RU2007116857A - Промежуточный узел газовой турбины и газотурбинный двигатель, содержащий этот узел - Google Patents
Промежуточный узел газовой турбины и газотурбинный двигатель, содержащий этот узел Download PDFInfo
- Publication number
- RU2007116857A RU2007116857A RU2007116857/06A RU2007116857A RU2007116857A RU 2007116857 A RU2007116857 A RU 2007116857A RU 2007116857/06 A RU2007116857/06 A RU 2007116857/06A RU 2007116857 A RU2007116857 A RU 2007116857A RU 2007116857 A RU2007116857 A RU 2007116857A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- gas channel
- turbine
- stage
- intermediate node
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
- F01D1/02—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Claims (13)
1. Промежуточный узел (14, 114) газовой турбины, предназначенный для размещения в осевом направлении (18) газовой турбины (1) между ее первым и вторым узлами (8, 108 и 9, 109) и включающий газовый канал (5с, 5f), выполненный с возможностью направления газового потока от газового канала (5а, 5d) в первом узле (8, 108) к газовому каналу (5b, 5е) во втором узле (9, 109), отличающийся тем, что вход (19, 119) газового канала (5с, 5f) промежуточного узла значительно смещен в радиальном направлении по отношению к его выходу (20, 120) и в газовом канале (5с, 5f) промежуточного узла установлен по меньшей мере один направляющий элемент (28, 29, 128, 129) с возможностью направления газового потока.
2. Промежуточный узел по п.1, отличающийся тем, что направляющий элемент (28, 29, 128, 129) установлен в непосредственной близости от изогнутого участка (30, 31, 130, 131) стенки, образующей газовый канал (5с, 5f).
3. Промежуточный узел по п.2, отличающийся тем, что направляющий элемент (28, 29, 128, 129) установлен, в основном, параллельно изогнутому участку (30, 31, 130, 131) стенки газового канала.
4. Промежуточный узел по п.1, отличающийся тем, что он включает наружный направляющий элемент (28, 128), который установлен на меньшем расстоянии от наружной по радиусу стенки газового канала (5с, 5f) промежуточного узла, чем от его внутренней по радиусу стенки.
5. Промежуточный узел по п.1, отличающийся тем, что он включает внутренний направляющий элемент (29, 129), который установлен на меньшем расстоянии от внутренней по радиусу стенки газового канала (5с, 5f) промежуточного узла, чем от его наружной по радиусу стенки.
6. Промежуточный узел по п.1, отличающийся тем, что он включает группу радиальных стоек (27) для передачи нагрузки, проходящих через газовый канал (5с, 5f), причем направляющий элемент (28, 29, 128, 129) скреплен с по меньшей мере одной из этих радиальных стоек (27).
7. Промежуточный узел по п.1, отличающийся тем, что его длина в осевом направлении меньше трех расстояний по радиусу между осевыми линиями (23, 123) у входа (19, 119) и у выхода (20, 120) газового канала (5с, 5f) промежуточного узла.
8. Промежуточный узел по п.1, отличающийся тем, что газовый канал (5с) изогнут по радиусу вовнутрь для размещения его между ступенью (8) компрессора низкого давления и ступенью (9) компрессора высокого давления.
9. Промежуточный узел по любому из пп.1-7, отличающийся тем, что газовый канал (5а) изогнут по радиусу наружу для размещения его между ступенью (108) турбины высокого давления и ступенью (109) турбины низкого давления.
10. Газотурбинный двигатель, содержащий промежуточный узел (14, 114) газовой турбины по любому из пп.1-9.
11. Газотурбинный двигатель по п.10, содержащий ступень (8) компрессора низкого давления и ступень (9) компрессора высокого давления, отличающийся тем, что между ступенью (8) компрессора низкого давления и ступенью (9) компрессора высокого давления размещен промежуточный узел (14) газовой турбины.
12. Газотурбинный двигатель по п.10 или 11, содержащий ступень (108) турбины высокого давления и ступень (109) турбины низкого давления, отличающийся тем, что между ступенью (108) турбины высокого давления и ступенью (109) турбины низкого давления размещен промежуточный узел (114) газовой турбины.
13. Реактивный двигатель летательного аппарата, содержащий газотурбинный двигатель (1) по любому из пп.10-12.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US52250504P | 2004-10-07 | 2004-10-07 | |
US60/522505 | 2004-10-07 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007116857A true RU2007116857A (ru) | 2008-11-20 |
RU2396436C2 RU2396436C2 (ru) | 2010-08-10 |
Family
ID=36142853
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007116857/06A RU2396436C2 (ru) | 2004-10-07 | 2005-10-06 | Газотурбинный двигатель и его промежуточный узел |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20070012046A1 (ru) |
EP (1) | EP1799989A4 (ru) |
JP (1) | JP5124276B2 (ru) |
CA (1) | CA2583083A1 (ru) |
RU (1) | RU2396436C2 (ru) |
WO (1) | WO2006038879A1 (ru) |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2440344A (en) * | 2006-07-26 | 2008-01-30 | Christopher Freeman | Impulse turbine design |
GB0624294D0 (en) * | 2006-12-05 | 2007-01-10 | Rolls Royce Plc | A transition duct for a gas turbine engine |
EP1950382A1 (en) * | 2007-01-29 | 2008-07-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Spoke with flow guiding element |
WO2008111098A1 (en) * | 2007-03-09 | 2008-09-18 | Ansaldo Energia S.P.A. | Air intake for a gas turbine compressor |
DE102008023326A1 (de) * | 2008-05-13 | 2009-11-19 | Mtu Aero Engines Gmbh | Deckband für Laufschaufeln einer Strömungsmaschine und Strömungsmaschine |
WO2010002294A1 (en) * | 2008-07-04 | 2010-01-07 | Volvo Aero Corporation | A vane for a gas turbine component, a gas turbine component and a gas turbine engine |
DE102009033755A1 (de) * | 2009-07-17 | 2011-01-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbofantriebwerk |
US8845286B2 (en) * | 2011-08-05 | 2014-09-30 | Honeywell International Inc. | Inter-turbine ducts with guide vanes |
US20130213046A1 (en) * | 2012-02-16 | 2013-08-22 | General Electric Company | Late lean injection system |
US9951633B2 (en) * | 2014-02-13 | 2018-04-24 | United Technologies Corporation | Reduced length transition ducts |
US10259565B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-16 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
US10253779B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-09 | General Electric Company | Inlet guide vane assembly for reducing airflow swirl distortion of an aircraft aft fan |
US10252790B2 (en) | 2016-08-11 | 2019-04-09 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
US10704418B2 (en) | 2016-08-11 | 2020-07-07 | General Electric Company | Inlet assembly for an aircraft aft fan |
US20190003325A1 (en) * | 2017-01-26 | 2019-01-03 | Honeywell International Inc. | Inter-turbine ducts with multiple splitter blades |
US10746032B2 (en) * | 2017-04-19 | 2020-08-18 | Raytheon Technologies Corporation | Transition duct for a gas turbine engine |
US10502076B2 (en) * | 2017-11-09 | 2019-12-10 | Honeywell International Inc. | Inter-turbine ducts with flow control mechanisms |
RU2685162C1 (ru) * | 2018-07-30 | 2019-04-16 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский университет "МЭИ" (ФГБОУ ВО "НИУ "МЭИ") | Двухъярусная ступень с неразъемной вильчатой лопаткой |
DE102018006175B4 (de) * | 2018-08-01 | 2020-08-13 | Friedrich Grimm | Kaskadenturbine |
KR102162815B1 (ko) * | 2018-08-22 | 2020-10-07 | 에스엘 주식회사 | 차량용 램프 |
US11994041B2 (en) * | 2021-10-04 | 2024-05-28 | General Electric Company | Advanced aero diffusers for turbine frames and outlet guide vanes |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2735612A (en) * | 1956-02-21 | hausmann | ||
US2397060A (en) * | 1940-03-04 | 1946-03-19 | Szydiowski Josef | Compressor |
US2305136A (en) * | 1941-01-31 | 1942-12-15 | Wright Aeronautical Corp | Centrifugal blower construction |
GB586551A (en) * | 1941-10-14 | 1947-03-24 | Karl Baumann | Improvements in or relating to internal combustion power turbine plant for propulsion in air |
US2804747A (en) * | 1951-03-23 | 1957-09-03 | Vladimir H Pavlecka | Gas turbine power plant with a supersonic centripetal flow compressor and a centrifugal flow turbine |
US3638428A (en) * | 1970-05-04 | 1972-02-01 | Gen Electric | Bypass valve mechanism |
US3673802A (en) * | 1970-06-18 | 1972-07-04 | Gen Electric | Fan engine with counter rotating geared core booster |
GB2195712B (en) * | 1986-10-08 | 1990-08-29 | Rolls Royce Plc | A turbofan gas turbine engine |
US5224341A (en) * | 1992-01-06 | 1993-07-06 | United Technologies Corporation | Separable fan strut for a gas turbofan powerplant |
JPH0828512A (ja) * | 1994-07-20 | 1996-02-02 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 環状ダクトにおける整流装置 |
JP2938856B1 (ja) * | 1998-05-13 | 1999-08-25 | 川崎重工業株式会社 | ガスタービンのシール機構 |
US6179560B1 (en) * | 1998-12-16 | 2001-01-30 | United Technologies Corporation | Turbomachinery module with improved maintainability |
FR2823532B1 (fr) * | 2001-04-12 | 2003-07-18 | Snecma Moteurs | Systeme de decharge pour turboreacteur ou turbopropulseur a commande simplifiee |
JP2003056361A (ja) * | 2001-08-17 | 2003-02-26 | Shigeru Nagano | ターボファンジェットエンジン。 |
US6619030B1 (en) * | 2002-03-01 | 2003-09-16 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors |
US6763654B2 (en) * | 2002-09-30 | 2004-07-20 | General Electric Co. | Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans |
GB0406174D0 (en) * | 2004-03-19 | 2004-04-21 | Rolls Royce Plc | Turbine engine arrangement |
-
2005
- 2005-10-06 WO PCT/SE2005/001487 patent/WO2006038879A1/en active Application Filing
- 2005-10-06 CA CA002583083A patent/CA2583083A1/en not_active Abandoned
- 2005-10-06 RU RU2007116857/06A patent/RU2396436C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2005-10-06 EP EP05792461.5A patent/EP1799989A4/en not_active Withdrawn
- 2005-10-06 JP JP2007535646A patent/JP5124276B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2005-10-07 US US11/163,172 patent/US20070012046A1/en not_active Abandoned
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1799989A4 (en) | 2014-07-09 |
JP5124276B2 (ja) | 2013-01-23 |
JP2008525680A (ja) | 2008-07-17 |
CA2583083A1 (en) | 2006-04-13 |
WO2006038879A1 (en) | 2006-04-13 |
EP1799989A1 (en) | 2007-06-27 |
US20070012046A1 (en) | 2007-01-18 |
RU2396436C2 (ru) | 2010-08-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2007116857A (ru) | Промежуточный узел газовой турбины и газотурбинный двигатель, содержащий этот узел | |
EP2975213B1 (en) | Gas turbine engine with vaneless transition duct | |
US8944749B2 (en) | Oil purge system for a mid turbine frame | |
CN107246411B (zh) | 具有多个源的高压排气消声装置 | |
US9657593B2 (en) | Aircraft gas turbine having a core engine casing with cooling-air tubes | |
US20130028718A1 (en) | Strut, a gas turbine engine frame comprising the strut and a gas turbine engine comprising the frame | |
US20060024158A1 (en) | Flow structure for a gas turbine | |
US9429032B2 (en) | Combustor transition | |
JP2011145060A (ja) | 予混合燃料ノズル内部流路の強化 | |
US10605266B2 (en) | Gas turbine engine | |
US10054057B2 (en) | Double walled tube drainage system | |
US8961118B2 (en) | Structural cooling fluid tube for supporting a turbine component and supplying cooling fluid | |
US10184341B2 (en) | Airfoil baffle with wedge region | |
US10815805B2 (en) | Apparatus for supplying cooling air to a turbine | |
US10502062B2 (en) | Integrally bladed rotor having axial arm and pocket | |
US8276390B2 (en) | Method and system for providing a splitter to improve the recovery of compressor discharge casing | |
US20130022444A1 (en) | Low pressure turbine exhaust diffuser with turbulators | |
US9103282B2 (en) | Structural cooling fluid tube for supporting a turbine component and supplying cooling fluid to transition section | |
RU2012152096A (ru) | Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турьины | |
US10662791B2 (en) | Support ring with fluid flow metering | |
JP6563312B2 (ja) | ガスタービンエンジンの抽気構造 | |
RU2001103576A (ru) | Газоотводное устройство газотурбинной установки | |
WO2019022862A1 (en) | PARTICLE DEFENDING ARRANGEMENT FOR REDUCING INGESTION OF PARTICLES IN A COMBUSTION TURBINE ENGINE |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151007 |