RU2131977C1 - Enveloped blade for turbo-machine - Google Patents

Enveloped blade for turbo-machine Download PDF

Info

Publication number
RU2131977C1
RU2131977C1 RU97107690A RU97107690A RU2131977C1 RU 2131977 C1 RU2131977 C1 RU 2131977C1 RU 97107690 A RU97107690 A RU 97107690A RU 97107690 A RU97107690 A RU 97107690A RU 2131977 C1 RU2131977 C1 RU 2131977C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shell
screen
blade
gap
heat
Prior art date
Application number
RU97107690A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU97107690A (en
Inventor
В.Ю. Тихоплав
Ю.В. Тихоплав
Т.С. Тихоплав
Original Assignee
Тихоплав Виталий Юрьевич
Тихоплав Юрий Витальевич
Тихоплав Татьяна Серафимовна
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 Тихоплав Виталий Юрьевич, Тихоплав Юрий Витальевич, Тихоплав Татьяна Серафимовна filed Critical Тихоплав Виталий Юрьевич
Priority to RU97107690A priority Critical patent/RU2131977C1/en
Publication of RU97107690A publication Critical patent/RU97107690A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2131977C1 publication Critical patent/RU2131977C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: turbine manufacture. SUBSTANCE: enveloped blade has internally cooled hollow feather-carrying blade, non-cooled shaped envelope with working medium flowing around it and clearance provided between blade and envelope, as well as at least one screen with projections on its surface. Either of members, that is, non-cooled envelope or screen, installed in clearance is made in the form of shaped double-walled hollow shell; air is evacuated from space between walls. At least one additional screen is loosely mounted in evacuated space, its shape being adequate to that of shell walls. Envelope-to-blade clearance is sealed; envelope, screen, and blade surfaces are covered with heat- reflecting coating. EFFECT: improved efficiency and power capacity of turbo-machine. 5 cl, 6 dwg

Description

Изобретение относится к области теплоэнергетики, в частности к газотурбостроению. The invention relates to the field of power engineering, in particular to gas turbine construction.

Известна (1) сопловая лопатка турбомашины, состоящая из охлаждаемого изнутри полого профильного несущего пера-стержня, неохлаждаемой профильной оболочки, обтекаемой рабочим телом и установленной с образованием зазора между оболочкой и стержнем, по меньшей мере одного экрана, выполненного с размещенными на его поверхности выступами. Known (1) is a nozzle blade of a turbomachine, consisting of an inside hollow profile bearing feather-rod, an uncooled profile shell, streamlined by the working fluid and installed with the formation of a gap between the shell and the rod, at least one screen made with protrusions placed on its surface.

Недостатком такой конструкции является наличие воздуха в герметичном (непроницаемом) зазоре. Воздух попадает в зазор естественным путем из атмосферы при технологической сборке лопатки. The disadvantage of this design is the presence of air in an airtight (impermeable) gap. Air enters the gap naturally from the atmosphere during the technological assembly of the blade.

Воздух в зазоре, являясь теплоносителем, обусловливает спонтанную (самопроизвольную) передачу теплоты теплопроводностью и конвекцией через пристеночные воздушные слои (2). Исследования показали, что дополнительное количество теплоты, передаваемое теплопроводностью и конвекцией, соизмеримо с количеством теплоты, спонтанно передаваемой через зазор излучением. The air in the gap, being a coolant, determines the spontaneous (spontaneous) transfer of heat by heat conduction and convection through the wall air layers (2). Studies have shown that the additional amount of heat transmitted by thermal conductivity and convection is commensurate with the amount of heat spontaneously transmitted through the gap by radiation.

Наличие дополнительных потоков теплоты через зазор приводит к повышенному расходу охладителя и соответственно к снижению КПД и удельной мощности газотурбинного двигателя ГТД (3). The presence of additional heat fluxes through the gap leads to an increased consumption of the cooler and, accordingly, to a decrease in the efficiency and specific power of the gas turbine engine of the gas turbine engine (3).

Конструкция (1) принята за прототип. Design (1) is taken as a prototype.

Цель изобретения - устранить дополнительные тепловые потоки через зазор, уменьшить расход охладителя на лопаточный аппарат турбины и таким путем повысить КПД и удельную мощность ГТД. The purpose of the invention is to eliminate additional heat fluxes through the gap, to reduce the flow rate of the cooler on the turbine blade apparatus, and in this way to increase the efficiency and specific power of the gas turbine engine.

Указанная цель достигается тем, что:
во-первых, один из двух элементов оболочковой лопатки турбомашины Флокс - неохлаждаемая оболочка или экран, установленный в зазоре, выполнен полым в виде профилированной колбы с двойными стенками, из пространства между которыми выкачан воздух, а в вакуумированном пространстве свободно установлен по меньшей мере один дополнительный экран, профилированный адекватно двойным стенкам колбы;
во-вторых, каждый из двух элементов оболочковой лопатки турбомишаны Флокс - неохлаждаемая оболочка и экран, установленный в зазоре, выполнен по меньшей мере из одного, указанного ниже, материала: конструкционная керамика и композиты, кварцевое стекло, тугоплавкие термостойкие металлические сплавы, углеграфиты и углекомпозиты;
в-третьих, по меньшей мере на одну поверхность оболочковой лопатки турбомашины Флокс нанесено термостойкое зеркальное покрытие с малой поглощательной и большой отражательной способностями;
в-четвертых, оболочковая лопатка турбомашины Флокс содержит по меньшей мере один компенсатор тепловых расширений;
в-пятых, на периферии пера-стержня оболочковой лопатки турбомашины Флокс установлен и закреплен по его периметру охлаждаемый несущий бурт-упор, воспринимающий центробежные силы от собственных масс неохлаждаемой оболочки и экрана, установленного в зазоре, возникающие при вращении оболочковой лопатки.This goal is achieved by the fact that:
firstly, one of the two elements of the shell blade of the Phlox turbomachine is an uncooled shell or a screen installed in the gap, made hollow in the form of a profiled bulb with double walls, from which air is pumped out from the space, and at least one additional free space is installed in the evacuated space screen profiled adequately to the double walls of the flask;
secondly, each of the two elements of the casing blade is Phlox turbomishan - an uncooled casing and a screen installed in the gap are made of at least one of the following materials: structural ceramics and composites, quartz glass, refractory heat-resistant metal alloys, carbon graphites and carbon composites ;
thirdly, at least one surface of the shell blade of the Phlox turbomachine is coated with a heat-resistant mirror coating with low absorption and high reflectivity;
fourthly, the shell blade of the Phlox turbomachine contains at least one compensator for thermal expansion;
fifthly, on the periphery of the feather-rod of the casing blade of the turbomachine Phlox, a cooled load-bearing support is installed and fixed around its perimeter, which receives centrifugal forces from the intrinsic masses of the uncooled casing and the screen installed in the gap that occur when the casing blade rotates.

Изобретение поясняется соответствующими конструктивными схемами и графиками, которые представлены в следующем виде:
фиг. 1 - оболочковая лопатка турбомашины Флокс, в которой экран, установленный в зазоре, выполнен полым в виде профилированной колбы с двойными стенками;
фиг. 2 - оболочковая лопатка турбомашины Флокс, в которой неохлаждаемая оболочка выполнена полой в виде профилированной колбы с двойными стенками;
фиг. 3 - поперечный разрез оболочковой лопатки турбомашины Флокс, фиг. 4, соединение А-А фиг. 1, фиг. 5 - сечение Б-Б фиг. 2;
фиг. 6 - узел С фиг. 1.The invention is illustrated by the corresponding structural schemes and graphs, which are presented in the following form:
FIG. 1 - shell blade of a Phlox turbomachine, in which the screen installed in the gap is made hollow in the form of a profiled bulb with double walls;
FIG. 2 - shell blade of the Phlox turbomachine, in which the uncooled shell is hollow in the form of a profiled flask with double walls;
FIG. 3 is a cross-sectional view of a shell blade of a Phlox turbomachine; FIG. 4, compound AA of FIG. 1, FIG. 5 is a section BB of FIG. 2;
FIG. 6 - node C of FIG. 1.

фиг. 7 - графики зависимого КПД ГТД от начальной температуры газа Tг, где:
1' - график получен авторами применительно к предлагаемым оболочковым лопаткам турбомашины Флокс, фиг. 1 -6,
2' - график получен в (2, С.125, рис. 76 и 77) применительно к обычным охлаждаемым лопаткам турбины;
3' - точка экстремума на графике 2, определяющая предельную начальную температуру газа Tгз и максимально возможный КПД ГТД η3′;
4' - текущая точка на графике 1, определяющая при начальной температуре газа Tг4 КПД ГТД η4′, который непрерывно и монотонно возрастает при увеличении начальной температуры газа.FIG. 7 - graphs of the GTE dependent efficiency on the initial gas temperature T g , where:
1 'is a graph obtained by the authors as applied to the proposed shell blades of the Phlox turbomachine, FIG. 16,
2 '- the graph is obtained in (2, C.125, Fig. 76 and 77) as applied to conventional cooled turbine blades;
3 'is the extremum point on graph 2, which determines the limiting initial gas temperature T gz and the maximum possible GTE efficiency η 3 ′ ;
4 'is the current point on graph 1, which determines the gas-turbine engine efficiency η 4 ′ at the initial gas temperature T g4 , which continuously and monotonically increases with increasing initial gas temperature.

На фиг. 1 - 6 в обозначено:
1 - неохлаждаемая профильная оболочка;
2 - герметичный зазор между оболочкой 1 и стержнем 6;
3 - профилированная колба с двойными стенками;
4 - поток рабочего тела турбомашины;
5 - вакуумированное пространство внутри колбы 3;
6 - полое профилированное несущее перо-стержень;
7 - поток охладителя - охлаждающего воздуха, водяного пара и др.;
8 - компенсатор тепловых расширений;
9 - охлаждаемый несущий бурт-упор;
10 - дополнительный экран, установленный внутри профилированной колбы 3;
11 - экран, установленный в зазоре 2;
12 - термостойкое зеркальное покрытие с малой поглощательной и большой отражательной способностями.In FIG. 1 - 6 in indicated:
1 - uncooled profile shell;
2 - a tight gap between the shell 1 and the rod 6;
3 - profiled flask with double walls;
4 - flow of the working fluid of a turbomachine;
5 - evacuated space inside the flask 3;
6 - hollow profiled supporting feather-rod;
7 - a stream of a cooler - cooling air, water vapor, etc .;
8 - compensator thermal expansion;
9 - cooled bearing collar;
10 - an additional screen installed inside the shaped bulb 3;
11 is a screen installed in the gap 2;
12 - heat-resistant mirror coating with low absorption and high reflectivity.

На фиг. 1 - 6 видно, что в зазоре 2, между оболочкой 1 и стержнем 6, свободно установлен экран 11, который в данном случае выполнен полым в виде профилированной колбы с двойными стенками 3, из пространства 5 между которыми выкачан воздух. Оболочка 1 и экран 11 в виде колбы с двойными стенками 3 могут быть выполнены по меньшей мере из одного указанного ниже материала: конструкционной керамики и композитов, кварцевого стекла, тугоплавких и жаропрочных металлов, углеграфитов и углекомпозитов. На разрезе А-А видно, что на поверхности двойных стенок 3 нанесены термостойкие зеркальные покрытия 11, 12 с малой поглощательной и большой отражательной способностями. Одна из двойных стенок 3 содержит компенсаторы тепловых расширений 8. Оболочковая лопатка турбомашины Флокс содержит охлаждаемый несущий бурт-упор 9, скрепленный с несущим пером-стержнем 6. In FIG. 1 to 6, it can be seen that in the gap 2, between the shell 1 and the rod 6, a screen 11 is freely mounted, which in this case is hollow in the form of a shaped bulb with double walls 3, from which space 5 air is pumped out. The shell 1 and the screen 11 in the form of a flask with double walls 3 can be made of at least one of the following material: structural ceramics and composites, quartz glass, refractory and heat-resistant metals, carbon graphites and carbon composites. On the section AA shows that on the surface of the double walls 3 are applied heat-resistant mirror coatings 11, 12 with low absorption and high reflectivity. One of the double walls 3 contains compensators for thermal expansions 8. The shell blade of the Phlox turbomachine contains a cooled bearing shoulder-stop 9, bonded to a bearing feather-rod 6.

На фиг. 7 представлены графики зависимости КПД ГТД от начальной температуры газа Тг. График 1' с текущей точкой 4' получен авторами путем расчетного эксперимента, выполненного применительно к оболочковой лопатке турбомашины Флокс, фиг. 1 - 6. График 2' с точкой экстремума 3' заимствован из источника (2) и относится к обычным охлаждаемым турбинным лопаткам.In FIG. 7 shows graphs of the dependence of the efficiency of a gas turbine engine on the initial gas temperature T g . The graph 1 'with the current point 4' was obtained by the authors by a calculation experiment performed with respect to the shell blade of the Phlox turbomachine, FIG. 1 - 6. Graph 2 'with an extremum point of 3' is borrowed from source (2) and refers to ordinary cooled turbine blades.

Оболочковая лопатка турбомашины Флокс, конструктивная схема которой представлена на фиг. 1,3,4, работает следующим образом. The shell blade of the Phlox turbomachine, the structural diagram of which is shown in FIG. 1,3,4, works as follows.

От потока рабочего тела 4 в единицу времени отводится количество теплоты Qг, которое передается теплопроводностью, конвекцией и излучением потоку охладителя 7 через оболочку 1, зазор 2, двойные стенки 3, вакуумированное пространство 5 и перо-стержень 6. Система экранов 3 с зеркальными покрытиями 12 и вакуумированное пространство 5 в совокупности являются весьма эффективной и надежной тепловой защитой (изоляцией) (3.С.366). Эта защита обусловливает резкое и весьма значительное уменьшение мощности теплового потока Qг, что приводит к такому же резкому и весьма значительному уменьшению расхода Qохл охладителя 7.The amount of heat Q g is transferred from the flow of the working fluid 4 per unit time, which is transferred by heat conduction, convection, and radiation to the flow of the cooler 7 through the shell 1, the gap 2, the double walls 3, the evacuated space 5 and the pen-rod 6. Screen system 3 with mirror coatings 12 and evacuated space 5 in the aggregate are very effective and reliable thermal protection (insulation) (3.C.366). This protection results in a dramatic and highly significant reduction in heat flow power Q g, which leads to the same dramatic and highly significant decrease in Q 7 OHL coolant flow.

Уменьшение теплового потока Qг и расхода охладителя Qохл обусловливает кардинальное качественное и количественное изменение свойств газотурбинного двигателя, что иллюстрируют графики на фиг. 1, 7, в результате получена благоприятная монотонно-возрастающая зависимость 1', характерная для адиабатных (неохлаждаемых) ГТД, вместо весьма неблагоприятной зависимости 2', имеющей пределы по КПД ГТД η3′ и по начальной температуре газа Тгз (2, С. 125).Reduced heat flux Q i and Q OHL coolant flow causes drastic change in the qualitative and quantitative properties of the turbine engine, which illustrate graphs of FIG. 1, 7, as a result, a favorable monotonically increasing dependence 1 'was obtained, which is characteristic of adiabatic (uncooled) gas turbine engines, instead of a very unfavorable dependence 2', which has limits on the gas-turbine engine efficiency η 3 ′ and on the initial gas temperature T gz (2, С. 125).

Тепловые расширения, возникающие при работе оболочковой лопатки в турбомашине, уравновешиваются без поломок конструкции компенсаторами тепловых расширений 8. Thermal expansions arising during the operation of a casing blade in a turbomachine are balanced without structural damage by compensators of thermal expansions 8.

При вращении рабочих лопаток турбомашины возникают центробежные силы собственных масс. Эти силы от масс оболочки 1 и экрана 11, выполненного в виде колбы с двойными стенками 3, уравновешиваются буртом-упором 9, который скреплен с несущим пером-стержнем 6 и который обуславливает возникновение в элементах 1 и 3 напряжений сжатия. Напряжениям сжатия указанные выше материалы хорошо противостоят (4, с. 59-62). When the rotor blades of a turbomachine rotate, centrifugal forces of their own masses arise. These forces from the masses of the shell 1 and the screen 11, made in the form of a flask with double walls 3, are balanced by a shoulder-abutment 9, which is fastened to the supporting feather-rod 6 and which causes the occurrence of compression stresses in the elements 1 and 3. The compression materials mentioned above are well resisted (4, p. 59-62).

На фиг. 2,3,5 видно, что оболочка 1 выполнена полой в виде профилированной колбы с двойными стенками 3, из пространства 5 между которыми выкачан воздух, а в вакуумированном пространстве 5 свободно установлен дополнительный экран 10. На поверхности двойных стенок 3 и дополнительного экрана 10 нанесены термостойкие зеркальные покрытия 12 с малой поглощательной и большой отражательной способности. Одна из двойных стенок 3 содержит компенсаторы тепловых расширений 8, которые на фиг. 2 не показаны. Оболочковая лопатка турбомашины содержит экран 11, установленный в зазоре 2, и охлаждаемый несущий бурт-упор 9, скрепленный с несущим пером-стержнем 6. In FIG. 2,3,5 it is seen that the shell 1 is made hollow in the form of a shaped bulb with double walls 3, from which space 5 air is pumped out, and in the evacuated space 5 an additional screen 10 is freely installed. On the surface of the double walls 3 and an additional screen 10 are applied heat-resistant mirror coatings 12 with low absorption and high reflectivity. One of the double walls 3 contains compensators for thermal expansions 8, which in FIG. 2 are not shown. The shell blade of the turbomachine contains a screen 11 mounted in the gap 2, and a cooled bearing shoulder-stop 9, bonded to the bearing feather-rod 6.

Оболочка 1, выполненная полой в виде профилированной колбы с двойными стенками 3, из пространства 5 между которыми выкачан воздух, а в вакуумированном пространстве 5 свободно установлен дополнительный экран 10, является такой же весьма эффективной и надежной тепловой защитой (изоляцией), как и защита (изоляция), рассмотренная выше и представленная на фиг. 1, а и фиг. 3 в с разрезом А-А. The shell 1, made hollow in the form of a profiled flask with double walls 3, from the space 5 between which air is pumped out, and in the evacuated space 5 an additional screen 10 is freely installed, is the same very effective and reliable thermal protection (insulation) as the protection ( isolation) discussed above and shown in FIG. 1a and FIG. 3 in with a section aa.

Источники информации. Sources of information.

1. Заявка N 95118242/06 (031978) от 26.10.95. Сопловая лопатка турбомашины. Авторы: Тихоплав В.Ю. и др. 1. Application N 95118242/06 (031978) from 10.26.95. Nozzle blade of a turbomachine. Authors: Tikhoplav V.Yu. and etc.

2. Г. Г. Жаров, Л.С.Венцюлис. Судовые высокотемпературные газотурбинные установки, - Л.: Судостроение, 1973, с. 359. 2. G. G. Zharov, L. S. Venciulis. Ship high-temperature gas turbine installations, - L .: Sudostroenie, 1973, p. 359.

3. В.П.Исаченко, В.А.Осипова, А.С.Сукомел, Теплопередача, Изд. 2-е. -М.: Энергия, 1969, с. 440. 3. V.P. Isachenko, V.A. Osipova, A.S. Sukomel, Heat Transfer, Publishing House. 2nd. -M.: Energy, 1969, p. 440.

4. П.Б.Михайлов-Михеев. Справочник по металлическим материалам турбино- и моторостроения. М.-Л.: Машгиз, 1961, с. 838. 4. P. B. Mikhailov-Mikheev. Handbook of metallic materials for turbine and engine building. M.-L .: Mashgiz, 1961, p. 838.

Claims (5)

1. Оболочковая лопатка турбомашины, состоящая из охлаждаемого изнутри полого несущего пера-стержня, неохлаждаемой профильной оболочки, обтекаемой рабочим телом и установленной с образованием зазора между оболочкой и стержнем, по меньшей мере одного экрана, выполненного с размещенными на его поверхности выступами, отличающаяся тем, что один из двух элементов - неохлаждаемая оболочка или экран, установленный в зазоре, выполнен полым в виде профилированной колбы с двойными стенками, из пространства между которыми выкачан воздух, а в вакуумированном пространстве свободно установлен по меньшей мере один дополнительный экран, профилированный адекватно двойным стенкам колбы, при этом зазор между оболочкой и стержнем выполнен герметичным, а на поверхности оболочки экрана и несущего стержня нанесены защитное и термобарьерное покрытие. 1. The shell blade of a turbomachine, consisting of a hollow bearing feather-rod, cooled from the inside, an uncooled profile shell, streamlined by the working fluid and installed with a gap between the shell and the shaft of at least one screen made with protrusions located on its surface, characterized in that one of the two elements is an uncooled shell or a screen installed in the gap, made hollow in the form of a profiled flask with double walls, from the space between which air is pumped out, and in a vacuum Rowan space freely mounted at least one additional screen, adequately shaped double walls of the flask, wherein the gap between the sheath and the core is made airtight, and the shell surface of the screen and the carrier rod and deposited protective thermal barrier coating. 2. Оболочковая лопатка по п.1, отличающаяся тем, что каждый из двух ее элементов - неохлаждаемая оболочка и экран, установленный в зазоре, выполнен по меньшей мере из одного, указанного ниже материала: конструкционная керамика и композиты, кварцевое стекло, тугоплавкие термостойкие металлы и жаропрочные термостойкие металлические сплавы, углеграфиты и углекомпозиты. 2. The shell blade according to claim 1, characterized in that each of its two elements is an uncooled shell and the screen installed in the gap is made of at least one of the following material: structural ceramics and composites, quartz glass, refractory heat-resistant metals and heat-resistant heat-resistant metal alloys, carbon graphites and carbon composites. 3. Оболочковая лопатка по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере на одну ее поверхность нанесено термостойкое зеркальное покрытие с малой поглощательной и большой отражательной способностями. 3. The shell blade according to claim 1, characterized in that at least one of its surfaces is coated with a heat-resistant mirror coating with low absorption and high reflectivity. 4. Оболочковая лопатка по п.1, отличающаяся тем, что она содержит по меньшей мере один компенсатор тепловых расширений. 4. Shell blade according to claim 1, characterized in that it contains at least one compensator for thermal expansion. 5. Оболочковая лопатка по п.1, отличающаяся тем, что на периферии пера-стержня установлен и закреплен по его периметру охлаждаемый несущий бурт-упор, воспринимающий центробежные силы от собственных масс неохлаждаемой оболочки и экрана, установленного в зазоре, возникающие при вращении оболочковой лопатки. 5. The shell blade according to claim 1, characterized in that at the periphery of the feather-rod is installed and fixed around its perimeter, a cooled load-bearing support, which receives centrifugal forces from the intrinsic masses of the uncooled shell and the screen installed in the gap, arising from the rotation of the shell blade .
RU97107690A 1997-05-06 1997-05-06 Enveloped blade for turbo-machine RU2131977C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97107690A RU2131977C1 (en) 1997-05-06 1997-05-06 Enveloped blade for turbo-machine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU97107690A RU2131977C1 (en) 1997-05-06 1997-05-06 Enveloped blade for turbo-machine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU97107690A RU97107690A (en) 1999-05-10
RU2131977C1 true RU2131977C1 (en) 1999-06-20

Family

ID=20192834

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU97107690A RU2131977C1 (en) 1997-05-06 1997-05-06 Enveloped blade for turbo-machine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2131977C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2448258C2 (en) * 2006-01-03 2012-04-20 Дженерал Электрик Компани Gas turbine engine blade assembly and gas turbine stator with said assembly
RU2773167C1 (en) * 2021-08-18 2022-05-31 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Nozzle blade of a turbine of a gas turbine engine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2448258C2 (en) * 2006-01-03 2012-04-20 Дженерал Электрик Компани Gas turbine engine blade assembly and gas turbine stator with said assembly
RU2773167C1 (en) * 2021-08-18 2022-05-31 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Nozzle blade of a turbine of a gas turbine engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5598697A (en) Double wall construction for a gas turbine combustion chamber
EP3252930B1 (en) Permanent-magnet direct-drive wind power generator, system and stator thereof
US4411594A (en) Support member and a component supported thereby
US5181827A (en) Gas turbine engine shroud ring mounting
US4207027A (en) Turbine stator aerofoil blades for gas turbine engines
CA1101058A (en) Radiant energy power source for jet aircraft and missiles
JP6205457B2 (en) System for insulating a turbine shroud
US20110103939A1 (en) Turbine rotor blade tip and shroud clearance control
CA2232897A1 (en) Gas turbine cooling moving blade
CA2076120A1 (en) System and method for improved engine cooling
US5192186A (en) Gas turbine engine
US6918749B2 (en) Compressor with aluminum housing and at least one aluminum rotor
RU2131977C1 (en) Enveloped blade for turbo-machine
US6711902B2 (en) Integrated cycle power system and method
GB2051962A (en) Turbine Shroud Ring Support
CA1142368A (en) Method of energy conversion and a device for the application of said method
US4373326A (en) Ceramic duct system for turbine engine
US3271004A (en) Turbine vane adapted for high temperature operation
US4081967A (en) Closed cycle solar generator
JP4294736B2 (en) Gas turbine equipment with combustion chamber lined with ceramic blocks
US20180372112A1 (en) Heat exchange system for a turbomachine and an associated method thereof
US3382920A (en) Radiator structure with variable emissivity
JPS5817324B2 (en) Heat shielding structure of metal structure in contact with high temperature gas atmosphere in gas turbine
RU2118462C1 (en) Turbomachine rotating blade
CN112857045A (en) Vertical high temperature furnace vacuum seal reflecting screen furnace structure