RU1662176C - Nozzle unit for gas turbine - Google Patents
Nozzle unit for gas turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU1662176C RU1662176C SU4646501A RU1662176C RU 1662176 C RU1662176 C RU 1662176C SU 4646501 A SU4646501 A SU 4646501A RU 1662176 C RU1662176 C RU 1662176C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shelves
- root
- gas turbine
- channels
- nozzle unit
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может быть использовано в газовых турбинах авиационных двигателей. The invention relates to the field of transport engineering and can be used in gas turbines of aircraft engines.
Цель изобретения - повышение надежности соплового аппарата. The purpose of the invention is to increase the reliability of the nozzle apparatus.
На фиг. 1 показан сопловой аппарат; на фиг.2 - то же, вид на периферийную полку. In FIG. 1 shows a nozzle apparatus; figure 2 is the same view of the peripheral shelf.
Сопловой аппарат газовой турбины содержит полые лопатки 1 с периферийными полками 2 и корневыми полками 3, в торцовых стенках 4 которых выполнены пазы 5, образующие с пазами 5 соседних полок продольные каналы 6, и уплотнительные прокладки 7, размещенные в каналах 6. В стенках 8 каждой лопатки 1 в зоне ее входной кромки 9 на периферии выполнены отверстия 10, сообщающие полость 11 с продольными каналами 6, причем прокладка 7 размещена в канале 6, в зоне лопатки, свободной от отверстий 10, а в боковой стенке 12 каждой корневой полки 3 в зоне входной кромки 9 лопатки 1 выполнены выборки 13, образующие с выборками 13 соседней полки 3 камеры 14, сообщенные с продольными каналами 6. В опоре 15 соплового аппарата выполнены отверстия 16 для подвода охлаждающего воздуха. При работе турбины охлаждающий воздух поступает в полость 11, охлаждает лопатку 1. При этом часть потока воздуха через отверстия 10 проходит в каналы 6 в периферийных полках 2, наддувая каналы 6, препятствуя перетеканию газа между торцовыми стенками 4 соседних периферийных полок 2. У корня соплового аппарата охлаждающий воздух через отверстия 16 в опоре 15 и камеры 14 поступает в продольные каналы 6 в корневых полках 3, наддувая их. The gas turbine nozzle apparatus contains hollow blades 1 with
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4646501 RU1662176C (en) | 1989-02-06 | 1989-02-06 | Nozzle unit for gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
SU4646501 RU1662176C (en) | 1989-02-06 | 1989-02-06 | Nozzle unit for gas turbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU1662176C true RU1662176C (en) | 1994-10-15 |
Family
ID=30441233
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SU4646501 RU1662176C (en) | 1989-02-06 | 1989-02-06 | Nozzle unit for gas turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU1662176C (en) |
-
1989
- 1989-02-06 RU SU4646501 patent/RU1662176C/en active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30К. Техническое описание. М.: Машиностроение, 1975, с.13. * |
Проспект фирмы "Роллс-Ройс", мас, 1975. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6120249A (en) | Gas turbine blade platform cooling concept | |
Marchal et al. | Secondary flows within turbomachinery bladings | |
CA1069829A (en) | Coolable wall | |
US6036441A (en) | Series impingement cooled airfoil | |
US3742706A (en) | Dual flow cooled turbine arrangement for gas turbine engines | |
US5356265A (en) | Chordally bifurcated turbine blade | |
US5320485A (en) | Guide vane with a plurality of cooling circuits | |
US8240981B2 (en) | Turbine airfoil with platform cooling | |
US3963368A (en) | Turbine cooling | |
AU623213B2 (en) | Cooled turbine vane | |
US4135855A (en) | Hollow cooled blade or vane for a gas turbine engine | |
EP1083299A2 (en) | Internally cooled blade tip shroud | |
GB1291694A (en) | Improvements in cooling of turbine rotors in gas turbine engines | |
SE8803415L (en) | gas turbine engine | |
GB1355558A (en) | Cooled vane or blade for a gas turbine engine | |
KR900013184A (en) | Gas turbine | |
GB2163218A (en) | Cooled vane or blade for a gas turbine engine | |
GB1350471A (en) | Gas turbine engine | |
TW344016B (en) | Turbomachine rotor with improved cooling | |
GB1528729A (en) | Gas turbine cooling system | |
GB2262314A (en) | Air cooled gas turbine engine aerofoil. | |
GB1514613A (en) | Blade or vane for a gas turbine engine | |
GB1491537A (en) | Gas turbine construction | |
GB1457634A (en) | Converging-diverging supersonic nozzles | |
GB1340937A (en) | Turbomachinery rotors |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
REG | Reference to a code of a succession state |
Ref country code: RU Ref legal event code: QB4A Free format text: LICENCE Effective date: 20000925 |