RU2514818C1 - Cooled turbine - Google Patents
Cooled turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2514818C1 RU2514818C1 RU2013108430/06A RU2013108430A RU2514818C1 RU 2514818 C1 RU2514818 C1 RU 2514818C1 RU 2013108430/06 A RU2013108430/06 A RU 2013108430/06A RU 2013108430 A RU2013108430 A RU 2013108430A RU 2514818 C1 RU2514818 C1 RU 2514818C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- cooling
- transit
- inlet
- manifold
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к охлаждению турбин авиационных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine construction, namely, to cooling turbines of aircraft gas turbine engines.
Известна охлаждаемая турбина, содержащая рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенными с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, образованными на поверхности рабочего колеса, соединенными с сопловыми аппаратами закрутки и транзитными воздуховодами на их входе, сопловые лопатки, каждая из которых выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости, раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке сопловой лопатки с проточной частью турбины, теплообменник, соединенный на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщенный с воздушным коллектором и раздаточной полостью, транзитные воздуховоды.Known cooled turbine containing an impeller with impellers mounted on it with two cooling circuits, connected in series with air channels in the impeller, with independent annular diffuser channels formed on the surface of the impeller, connected to nozzle spin devices and transit ducts at their inlet nozzle vanes, each of which is made in the form of a structural element bounded by the upper and lower shelves, and the space between them, limited about the concave and convex walls of the nozzle vane pen, in the form of an input edge and a dispensing cavity located along its axis, the dispensing manifold of the input edge is connected at the inlet to the air cavity of the combustion chamber, and at the outlet through perforations in the inlet edge of the nozzle vane with a flow part turbines, a heat exchanger connected at the inlet to the air cavity of the combustion chamber, and at the outlet in series with the air collector and the dispensing cavity, transit ducts.
RU №2387846, МПК F01D 5/18, Опубликовано 27.04.2010 г.RU No. 2387846, IPC F01D 5/18, Published on April 27, 2010
Недостатком такой охлаждаемой турбины является то, что, во-первых, транзит охлаждающего воздуха, подаваемого к рабочей лопатке турбины, не изолирован от воздействия горячего воздуха проточной части турбины, что при потребной для охлаждения рабочей лопатки турбины температуре охлаждающего воздуха требует дополнительного снижения температуры этого воздуха в теплообменнике, во-вторых, охлаждение пера сопловой лопатки и транзит охлаждающего воздуха к рабочей лопатке турбины осуществляется совместно от одного источника охлаждающего воздуха, что исключает возможность использования автономного источника охлаждающего воздуха или использование воздуха, отбираемого от более низкой ступени компрессора, для охлаждения пера сопловой лопатки турбины, что приводит к ухудшению экономичности двигателя в целом.The disadvantage of such a cooled turbine is that, firstly, the transit of cooling air supplied to the turbine blade is not isolated from the action of hot air in the turbine duct, which, when the temperature of the cooling air is required for cooling the blade of the turbine, requires an additional reduction in the temperature of this air in the heat exchanger, secondly, the cooling of the nozzle blade pen and the transit of cooling air to the turbine blade is carried out jointly from one source of cooling air ear, which precludes the use of an autonomous source of cooling air or the use of air bled from a lower stage of the compressor for cooling the turbine blades pen nozzle, leading to a deterioration in efficiency of the engine as a whole.
Задачей изобретения является повышение эффективности охлаждения и экономичности турбины.The objective of the invention is to increase the cooling efficiency and efficiency of the turbine.
Ожидаемый технический результат - улучшение экономичности турбины за счет понижения температуры газа перед турбиной и обеспечения оптимального расхода и температуры охлаждающего воздуха, подаваемого для охлаждения пера сопловой лопатки турбины.The expected technical result is the improvement of turbine efficiency by lowering the gas temperature in front of the turbine and ensuring the optimal flow rate and temperature of the cooling air supplied to cool the turbine nozzle blade feather.
Технический результат достигается тем, что охлаждаемую турбину, содержащую рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенными с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, образованными на поверхности рабочего колеса, соединенными с сопловыми аппаратами закрутки и транзитными воздуховодами на их входе, сопловые лопатки, каждая из которых выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости, раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке сопловой лопатки - с проточной частью турбины, теплообменник, соединенный на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщенный с воздушным коллектором и раздаточной полостью, транзитные воздуховоды по предложению, снабжают раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха, охлаждающим дефлектором и двумя транзитными дефлекторами, установленными в раздаточной полости вдоль ее оси с зазором относительно друг друга и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера сопловой лопатки с образованием вдоль стенок охлаждающих каналов, охлаждающий дефлектор выполнен с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, установлен в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки и направлен стенками с перфорационными отверстиями в направлении вогнутой и выпуклой стенок пера сопловой лопатки, в верхней и нижней полках сопловой лопатки выполнены воздуховоды, соединенные на выходе с проточной частью турбины, раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха соединен с источником воздуха, с входом воздуховода верхней полки и с входом охлаждающего дефлектора, а вход воздуховода в нижней полке соединен с выходом охлаждающего дефлектора, при этом воздушный коллектор соединен с входом транзитных дефлекторов, а транзитные воздуховоды - с выходом транзитных дефлекторов и сопловыми аппаратами закрутки, соединенными с кольцевыми диффузорными каналами, причем раздаточная полость соединена с проточной частью турбины. Кроме того, возможно что:The technical result is achieved by the fact that a cooled turbine containing an impeller with impellers installed on it with two cooling circuits connected in series with air channels in the impeller, with independent annular diffuser channels formed on the surface of the impeller connected to the nozzle spin devices and transit ducts at their inlet, nozzle vanes, each of which is made in the form of a structural element bounded by upper and lower shelves, and about the transference between them, bounded by the concave and convex walls of the nozzle vane pen, in the form of an input edge and a dispensing cavity located along its axis of the dispensing manifold, the input edge dispensing manifold is connected at the inlet to the air cavity of the combustion chamber, and at the outlet through perforations in the inlet nozzle edge blades - with the turbine flow part, a heat exchanger connected at the inlet to the air cavity of the combustion chamber, and at the outlet, in series with the air collector and the dispenser According to the proposal, the transit ducts are equipped with a distributing manifold for cooling air, a cooling deflector and two transit deflectors installed in the distributing cavity along its axis with a gap relative to each other and with a gap between the concave and convex walls of the feather blade nozzle with the formation along the walls of the cooling channels , the cooling deflector is made with perforations on its two opposite walls, is installed in the dispensing cavity on the wall of the dispensing manifold inlet edges and is directed by walls with perforations in the direction of the concave and convex walls of the nozzle blade feather, in the upper and lower shelves of the nozzle blade there are air ducts connected at the outlet to the turbine flow part, a distributing manifold for cooling air is connected to the air source, with the duct inlet of the upper shelf and with the input of the cooling deflector, and the entrance of the duct in the lower shelf is connected to the output of the cooling deflector, while the air collector is connected to the input of the transit deflectors, and ranzitnye ducting - baffles yield transit and twist nozzle connected to the annular diffuser channels, and distributing cavity is connected with the turbine flowing part. In addition, it is possible that:
а) раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха соединен, по меньшей мере, с одной из ступеней компрессора;a) a distributing manifold for cooling air is connected to at least one of the stages of the compressor;
б) охлаждающая турбина дополнительно снабжена автономным источником воздуха, соединенным с раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха;b) the cooling turbine is additionally equipped with an autonomous air source connected to a distributing manifold for cooling air;
в) в зазоре между охлаждающим и транзитными дефлекторами выполнены направляющие элементы;c) guide elements are made in the gap between the cooling and transit deflectors;
г) в охлаждающих каналах выполнены центрирующие элементы;d) centering elements are made in the cooling channels;
д) в стенках транзитных дефлекторов выполнены перфорационные отверстия;d) perforation holes are made in the walls of transit baffles;
е) на вогнутой и/или выпуклой стенках раздаточной полости выполнены перфорационные отверстия.f) perforations are made on the concave and / or convex walls of the dispensing cavity.
Снабжение охлаждаемой турбины раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха и охлаждающим дефлектором, выполненным с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, позволяет дополнительно охладить сопловую лопатку воздухом другого термодинамического уровня (по температуре и давлению), что приводит к понижению температуры газа перед турбиной и улучшает экономичность двигателя в целом.Providing a cooled turbine with a distributing manifold for cooling air and a cooling deflector made with perforations on its two opposite walls, allows to further cool the nozzle blade with air of a different thermodynamic level (temperature and pressure), which leads to lower gas temperatures in front of the turbine and improves engine efficiency generally.
Снабжение охлаждаемой турбины охлаждающим дефлектором и двумя транзитными дефлекторами и установка их в раздаточной полости вдоль ее оси с зазором относительно друг друга и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки с образованием вдоль стенок охлаждающих каналов позволяет охлаждающему воздуху омывать внутренние поверхности пера сопловой лопатки, при этом, с одной стороны, создавая более эффективное охлаждение пера самой лопатки, а с другой стороны, изолируя транзитные дефлекторы от горячего воздуха проточной части, тем самым уменьшая подогрев охлаждающего воздуха, проходящего через транзитные дефлекторы, что улучшает охлаждение рабочих лопаток турбины.Providing a cooled turbine with a cooling baffle and two transit baffles and installing them in the dispensing cavity along its axis with a gap relative to each other and with a gap between the concave and convex walls of the blade feather with the formation along the walls of the cooling channels allows the cooling air to wash the internal surfaces of the feather nozzle blade, when this, on the one hand, creating more efficient cooling of the pen of the blade itself, and on the other hand, isolating the transit deflectors from the hot air of the flow part, m thereby reducing the heating of the cooling air passing through the transit deflectors, which improves the cooling of the turbine blades.
Установка охлаждающего дефлектора в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки и направление его стенками с перфорационными отверстиями в направлении вогнутой и выпуклой стенок пера сопловой лопатки позволяет задействовать наибольшую длину охлаждающего канала для прохождения охлаждающего воздуха, тем самым увеличивая эффективность охлаждения внутренних полостей пера сопловой лопатки.The installation of a cooling deflector in the dispensing cavity on the wall of the input edge distribution manifold and the direction of its walls with perforations in the direction of the concave and convex walls of the nozzle blade pen allows the longest cooling channel to be used to pass cooling air, thereby increasing the cooling efficiency of the internal cavity of the nozzle blade pen.
Выполнение в верхней и нижней полках сопловой лопатки воздуховодов, соединенных на выходе с проточной частью турбины, а также соединение входа воздуховода верхней полки с раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха, а входа воздуховода в нижней полке с выходом охлаждающего дефлектора позволяет дополнительно улучшить охлаждение верхней и нижней полок за счет использования воздуха другого термодинамического уровня и обеспечения максимального перепада давлений на верхней и нижней полках.The implementation in the upper and lower shelves of the nozzle blade of the ducts connected at the outlet to the turbine flow part, as well as the connection of the duct inlet of the upper shelf with a distributing manifold for cooling air, and the duct inlet in the lower shelf with the outlet of the cooling deflector can further improve cooling of the upper and lower shelves due to the use of air of another thermodynamic level and to ensure maximum pressure difference on the upper and lower shelves
Соединение раздаточного коллектора для охлаждающего воздуха с источником воздуха или с одной из ступеней компрессора позволяет обеспечить различную температуру и давление охлаждающего воздуха, а выбор в качестве источника воздуха автономного источника воздуха обеспечивает более комфортные условия по параметрам подаваемого охлаждающего воздуха, в частности существенно снижает температуру последнего.The connection of the distributing manifold for cooling air with an air source or with one of the compressor stages allows for different temperatures and pressures of the cooling air, and the choice of an autonomous air source as the air source provides more comfortable conditions for the parameters of the supplied cooling air, in particular, significantly reduces the temperature of the latter.
Соединение воздушного коллектора с входом транзитных дефлекторов, а транзитных воздуховодов с выходом транзитных дефлекторов и сопловыми аппаратами закрутки, соединенными с кольцевыми диффузорными каналами, позволяет транспортировать к рабочей лопатке турбины более холодный воздух из теплообменника.The connection of the air manifold with the inlet of the transit baffles, and the transit ducts with the exit of the baffle and nozzle swirl devices connected to the annular diffuser channels, allows you to transport cooler air from the heat exchanger to the turbine blade.
Соединение раздаточной полости с проточной частью турбины обеспечивает максимальный перепад давлений в охлаждаемых каналах, что приводит к повышению эффективности охлаждения внутренних полостей пера сопловой лопатки.The connection of the dispensing cavity with the turbine flow part provides a maximum pressure drop in the cooled channels, which leads to an increase in the cooling efficiency of the internal cavities of the nozzle blade feather.
Выполнение в зазоре между охлаждающим и транзитными дефлекторами направляющих элементов обеспечивает фиксацию и облегчает установку охлаждающего и транзитных дефлекторов в раздаточной полости.The implementation in the gap between the cooling and transit baffles of the guide elements provides fixation and facilitates the installation of cooling and transit baffles in the dispensing cavity.
Выполнение в охлаждающих каналах центрирующих элементов позволяет обеспечить гарантированный зазор и облегчает установку охлаждающего и транзитных дефлекторов в раздаточной полости при сборке сопловой лопатки.The implementation of the centering elements in the cooling channels allows a guaranteed clearance and facilitates the installation of cooling and transit deflectors in the dispensing cavity when assembling the nozzle blade.
Выполнение в стенках транзитных дефлекторов перфорационных отверстий улучшает эффективность охлаждения пера сопловой лопатки и ликвидацию мест перегрева элементов пера сопловой лопатки.Performing perforations in the walls of the transit deflectors improves the cooling efficiency of the nozzle blade pen and eliminates the places of overheating of the nozzle blade feather elements.
Выполнение на вогнутой и/или выпуклой стенках пера сопловой лопатки перфорационных отверстий обеспечивает снижение температуры лопатки в зонах перегрева за счет образования завесы охлаждающего воздуха.The execution of perforation holes on the concave and / or convex walls of the pen of the nozzle blade ensures a decrease in the temperature of the blade in the overheating zones due to the formation of a curtain of cooling air.
На фиг.1 - продольный разрез охлаждаемой турбины;Figure 1 is a longitudinal section of a cooled turbine;
на фиг.2 - поперечное сечение сопловой лопатки;figure 2 is a cross section of a nozzle blade;
на фиг.3 - сечение А-А по сопловой лопатке;figure 3 is a section aa along the nozzle blade;
на фиг.4 - сечение Б-Б по сопловой лопатке;figure 4 is a section bB along the nozzle blade;
на фиг.5 - поперечное сечение сопловой лопатки с направляющими элементами и с перфорированными транзитными дефлекторами.figure 5 is a cross section of a nozzle blade with guide elements and with perforated transit deflectors.
Охлаждаемая турбина содержит рабочее колесо 1 с установленными на нем рабочими лопатками 2 с двумя контурами охлаждения 3, последовательно соединенными с воздушными каналами 4 в рабочем колесе 1, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами 5, образованными на поверхности рабочего колеса 1, соединенными с сопловыми аппаратами закрутки 6 и транзитными воздуховодами 7 на их входе.The cooled turbine contains an
Каждая из сопловых лопаток 8 выполнена в виде конструктивного элемента 9, ограниченного верхней 10 и нижней 11 полками, и пространства 12 между ними, ограниченного вогнутой 13 и выпуклой 14 стенками пера сопловой лопатки 8, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки 15 и раздаточной полости 16.Each of the
Раздаточный коллектор входной кромки 15 соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания 17, а на выходе через перфорационные отверстия 18 во входной кромке 19 сопловой лопатки 8 - с проточной частью турбины 20.The dispensing manifold of the
Теплообменник 21 соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания 17, а на выходе последовательно сообщен с воздушным коллектором 22 и раздаточной полостью 16.The
Охлаждаемая турбина снабжена раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха 23, охлаждающим дефлектором 24 и двумя транзитными дефлекторами 25, установленными в раздаточной полости 16 вдоль ее оси с зазором 26 относительно друг друга и с зазором между вогнутой 13 и выпуклой 14 стенками пера сопловой лопатки 8 с образованием вдоль стенок охлаждающих каналов 27.The cooled turbine is equipped with a distributing manifold for
Охлаждающий дефлектор 24 выполнен с перфорационными отверстиями 28 на двух его противоположных стенках, установлен в раздаточной полости 16 на стенке 29 раздаточного коллектора входной кромки 15 и направлен стенками с перфорационными отверстиями 28 в направлении вогнутой 13 и выпуклой 14 стенок пера сопловой лопатки 8.The
В верхней 10 и нижней 11 полках сопловой лопатки 8 выполнены воздуховоды 30 и 31, соединенные на выходе с проточной частью турбины 20.In the upper 10 and lower 11 shelves of the
Раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха 23 соединен с источником воздуха 32, с входом воздуховода 30 верхней полки 10 и с входом охлаждающего дефлектора 24, а вход воздуховода 31 в нижней полке 11 соединен с выходом охлаждающего дефлектора 24, при этом воздушный коллектор 22 соединен с входом транзитных дефлекторов 25, а транзитные воздуховоды 7 - с выходом транзитных дефлекторов 25 и сопловыми аппаратами закрутки 6, соединенными с независимыми кольцевыми диффузорными каналами 5.The distributing manifold for
Раздаточная полость 16 соединена с проточной частью турбины 20. Для охлаждаемой турбины возможны варианты, когда:The dispensing
1. В зазоре 26 между охлаждающим 24 и транзитными дефлекторами 25 выполнены направляющие элементы 33, а в охлаждающих каналах 27 выполнены центрирующие элементы 34;1. In the
2. В стенках транзитных дефлекторов 25 выполнены перфорационные отверстия 35, а на вогнутой 13 и выпуклой 14 стенках раздаточной полости 16 выполнены перфорационные отверстия 36.2.
Охлаждение турбины осуществляется следующим образом: воздух из раздаточного коллектора для охлаждающего воздуха 23 поступает, в первую очередь, в воздуховод 30 верхней полки 10 и далее в проточную часть турбины 20, обеспечивая максимальный перепад давлений на верхней полке и тем самым улучшая эффективность ее охлаждения, во вторую очередь, поступает в охлаждающий дефлектор 24, расположенный в раздаточной полости 16, где он, с одной стороны, через перфорационные отверстия 28 на двух его противоположных стенках поступает в охлаждающие каналы 27, где происходит охлаждение внутренних поверхностей пера сопловой лопатки 8 и изолирование этим воздухом стенок транзитных дефлекторов 25, далее этот воздух выдувается в проточную часть турбины 20, что обеспечивает максимальный перепад давления и улучшение эффективности охлаждения внутренних полостей пера сопловой лопатки, с другой стороны, транспортируется в воздуховод 31 нижней полки 11 и далее в проточную часть турбины 20, что также обеспечивает максимальный перепад давлений и улучшение охлаждения нижней полки.The turbine is cooled as follows: the air from the distributing manifold for cooling
Воздух из воздушной камеры сгорания 17 поступает, с одной стороны, в раздаточный коллектор входной кромки 15, где через перфорационные отверстия 18 во входной кромке 19 сопловой лопатки 8 выдувается в проточную часть турбины 20, а с другой стороны, поступает в теплообменник 21, где он охлаждается и поступает в воздушный коллектор 22, откуда, в свою очередь, через транзитные дефлекторы 25 в раздаточной полости 16, транзитные воздуховоды 7, сопловые аппараты закрутки 6 и независимые кольцевые диффузорные каналы 5 транспортируется в воздушные каналы 4 рабочего колеса 1 и распределяется в два контура охлаждения 3, обеспечивая требуемое температурное состояние рабочей лопатки 2 за счет использования более холодного воздуха, проходящего через теплообменник 21, и за счет меньшего подогрева охлаждающего воздуха, проходящего через транзитные дефлекторы 25.The air from the
Таким образом, изобретение позволяет улучшить эффективность охлаждения, с одной стороны, пера сопловой лопатки за счет прохождения охлаждающего воздуха по максимальной длине охлаждающих каналов внутри сопловой лопатки, используя максимальный перепад давления в тракте, с другой стороны, рабочей лопатки турбины за счет снижения температуры охлаждающего воздуха при его транспортировке через транзитные дефлекторы к сопловым аппаратам закрутки. Дополнительным эффектом является использование для обоих контуров охлаждения рабочей лопатки воздуха, проходящего через теплообменник.Thus, the invention allows to improve the cooling efficiency, on the one hand, of the nozzle blade feather due to the passage of cooling air along the maximum length of the cooling channels inside the nozzle blade, using the maximum pressure drop in the path, on the other hand, the turbine working blade by lowering the temperature of the cooling air during its transportation through transit deflectors to nozzle spin devices. An additional effect is the use of air passing through the heat exchanger for both cooling circuits of the working blade.
Применение изобретения позволяет увеличить ресурс и надежность двигателя, улучшить экономичность турбины за счет охлаждения сопловой лопатки турбины воздухом другого термодинамического уровня (по температуре и давлению), что приводит к понижению температуры газа перед турбиной и обеспечивает оптимальный расход и температуру охлаждающего воздуха, подаваемого для охлаждения пера сопловой лопатки турбины.The application of the invention allows to increase the resource and reliability of the engine, improve the efficiency of the turbine by cooling the nozzle blade of the turbine with air of a different thermodynamic level (temperature and pressure), which reduces the temperature of the gas in front of the turbine and ensures the optimal flow rate and temperature of the cooling air supplied to cool the pen nozzle turbine blades.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013108430/06A RU2514818C1 (en) | 2013-02-27 | 2013-02-27 | Cooled turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013108430/06A RU2514818C1 (en) | 2013-02-27 | 2013-02-27 | Cooled turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2514818C1 true RU2514818C1 (en) | 2014-05-10 |
Family
ID=50629515
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013108430/06A RU2514818C1 (en) | 2013-02-27 | 2013-02-27 | Cooled turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2514818C1 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU183316U1 (en) * | 2018-04-09 | 2018-09-18 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | DEFLECTOR OF THE COOLED NOZZLE TURBINE SHOVEL |
| RU2683053C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-03-26 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | High-pressure turbine (hpt) nozzle apparatus of gas turbine engine (options), nozzle crown of hpt and hpt nozzle apparatus blade |
| RU2684355C1 (en) * | 2018-07-05 | 2019-04-08 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Gas turbine engine low-pressure turbine (lpt) (versions), rotor shaft connection unit with lpt disc, lpt rotor air cooling path and air feeding apparatus for cooling lpt rotor blades |
| RU2686430C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-04-25 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Air cooling path of blade of nozzle apparatus of high pressure turbine of a gas turbine engine (versions) |
| RU2688052C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-05-17 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for cooling high-pressure turbine nozzle assembly (tna) of gas turbine engine (gte) and nozzle device of gte tna (embodiments) |
| RU2691203C1 (en) * | 2018-07-05 | 2019-06-11 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Nozzle assembly of low-pressure turbine (lpt) of gas turbine engine (gte) (versions) and blade of lpt nozzle assembly (versions) |
| RU2691202C1 (en) * | 2018-07-05 | 2019-06-11 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for cooling of nozzle assembly of a low-pressure turbine (lpt) of a gas turbine engine and a lpt nozzle assembly which is cooled by this method, a method for cooling a blade of lpt nozzle assembly and a nozzle assembly blade, cooled by this method |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19733148C1 (en) * | 1997-07-31 | 1998-11-12 | Siemens Ag | Cooling device for gas turbine initial stage |
| RU2196239C2 (en) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Turbojet engine turbine cooling system |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2211926C2 (en) * | 2001-05-04 | 2003-09-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | High-temperature gas turbine |
| US20050022535A1 (en) * | 2003-07-28 | 2005-02-03 | Snecma Moteurs | Heat exchanger on a turbine cooling circuit |
| RU2687846C1 (en) * | 2018-10-29 | 2019-05-16 | Публичное акционерное общество "Транснефть" (ПАО "Транснефть") | Method of determining pipeline wall thickness in zone of defect of "metal loss" type based on statistical stabilization of signal parameters according to ultrasonic section wm |
-
2013
- 2013-02-27 RU RU2013108430/06A patent/RU2514818C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19733148C1 (en) * | 1997-07-31 | 1998-11-12 | Siemens Ag | Cooling device for gas turbine initial stage |
| US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
| RU2196239C2 (en) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Turbojet engine turbine cooling system |
| RU2211926C2 (en) * | 2001-05-04 | 2003-09-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | High-temperature gas turbine |
| US20050022535A1 (en) * | 2003-07-28 | 2005-02-03 | Snecma Moteurs | Heat exchanger on a turbine cooling circuit |
| RU2687846C1 (en) * | 2018-10-29 | 2019-05-16 | Публичное акционерное общество "Транснефть" (ПАО "Транснефть") | Method of determining pipeline wall thickness in zone of defect of "metal loss" type based on statistical stabilization of signal parameters according to ultrasonic section wm |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU183316U1 (en) * | 2018-04-09 | 2018-09-18 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | DEFLECTOR OF THE COOLED NOZZLE TURBINE SHOVEL |
| RU2683053C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-03-26 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | High-pressure turbine (hpt) nozzle apparatus of gas turbine engine (options), nozzle crown of hpt and hpt nozzle apparatus blade |
| RU2686430C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-04-25 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Air cooling path of blade of nozzle apparatus of high pressure turbine of a gas turbine engine (versions) |
| RU2688052C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-05-17 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for cooling high-pressure turbine nozzle assembly (tna) of gas turbine engine (gte) and nozzle device of gte tna (embodiments) |
| RU2684355C1 (en) * | 2018-07-05 | 2019-04-08 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Gas turbine engine low-pressure turbine (lpt) (versions), rotor shaft connection unit with lpt disc, lpt rotor air cooling path and air feeding apparatus for cooling lpt rotor blades |
| RU2691203C1 (en) * | 2018-07-05 | 2019-06-11 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Nozzle assembly of low-pressure turbine (lpt) of gas turbine engine (gte) (versions) and blade of lpt nozzle assembly (versions) |
| RU2691202C1 (en) * | 2018-07-05 | 2019-06-11 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for cooling of nozzle assembly of a low-pressure turbine (lpt) of a gas turbine engine and a lpt nozzle assembly which is cooled by this method, a method for cooling a blade of lpt nozzle assembly and a nozzle assembly blade, cooled by this method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2514818C1 (en) | Cooled turbine | |
| US9303526B2 (en) | Turbine cooling system | |
| RU2387846C1 (en) | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end | |
| CN106460550B (en) | There is the gas-turbine unit of cooling system in rotor pair in exhaust diffuser | |
| US5584651A (en) | Cooled shroud | |
| US10689985B2 (en) | Turbine blade with optimised cooling | |
| US9011077B2 (en) | Cooled airfoil in a turbine engine | |
| JP4801513B2 (en) | Cooling circuit for moving wing of turbomachine | |
| RU2538978C2 (en) | Cooled gas turbine blade and method of its operation | |
| US20130251508A1 (en) | Dual-use of cooling air for turbine vane and method | |
| JP2014224531A (en) | Turbine rotor blade for turbine section of gas turbine | |
| CN103089330B (en) | A kind of turbine system and the blade assembly for this system | |
| US9188008B2 (en) | Gas turbine for aeronautic engines | |
| RU2459967C1 (en) | Double-flow gas turbine engine | |
| CA2513045C (en) | Internally cooled gas turbine airfoil and method | |
| RU2518729C1 (en) | Cooled turbine | |
| RU2546371C1 (en) | Cooled turbine | |
| RU2236609C1 (en) | Gas-turbine engine | |
| RU2518768C1 (en) | Cooled turbine | |
| CN103089333A (en) | Bucket assembly for turbine system | |
| RU2618993C1 (en) | Dual-flow turbojet engine | |
| US11499436B2 (en) | Turbine engine blade with improved cooling | |
| RU2414615C1 (en) | Gas turbine engine | |
| EP3412867B1 (en) | Cooled gas turbine blade | |
| JPH0565802A (en) | Gas turbine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |