RU2011150673A - TWO-CIRCUIT GAS-TURBINE ENGINE - Google Patents
TWO-CIRCUIT GAS-TURBINE ENGINE Download PDFInfo
- 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
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)
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)
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)
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 |
-
2011
- 2011-12-14 RU RU2011150673/06A patent/RU2490490C1/en active
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 |