RU122447U1 - GTD-25STA GAS-TURBINE ENGINE, COMPRESSOR, COMBUSTION CHAMBER, GAS-GENERATOR TURBINE, FREE TURBINE - Google Patents
GTD-25STA GAS-TURBINE ENGINE, COMPRESSOR, COMBUSTION CHAMBER, GAS-GENERATOR TURBINE, FREE TURBINE Download PDFInfo
- Publication number
- RU122447U1 RU122447U1 RU2012126519/06U RU2012126519U RU122447U1 RU 122447 U1 RU122447 U1 RU 122447U1 RU 2012126519/06 U RU2012126519/06 U RU 2012126519/06U RU 2012126519 U RU2012126519 U RU 2012126519U RU 122447 U1 RU122447 U1 RU 122447U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- combustion chamber
- gas
- gas generator
- rotor
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Газотурбинный двигатель, состоящий из модуля газогенератора и модуля свободной турбины на собственных рамах, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину газогенератора, свободную турбину, опоры подшипников, вспомогательные системы, отличающийся тем, что газогенератор установлен на собственную раму при помощи опоры, содержащей цапфу для крепления двигателя и корпус опоры, который выполнен в виде крестообразного цилиндрического шарнира.2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каждая опора газогенератора снабжена механизмом регулирования положения оси газогенератора относительно стыковочных центрирующих элементов рамы в виде винтовой пары.3. Компрессор, содержащий ротор с валом, диски с рабочими лопатками, статор с регулируемым направляющим аппаратом и клапанами перепуска воздуха, отличающийся тем, что для привода исполнительных механизмов направляющего аппарата и клапанов перепуска воздуха использован пневмопривод с отбором сжатого газа из газовой магистрали.4. Блок камеры сгорания, содержащий наружный и внутренний корпуса, кольцевую камеру сгорания с пленочным охлаждением наружного и внутреннего кожухов, топливные коллектора, топливные горелки, отличающийся тем, что наружный корпус состоит из 2 частей, между которыми установлено кольцо подвески камеры сгорания, которое в задней части имеет демпфирующую подвеску.5. Блок камеры сгорания по п.4, отличающийся тем, что над отверстиями пленочного охлаждения приварены экраны.6. Блок камеры сгорания по п.4, отличающийся тем, что фронтовое устройство содержит наружный и внутренний топливные коллектора, для подвода газа через отверстия в1. Gas turbine engine, consisting of a gas generator module and a free turbine module on its own frames, containing a compressor, a combustion chamber, a gas generator turbine, a free turbine, bearing supports, auxiliary systems, characterized in that the gas generator is mounted on its own frame using a support containing a trunnion for fastening the engine and the support body, which is made in the form of a cruciform cylindrical hinge. 2. Gas turbine engine according to claim 1, characterized in that each support of the gas generator is equipped with a mechanism for adjusting the position of the axis of the gas generator relative to the docking centering elements of the frame in the form of a screw pair. A compressor containing a rotor with a shaft, disks with rotor blades, a stator with an adjustable guide vane and air bypass valves, characterized in that a pneumatic drive is used to drive the guide vane actuators and air bypass valves. 4. A combustion chamber unit containing an outer and an inner body, an annular combustion chamber with film cooling of the outer and inner casings, fuel manifolds, fuel burners, characterized in that the outer body consists of 2 parts, between which a combustion chamber suspension ring is installed, which is in the rear part Has a damping suspension. 5. The combustion chamber unit according to claim 4, characterized in that screens are welded over the film cooling holes. The combustion chamber unit according to claim 4, characterized in that the frontal device contains an external and an internal fuel manifold for supplying gas through the holes in
Description
Полезная модель относится к области газотурбинного двигателестроения.The utility model relates to the field of gas turbine engine building.
Известен газотурбинный двигатель, состоящий из модуля газогенератора и модуля свободной турбины на собственных рамах, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину газогенератора, свободную турбину, опоры подшипников, вспомогательные системы (см. Патент №31816 RU, МПК7 F02C 3/00, F02C 7/00, F04D 17/00, F04D 29/00, F23R 3/00, опубликовано 27.08.2003 г.).Known gas turbine engine, consisting of a gas generator module and a free turbine module on its own frames, containing a compressor, a combustion chamber, a gas generator turbine, a free turbine, bearing bearings, auxiliary systems (see Patent No. 31816 RU, IPC 7 F02C 3/00, F02C 7 / 00, F04D 17/00, F04D 29/00, F23R 3/00, published August 27, 2003).
Недостатком данного газотурбинного двигателя являются высокие значения параметров термодинамического цикла, которые определяют применение дорогих материалов узлов турбины, что приводит к высокой стоимости двигателя.The disadvantage of this gas turbine engine is the high values of the thermodynamic cycle parameters, which determine the use of expensive materials of the turbine assemblies, which leads to a high cost of the engine.
Известны опоры газотурбинного двигателя, содержащие шарнирно установленные на основании стойки с цапфами, для крепления двигателя (см. Патент №2226643 RU, C2, МПК7 F16M 5/00, опубликовано 10.04.2004 г.).Known supports of a gas turbine engine containing articulated on the base of the rack with pins for mounting the engine (see Patent No. 2226643 RU, C2, IPC 7 F16M 5/00, published April 10, 2004).
Недостатком данной конструкции является, что при разогреве двигателя в процессе работы происходит изменение положения оси двигателя.The disadvantage of this design is that when the engine heats up during operation, the position of the engine axis changes.
Известен компрессор газотурбинного двигателя, содержащий ротор с валом, диски с рабочими лопатками, статор с регулируемым направляющим аппаратом и клапанами перепуска воздуха (см. Двигатель НК-16СТ «Руководство по технической эксплуатации, книга 2», стр.57, рис.6.15).A known compressor of a gas turbine engine containing a rotor with a shaft, disks with rotor blades, a stator with an adjustable guide apparatus and air bypass valves (see. NK-16ST Engine "Technical Operation Manual, Book 2", page 57, Fig. 6.15).
Недостатком является использование в исполнительных механизмах направляющего аппарата и клапанов перепуска масла из маслосистемы двигателя, которое подается посредством установки дополнительного насоса, отбирающего полезную мощность от газотурбинного двигателя.The disadvantage is the use in the actuators of the guide apparatus and oil bypass valves from the engine oil system, which is supplied by installing an additional pump that selects the useful power from the gas turbine engine.
Известна одноконтурная форсунка (горелка) камеры сгорания двигателя НК-16-18СТ, содержащая корпус завихрителя, корпус форсунки, лопаточный завихритель, смесительную втулку (сопло), шайбу дроссельную, кольца уплотнительные и гайку корончатую (шлицевую), для крепления форсунки к газораспределительному устройству (головке кольцевой камеры сгорания), (см. Двигатель НК-16-18СТ серия 2, «Руководство по технической эксплуатации», стр.126, рис.6.32).Known single-circuit nozzle (burner) of the engine combustion chamber NK-16-18ST, comprising a swirl housing, a nozzle body, a blade swirl, a mixing sleeve (nozzle), a throttle washer, sealing rings and a crown nut (slotted), for attaching the nozzle to a gas distribution device ( the head of the annular combustion chamber), (see. NK-16-18ST Series 2 Engine, “Operational Manual”, p. 126, Fig. 6.32).
Недостатком указанного устройства является, отсутствие возможности регулировки параметров характеристики температурного поля, при испытаниях на камерном стенде, без съема форсунок и частичной разборки камеры сгорания, что приводит к значительным материальным затратам и увеличению времени по доводке характеристики температурного поля.The disadvantage of this device is the inability to adjust the parameters of the characteristics of the temperature field, when tested on a chamber stand, without removing the nozzles and partial disassembly of the combustion chamber, which leads to significant material costs and an increase in time for adjusting the characteristics of the temperature field.
Известна так же кольцевая камера сгорания, содержащая наружный и внутренний корпуса, кольцевую жаровую трубу с охлаждаемыми наружной и внутренней стенками, концентрично расположенными в передней части жаровой трубы топливными горелками с отдельными форсунками, закрепленными на наружном корпусе, топливные коллектора (см. материалы - Семинар по камерам сгорания в ЦИАМ 14-16.12.2004 г., Камеры сгорания промышленных ГТД, ОАО НПО «Сатурн», А.В.Охлабыстин и другие «Опыт доводки экологических характеристик камер сгорания». Камера сгорания ГТД - 4РМ, стр.3, 6).Also known is an annular combustion chamber containing an outer and inner casing, an annular flame tube with cooled outer and inner walls, fuel burners concentrically located in front of the flame tube with separate nozzles fixed to the outer casing, fuel manifolds (see materials - Workshop on combustion chambers at TsIAM, December 14-16, 2004, Combustion chambers of industrial gas turbine engines, NPO Saturn, A.V. Okhlabystin and others, “Experience in adjusting the environmental characteristics of combustion chambers.” Gas turbine engine combustion chamber - 4РМ, with R.3, 6).
Основным недостатком указанной кольцевой камеры сгорания, является наличие выносных форсунок, закрепленных на наружном корпусе, что увеличивает гидравлическое сопротивление жаровой трубы и массу наружного корпуса, из-за применения усиленного кольца для крепления форсунок.The main disadvantage of this annular combustion chamber is the presence of remote nozzles mounted on the outer casing, which increases the hydraulic resistance of the flame tube and the mass of the outer casing, due to the use of a reinforced ring for attaching the nozzles.
Известно уплотнение стыка камеры сгорания и статора турбины газотурбинного двигателя с подвеской концов оболочек жаровой трубы на кольцевых выступах статора турбины, включающее в себя кольцо уплотнительное наружное камеры сгорания, кольцо наружное соплового аппарата первой ступени, кольцо уплотнительное внутреннее жаровой трубы камеры сгорания и козырек соплового аппарата первой ступени, закрепленный с помощью заклепок к внутреннему корпусу статора турбины с установленным плавающим кольцом, обеспечивающее между сопрягаемыми деталями в холодном состоянии радиальные зазоры и демпфирующим устройством для стабилизации зазоров, установленным фланцевым соединением на наружном корпусе камеры сгорания (см. «Руководство по технической эксплуатации двигателя» НК-16-18СТ серия 2, стр.101/102, рис.6.26, 1998 г.).It is known to seal the interface of the combustion chamber and the stator of the turbine of a gas turbine engine with the suspension of the ends of the shells of the flame tube on the annular protrusions of the stator of the turbine, including a sealing ring for the outer combustion chamber, an outer ring for the nozzle apparatus of the first stage, a sealing ring for the inner tube of the combustion chamber and a peak for the nozzle apparatus steps, fixed with rivets to the inner housing of the turbine stator with a floating ring installed, providing between the mating parts cold radial clearances and a damping device for stabilizing the clearances, installed by a flange connection on the outer housing of the combustion chamber (see "Manual for engine technical operation" NK-16-18ST series 2, p. 101/102, Fig. 6.26, 1998 g.).
Однако из-за разных температурных расширений сопрягаемых деталей при работе двигателя, происходит неравномерное изменение радиальных и осевых зазоров в уплотнении. Осевой зазор, предусмотренный между уплотняющими элементами конструкции, нарушает картину пленочного охлаждения, что приводит к недопустимому увеличению расхода охлаждающего воздуха и как следствие к снижению КПД турбины в целом.However, due to the different temperature expansions of the mating parts during engine operation, an uneven change in the radial and axial clearances occurs. The axial clearance provided between the sealing elements of the structure violates the film cooling pattern, which leads to an unacceptable increase in the flow rate of cooling air and, as a result, to a decrease in the efficiency of the turbine as a whole.
Известна охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая рабочее колесо с дополнительным диском, сопловой аппарат закрутки, где дополнительный диск соединен с диском рабочего колеса, образуя кольцевую полость сообщенную с безлопаточным диффузором (см. Патент RU 2196233, С1, МПК7 F01D 5/08, опубликовано 10.01.2003 г.).Known cooled turbine of a gas turbine engine containing an impeller with an additional disk, a nozzle spin device, where the additional disk is connected to the disk of the impeller, forming an annular cavity communicated with a bladeless diffuser (see Patent RU 2196233, C1, IPC 7 F01D 5/08, published January 10, 2003).
Однако такая система охлаждения турбины предопределяет низкую ремонтопригодность и сложность технологии изготовления.However, such a turbine cooling system predetermines low maintainability and complexity of manufacturing technology.
Известен ротор двухступенчатой турбины, содержащий рабочие колеса с лопатками, промежуточные диски между основными дисками, статор с сопловыми аппаратами (см. Патент RU №2151883, МПК7 F01D 5/08, опубликовано 27.06.2000 г.).A known rotor of a two-stage turbine containing impellers with blades, intermediate disks between the main disks, a stator with nozzle devices (see Patent RU No. 2151883, IPC 7 F01D 5/08, published on June 27, 2000).
Однако такая конструкция очень сложная в изготовлении и имеет низкую надежность шлицевого соединения.However, this design is very difficult to manufacture and has a low reliability spline connection.
Известна так же турбина газотурбинного двигателя, содержащая турбины высокого и низкого давлений, рабочее колесо с выполненными в диске каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам с выпуском охлаждающего воздуха по торцу бандажной полки в зону лабиринтного уплотнения, включающая в себя внутренний корпус статора турбины, в котором входящими сборочными единицами и деталями организован ресивер сварной конструкции. На выходе из ресивера установлены лопатки в профильные пазы и припаяны тугоплавким припоем, образуя, таким образом, аппарат закрутки охлаждающего воздуха, для того, чтобы на выходе из аппарата получить более низкую температуру, давление воздуха и повысить эффективность охлаждения рабочей лопатки и замковую часть диска. Далее проходя через лопатку, воздух охлаждает перо и через отверстия выбрасывается в проточную часть (см. Газотурбинный двигатель НК-38СТ «Руководство по технической эксплуатации», 1996 г., стр.79/80, рис.7.20).Also known is a turbine of a gas turbine engine containing high and low pressure turbines, an impeller with channels for supplying cooling air to the blades made in the disk with the cooling air exhausting along the end of the retaining shelf into the labyrinth seal area, which includes an inner turbine stator housing, in which welded structure receiver organized by incoming assembly units and parts. At the outlet of the receiver, blades are installed in the profile grooves and are soldered by refractory solder, thus forming a cooling air swirling apparatus, in order to obtain lower temperature, air pressure and increase the cooling efficiency of the working blade and the lock part of the disk at the outlet of the apparatus. Further, passing through the blade, the air cools the pen and is discharged through the holes into the flowing part (see NK-38ST Gas Turbine Engine “Technical Operation Manual”, 1996, p. 79/80, Fig. 7.20).
Недостатком известной системы охлаждения рабочих лопаток первой ступени турбины, включая замковую часть обода диска и замков рабочих лопаток, является не разборная, сварная конструкция, предопределяющая низкую ремонтопригодность, сложность технологии изготовления.A disadvantage of the known cooling system for the working blades of the first stage of the turbine, including the locking part of the rim of the disk and the locks of the working blades, is a non-separable, welded structure, which predetermines low maintainability, the complexity of the manufacturing technology.
Известен переходной канал с узлом соединения корпусов газогенератора и свободной турбины, содержащий наружный и внутренний корпуса, фланцы крепления к турбине газогенератора и силовой турбине, включающий компенсатор-сильфон (см. Патент RU №2354839, МПК F02C 7/20, F02C 7/28, опубликовано 10.05.2009 г.).Known transition channel with the connection node of the bodies of the gas generator and the free turbine, containing the outer and inner bodies, mounting flanges to the turbine of the gas generator and power turbine, including a compensator-bellows (see Patent RU No. 2354839, IPC F02C 7/20, F02C 7/28, published on May 10, 2009).
Недостатком данной конструкции является сложность конструкции, монтажа и большая трудоемкость технологии изготовления.The disadvantage of this design is the complexity of the design, installation and the high complexity of manufacturing technology.
В паровых турбинах, при отношениях среднего диаметра рабочей лопатки d последней ступени к высоте лопатки 1 в диапазоне d/l=3…4, соответствующем среднему уровню нагрузок (например, паровая турбина К-200-130-7, Ленинградского металлического завода - ЛМЗ (см. Трухний А.Д. «Стационарные паровые турбины», Москва, Энергоатомиздат, 1990 г.), в диапазоне d/l=2.7…3 (например, паровая турбина К-210-130-4, ЛМЗ) с высокими уровнями нагрузок и диапазоне d/l=2.4…2.7 с крайними нагрузками (например, паровая турбина К-1200-240-3, ЛМЗ), для устранения вибрационных напряжений и для обеспечения динамической прочности наряду с применением бандажных, демпфирующих полок на периферии рабочих лопаток, применяют дополнительно кольцевые проволочные связи или кольцевые вставки в один или даже два ряда по высоте лопатки.In steam turbines, with the ratios of the average diameter of the working blade d of the last stage to the height of the blade 1 in the range d / l = 3 ... 4, corresponding to the average load level (for example, a steam turbine K-200-130-7, Leningrad Metal Plant - LMZ ( see AD Trukhniy “Stationary steam turbines”, Moscow, Energoatomizdat, 1990), in the range d / l = 2.7 ... 3 (for example, K-210-130-4 steam turbine, LMZ) with high load levels and a range d / l = 2.4 ... 2.7 with extreme loads (for example, a steam turbine K-1200-240-3, LMZ), to eliminate vibrational stresses and to ensure Cross-section of dynamic strength, along with the use of retaining, damping shelves on the periphery of the working blades, additionally use ring wire ties or ring inserts in one or even two rows in height of the blade.
Недостаток данной конструкции приводит к большим гидравлическим потерям и снижению адиабатического КПД турбины.The disadvantage of this design leads to large hydraulic losses and lower adiabatic efficiency of the turbine.
Известна система измерения частоты вращения ротора свободной турбины газотурбинных двигателей НК-36СТ, НК-38СТ, имеющих циркуляционную систему смазки подшипниковых опор, включающую системы подачи масла и суфлирования, каналы, смазки которых выполнены в ребрах опоры газотурбинного двигателя, содержащая бесконтактный датчик частоты вращения (см. Патент RU №2416731, С 1, МПК8 F02C 9/28, опубликовано 20.04.2011 г.).A known system for measuring the rotational speed of the rotor of a free turbine of gas turbine engines NK-36ST, NK-38ST, having a circulating lubrication system for bearing bearings, including oil supply and venting systems, channels lubricated in the ribs of the support of a gas turbine engine, containing a non-contact speed sensor (cm Patent RU No. 2416731, C 1, IPC 8 F02C 9/28, published on 04/20/2011).
Недостатком системы является то, что расположение датчика частоты вращения рядом с деталями турбины, имеющими высокую температуру, приводят к снижению надежности системы и точности замера сигнала.The disadvantage of the system is that the location of the speed sensor next to the turbine parts having a high temperature leads to a decrease in the reliability of the system and the accuracy of signal measurement.
Технической задачей данной полезной модели является повышение надежности работы узлов двигателя, повышение эффективности охлаждения турбины, обеспечение КПД порядка 36,0 и назначенного ресурса 100000 часов.The technical task of this utility model is to increase the reliability of the engine components, increase the cooling efficiency of the turbine, provide an efficiency of about 36.0 and an assigned resource of 100,000 hours.
Указанная техническая задача на газотурбинный двигатель, состоящий из модуля газогенератора и модуля свободной турбины на собственных рамах, содержащий компрессор, камеру сгорания, турбину газогенератора, свободную турбину, опоры подшипников, вспомогательные системы, достигается тем, что газогенератор установлен на собственную раму при помощи опоры, содержащей цапфу для крепления двигателя и корпус опоры, который выполнен в виде крестообразного цилиндрического шарнира.The specified technical problem for a gas turbine engine, consisting of a gas generator module and a free turbine module on its own frames, containing a compressor, a combustion chamber, a gas generator turbine, a free turbine, bearing bearings, auxiliary systems, is achieved by the fact that the gas generator is mounted on its own frame using a support, containing a pin for mounting the engine and the support housing, which is made in the form of a cross-shaped cylindrical hinge.
Каждая опора газогенератора снабжена механизмом регулирования положения оси газогенератора, относительно стыковочных центрирующих элементов рамы, в виде винтовой пары.Each support of the gas generator is equipped with a mechanism for regulating the position of the axis of the gas generator, relative to the docking centering elements of the frame, in the form of a screw pair.
Компрессор, содержащий ротор с валом, диски с рабочими лопатками, статор с регулируемым направляющим аппаратом и клапанами перепуска воздуха, при этом для привода исполнительных механизмов направляющего аппарата и клапанов перепуска воздуха использован пневмопривод с отбором сжатого газа из газовой магистрали.A compressor containing a rotor with a shaft, disks with rotor blades, a stator with an adjustable guide vane and air bypass valves, and a pneumatic actuator with compressed gas taken from the gas line was used to drive the actuators of the guide vane and air bypass valves.
Блок камеры сгорания, содержащий наружный и внутренний корпуса, кольцевую камеру сгорания с пленочным охлаждением наружного и внутреннего кожухов, топливные коллектора, топливные горелки, при этом наружный корпус состоит из 2-х частей, между которыми установлено кольцо подвески камеры сгорания, которое в задней части имеет демпфирующую подвеску.A combustion chamber unit comprising an outer and inner housing, an annular combustion chamber with film cooling of the outer and inner casings, fuel manifolds, fuel burners, while the outer housing consists of 2 parts, between which there is a suspension ring of the combustion chamber, which is in the rear has a damping suspension.
Над отверстиями пленочного охлаждения приварены экраны.Screens are welded above the film cooling holes.
Фронтовое устройство содержит наружный и внутренний топливные коллектора, для подвода газа через отверстия в полых лопатках горелки в камеру смешения, при этом внутри корпуса горелки установлен жиклер.The front device contains an external and internal fuel manifold for supplying gas through openings in the hollow blades of the burner into the mixing chamber, while a nozzle is installed inside the burner body.
Уплотнение стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины, содержит уплотнительное кольцо камеры сгорания, козырек соплового аппарата, закрепленный на внутреннем корпусе, снабженном кольцом фиксирующим с установленным плавающим кольцом, а уплотнительное кольцо камеры сгорания и козырек соплового аппарата образуют кольцевой зазор, для организации подвода воздуха для пленочного охлаждения трактовых поверхностей, при этом на плавающем кольце выполнен упорный бурт, а козырек соплового аппарата снабжен направляющим кольцом, образующим кольцевой зазор с внутренней поверхностью козырька соплового аппарата, при этом торцевая часть козырька прилегает к бурту кольца плавающего.The joint seal of the combustion chamber and the nozzle apparatus of the turbine contains a sealing ring of the combustion chamber, a nozzle visor mounted on an inner casing provided with a retaining ring with a floating ring installed, and the sealing ring of the combustion chamber and the nozzle visor form an annular gap for arranging air supply for film cooling of the path surfaces, while a thrust shoulder is made on the floating ring, and the nozzle visor is equipped with a guide ring, forming a ring gap with the inner surface of the nozzle visor, while the end part of the visor is adjacent to the shoulder of the floating ring.
Фиксирующее кольцо выполнено подвижным в осевом направлении, а между кольцом плавающим и кольцом фиксирующим установлена гофрированная пружина.The locking ring is movable in the axial direction, and a corrugated spring is installed between the floating ring and the locking ring.
Турбина газогенератора, включающая турбины высокого и низкого давлений, статор с сопловыми аппаратами, устройство разгрузки от осевых сил, систему охлаждения с устройством закрутки охлаждающего воздуха, ротора турбин высокого и низкого давления с рабочими лопатками, диски с дефлектором, при этом, турбина высокого давления состоит из двух ступеней с ротором, образованным валом турбины высокого давления, соединенным одной стороной с компрессором, а другой с дисками первой и второй ступеней, между которыми установлена экран-проставка, а диск первой ступени, ступица экрана-проставки и диск второй ступени к фланцу вала присоединены стяжными болтами.A gas generator turbine, including high and low pressure turbines, a stator with nozzle apparatuses, an axial force unloading device, a cooling system with a cooling air swirl device, high and low pressure turbine rotors with rotor blades, disks with a deflector, while the high pressure turbine consists of two stages with a rotor formed by the shaft of a high-pressure turbine connected by one side to the compressor and the other with disks of the first and second stages, between which a spacer screen is installed, and di ck of the first stage, the hub of the screen-spacer and the disk of the second stage are connected to the shaft flange by coupling bolts.
Турбина газогенератора снабжена устройством закрутки охлаждающего воздуха, установленном в разъемном ресивере на внутреннем корпусе соплового аппарата, сообщенным с полостью подачи вторичного воздуха камеры сгорания и представляющее собой кольцевой корпус с фланцами для крепления к внутреннему корпусу соплового аппарата первой ступени, в котором размещены конические сопла-отверстия под углом к оси двигателя, сообщающиеся с разгрузочной полостью, приемными отверстиями на левом дефлекторе диска и с каналами охлаждаемых рабочих лопаток.The gas generator turbine is equipped with a cooling air swirl device installed in a detachable receiver on the nozzle apparatus internal housing, connected to the secondary air supply chamber of the combustion chamber and consisting of an annular housing with flanges for fastening to the inner housing of the first stage nozzle apparatus, in which there are conical nozzle openings at an angle to the axis of the engine, communicating with the discharge cavity, receiving holes on the left deflector of the disk and with the channels of the cooled working blade approx.
Разгрузочную полость от осевых сил формируют с помощью нижнего лабиринта, установленного на фланце вала турбины высокого давления, полотна диска первой ступени турбины, верхнего лабиринта, расположенного на дефлекторе диска и внутреннем корпусе соплового аппарата.The unloading cavity from axial forces is formed using the lower labyrinth mounted on the flange of the high-pressure turbine shaft, the blade web of the first stage of the turbine, the upper labyrinth located on the disk deflector and the inner housing of the nozzle apparatus.
На фланце вала турбины высокого давления выполнены радиальные пазы, а на нижнем лабиринте выступы, которые при сборке совмещают с пазами вала и взаимно фиксируют от окружного смещения, при этом верхний лабиринт выполнен совместно с дефлектором.Radial grooves are made on the shaft flange of the high-pressure turbine, and on the lower labyrinth are protrusions, which during assembly combine with the grooves of the shaft and are mutually fixed from circumferential displacement, while the upper labyrinth is made in conjunction with the deflector.
Между валом ротора турбины высокого давления и валом ротора турбины низкого давления установлен межвальный подшипник, а вал ротора турбины низкого давления установлен в подшипник, расположенный в опоре турбины низкого давления, при этом узлы межвального подшипника и подшипника опоры турбины низкого давления размещены за ротором высокого давления, и тем самым вынесены в зону пониженных температур.An inter-shaft bearing is installed between the rotor shaft of the high-pressure turbine and the rotor shaft of the low-pressure turbine, and the rotor shaft of the low-pressure turbine is installed in the bearing located in the low-pressure turbine support, while the nodes of the inter-shaft bearing and the low-pressure turbine support bearing are located behind the high-pressure rotor, and thereby brought to the zone of low temperatures.
Переходный канал от турбины газогенератора к свободной турбине, содержит наружный и внутренний корпуса, фланцы крепления к турбине газогенератора и свободной турбине, при этом наружный корпус выполнен с двухсторонним жестким фланцевым соединением, обеспечивающим герметичность стыков наружного корпуса с кольцами турбин газогенератора и свободной турбины, а внутренний корпус переходного канала, состоит из двух частей, одна из которых соединена фланцевым соединением с задней опорой, другая фланцевым соединением с внутренним корпусом соплового аппарата первой ступени свободной турбины и между собой эти части соединены телескопическим соединением.The transition channel from the gas generator turbine to the free turbine contains an outer and inner casing, mounting flanges to the gas generator turbine and a free turbine, while the outer casing is made with a two-sided rigid flange connection, ensuring the joints of the outer casing with the rings of the gas generator and free turbine rings, and the inner the transition channel housing consists of two parts, one of which is connected by a flange connection to the rear support, the other by a flange connection to the inner case with pilaf free turbine apparatus of the first stage and between these parts are connected by a telescopic connection.
Свободная турбина, состоит из сопловых аппаратов, ротора с дисками, рабочими лопатками, опоры свободной турбины и имеет циркуляционную систему суфлирования масла, при этом проточная часть турбины выполнена с углом раскрытия проточной части турбины в меридиональном сечении 13° и соответственно в соотношении среднего диаметра рабочего колеса последней ступени силовой турбины к высоте рабочей лопатки на выходе из турбины 3.5, а минимальная толщина полотна диска последней ступени турбины, равна ширине пера рабочей лопатки последней ступени силовой турбины в корневом сечении.A free turbine consists of nozzle devices, a rotor with disks, rotor blades, a free turbine support and has a circulating oil venting system, while the turbine flow section is made with an opening angle of the turbine flow section in a meridional section of 13 ° and, accordingly, in the ratio of the average impeller diameter the last stage of the power turbine to the height of the working blade at the exit of the turbine 3.5, and the minimum thickness of the blade disk of the last stage of the turbine is equal to the width of the pen of the working blade of the last stage power turbine in the root section.
Система суфлирования масла совмещена с системой измерения оборотов ротора турбины, при этом кабель от датчика, размещен внутри трубки.The oil venting system is combined with the turbine rotor speed measurement system, while the cable from the sensor is located inside the tube.
Трубка размещена в проходящей через стойку опоры свободной турбины, суфлирующей трубе, которая является корпусом преобразователя частоты вращения.The tube is placed in a free turbine support passing through the strut, a venting tube, which is the housing of the speed converter.
Газотурбинный двигатель поясняется чертежами:The gas turbine engine is illustrated by drawings:
На фиг.1 представлен газотурбинный двигатель, установленный на раме. На фиг.2 - цапфа генератора с опорой, а на фиг.3 - вид опоры сбоку, на котором показаны регулировочные элементы. На фиг.4 - компрессор высокого давления, а на фиг.5 - пневмопривод регулируемого направляющего аппарата и клапанов перепуска. На фиг.6 - блок камеры сгорания, на фиг.7 - фрагмент жаровой трубы, а на фиг.8 - фрагмент блока камеры сгорания с форсунками и топливными коллекторами. На фиг.9 - уплотнение внутреннего и наружного стыка камеры сгорания и статора турбины, а на фиг.10 - фрагмент внутреннего стыка в увеличенном виде. На фиг.11 - ротор двухступенчатой турбины высокого давления, на фиг.12 - показана изоляция дисков от воздействия высоких температур с каналами продувок воздухом. На фиг.13 - дана охлаждаемая турбина, на фиг.14 - фрагменты устройства закрутки охлаждающего воздуха. На фиг.15 - фрагмент взаимной фиксации лабиринта и вала турбины высокого давления и фрагмент подшипникового узла турбины высокого и низкого давления. На фиг.16 - переходной канал от газогенератора к свободной турбине. На фиг.17 - фрагмент свободной турбины с преобразователем частоты вращения. На фиг.18 - фрагмент свободной турбины (снижение динамических напряжений).Figure 1 shows a gas turbine engine mounted on a frame. In Fig.2 - the axle of the generator with a support, and Fig.3 is a side view of the support on which the adjustment elements are shown. Figure 4 - high-pressure compressor, and figure 5 - pneumatic adjustable guide vanes and bypass valves. Fig.6 is a block of the combustion chamber, Fig.7 is a fragment of the flame tube, and Fig.8 is a fragment of a block of the combustion chamber with nozzles and fuel manifolds. In Fig.9 - the seal of the inner and outer junction of the combustion chamber and the stator of the turbine, and Fig.10 is a fragment of the inner joint in an enlarged view. In Fig.11 - the rotor of a two-stage high-pressure turbine, Fig.12 - shows the isolation of the disks from the effects of high temperatures with air purge channels. On Fig - given a cooled turbine, on Fig - fragments of a device swirling cooling air. In Fig.15 is a fragment of the mutual fixation of the labyrinth and the shaft of the high pressure turbine and a fragment of the bearing assembly of the high and low pressure turbine. On Fig - transition channel from the gas generator to a free turbine. On Fig is a fragment of a free turbine with a speed Converter. On Fig - a fragment of a free turbine (reduction of dynamic stresses).
Газотурбинный двигатель 1 (Фиг.1) содержит компрессор 2, камеру сгорания 3, турбину 4, свободную турбину 5, раму газогенератора 6. Двигатель разделен на два модуля - модуль газогенератора 7 и модуль свободной турбины 8. Рама 6 газотурбинного двигателя 1 состоит из двух частей, из рамы газогенератора 9 и рамы свободной турбины 10.The gas turbine engine 1 (Fig. 1) comprises a compressor 2, a combustion chamber 3, a turbine 4, a free turbine 5, a frame of a gas generator 6. The engine is divided into two modules — a gas generator module 7 and a free turbine module 8. The frame 6 of the gas turbine engine 1 consists of two parts from the frame of the gas generator 9 and the frame of the free turbine 10.
Опора 11 содержит цапфу 12 (фиг.2, 3) жестко установленную на двигателе, корпус опоры 13 жестко установленную на подмоторной раме, вкладыш 14, для соединения цапфы 12 и корпуса опоры 13, винты 15, 16 и контрогайку 17, контровочная проволока 18.The support 11 comprises a pin 12 (FIGS. 2, 3) rigidly mounted on the engine, a support body 13 rigidly mounted on an under-engine frame, an insert 14, for connecting the pin 12 and the support body 13, screws 15, 16 and a lock nut 17, safety wire 18.
Компрессор 2 (Фиг.4) газотурбинного двигателя 1 содержит ротор с валом 19, диски 20, рабочие лопатки 21, статор 22 с регулируемым направляющим аппаратом 23, клапанами перепуска 24 и пневмопривод 25.The compressor 2 (Fig. 4) of a gas turbine engine 1 comprises a rotor with a shaft 19, disks 20, rotor blades 21, a stator 22 with an adjustable guide vane 23, bypass valves 24, and a pneumatic actuator 25.
Пневмопривод 25 (Фиг.5) состоит из корпуса 26, поршня 27 со штоком 28 и рычагов 29, 30.Pneumatic actuator 25 (Figure 5) consists of a housing 26, a piston 27 with a rod 28 and levers 29, 30.
Блок камеры сгорания 3 (Фиг.6, 7, 8) содержит корпус наружный передний 31, корпус наружный задний 32, корпус внутренний 33, камеру сгорания 34 с пленочным охлаждением наружного 35 и внутреннего 36 кожухов, топливные коллектора 37, топливные горелки 38, содержат корпус 50, сопло 51, пустотелые лопатки 52, жиклер 53, шлицевую гайку 54, уплотнительные кольца 55, заглушка 56 с уплотнительным кольцом 57, кольцо подвески 39, болтовое соединение 40, демпфирующие устройства 41, шток 42, тарельчатые пружины 43, разрезное опорное кольцо 44, кожуха 35 и 36 снабжены экранами 45, 46 с охлаждающими отверстиями 47, 48, кольцевую головку 49, уплотнительное кольцо кожуха наружного 58.The block of the combustion chamber 3 (Fig.6, 7, 8) contains an outer front housing 31, an outer rear housing 32, an inner housing 33, a combustion chamber 34 with film cooling of the outer 35 and inner 36 casings, fuel manifolds 37, fuel burners 38, contain case 50, nozzle 51, hollow blades 52, nozzle 53, spline nut 54, o-rings 55, plug 56 with o-ring 57, suspension ring 39, bolt connection 40, damping devices 41, rod 42, disk springs 43, split support ring 44, casing 35 and 36 are provided with screens 45, 46 with cooling giving the holes 47, 48, an annular head 49, sealing ring 58 of the outer casing.
Уплотнение стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины (Фиг.9, 10 - в увеличенном виде), состоит из кольца уплотнительного внутреннего камеры сгорания 59, кольца плавающего 60, кольца фиксирующего 61, внутреннего корпуса 62 соплового аппарата, козырька 63, направляющего кольца 64, гофрированной пружины 65 и болтовых соединений 66, 67.The seal of the junction of the combustion chamber and the nozzle apparatus of the turbine (Figs. 9, 10 is an enlarged view), consists of a ring of a sealing internal combustion chamber 59, a ring of a floating 60, a ring of a retaining 61, an inner body 62 of a nozzle apparatus, a visor 63, a guide ring 64, corrugated spring 65 and bolted joints 66, 67.
На (фиг.11, 12) изображен двухступенчатый ротор с промежуточным диском, состоящий из вала 68, на котором установлены диски первой 69 и второй 70 ступеней с рабочими лопатками первой 72 и второй 73 ступеней. Между дисками установлен промежуточный диск (экран-проставка) 71. Для передачи крутящего момента, в приливах полотна дисков и с обоих сторон ступицы промежуточного диска 71, выполнены проточки, где размещены втулки 77. С задней стороны на приливе полотна диска 70 второй ступени, установлено кольцо лабиринтное 76. Вал ротора турбины 68, кольцо лабиринтное 76, диски первой 69 и второй 70 ступеней, промежуточный диск 71 установленный между ними, имеют соосные отверстия и крепятся между собой стяжными болтами 74, затяжкой гаек 75 с определенным усилием, создавая необходимую герметичность и плотность всех стыков.On (11, 12) shows a two-stage rotor with an intermediate disk, consisting of a shaft 68, on which the disks of the first 69 and second 70 stages are installed with working blades of the first 72 and second 73 stages. An intermediate disk (spacer shield) 71 is installed between the disks. To transmit torque, grooves are made in the tides of the disk blade and on both sides of the hub of the intermediate disk 71. The bushings 77 are located on the back side of the tide of the disk sheet 70 of the second stage labyrinth ring 76. Turbine rotor shaft 68, labyrinth ring 76, discs of the first 69 and second 70 steps, an intermediate disc 71 installed between them, have coaxial holes and are fastened together by coupling bolts 74, tightening the nuts 75 with a certain force, HaVaYaH necessary tightness and tightness of all joints.
Охлаждаемая газовая турбина 4 содержит, рабочее колесо с диском 69 (Фиг.13, 14), сопловой аппарат 78 турбины с разгрузочной полостью 79, образованной ресивером 80, нижним лабиринтным уплотнением 81 и верхним лабиринтным уплотнением 82. Ресивер 80 содержит, съемное устройство закрутки 83 охлаждающего воздуха, конические отверстия 84 устройства закрутки 83, дефлектора дисков правый 85 с отверстиями 90, левый 86 с отверстиями 92, сквозной канал по дну зама диска 91, прокладки 87, болты крепления 88, сопла 89 и бандажную полку 93.The cooled gas turbine 4 contains, an impeller with a disk 69 (Fig.13, 14), a nozzle apparatus 78 of the turbine with a discharge cavity 79 formed by the receiver 80, the lower labyrinth seal 81 and the upper labyrinth seal 82. The receiver 80 contains a removable twist device 83 cooling air, conical holes 84 of the swirl device 83, the disk deflector right 85 with holes 90, the left 86 with holes 92, a through channel along the bottom of the disk drive 91, gaskets 87, mounting bolts 88, nozzles 89 and retaining shelf 93.
Между валом 68 ротора турбины высокого давления и валом ротора низкого давления 95, установлен межвальный подшипник 96 (Фиг.15), а вал ротора низкого давления 95 установлен в подшипник 97, который находится в задней опоре 98 турбины.Between the shaft 68 of the rotor of the high pressure turbine and the shaft of the rotor of the low pressure 95, an inter-shaft bearing 96 is installed (Fig. 15), and the shaft of the rotor of the low pressure 95 is installed in the bearing 97, which is located in the rear support 98 of the turbine.
Переходный канал 99 (Фиг.16) от турбины газогенератора 7 к свободной турбине 8, содержит наружный 100 и внутренний 101 корпуса с фланцами крепления к турбине газогенератора 7 и свободной турбине 8 с телескопическим соединением внутреннего корпуса и опорным кольцом 102.The transition channel 99 (Fig.16) from the turbine of the gas generator 7 to the free turbine 8, contains an outer 100 and an inner 101 of the housing with flanges attached to the turbine of the gas generator 7 and the free turbine 8 with a telescopic connection of the inner case and the support ring 102.
Свободная турбина 5, (Фиг.17) состоит из сопловых аппаратов 103, ротора с дисками 104, рабочими лопатками 105, опоры свободной турбины 106, переходного канала 99 с проточной частью 107.The free turbine 5, (Fig.17) consists of nozzle devices 103, a rotor with disks 104, rotor blades 105, a support for a free turbine 106, a transition channel 99 with a flow part 107.
Система измерения частоты вращения ротора турбины (Фиг.18) состоит из двух преобразователей частоты вращения 113, каждый из которых содержит бесконтактный датчик 114, электрический кабель 115, трубчатый корпус 116 внутри которого дополнительно проложена трубка 117.The turbine rotor rotational speed measuring system (Fig. 18) consists of two rotational speed converters 113, each of which contains a proximity sensor 114, an electric cable 115, a tubular body 116 inside which an additional pipe 117 is laid.
Газотурбинный двигатель 1 работает следующим образом: Воздух сжимается компрессором 2 и подается в камеру сгорания 3, куда подается и природный газ, полученная при сгорании газа тепловая энергия в турбине 4 и в свободной турбине 5 преобразуется в механическую энергию. Турбина газогенератора 4 приводит во вращение компрессор 2, а свободная турбина 5 используется для вращения нагнетателя природного газа.The gas turbine engine 1 operates as follows: Air is compressed by the compressor 2 and supplied to the combustion chamber 3, where natural gas is also received, the thermal energy obtained during gas combustion in the turbine 4 and in the free turbine 5 is converted into mechanical energy. The turbine of the gas generator 4 drives the compressor 2, and the free turbine 5 is used to rotate the natural gas supercharger.
Цапфа 12 газогенератора 7 входит во вкладыш 14 опоры 13 (Фиг.2, 3) и образует крестообразный шарнир, позволяющий при температурных расширениях перемещаться в осевом и в поперечном направлениях.The pin 12 of the gas generator 7 is included in the liner 14 of the support 13 (Fig.2, 3) and forms a cross-shaped hinge, allowing for thermal expansion to move in the axial and transverse directions.
Для совмещения стыковочных поверхностей модуля газогенератора 7 и модуля свободной турбины 8, винтами 15 и 16, газогенератор 7 перемещается как в поперечном так, и в осевом направлениях. После совмещения поверхностей винты 15 и 16 фиксируются контрогайками 17 и контровочной проволокой 18.To combine the docking surfaces of the gas generator module 7 and the free turbine module 8, with screws 15 and 16, the gas generator 7 moves in both transverse and axial directions. After combining the surfaces, the screws 15 and 16 are fixed with locknuts 17 and a security wire 18.
При работе компрессора 2 (Фиг.4) сжатый газ с высоким давлением из газовой магистрали по команде подводится в полость В пневмопривода 25 (Фиг.5). Одновременно полость Б соединяется с дренажной системой с низким давлением, при этом поршень 27 перемещается поступательно, поворачивая лопатки регулируемого направляющего аппарата 23, открывая клапана перепуска воздуха 24 с помощью штока 28 и рычагов 29, 30.When the compressor 2 (FIG. 4) is operating, high-pressure compressed gas from the gas line is, on command, supplied to the cavity B of the pneumatic actuator 25 (FIG. 5). At the same time, the cavity B is connected to the low-pressure drainage system, while the piston 27 moves progressively by turning the blades of the adjustable guide apparatus 23, opening the air bypass valve 24 using the rod 28 and levers 29, 30.
Между наружным передним 31 и наружным задним 32 корпусами камеры сгорания 3 (Фиг.6, 7) установлено кольцо подвески 39, которые скреплены между собой болтовым соединением 40. С целью демпфирования задней части наружного кожуха 35 на корпусе наружном заднем 32, равномерно по окружности, установлены восемь демпфирующих устройств 41, выполненных в виде пустотелого корпуса, внутри которого расположены штоки 42, подпружиненные тарельчатыми пружинами 43. Штоки 42, в свою очередь, равномерно обжимает разрезное опорное кольцо 44, которое опирается на уплотнительное кольцо наружного кожуха 58 камеры сгорания 3, обеспечивая, тем самым, гашение радиальных перемещений уплотнительного кольца наружного кожуха 58 камеры сгорания 3 при работе двигателя.Between the outer front 31 and the outer rear 32 bodies of the combustion chamber 3 (FIGS. 6, 7), a suspension ring 39 is mounted, which are fastened together by a bolt connection 40. In order to dampen the rear of the outer casing 35 on the outer rear 32 housing, uniformly around the circumference, eight damping devices 41 are installed, made in the form of a hollow body, inside of which there are rods 42 spring-loaded with cup springs 43. The rods 42, in turn, uniformly compresses the split support ring 44, which rests on the seal the inner ring of the outer casing 58 of the combustion chamber 3, thereby ensuring damping of radial movements of the sealing ring of the outer casing 58 of the combustion chamber 3 when the engine is running.
Охлаждение наружного 35 и внутреннего 36 кожухов выполнено пленочным, для чего (Фиг.7) кожуха 35, 36 выполняются с зигами, в которых выполнены охлаждающие отверстия 47, 48. Для увеличения эффективности охлаждения над отверстиями приварены экраны 45, 46, направляющие охлаждающий воздух вдоль стенок кожухов.The cooling of the outer 35 and inner 36 casings is made of film, for which (Fig. 7) the casings 35, 36 are made with ridges in which the cooling holes 47, 48 are made. To increase the cooling efficiency, screens 45, 46 are welded over the holes, directing the cooling air along walls of casings.
Фронтовое устройство камеры сгорания 3 (Фиг.6, 8) выполнено в виде головки кольцевой 49, содержащей наружный 37 топливные коллектора, к которым через четыре штуцера подводится топливный газ. В головке кольцевой 49, выполнено 42 фигурных окна подвода воздуха к топливным горелкам 38, а также 42 центральных отверстия для подвода топливного газа к топливным горелкам, которые представляют собой, паяно-сварную конструкцию, содержащие корпус 50 горелки, сопло 51 и семь пустотелых лопаток 52 с тремя рядами отверстий, выполненных как на спинке, так и на корыте каждой лопатки, причем, эти лопатки образуют завихритель. В корпусе 50 горелки, выполнено центральное отверстие, к которому через сменный жиклер 53 подается газ из топливных коллекторов 37. Топливные горелки крепятся к головке кольцевой 49 с помощью шлицевой гайки 54, а для исключения утечек газа из соединения с обеих сторон центральных отверстий головки кольцевой 49 установлены уплотнительные кольца 55. С целью регулировки параметров характеристики температурного поля без съема горелок с головки кольцевой 49 в гайке шлицевой 54, выполнено сквозное отверстие для демонтажа жиклеров 53 и установки других с большей или меньшей расходностью. Для глушения отверстия в гайке шлицевой 54 установлена заглушка 56 с уплотнительным кольцом 57. При работе двигателя, сжатый воздух через фигурные окна головки кольцевой 49 поступает в топливные горелки 38, где с помощью пустотелых лопаток 52 закручивается. Топливный газ из топливных коллекторов 37, через отверстия в радиальных стойках фигурных окон, поступает в центральные отверстия корпусов 50 горелок, где с помощью жиклеров 53 дросселируется и далее поступает к пустотелым лопаткам 52, через отверстия в лопатках поступает в межлопаточную полость, где смешивается с воздухом и далее топливо-воздушная смесь поступает в камеру смешения для получения гомогенной топливо-воздушной смеси.The front device of the combustion chamber 3 (Fig.6, 8) is made in the form of an annular head 49 containing an outer 37 fuel manifold, to which fuel gas is supplied through four fittings. In the annular head 49, there are 42 shaped windows for supplying air to the fuel burners 38, as well as 42 central holes for supplying fuel gas to the fuel burners, which are a brazed-welded structure containing the burner body 50, nozzle 51 and seven hollow blades 52 with three rows of holes made both on the back and on the trough of each blade, moreover, these blades form a swirl. In the burner housing 50, a central hole is made to which gas is supplied from the fuel manifolds 37 through the interchangeable nozzle 53. The fuel burners are attached to the head of the annular 49 using a slotted nut 54, and to prevent gas leaks from the connection on both sides of the central holes of the head of the annular 49 O-rings 55 are installed. In order to adjust the parameters of the temperature field characteristics without removing the burners from the head of the ring 49 in the slotted nut 54, a through hole is made for dismantling the nozzles 53 and installing other with greater or lesser expense. To muffle the hole in the slotted nut 54, a plug 56 with a sealing ring 57 is installed. When the engine is running, compressed air enters the fuel burners 38 through the curved windows of the ring head 49, where it is twisted using hollow blades 52. Fuel gas from the fuel manifolds 37, through the openings in the radial racks of the figured windows, enters the central holes of the burner bodies 50, where it is throttled with the help of nozzles 53 and then goes to the hollow vanes 52, through the holes in the blades it enters the interscapular cavity, where it is mixed with air and then the fuel-air mixture enters the mixing chamber to obtain a homogeneous fuel-air mixture.
Кольцо плавающее 60 (Фиг.9, 10 - в увеличенном виде), установлено в пазу кольца фиксирующего 61, состоящего из двух полуколец. Между плавающим кольцом 60 и фиксирующим кольцом 61, установлена гофрированная пружина 65. В предлагаемом устройстве, плавающее кольцо 60 может «дышать» в диаметральном направлении и с помощью гофрированной пружины 65, обеспечивать постоянный (минимальный) зазор между сопрягаемыми поверхностями при разных режимах работы не зависимо от степени износа деталей, что позволяет кольцу уплотнительному внутреннему камеры сгорания 59, перемещаться вдоль кольца плавающего 60. На внутреннем корпусе 62 соплового аппарата, кольцо фиксирующее 61 закреплено болтовым соединением 66 и имеет возможность перемещения в осевом направлении, для устранения зазора между торцами плавающего кольца 60, козырька 63 и является дополнительным уплотнением стыка. Козырек 63 закреплен болтовым соединением 67 на направляющем кольце 64 внутреннего корпуса 62 соплового аппарата турбины и имеет кольцевую проточку, для размещения переднего бурта направляющего кольца 64, что позволяет обеспечить постоянный кольцевой зазор с наружной поверхностью направляющего кольца 64. Охлаждающий воздух, проходящий через отверстия на плавающем кольце 60 и радиальные отверстия на козырьке 63, по кольцевому каналу, направляется на полки сопловых и рабочих лопаток, создавая пленочное охлаждение, что ведет к поддержанию благоприятного температурного режима трактовых поверхностей полок сопловых и рабочих лопаток с одной стороны, с другой стороны, подача минимально необходимого количества воздуха, что возможно при постоянном кольцевом зазоре, что обеспечивает необходимый ресурс лопаток и увеличивает КПД турбины.The floating ring 60 (Fig.9, 10 is an enlarged view), is installed in the groove of the retaining ring 61, consisting of two half rings. Between the floating ring 60 and the locking ring 61, a corrugated spring 65 is installed. In the proposed device, the floating ring 60 can "breathe" in the diametrical direction and with the help of the corrugated spring 65, provide a constant (minimum) clearance between the mating surfaces under different operating conditions, regardless from the degree of wear of the parts, which allows the ring of the sealing inner combustion chamber 59 to move along the floating ring 60. On the inner housing 62 of the nozzle apparatus, the retaining ring 61 is fixed bolted connection 66 and has the ability to move in the axial direction, to eliminate the gap between the ends of the floating ring 60, the visor 63 and is an additional joint seal. The visor 63 is bolted 67 to the guide ring 64 of the turbine nozzle apparatus inner housing 62 and has an annular groove for accommodating the front collar of the guide ring 64, which allows for a constant annular gap with the outer surface of the guide ring 64. Cooling air passing through the openings on the floating the ring 60 and the radial holes on the visor 63, along the annular channel, is directed to the shelves of the nozzle and working blades, creating film cooling, which leads to the maintenance of good riyatnogo temperature Traktovaya surfaces shelves and working nozzle vanes on the one hand, on the other hand, supply the minimum necessary amount of air which is possible with a constant annular gap, which ensures the necessary resource blades and increases the efficiency of the turbine.
На фланце вала турбины 68 и диска первой 69 ступени, между отверстиями под стяжные болты, выполнены сквозные отверстия А (Фиг.11, 12), для подвода воздуха из-за последней ступени компрессора высокого давления на охлаждение дисков первой 69 и второй 70 ступеней, напротив этих отверстий на левом торце ступицы промежуточного диска (экран-проставки) 71 выполнены пазы Д, соединяющие отверстия с полостью I, а на правом торце пазы Е, соединяющие полость низкого давления I, через сквозные отверстия Ж, выполненные на полотне диска второй 70 ступени и на фланце кольца лабиринтного 76 с разгрузочной полостью за диском 70 второй ступени. Для обеспечения постоянной продувки полотна дисков 69, 70, в полотне промежуточного диска 71 и в коническом ободе, выполнены перепускные отверстия Б, В и Г. На наружной поверхности обода промежуточного диска 71, размещены гребешки лабиринтного уплотнения. Движение воздуха на охлаждение дисков и в разгрузочную полость указано стрелками.On the flange of the shaft of the turbine 68 and the disk of the first 69 stages, between the holes for the coupling bolts, through holes A are made (Figs. 11, 12), for supplying air due to the last stage of the high-pressure compressor to cool the disks of the first 69 and second 70 stages, opposite these holes on the left end of the hub of the intermediate disk (spacer screen) 71 are grooves D connecting the holes with the cavity I, and on the right end of the groove E connecting the cavity of the low pressure I, through holes H made on the canvas of the second stage 70 and on the flange to maze ring 76 with a discharge cavity behind the disk 70 of the second stage. To ensure continuous blowing of the web of disks 69, 70, in the web of the intermediate disc 71 and in the conical rim, bypass holes B, C and D are made. On the outer surface of the rim of the intermediate disc 71, scallops of the labyrinth seal are placed. The air movement to the cooling discs and to the discharge cavity is indicated by arrows.
Турбина высокого давления снабжена устройством закрутки 83 (Фиг.13, 14) охлаждающего воздуха, установленном в разъемном ресивере 80, полость которого сообщена с полостью вторичного воздуха камеры сгорания 3, а ресивер 80 своими фланцами крепится к внутреннему корпусу 78 соплового аппарата первой ступени. Устройство закрутки 83 размещено в правой части ресивера 80 в виде кольцевой стенки ресивера. В кольцевой стенке проделаны конические сопла-отверстия 84 под углом к оси двигателя, сообщающиеся с разгрузочной полостью 79 и обеспечивающие закрутку охлаждающего воздуха, с целью снижения температуры и давления в относительном движении, при подаче охлаждающего воздуха через отверстия в левом дефлекторе 85 диска 69 в рабочие лопатки 72 и далее через каналы охлаждаемых рабочих лопаток в лабиринтные уплотнения на бандажной полке 93 рабочих лопаток.The high-pressure turbine is equipped with a twist device 83 (Fig. 13, 14) of cooling air installed in a detachable receiver 80, the cavity of which is in communication with the secondary air cavity of the combustion chamber 3, and the receiver 80 is attached with its flanges to the inner casing 78 of the first stage nozzle apparatus. The spin device 83 is located on the right side of the receiver 80 in the form of an annular wall of the receiver. In the annular wall, conical nozzle openings 84 were made at an angle to the axis of the engine, communicating with the discharge cavity 79 and providing a swirl of cooling air, in order to reduce temperature and pressure in relative motion, when cooling air was supplied through openings in the left deflector 85 of the disk 69 to the working blades 72 and further through the channels of the cooled working blades into labyrinth seals on the retaining shelf 93 of the working blades.
Разгрузочная полость 79 (Фиг.13, 14) от осевых сил сформирована нижним лабиринтом 81, установленным на фланце вала 68 турбины высокого давления, полотном диска 69 первой ступени турбины, верхним лабиринтом, расположенным на дефлекторе 82 диска, стенкой ресивера 80 с устройством закрутки 83 и внутренним корпусом 78 соплового аппарата. На фланце вала 68 турбины высокого давления выполнены радиальные пазы 94 (Фиг.15), а на нижнем лабиринте 81 выступы, которые при сборке располагаются в пазах вала 68 и взаимно фиксируются от окружного смещения, верхний лабиринт выполнен совместно с дефлектором 82. Разгрузочная полость 79 обеспечивает ограничение расхода воздуха, поступающего через нижний лабиринт 81 от последней ступени компрессора 2 под камерой сгорания 3, ограничение утечек воздуха в проточную часть, получения требуемых осевых сил за счет ускорения охлаждающего воздуха в соплах-отверстиях 84, 89 устройства закрутки 83 и понижения давления в разгрузочной полости 79, которое соответствует статическому давлению струи охлаждающего воздуха и этот баланс давления обеспечивается отводом охлаждающего воздуха через рабочие лопатки 72 в полость в лабиринтном уплотнении на бандажной полке 93 рабочих лопаток.The unloading cavity 79 (Fig. 13, 14) from axial forces is formed by a lower labyrinth 81 mounted on the flange of the shaft 68 of the high pressure turbine, a blade web 69 of the first turbine stage, an upper labyrinth located on the disk deflector 82, the receiver wall 80 with a twist device 83 and the inner body 78 of the nozzle apparatus. On the flange of the shaft 68 of the high-pressure turbine, radial grooves 94 are made (Fig. 15), and on the lower labyrinth 81 are protrusions, which during assembly are located in the grooves of the shaft 68 and are mutually fixed from circumferential displacement, the upper labyrinth is made together with the deflector 82. Unloading cavity 79 provides a limitation of the flow rate of air entering through the lower labyrinth 81 from the last stage of the compressor 2 under the combustion chamber 3, limiting air leaks into the flow part, obtaining the required axial forces due to the acceleration of cooling air in the nozzles - openings 84, 89 of the swirl device 83 and the pressure reduction in the discharge cavity 79, which corresponds to the static pressure of the cooling air stream and this pressure balance is ensured by the removal of cooling air through the working blades 72 into the cavity in the labyrinth seal on the retaining shelf 93 of the working blades.
Между валом 68 ротора турбины высокого давления и валом ротора низкого давления 95, установлен межвальный подшипник 96 (Фиг.15), а вал ротора низкого давления 95 установлен в подшипник 97, который находится в задней опоре турбины 98, при этом узлы межвального подшипника 96 и подшипника опоры турбины 97 низкого давления размещены за ротором высокого давления, отстоящие от камеры сгорания 3 на две ступени турбины высокого давления, и тем самым вынесены в зону пониженных давлений и температур, которые имеет воздух, поступающий для наддува лабиринтных уплотнений подшипников от промежуточной ступени компрессора 2 высокого давления, что благоприятно сказывается на температурном состоянии подшипников, исключает коксование масла, повышает надежность и ресурс подшипникового узла.Between the shaft 68 of the rotor of the high-pressure turbine and the shaft of the rotor of the low pressure 95, an inter-shaft bearing 96 is installed (Fig. 15), and the shaft of the low-pressure rotor 95 is installed in the bearing 97, which is located in the rear support of the turbine 98, while the nodes of the inter-shaft bearing 96 and the bearings of the support of the low-pressure turbine 97 are located behind the high-pressure rotor, spaced from the combustion chamber 3 by two stages of the high-pressure turbine, and thereby are placed in the zone of low pressures and temperatures that the air supplied to pressurize the labyrinth lotneny bearings of the intermediate stage 2 high-pressure compressor, which is favorable for the temperature condition of bearings, eliminates oil carbonization, improves the reliability and life of the bearing assembly.
Переходной канал 99 (Фиг.16) от турбины газогенератора 7 к свободной турбине 8, содержащий наружный 100 и внутренний 101 корпуса с фланцами крепления к турбине газогенератора 7 и свободной турбине 8, исполнен с оптимизацией наружного и внутреннего обводов канала, для уменьшения газодинамических потерь. Наружный корпус 100 выполнен с двухсторонним жестким фланцевым соединением, обеспечивающим герметичность стыков наружного корпуса 100 с кольцами турбин газогенератора 7 и свободной турбины 8 и предотвращает утечки газа из переходного канала 99. Внутренний корпус 101 переходного канала 99 одновременно является внутренним корпусом соплового аппарата первой ступени свободной турбины и соединяется телескопическим соединением опорным кольцом 102 задней опоры газогенератора 98, которое позволяет компенсировать неравномерность нагрева и осевого расширения наружного 100 и внутреннего 101 корпусов переходного канала 99.The transition channel 99 (Fig.16) from the turbine of the gas generator 7 to the free turbine 8, containing the outer 100 and inner 101 of the housing with flanges of fastening to the turbine of the gas generator 7 and the free turbine 8, is made with optimization of the outer and inner contours of the channel, to reduce gas-dynamic losses. The outer casing 100 is made with a two-sided rigid flange connection, ensuring the tightness of the joints of the outer casing 100 with the rings of the turbines of the gas generator 7 and the free turbine 8 and prevents gas leakage from the transition channel 99. The inner case 101 of the transition channel 99 is at the same time the inner body of the nozzle device of the first stage of the free turbine and connected by telescopic connection to the support ring 102 of the rear support of the gas generator 98, which allows you to compensate for the uneven heating and axial asshireniya outer 100 and inner 101 of the transition duct bodies 99.
Свободная турбина 5, (Фиг.17) состоящая из сопловых аппаратов 103, ротора с дисками 104, рабочими лопатками 105 и опоры свободной турбины 106, спроектирована таким образом, чтобы получить максимально-возможный мощностной КПД, путем снижения выходной потери скорости рабочего тела. Для этого проточная часть турбины 4 выполнена с углом раскрытия проточной части 107 турбины в меридиональном сечении 13° и соответственно отношении среднего диаметра 108 рабочего колеса последней ступени 110 силовой турбины 5 к высоте 109 рабочей лопатки 105 на выходе из турбины. При таком угле раскрытия проточной части 107 появилась возможность снизить выходную приведенную скорость λ до 0.38…0.39 и поднять мощностной КПД турбины. Однако в такой конструкции турбины появились значительные динамические напряжения в рабочих лопатках последней ступени турбины. Для сохранения высокого КПД турбины и выполнения требований прочности, вместо установки наряду с применением бандажных, демпфирующих полок на периферии рабочих лопаток дополнительных кольцевые проволочные связей или кольцевые вставки (как это делают в паровых турбинах) минимальная толщина полотна диска 111 последней ступени турбины выбрана равной ширине пера 112 рабочей лопатки последней ступени 110 силовой турбины 5 в корневом сечении, что позволило выполнить условия прочности рабочих лопаток. Динамические напряжения в рабочих лопатках турбин, особенно в силовых турбинах и турбинах низкого давления, в значительной мере зависят от толщины полотна диска. В практике проектирования для соблюдения ограничений по динамической прочности толщину полотна диска выбирают из условия отсутствия резонансов облопаченного колеса турбины с опасными гармониками возбуждающих нагрузок. Выбор минимальной толщины 111 диска 110 равной максимальной ширине 112 рабочей лопатки 105 позволяет решить проблему прочности рабочих лопаток последней ступени турбины.A free turbine 5, (FIG. 17) consisting of nozzle devices 103, a rotor with disks 104, rotor blades 105, and a support of a free turbine 106, is designed in such a way as to obtain the highest possible power efficiency by reducing the output loss of speed of the working fluid. For this, the flow part of the turbine 4 is made with an opening angle of the turbine flow part 107 in a meridian section of 13 ° and, accordingly, the ratio of the average diameter 108 of the impeller of the last stage 110 of the power turbine 5 to the height 109 of the working blade 105 at the outlet of the turbine. With this opening angle of the flow part 107, it became possible to reduce the output reduced speed λ to 0.38 ... 0.39 and increase the turbine power efficiency. However, in this design of the turbine, significant dynamic stresses appeared in the working blades of the last stage of the turbine. To maintain high turbine efficiency and fulfill the strength requirements, instead of installing, together with retaining, damping shelves on the periphery of the working blades, additional ring wire ties or ring inserts (as is done in steam turbines), the minimum thickness of the blade disk 111 of the last turbine stage is chosen equal to the width of the pen 112 of the working blades of the last stage 110 of the power turbine 5 in the root section, which made it possible to fulfill the strength conditions of the working blades. The dynamic stresses in the turbine blades, especially in power turbines and low pressure turbines, are largely dependent on the thickness of the blade web. In design practice, in order to comply with the restrictions on dynamic strength, the thickness of the disk blade is selected from the condition that there are no resonances of the turbine bladed wheel with dangerous harmonics of exciting loads. The choice of the minimum thickness 111 of the disk 110 equal to the maximum width 112 of the working blade 105 allows to solve the problem of the strength of the working blades of the last stage of the turbine.
В опоре свободной турбины 5 (Фиг.18) совмещены две системы: одна система измерения частоты вращения ротора турбины, состоящая из двух преобразователей частоты вращения 113 (второй преобразователь частоты вращения проходит через стойку опоры свободной турбины под углом 60 относительно первого), каждый из которых содержит бесконтактный датчик 114, электрический кабель 115, трубчатый корпус 116 преобразователя частоты вращения 113 и вторая система суфлирования масла. В стойке опоры свободной турбины 5 проложен герметичный трубчатый корпус 116 преобразователя частоты вращения 113, внутри которого дополнительно проложена герметично соединенная с бесконтактным датчиком 114 трубка 117, служащая для вывода и проводки электрического кабеля 115 от бесконтактного датчика 114 преобразователя частоты вращения 113 к считывающему устройству. Между трубчатым корпусом 116 и трубкой 117 осуществляется суфлирование масляной системы. Применение двух преобразователей частоты вращения повышает надежность системы измерения частоты вращения ротора (при отказе одного из датчиков, продолжает работать второй датчик). Трубчатый корпус 116 преобразователя частоты вращения 113 и трубка 117 защищают электрический кабель 115, проложенный внутри трубки 117 от воздействия высоких температур окружающей среды в опоре свободной турбины 5. При этом масляно-воздушная смесь суфлирующей массы, которая перемещается между трубками играет роль охлаждающей среды.Two systems are combined in the support of a free turbine 5 (Fig. 18): one turbine rotor speed measuring system consisting of two speed converters 113 (the second speed converter passes through the stand of the free turbine support at an angle of 60 relative to the first), each of which contains a proximity sensor 114, an electric cable 115, a tubular body 116 of the speed Converter 113 and a second oil venting system. In the support tower of the free turbine 5, a sealed tubular housing 116 of the speed converter 113 is laid, inside of which is additionally laid a tube 117 which is tightly connected to the proximity sensor 114 and serves to output and wire the electric cable 115 from the proximity sensor 114 of the speed converter 113 to the reader. Between the tubular body 116 and the tube 117, the oil system is vented. The use of two speed converters increases the reliability of the rotor speed measuring system (if one of the sensors fails, the second sensor continues to work). The tubular housing 116 of the speed converter 113 and the tube 117 protect the electric cable 115, laid inside the tube 117 from the effects of high ambient temperatures in the support of a free turbine 5. In this case, the air-oil mixture of the venting mass that moves between the tubes plays the role of a cooling medium.
Разработанная конструкция двигателя ГТД-25СТА позволила:The developed design of the GTD-25STA engine allowed:
- повысить удельные параметры, КПД и надежность двигателя;- increase specific parameters, efficiency and engine reliability;
- снизить температуру подшипникового узла турбины;- reduce the temperature of the bearing assembly of the turbine;
- повысить эффективность охлаждения турбины с одновременной настройкой осевых сил, действующих на ротор высокого давления;- increase the cooling efficiency of the turbine with simultaneous adjustment of the axial forces acting on the high-pressure rotor;
- увеличить ресурс горячей части двигателя, включая лопатки и диски турбин высокого и низкого давления до 100000 часов;- increase the resource of the hot part of the engine, including the blades and disks of high and low pressure turbines up to 100,000 hours;
- предотвратить утечки газа из проточной части турбины в переходном канале между газогенератором и свободной турбины, за счет применения жесткого стыка и улучшить условия работы в рабочем отсеке ГПА;- to prevent gas leakage from the turbine flow path in the transition channel between the gas generator and the free turbine, due to the use of a rigid joint and to improve working conditions in the working section of the gas compressor unit;
- обеспечить необходимую прочность диска последней ступени от динамических нагрузок;- to provide the necessary strength of the disk of the last stage from dynamic loads;
- сохранить ось двигателя в неизменном положении при работе двигателя.- keep the engine axis unchanged when the engine is running.
Claims (17)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012126519/06U RU122447U1 (en) | 2012-06-25 | 2012-06-25 | GTD-25STA GAS-TURBINE ENGINE, COMPRESSOR, COMBUSTION CHAMBER, GAS-GENERATOR TURBINE, FREE TURBINE |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012126519/06U RU122447U1 (en) | 2012-06-25 | 2012-06-25 | GTD-25STA GAS-TURBINE ENGINE, COMPRESSOR, COMBUSTION CHAMBER, GAS-GENERATOR TURBINE, FREE TURBINE |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU122447U1 true RU122447U1 (en) | 2012-11-27 |
Family
ID=49255269
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012126519/06U RU122447U1 (en) | 2012-06-25 | 2012-06-25 | GTD-25STA GAS-TURBINE ENGINE, COMPRESSOR, COMBUSTION CHAMBER, GAS-GENERATOR TURBINE, FREE TURBINE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU122447U1 (en) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2592096C1 (en) * | 2015-01-29 | 2016-07-20 | Федеральное агентство научных организаций Федеральное Государственное Бюджетное Научное Учреждение Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства (ФГБНУ ВИЭСХ) | Rotor rpm measurement system of micro gas turbine plant with engine based on the turbo-compressor of ice |
| RU2652958C2 (en) * | 2013-03-01 | 2018-05-03 | Сименс Энерджи, Инк. | Active bypass flow control for seal in gas turbine engine |
| RU2661434C1 (en) * | 2016-03-29 | 2018-07-16 | Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. | Gas turbine with two shafts and method for controlling an input guide vane of a gas turbine |
| RU2665199C2 (en) * | 2013-08-16 | 2018-08-28 | Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг | Burner arrangement and method for operating burner arrangement |
| CN109723507A (en) * | 2018-12-28 | 2019-05-07 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | A kind of heap helium turbine mechanism |
| RU2698542C1 (en) * | 2018-11-15 | 2019-08-28 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Intermediate housing assembly of gas turbine engine |
| RU206107U1 (en) * | 2021-05-24 | 2021-08-24 | Игорь Евгеньевич Межуев | Discharge device for screw submersible pump |
| RU2774090C1 (en) * | 2021-12-01 | 2022-06-15 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Casing of the combustion chamber of a gas turbine engine |
-
2012
- 2012-06-25 RU RU2012126519/06U patent/RU122447U1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2652958C2 (en) * | 2013-03-01 | 2018-05-03 | Сименс Энерджи, Инк. | Active bypass flow control for seal in gas turbine engine |
| RU2653267C2 (en) * | 2013-03-01 | 2018-05-07 | Сименс Энерджи, Инк. | Active bypass flow control for seal in gas turbine engine |
| RU2665199C2 (en) * | 2013-08-16 | 2018-08-28 | Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг | Burner arrangement and method for operating burner arrangement |
| RU2592096C1 (en) * | 2015-01-29 | 2016-07-20 | Федеральное агентство научных организаций Федеральное Государственное Бюджетное Научное Учреждение Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства (ФГБНУ ВИЭСХ) | Rotor rpm measurement system of micro gas turbine plant with engine based on the turbo-compressor of ice |
| RU2661434C1 (en) * | 2016-03-29 | 2018-07-16 | Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. | Gas turbine with two shafts and method for controlling an input guide vane of a gas turbine |
| RU2661434C9 (en) * | 2016-03-29 | 2018-09-28 | Мицубиси Хитачи Пауэр Системс, Лтд. | A 2-shaft gas turbine, and the control method of opening degree of inlet guide vane of the gas turbine |
| RU2698542C1 (en) * | 2018-11-15 | 2019-08-28 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Intermediate housing assembly of gas turbine engine |
| CN109723507A (en) * | 2018-12-28 | 2019-05-07 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | A kind of heap helium turbine mechanism |
| CN109723507B (en) * | 2018-12-28 | 2023-09-12 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | Helium stacking turbine mechanism |
| RU206107U1 (en) * | 2021-05-24 | 2021-08-24 | Игорь Евгеньевич Межуев | Discharge device for screw submersible pump |
| RU2774090C1 (en) * | 2021-12-01 | 2022-06-15 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Casing of the combustion chamber of a gas turbine engine |
| RU2808082C1 (en) * | 2023-04-21 | 2023-11-23 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Transition channel of gas turbine engine turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU122447U1 (en) | GTD-25STA GAS-TURBINE ENGINE, COMPRESSOR, COMBUSTION CHAMBER, GAS-GENERATOR TURBINE, FREE TURBINE | |
| KR101437172B1 (en) | Turbine rotor support apparatus and system | |
| EP2820271B1 (en) | Gas turbine engine buffer cooling system and method of cooling a gas turbine engine | |
| CA2853959C (en) | Integrated strut and vane arrangements | |
| CA2767685C (en) | Gas turbine engine recuperator with floating connection | |
| US9157325B2 (en) | Buffer cooling system providing gas turbine engine architecture cooling | |
| US11193385B2 (en) | Gas bearing seal | |
| US20160201490A1 (en) | Multi-function boss for a turbine exhaust case | |
| US20150330249A1 (en) | Frame strut cooling holes | |
| EP2230386A2 (en) | Compressor diffuser | |
| US10982713B2 (en) | Closed cycle heat engine | |
| KR20190057969A (en) | Casing support assembly and gas turbine including the same | |
| US10697370B2 (en) | Oil supply assembly for gas turbine engine | |
| CN102216570B (en) | Gas turbine | |
| CN210799056U (en) | Ultra-high temperature and ultra-high pressure back pressure steam turbine | |
| US4631913A (en) | Air storage gas turbine | |
| EP0391525B1 (en) | An axial flow compressor | |
| CN105041463A (en) | Power output device of screw tube rotor engine | |
| US20180202361A1 (en) | Pressure responsive valve for a cooling flow in a gas turbine | |
| US11598224B2 (en) | Exhaust collector conversion system and method | |
| CN204984606U (en) | Air separation ring and gas turbine | |
| CN210113386U (en) | Split type power turbine structure containing static pressure seal | |
| RU189970U1 (en) | GAS TURBINE ENGINE POWER RANGE FROM 15 TO 40 MW | |
| RU2310086C1 (en) | Gas-turbine plant | |
| RU2510463C2 (en) | Gas turbine cermet blade |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20140626 |