RU2506434C2 - Gas turbine engine - Google Patents

Gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2506434C2
RU2506434C2 RU2012113204/06A RU2012113204A RU2506434C2 RU 2506434 C2 RU2506434 C2 RU 2506434C2 RU 2012113204/06 A RU2012113204/06 A RU 2012113204/06A RU 2012113204 A RU2012113204 A RU 2012113204A RU 2506434 C2 RU2506434 C2 RU 2506434C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
turbine
stage
housing
gas turbine
Prior art date
Application number
RU2012113204/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2012113204A (en
Inventor
Николай Борисович Болотин
Original Assignee
Николай Борисович Болотин
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Николай Борисович Болотин filed Critical Николай Борисович Болотин
Priority to RU2012113204/06A priority Critical patent/RU2506434C2/en
Publication of RU2012113204A publication Critical patent/RU2012113204A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2506434C2 publication Critical patent/RU2506434C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: gas turbine engine comprises compressor with several axial stages including casing, guide vanes and working vanes and turbine comprising housing and at least one stage with guide vanes and working wheel as well as means for adjustment of radial clearances of at least one stage of compressor and/or turbine. Said means is composed of circular insert made of material with shape memory fitted in housing of compressor and/or turbine above appropriate working vanes of at least one stage. Said means is made of porous material. Circular insert inner surface has sot coating, for example, graphite, or panels of "cellular seal" can be attached thereto.
EFFECT: efficient control over radial clearance, higher takeoff and augmenter thrust, efficiency and reliability.
3 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, 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, 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.

Известен газотрубинный двигатель по патенту на изобретение №2435039, МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. Это изобретение относится к области регулирования зазора между вершинами подвижных лопаток и стационарным кольцевым узлом в газовой турбине. 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. Другие изобретения группы относятся к турбине, содержащей указанный выше корпус, и турбомашине, включающей такую турбину. Изобретения позволяют повысить равномерность температурного поля опоры крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины.Known gas turbine engine according to the patent for invention No. 2435039, IPC F01D 11/24, publ. 04/27/08. This invention relates to the field of regulating the gap between the tops of the moving blades and a stationary ring unit in a gas turbine. The turbine casing 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. Other inventions of the group relate to a turbine comprising the aforementioned housing and a turbomachine including such a turbine. EFFECT: inventions make it possible to increase the uniformity of the temperature field of the mounting support ring surrounding the movable blades of the turbine.

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 №2235908, МПК F04C 18/00, опубл. 10.09.04 г. Изобретение относится к компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении экономичности и надежности компрессора за счет использования системы перепуска воздуха для регулирования радиальными зазорами между статором и ротором. Сущность изобретения заключается в том, что в компрессоре газотурбинного двигателя с клапанами перепуска воздуха, включающем наружный корпус и внутренний корпус с отверстиями перепуска воздуха из последовательно расположенных направляющих аппаратов и фланцы, разделяющие воздушную полость между наружным и внутренним корпусами, при этом средний фланец установлен телескопически относительно внутреннего корпуса и выполнен с зигзагообразной радиальной стенкой, согласно изобретению зигзагообразная радиальная стенка последовательно отделяет отверстия с клапанами перепуска друг от друга в наружном корпусе, причем h/d=0,5…2; h1/d1=1…2,5; F/Fотв=1,1…2; F1/Fотв1=1,1…2, где h - минимальная высота воздушной полости между средним фланцем и внутренним корпусом; h1 - минимальная высота воздушной полости между средним фланцем и наружным корпусом; d - диаметр отверстий перепуска воздуха во внутреннем корпусе в первом по потоку воздуха направляющем аппарате; d1 - диаметр отверстий перепуска воздуха во внутреннем корпусе во втором по потоку воздуха направляющем аппарате; Fотв - суммарная площадь отверстий диаметром d; Fотв1 - суммарная площадь отверстий диаметром d1; F - суммарная площадь клапанов перепуска воздуха первого по потоку направляющего аппарата; F1 - суммарная площадь клапанов перепуска воздуха второго по потоку направляющего аппарата.Known gas turbine engine according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2235908, IPC F04C 18/00, publ. 09/10/04, the invention relates to compressors of gas turbine engines for aircraft and ground applications. The technical problem solved by the invention is to increase the efficiency and reliability of the compressor through the use of an air bypass system for regulating radial gaps between the stator and the rotor. The essence of the invention lies in the fact that in a compressor of a gas turbine engine with air bypass valves, including an outer casing and an inner casing with air bypass holes from sequentially arranged guide vanes and flanges that separate the air cavity between the outer and inner casings, while the middle flange is mounted telescopically relative to the inner case and is made with a zigzag radial wall, according to the invention, a zigzag radial wall in series fissioning holes bypass valves from each other in the outer casing, wherein h / d = 0,5 ... 2; h 1 / d 1 = 1 ... 2.5; F / F resp = 1.1 ... 2; F 1 / F holes 1 = 1,1 ... 2, where h is the minimum height of the air cavity between the middle flange and the inner casing; h 1 - the minimum height of the air cavity between the middle flange and the outer casing; d is the diameter of the air bypass holes in the inner casing in the first air guide device; d 1 - the diameter of the holes of the air bypass in the inner casing in the second air flow guide device; F holes - the total area of holes with a diameter d; F holes 1 - the total area of the holes with a diameter of d 1 ; F is the total area of the air bypass valves of the first downstream guide apparatus; F 1 - the total area of the air bypass valves of the second flow guide vanes.

Недостаток - конструктивная сложность.The disadvantage is constructive complexity.

Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221? МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г, прототип. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, 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 g, prototype. This gas turbine engine comprises a compressor having several axial stages containing a housing, guide vanes and rotor blades, and a turbine comprising a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, as well as means for adjusting radial clearances of at least one compressor stage and / or turbines.

Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дросселировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.Disadvantages - low efficiency of regulation of the radial clearance, especially in transient conditions, when forcing or throttling the engine, the structural complexity of the device for regulating the radial clearance.

Решение указанных задач достигнуто за счет того, что в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, 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, средство регулирования радиального зазора выполнено в виде кольцевой вставки из материала «с памятью формы» в корпусе компрессора и/или турбины и установлено над соответствующими рабочими лопатками как минимум одной ступени. Кольцевая вставка может быть выполнена пористой. На внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое покрытие, например графитовое. На внутренней поверхности кольцевой вставки могут быть закреплены панели «сотового уплотнения».The solution to these problems was achieved due to the fact that in a gas turbine engine containing a compressor having several axial stages containing a housing, guiding apparatuses and rotor blades, and a turbine containing a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, as well as a means of regulating radial clearances of at least one stage of the compressor and / or turbine, means for regulating radial clearances is made in the form of an annular insert of material with shape memory in the compressor housing and / or turbo other and installed above the corresponding working blades of at least one stage. The annular insert may be made porous. A soft coating, for example graphite, is applied on the inner surface of the annular insert. On the inner surface of the annular insert can be fixed panel "honeycomb seal".

Применение материала с «памятью формы» для регулирования радиального зазора в турбомашинах известно из патента ЕР №1686243, МПК F01D 11/18, опубл. 02.08.2006 г. Однако в этом техническом решении материал с «памятью формы» используется как средство (исполнительный орган) для радиального перемещения кольцевых вставок, выполненных из обычного материала. В заявленном техническом решении сами кольцевые вставки выполнены из материала с «памятью формы» и не содержат другие средства управления. Это упрощает конструкцию устройства.The use of material with "shape memory" for regulating the radial clearance in turbomachines is known from patent EP No. 1686243, IPC F01D 11/18, publ. August 2, 2006. However, in this technical solution, material with a "shape memory" is used as a means (executive body) for radial movement of ring inserts made of ordinary material. In the claimed technical solution, the ring inserts themselves are made of material with a “shape memory" and do not contain other controls. This simplifies the design of the device.

Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-10), где:The invention is presented in the drawings (figures 1-10), where:

- на фиг.1 представлена схема газотурбинного двигателя,- figure 1 presents a diagram of a gas turbine engine,

- на фиг.2 представлена схема регулирования радиальных зазоров в компрессоре ГТД,- figure 2 presents a diagram of the regulation of radial clearances in the compressor GTE,

- на фиг.3 представлена схема регулирования радиальных зазоров в турбине ГТД,- figure 3 presents a diagram of the regulation of radial clearances in a turbine engine,

- на фиг.4 представлена схема образования радиального зазора на крейсерском режиме,- figure 4 presents a diagram of the formation of a radial clearance in cruising mode,

- на фиг.5 представлена схема образования радиального зазора при форсировании двигателя.,- figure 5 presents a diagram of the formation of a radial clearance when forcing the engine.,

- на фиг.6 представлена вставка с мягким покрытием,- figure 6 presents the insert with a soft coating,

- на фиг.7 представлена вставка с сотовым уплотнением.- figure 7 presents the insert with a honeycomb seal.

Конструкция газотурбинного двигателя представлена на чертежах фиг 1-10. Газотурбинный двигатель (ГТД) содержит входное устройство 1 с входным обтекателем 2, компрессор 3, камеру сгорания 4, турбину 5, выхлопное устройство 6, выходной обтекатель 7, валы 8 и 9, опоры 10 и 11.The design of the gas turbine engine is shown in the drawings of FIGS. 1-10. A gas turbine engine (GTE) contains an input device 1 with an input fairing 2, a compressor 3, a combustion chamber 4, a turbine 5, an exhaust device 6, an output fairing 7, shafts 8 and 9, bearings 10 and 11.

Компрессор 3 содержит корпус 12, по меньшей мере, одну ступень 13, которая в свою очередь содержит направляющий аппарат 14 и рабочие лопатки 15 и диски 16.The compressor 3 includes a housing 12, at least one stage 13, which in turn contains a guide apparatus 14 and rotor blades 15 and disks 16.

Турбина 5 также содержит корпус 17, по меньшей мере одну ступень 18. На фиг.1 приведена турбина 5 с тремя ступенями 18, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 19 и рабочие лопатки 20 и диски 21.Turbine 5 also includes a housing 17, at least one stage 18. Figure 1 shows a turbine 5 with three stages 18, each of which, in turn, contains a nozzle apparatus 19 and working blades 20 and disks 21.

Кроме того, компрессор 3 и/или турбина 5 содержит средства регулирования радиального зазора 22. Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 и турбины 5 выполнены одинаковыми по конструкции (фиг 2 и 3).In addition, the compressor 3 and / or turbine 5 includes means for regulating the radial clearance 22. The means for regulating the radial clearance 22 for the compressor 3 and turbine 5 are made identical in design (FIGS. 2 and 3).

Средства регулирования радиального зазора 22 для компрессора 3 (фиг.2) содержат кольцевую вставку 23 из полупроводникового материала, установленную внутри корпуса 12 над рабочими лопатками 15.Means for regulating the radial clearance 22 for the compressor 3 (Fig.2) contain an annular insert 23 of semiconductor material mounted inside the housing 12 above the working blades 15.

Средства регулирования радиального зазора 22 для турбины 5 (фиг.3) содержат установленную кольцевую вставку 24, установленную внутри корпуса 17 над рабочими лопатками 20. Кольцевая вставка 23 или 24 выполнена из материала «с памятью формы».The means for regulating the radial clearance 22 for the turbine 5 (FIG. 3) comprise an installed annular insert 24 mounted inside the housing 17 above the working blades 20. The annular insert 23 or 24 is made of “shape memory” material.

Средства регулирования радиального зазора 22 могут быть установлены и на компрессоре 3 и на турбине 5 одновременно.Means for regulating the radial clearance 22 can be installed on the compressor 3 and on the turbine 5 at the same time.

На фиг.4 приведена схема образования радиального зазора δ1 на крейсерском режиме, а на фиг.5 показано изменение радиальных зазоров δ2 в ГТД на режиме форсирования. Сравнение показывает, что радиальный зазор δ2 всегда меньше чем радиальный зазор δ1.Figure 4 shows a diagram of the formation of the radial clearance δ1 in cruising mode, and figure 5 shows the change in the radial clearances δ2 in the gas-turbine engine in the boost mode. A comparison shows that the radial clearance δ2 is always smaller than the radial clearance δ1.

Возможно нанесение на внутренней поверхности вставок 23 и 36 мягкого покрытия 25 (фиг.6) или сотового уплотнения 26 (фиг.7). Применение мягкого покрытия 25 и сотового уплотнения 26 возможно как в компрессоре 3, так и в турбине 5.It is possible to apply on the inner surface of the inserts 23 and 36 a soft coating 25 (FIG. 6) or a honeycomb seal 26 (FIG. 7). The use of a soft coating 25 and a honeycomb seal 26 is possible both in the compressor 3 and in the turbine 5.

Работа ГТД осуществляется следующим образом.The work of the TBG is as follows.

При резком изменении режима работы газотурбинного двигателя, например, при его форсировании, температура продуктов сгорания перед турбиной 5 возрастает, частота вращения валов 8 и 9 ГТД также возрастает, степень сжатия воздуха в компрессоре 3 увеличивается, температура воздуха в компрессоре 3 увеличивается. На крейсерском режиме радиальный зазор δ1, а на форсажном режиме радиальные зазоры δ2 изменялись бы, как это указано на фиг.7, в сторону уменьшения, т.е. зазоры компенсируют резкое увеличение диаметра корпуса D2. Это получается за счет того, что высота вставки 23 в компрессоре 3 (или 24 в турбине 5) увеличивается.With a sharp change in the operating mode of a gas turbine engine, for example, when it is forced, the temperature of the combustion products in front of the turbine 5 increases, the speed of the shafts 8 and 9 of the gas turbine engine also increases, the compression ratio of the air in the compressor 3 increases, the air temperature in the compressor 3 increases. In cruising mode, the radial clearance δ1, and in the afterburning mode, the radial clearance δ2 would change, as indicated in Fig. 7, in the direction of reduction, i.e. Clearances compensate for the sharp increase in the diameter of the housing D2. This is due to the fact that the height of the insert 23 in the compressor 3 (or 24 in the turbine 5) increases.

Применение изобретения позволило упростить конструкцию устройства.The application of the invention allowed to simplify the design of the device.

В заявленном техническом решении сами кольцевые вставки выполнены из материала с «памятью формы» и не содержат других средств управления. Это упрощает конструкцию устройства (меньше деталей).In the claimed technical solution, the ring inserts themselves are made of material with a “shape memory" and do not contain other controls. This simplifies the design of the device (fewer parts).

Claims (3)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие лопатки, 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, отличающийся тем, что средство регулирования радиального зазора выполнено в виде кольцевой вставки из материала «с памятью формы» в корпусе компрессора и/или турбины, установленной над соответствующими рабочими лопатками как минимум одной ступени, причем средство регулирования выполнено пористым.1. A gas turbine engine containing a compressor having several axial stages containing a housing, guide vanes and rotor blades, and a turbine comprising a housing and at least one stage with a nozzle apparatus and an impeller, and also means for adjusting radial clearances of at least one stage compressor and / or turbine, characterized in that the means for regulating the radial clearance is made in the form of an annular insert of material with shape memory in the compressor and / or turbine housing mounted above the respective Enikeev rotor blades at least one stage, wherein the regulating means is made porous. 2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки нанесено мягкое покрытие, например графитовое.2. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that on the inner surface of the annular insert a soft coating is applied, for example graphite. 3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что на внутренней поверхности кольцевой вставки закреплены панели «сотового уплотнения». 3. The gas turbine engine according to claim 1, characterized in that on the inner surface of the annular insert panel is fixed "honeycomb seal".
RU2012113204/06A 2012-04-04 2012-04-04 Gas turbine engine RU2506434C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012113204/06A RU2506434C2 (en) 2012-04-04 2012-04-04 Gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012113204/06A RU2506434C2 (en) 2012-04-04 2012-04-04 Gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012113204A RU2012113204A (en) 2013-10-10
RU2506434C2 true RU2506434C2 (en) 2014-02-10

Family

ID=49302726

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012113204/06A RU2506434C2 (en) 2012-04-04 2012-04-04 Gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2506434C2 (en)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60111004A (en) * 1983-11-21 1985-06-17 Hitachi Ltd Casing of axial flow fluid machine
SU1749494A1 (en) * 1988-07-15 1992-07-23 Московский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе Turbine with radial clearance seal device
RU2169846C2 (en) * 1996-05-20 2001-06-27 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк. Sealing of gas-turbine engine case (versions)
RU2217599C2 (en) * 1997-12-11 2003-11-27 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. System to adjust blade head clearance in gas-turbine engine
EP1686243A2 (en) * 2005-01-26 2006-08-02 General Electric Company Turbine engine stator including shape memory alloy and blade clearance control
RU2290515C2 (en) * 2003-08-06 2006-12-27 Снекма Моторс Device for adjusting radial clerance of gas turbine
WO2010112421A1 (en) * 2009-03-31 2010-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Axial turbomachine with passive gap control

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60111004A (en) * 1983-11-21 1985-06-17 Hitachi Ltd Casing of axial flow fluid machine
SU1749494A1 (en) * 1988-07-15 1992-07-23 Московский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе Turbine with radial clearance seal device
RU2169846C2 (en) * 1996-05-20 2001-06-27 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк. Sealing of gas-turbine engine case (versions)
RU2217599C2 (en) * 1997-12-11 2003-11-27 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Корп. System to adjust blade head clearance in gas-turbine engine
RU2290515C2 (en) * 2003-08-06 2006-12-27 Снекма Моторс Device for adjusting radial clerance of gas turbine
EP1686243A2 (en) * 2005-01-26 2006-08-02 General Electric Company Turbine engine stator including shape memory alloy and blade clearance control
WO2010112421A1 (en) * 2009-03-31 2010-10-07 Siemens Aktiengesellschaft Axial turbomachine with passive gap control

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012113204A (en) 2013-10-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2844186C (en) Gas turbine engine with transmission and method of adjusting rotational speed
RU2648806C2 (en) Engine
EP2615289B1 (en) Turbofan with gear-driven compressor and fan-driven core
EP1835147B1 (en) Fan assembly and corresponding gas turbine engine
US10316681B2 (en) System and method for domestic bleed circuit seals within a turbine
EP3052762B1 (en) Feature to provide cooling flow to a turbine rotor disk
EP1475515A2 (en) Apparatus for controlling rotor blade tip clearances in a gas turbine engine
EP2333238A2 (en) Gas turbine engine with outer fans
KR20140038453A (en) Variable-pitch nozzle for a radial flow turbine, in particular for a turbine of an auxiliary power source
US20200109720A1 (en) Variable geometry diffuser
US11230939B2 (en) Vane seal system and seal therefor
RU2504663C2 (en) Gas turbine engine turbine
RU2506434C2 (en) Gas turbine engine
RU2506433C2 (en) Gas turbine engine
RU2498085C1 (en) Gas-turbine engine
JP2013072432A (en) Noise reduction in turbomachine, and related method thereof
EP3524795B1 (en) Axial compressor with inter-stage centrifugal compressor
RU2499892C1 (en) Gas turbine engine turbine
US20110158792A1 (en) Engine and vane actuation system for turbine engine
RU2498087C1 (en) Gas-turbine engine turbine
RU2499893C1 (en) Gas turbine engine turbine
RU2507401C1 (en) Gas turbine engine low-pressure turbine
RU2490474C1 (en) Turbine of gas-turbine engine
RU2500894C1 (en) Gas turbine engine turbine
US9593691B2 (en) Systems and methods for directing a flow within a shroud cavity of a compressor