RU2007116857A - Промежуточный узел газовой турбины и газотурбинный двигатель, содержащий этот узел - Google Patents

Промежуточный узел газовой турбины и газотурбинный двигатель, содержащий этот узел Download PDF

Info

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
Application number
RU2007116857/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2396436C2 (ru
Inventor
Линда СТРЕМ (SE)
Линда СТРЕМ
Йонас ЛАРССОН (SE)
Йонас ЛАРССОН
Original Assignee
Вольво Аэро Корпорейшн (Se)
Вольво Аэро Корпорейшн
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Вольво Аэро Корпорейшн (Se), Вольво Аэро Корпорейшн filed Critical Вольво Аэро Корпорейшн (Se)
Publication of RU2007116857A publication Critical patent/RU2007116857A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2396436C2 publication Critical patent/RU2396436C2/ru

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.
RU2007116857/06A 2004-10-07 2005-10-06 Газотурбинный двигатель и его промежуточный узел RU2396436C2 (ru)

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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
RU2443880C2 (ru) * 2007-03-09 2012-02-27 Ансальдо Энергия С.П.А. Воздухозаборник для компрессора газотурбинного двигателя
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
US10704418B2 (en) 2016-08-11 2020-07-07 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
US10259565B2 (en) 2016-08-11 2019-04-16 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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Also Published As

Publication number Publication date
JP5124276B2 (ja) 2013-01-23
EP1799989A1 (en) 2007-06-27
RU2396436C2 (ru) 2010-08-10
CA2583083A1 (en) 2006-04-13
JP2008525680A (ja) 2008-07-17
EP1799989A4 (en) 2014-07-09
WO2006038879A1 (en) 2006-04-13
US20070012046A1 (en) 2007-01-18

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
US8529197B1 (en) Gas turbine engine fan drive gear system damper
US7553129B2 (en) Flow structure for a gas turbine
CN107246411B (zh) 具有多个源的高压排气消声装置
US20130028718A1 (en) Strut, a gas turbine engine frame comprising the strut and a gas turbine engine comprising the frame
US9429032B2 (en) Combustor transition
JP2011145060A (ja) 予混合燃料ノズル内部流路の強化
US20150292357A1 (en) Aircraft gas turbine having a core engine casing with cooling-air tubes
US8961118B2 (en) Structural cooling fluid tube for supporting a turbine component and supplying cooling fluid
US10605266B2 (en) Gas turbine engine
US10184341B2 (en) Airfoil baffle with wedge region
US10054057B2 (en) Double walled tube drainage system
US10815805B2 (en) Apparatus for supplying cooling air to a turbine
US10502062B2 (en) Integrally bladed rotor having axial arm and pocket
JP5816264B2 (ja) フロースプリッタを備える圧縮器排出ケーシングを有するガスタービンエンジン
US20130022444A1 (en) Low pressure turbine exhaust diffuser with turbulators
RU2012152096A (ru) Переходная область между вторичной камерой сгорания и турбиной низкого давления газовой турьины
US20130098065A1 (en) Structural cooling fluid tube for supporting a turbine component and supplying cooling fluid to transition section
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