RU2011150673A - TWO-CIRCUIT GAS-TURBINE ENGINE - Google Patents

TWO-CIRCUIT GAS-TURBINE ENGINE Download PDF

Info

Publication number
RU2011150673A
RU2011150673A RU2011150673/02A RU2011150673A RU2011150673A RU 2011150673 A RU2011150673 A RU 2011150673A RU 2011150673/02 A RU2011150673/02 A RU 2011150673/02A RU 2011150673 A RU2011150673 A RU 2011150673A RU 2011150673 A RU2011150673 A RU 2011150673A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air
cavity
pressure turbine
heat exchanger
cooling line
Prior art date
Application number
RU2011150673/02A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2490490C1 (en
Inventor
Михаил Юрьевич Вовк
Юрий Александрович Канахин
Владимир Валентинович Кирюхин
Ирина Михайловна Стародумова
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
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 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
Priority to RU2011150673/06A priority Critical patent/RU2490490C1/en
Publication of RU2011150673A publication Critical patent/RU2011150673A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2490490C1 publication Critical patent/RU2490490C1/en

Links

Abstract

Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, отличающийся тем, что полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки объединена с думисной полостью компрессора, на магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент, магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости, а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран, воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно.A double-circuit gas turbine engine containing a high-pressure compressor, in which the dummy cavity is separated from the compressor flow path by a labyrinth seal, a combustion chamber, a high-pressure turbine with cooled working blades, the cooling line of which through a swirl apparatus, the internal cavity of the nozzle blades of a high-pressure turbine and air-air the heat exchanger of the high pressure turbine is connected to the air cavity of the combustion chamber, the low pressure turbine with the inter-disk boost line cavity and the cooling line of its nozzle vanes connected to the compressor dummy cavity through an air-air heat exchanger, characterized in that the cavity adjacent to the side surface of the high pressure turbine disk from the side of the spin device between the shaft and the spin device is combined with the compressor dummy cavity, The cooling line for the blades of high pressure is installed flow control element, the cooling line of the nozzle blades of the low pressure turbine is separated from the line and the interdiscal cavity, and its connection with the dummy cavity is made through an adjustable valve, the air-air heat exchanger is made in the form of an air-air heat exchanger of a low-pressure turbine and an additional air-air heat exchanger installed on the pressurization line of the inter-disk cavity and on the cooling line of the nozzle vanes of the low turbine pressure accordingly.

Claims (1)

Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий компрессор высокого давления, у которого думисная полость отделена от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, магистраль охлаждения которых через аппарат закрутки, внутренние полости сопловых лопаток турбины высокого давления и воздухо-воздушный теплообменник турбины высокого давления соединена с воздушной полостью камеры сгорания, турбину низкого давления с магистралью наддува междисковой полости и с магистралью охлаждения ее сопловых лопаток, соединенных с думисной полостью компрессора через воздухо-воздушный теплообменник, отличающийся тем, что полость, примыкающая к боковой поверхности диска турбины высокого давления со стороны аппарата закрутки между валом и аппаратом закрутки объединена с думисной полостью компрессора, на магистрали охлаждения рабочих лопаток высокого давления установлен управляющий расходом элемент, магистраль охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления отделена от магистрали наддува междисковой полости, а ее соединение с думисной полостью выполнено через регулируемый кран, воздухо-воздушный теплообменник выполнен в виде воздухо-воздушного теплообменника турбины низкого давления и дополнительного воздухо-воздушного теплообменника, установленных на магистрали наддува междисковой полости и на магистрали охлаждения сопловых лопаток турбины низкого давления соответственно. A double-circuit gas turbine engine containing a high-pressure compressor, in which the dummy cavity is separated from the compressor flow path by a labyrinth seal, a combustion chamber, a high-pressure turbine with cooled working blades, the cooling line of which through a swirl apparatus, the internal cavity of the nozzle blades of a high-pressure turbine and air-air the heat exchanger of the high pressure turbine is connected to the air cavity of the combustion chamber, the low pressure turbine with the inter-disk boost line cavity and the cooling line of its nozzle vanes connected to the compressor dummy cavity through an air-air heat exchanger, characterized in that the cavity adjacent to the side surface of the high pressure turbine disk from the side of the spin device between the shaft and the spin device is combined with the compressor dummy cavity, The cooling line for the blades of high pressure is installed flow control element, the cooling line of the nozzle blades of the low pressure turbine is separated from the line and the interdiscal cavity, and its connection with the dummy cavity is made through an adjustable valve, the air-air heat exchanger is made in the form of an air-air heat exchanger of a low-pressure turbine and an additional air-air heat exchanger installed on the pressurization line of the inter-disk cavity and on the cooling line of the nozzle vanes of the low turbine pressure accordingly.
RU2011150673/06A 2011-12-14 2011-12-14 Double-flow gas-turbine engine RU2490490C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011150673/06A RU2490490C1 (en) 2011-12-14 2011-12-14 Double-flow gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011150673/06A RU2490490C1 (en) 2011-12-14 2011-12-14 Double-flow gas-turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011150673A true RU2011150673A (en) 2013-06-20
RU2490490C1 RU2490490C1 (en) 2013-08-20

Family

ID=48785111

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011150673/06A RU2490490C1 (en) 2011-12-14 2011-12-14 Double-flow gas-turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2490490C1 (en)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2546371C1 (en) * 2013-09-27 2015-04-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Cooled turbine
RU2583492C2 (en) * 2014-03-28 2016-05-10 Открытое Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Мотор" Device for feeding coolant to cooled working blades of high-temperature gas turbines
RU2755449C1 (en) * 2020-08-10 2021-09-16 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Bypass gas turbine engine

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1809127A1 (en) * 1977-07-13 1993-04-15 Motornyj Z Gas-turbine engine turbine
DE10009655C1 (en) * 2000-02-29 2001-05-23 Mtu Aero Engines Gmbh Air cooling system for the paddles of a high pressure gas turbine has flow chambers at each paddle for the leading and trailing edges and the center profile with a heat exchanger to cool the air flow to the paddle edges
RU2236609C1 (en) * 2003-02-20 2004-09-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Gas-turbine engine
RU2387846C1 (en) * 2008-10-29 2010-04-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end
RU2414615C1 (en) * 2009-08-28 2011-03-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2490490C1 (en) 2013-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015113456A (en) INTERNAL COMBUSTION ENGINE
WO2014158244A3 (en) Intercooled gas turbine with closed combined power cycle
EP2374995A3 (en) Rear hub cooling for high pressure compressor
RU2012158349A (en) SECTIONAL COOLING DEVICE AND METHOD FOR COOLING A TURBINE NOZZLE BLADE
RU2012136111A (en) METHOD FOR OPERATING A GAS TURBINE INSTALLATION AND A GAS TURBINE INSTALLATION FOR THE IMPLEMENTATION OF THIS METHOD
WO2015126489A3 (en) Exhaust section for an aircraft gas turbine engine
PL402286A1 (en) A system for compressor bleeding expansion, especially for gas turbine engines
WO2012051062A3 (en) Exhaust turbocharger of an internal combustion engine
RU2011150673A (en) TWO-CIRCUIT GAS-TURBINE ENGINE
RU2012115610A (en) GAS TURBINE ENGINE
RU2012119374A (en) GAS TURBINE ENGINE AND METHOD FOR REGULATING RADIAL GAP IN A TURBINE OF A GAS TURBINE ENGINE
RU2012125902A (en) SECTION COOLING DEVICE FOR THE STEAM TURBINE AND METHOD FOR LIMITING THE LEAK FLOW BETWEEN THE HIGH PRESSURE SECTION AND THE MIDDLE PRESSURE SECTION OF THE STEAM TURBINE
RU2006124303A (en) GAS TURBINE COOLING SYSTEM OF A TURBOREACTIVE TWO-CIRCUIT ENGINE WITH ADDITIONAL COMPRESSION OF AIR IN A SMALL-SIZED FAN
RU2009107639A (en) TURBOJET
RU136492U1 (en) COOLED TURBIN STAGE OF GAS TURBINE ENGINE
RU2013152094A (en) GAS TURBINE ENGINE
RU2011142436A (en) TWO-CIRCUIT GAS-TURBINE ENGINE
RU2529269C1 (en) Bypass gas turbine engine
RU2012118142A (en) GAS TURBINE ENGINE, METHOD FOR REGULATING RADIAL GAP IN TURBINE AND TURBINE OF GAS TURBINE ENGINE
RU2010118050A (en) GAS TURBINE ENGINE
RU2016102745A (en) GAS TURBINE CONTAINING A COMPRESSOR HOUSING WITH INLET HOLE FOR COOLING A COMPRESSOR HOUSING, AND USING THE SPECIFIED GAS TURBINE
RU2400635C1 (en) Gas-turbine engine
RU2008117235A (en) METHOD FOR GAS-TURBINE ENGINE CONTROL WITH FORCING COMBUSTION CHAMBER
RU2008117236A (en) METHOD FOR GAS-TURBINE ENGINE CONTROL WITH FORCING COMBUSTION CHAMBER
RU2016126693A (en) METHOD AND DEVICE FOR COOLING A SHAFT OF Aircraft Gas Turbine Engine

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20140127

PD4A Correction of name of patent owner