наличие в предмасляных полостях турбины высокого и низкого давления, обеспечивая существенное снижение подвода тепла к элементам конструкции опор турбин, а также снижение температуры масла в масляных полостях турбин за счет снижения расхода «горячего» воздуха, проникающего в масляные полости через масляные подвижные уплотнения.The evacuation of "hot" air to the low-pressure area allows to reduce or eliminate its presence in the pre-oil cavities of the high and low pressure turbines, providing a significant reduction in heat supply to the structural elements of the turbine supports, as well as lowering the oil temperature in the oil cavities of the turbines by reducing the flow rate " hot "air penetrating into the oil cavity through the oil moving seals.
Следует отметить, что при этом возрастает расход «холодного» воздуха от источника низкотемпературного воздуха в предмасляные полости турбины высокого и низкого давления, тем самым дополнительно снижается температура элементов конструкции опор турбин и подогрев масла.It should be noted that at the same time the consumption of “cold” air from the source of low-temperature air to the pre-oil cavities of the high and low pressure turbines increases, thereby further reducing the temperature of the structural elements of the turbine supports and heating the oil.
При этом выбор области давления ниже, чем в предмасляных полостях, которая может быть либо атмосферой, либо газовоздушным трактом за турбиной, позволяет получить требуемый перепад давления для выпуска «горячего» воздуха.At the same time, the choice of the pressure region is lower than in pre-oil cavities, which can be either the atmosphere or the gas-air path behind the turbine, which makes it possible to obtain the required pressure drop for the release of "hot" air.
Учитывая, что выпуск воздуха происходит из предмасляных полостей, где давление воздуха недостаточно высокое по сравнению с полостями наддува, объемный расход воздуха увеличивается, поэтому необходимо обеспечить достаточно большую проходную площадь дополнительных воздуховодов для выпуска воздуха. Таким образом, размещение дополнительных воздуховодов в полости сопловых лопаток является наиболее оптимальным решением для существующей конструкции.Considering that the air is discharged from pre-oil cavities, where the air pressure is not high enough as compared to pressurization cavities, the air volumetric flow increases, so it is necessary to provide a sufficiently large passage area for additional air ducts for air discharge. Thus, the placement of additional air ducts in the cavity of the nozzle blades is the most optimal solution for the existing design.
Наличие одного или более дросселирующих устройств, размещенных на выходе из дополнительных воздуховодов, позволяет настроить, по необходимости, расход «горячего» воздуха, отводимого из предмасляных полостей турбины высокого и низкого давления, изменением площади поперечного сечения дросселирующего устройства, тем самым довести абсолютный расход «холодного» воздуха, поступающего от источника низкотемпературного воздуха до 100%.The presence of one or more throttling devices located at the outlet of additional air ducts allows you to adjust, if necessary, the flow rate of “hot” air discharged from the pre-oil cavities of the high and low pressure turbines by changing the cross-sectional area of the throttling device, thereby increasing the absolute flow rate of the “cold” »Air coming from a source of low-temperature air up to 100%.
На фиг. 1 показан продольный разрез охлаждаемой турбины.In FIG. 1 shows a longitudinal section through a cooled turbine.
На фиг. 2 показано место А фиг. 1.In FIG. 2 shows location A of FIG. one.
Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит раздаточный коллектор 1 с узлом для соединения с источником высокотемпературного воздуха 2, коллектор 3 с узлом для соединения с источником низкотемпературного воздуха 4, междисковую полость 5, сообщенную с источником высокотемпературного воздуха 2, рабочее колесо 6 турбины высокого давления 7 с диском 8 и рабочими лопатками 9, рабочее колесо 10 турбины низкого давления 11 с диском 12 и рабочими лопатками 13. Турбина также содержит цапфы 14 и 15 дисков 8 и 12 соответственно, лопатки соплового аппарата 16, заднюю опору турбины высокого давления 17 и заднюю опору турбины низкого давления 18 с подшипниками 19 и 20 соответственно.The cooled turbine of a double-circuit gas turbine engine contains a distributing
Турбина содержит масляную полость 21 турбины высокого давления 7 и масляную полость 22 турбины низкого давления 11, сообщенные между собой через систему отверстий 23, выполненных в цапфе 15 диска 12 турбины низкого давления 11, полости наддува 24 и 25 и предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого давления 7 и турбины низкого давления 11 соответственно.The turbine contains an
При этом предмасляная полость 27 турбины низкого давления 11 посредством воздуховодов 28, размещенных в задней опоре турбины низкого давления 18, сообщена с атмосферой, а предмасляная полость 26 турбины высокого давления 7 через коллектор 3 сообщена с источником низкотемпературного воздуха 4. Предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления сообщены друг с другом и через масляные подвижные уплотнения 29, 30 и 31 сообщены с одноименными масляными полостями 21 и 22 соответственно.In this case, the
Турбина содержит дополнительные воздуховоды 32 и каналы 33, выполненные в задней опоре турбины высокого давления 17. Каналы 33 сообщены, с одной стороны, с предмасляными полостями 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления, а, с другой стороны, через дополнительные воздуховоды 32 с областью низкого давления 34, меньшего, чем в предмасляных полостях 26 и 27. На выходе из дополнительных воздуховодов 32 размещены дросселирующие устройства 35.The turbine contains
Турбина работает следующим образом.The turbine operates as follows.
Для охлаждения турбины и наддува опор турбины воздух от источника высокотемпературного воздуха 2 через раздаточный коллектор 1 и лопатки соплового аппарата 16 поступает в междисковую полость 5 и далее в полости наддува 24 и 25 турбины высокого 7 и турбины низкого 11 давления, а из них в предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления соответственно.To cool the turbine and pressurize the turbine bearings, the air from the source of high-
Одновременно более холодный воздух от источника низкотемпературного воздуха 4 через коллектор 3 поступает в предмасляную полость 26 турбины высокого давления 7.At the same time, colder air from the source of low-
Значительная часть высокотемпературного воздуха, поступившего в соединенные между собой предмасляные полости 26 и 27 турбины высокого 7 и низкого 11 давления, через каналы 33, выполненные в задней опоре турбины высокого давления 17, направляется в дополнительные воздуховоды 32 и далее выбрасывается в область низкого давления 34, меньшего, чем в предмасляных полостях 26 и 27. Дросселирующее устройство 35, размещенное на выходе из дополнительных воздуховодов 32, позволяет регулировать количество высокотемпературного воздуха, выбрасываемого в область низкого давления 34, тем самым уменьшая количество «горячего» воздуха в предмасляных полостях 26 и 27, а в некоторых случаях довести процент «горячего» воздуха до нуля.A significant part of the high-temperature air that enters the
Из предмасляной полости 26 турбины высокого давления 7 преобладающий холодный воздух направляется, с одной стороны, через масляное подвижное уплотнение 29 в масляную полость 21 турбины высокого давления 7, а с другой стороны, в предмасляную полость 27 турбины низкого давления 11, где далее значительная часть «холодного» воздуха выбрасывается через воздуховоды 28 в атмосферу, а небольшое его количество поступает в масляную полость 21 турбины высокого давления 7 через масляное подвижное уплотнение 30 и в масляную полость 22 турбины низкого давления 11 через масляное подвижное уплотнение 31.From the
Поскольку масляные полости 21 и 22 турбины высокого 7 и низкого 11 давления сообщены между собой системой отверстий 23, то в масляных полостях 21 и 22 устанавливается средний уровень температуры масла, на который в значительной мере оказывает влияние «холодный» воздух от источника низкотемпературного воздуха 4.Since the
Обтекание элементов конструкции задней опоры турбины высокого давления 17 и задней опоры турбины низкого давления 18 воздухом с пониженной температурой, уменьшает передачу тепла от элементов конструкции к маслу, тем самым снижая уровень температуры масла в масляных полостях 21 и 22.The flow around the structural elements of the rear support of the
Проведенные расчеты показали уменьшение в 2 раза подогрева масла в конструкции с отводом «горячего» воздуха из предмасляных полостей турбины по сравнению с исходной конструкцией, что позволяет обеспечить эксплуатацию изделия при высокой температуре окружающей среды, так называемом «тропическом» варианте.The calculations showed a 2-fold decrease in oil heating in the design with the removal of "hot" air from the pre-oil cavities of the turbine compared to the original design, which allows the product to be operated at a high ambient temperature, the so-called "tropical" version.
Реализация данного изобретения за счет снижения температуры масла обеспечивает стабильность его свойств и дальнейшее многократное использование в линии подвода масла к подшипникам опоры, улучшение условий работы подшипников турбины высокого и низкого давления и как следствие повышение их ресурса и долговечности, а также исключение образования кокса на элементах конструкции опоры турбины.The implementation of this invention by reducing the temperature of the oil ensures the stability of its properties and further repeated use in the oil supply line to the bearings of the support, improving the working conditions of the bearings of the high and low pressure turbines and, as a result, increasing their resource and durability, as well as eliminating the formation of coke on structural elements turbine bearings.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018128350A RU2699870C1 (en) | 2018-08-03 | 2018-08-03 | Cooled turbine of double-flow gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018128350A RU2699870C1 (en) | 2018-08-03 | 2018-08-03 | Cooled turbine of double-flow gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2699870C1 true RU2699870C1 (en) | 2019-09-11 |
Family
ID=67989824
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018128350A RU2699870C1 (en) | 2018-08-03 | 2018-08-03 | Cooled turbine of double-flow gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2699870C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117569923A (en) * | 2024-01-12 | 2024-02-20 | 成都中科翼能科技有限公司 | Turbine fulcrum structure of gas turbine |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3527054A (en) * | 1969-01-23 | 1970-09-08 | Gen Electric | Pressurization of lubrication sumps in gas turbine engines |
| EP0354422A1 (en) * | 1988-08-02 | 1990-02-14 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàNchen Gmbh | Gas turbine with a bearing enclosure on the compressor side |
| WO1994023184A1 (en) * | 1993-04-01 | 1994-10-13 | Bmw Rolls-Royce Gmbh | Gas-turbine engine with bearing chambers and barrier-air chambers |
| RU2344303C1 (en) * | 2007-06-21 | 2009-01-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of gas-turbine engine supports supercharge |
| RU2596896C1 (en) * | 2015-06-02 | 2016-09-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Bypass turboshaft engine |
-
2018
- 2018-08-03 RU RU2018128350A patent/RU2699870C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3527054A (en) * | 1969-01-23 | 1970-09-08 | Gen Electric | Pressurization of lubrication sumps in gas turbine engines |
| EP0354422A1 (en) * | 1988-08-02 | 1990-02-14 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàNchen Gmbh | Gas turbine with a bearing enclosure on the compressor side |
| WO1994023184A1 (en) * | 1993-04-01 | 1994-10-13 | Bmw Rolls-Royce Gmbh | Gas-turbine engine with bearing chambers and barrier-air chambers |
| RU2344303C1 (en) * | 2007-06-21 | 2009-01-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of gas-turbine engine supports supercharge |
| RU2596896C1 (en) * | 2015-06-02 | 2016-09-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Bypass turboshaft engine |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117569923A (en) * | 2024-01-12 | 2024-02-20 | 成都中科翼能科技有限公司 | Turbine fulcrum structure of gas turbine |
| CN117569923B (en) * | 2024-01-12 | 2024-04-05 | 成都中科翼能科技有限公司 | Turbine fulcrum structure of gas turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101122260B (en) | Heat transfer system and method for turbine engine using heat pipes | |
| RU2550371C2 (en) | Method of gas turbine operation, cooling system of gas turbine and gas turbine with such system | |
| CN105545494B (en) | Use the compressor clearance control system of turbine exhaust | |
| US11326622B2 (en) | Oil cooled centrifugal compressor and turbocharger including the same | |
| CN103068679A (en) | Aircraft ice protection system and aircraft provided with same | |
| JP2010164052A5 (en) | ||
| CA2888673A1 (en) | External cooling fluid injection system in a gas turbine engine | |
| RU2699870C1 (en) | Cooled turbine of double-flow gas turbine engine | |
| JP2017020494A (en) | Method of cooling gas turbine, and gas turbine executing the same | |
| CN110159371B (en) | System and method for cylinder cutting operation of multi-low pressure cylinder steam turbine under partial load | |
| US20160169109A1 (en) | Modulated cooled p3 air for impeller | |
| RU2403416C1 (en) | Gas-compressor plant | |
| RU2680023C1 (en) | Bypass gas turbine engine cooled turbine | |
| JP2015520327A (en) | Centrifugal compressor impeller cooling | |
| CN107620614A (en) | High-temperature high-pressure supercritical fluid axial end cooling system | |
| US20200165935A1 (en) | Compressor rotor, gas turbine rotor provided therewith, and gas turbine | |
| RU2347091C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2674229C1 (en) | Bypass gas turbine engine cooled turbine | |
| JP6607960B2 (en) | Gas compressor | |
| JP3900026B2 (en) | Manufacturing method of gas turbine equipment | |
| RU2450144C1 (en) | Gas turbine engine | |
| RU26819U1 (en) | COOLED TURBINE OF TWO-ROTOR GAS-TURBINE ENGINE | |
| CN208920635U (en) | A kind of earth source heat pump unit of built-in hydraulic module | |
| RU2700110C1 (en) | Double-flow gas turbine engine | |
| RU2627490C1 (en) | Method for increasing gas turbine engine life by start number |