RU2194179C1 - System to control flow rate of air cooling turbine of turbojet engine - Google Patents
System to control flow rate of air cooling turbine of turbojet engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2194179C1 RU2194179C1 RU2001121974A RU2001121974A RU2194179C1 RU 2194179 C1 RU2194179 C1 RU 2194179C1 RU 2001121974 A RU2001121974 A RU 2001121974A RU 2001121974 A RU2001121974 A RU 2001121974A RU 2194179 C1 RU2194179 C1 RU 2194179C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- turbine
- control system
- cooling
- piston
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину, преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций магистральных газопроводов. The invention relates to control systems for the flow rate of air cooling a turbine, mainly a dual-circuit turbojet engine with an air-air heat exchanger in the external circuit, and can be successfully used in turbine power engineering in gas turbine drives of gas pumping units of compressor stations of gas pipelines.
Известно устройство в системе охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя с блоком спаренных заслонок и приводом для управления расходом воздуха, выход которых сообщен с полостью потребителя охлаждающего воздуха, а вход - с источником его. (1)
Недостатком этого устройства является недостаточная надежность его работы, так как в случае отказа единого блока заслонок или заедания его вся система охлаждения турбин выходит из строя или частично резко уменьшает расход охлаждающего воздуха, что недопустимо.A device is known in the turbine cooling system of a dual-circuit turbojet engine with a twin damper unit and a drive for controlling the air flow, the output of which is in communication with the cavity of the cooling air consumer, and the input is connected to its source. (1)
The disadvantage of this device is the insufficient reliability of its operation, since in the event of a failure of a single block of dampers or jamming of it, the entire turbine cooling system fails or partially sharply reduces the flow of cooling air, which is unacceptable.
Известна система охлаждения турбины многорежимного турбореактивного двигателя, содержащая управляемые дроссели для уменьшения расхода охлаждающего воздуха на крейсерских и максимальных режимах работы (2). A well-known turbine cooling system of a multi-mode turbojet engine containing controlled throttles to reduce the flow of cooling air at cruising and maximum operating modes (2).
Недостатком этой системы является необходимость иметь дополнительно систему дифференцированного привода каждого из дросселей и систему их силовой синхронизации для обеспечения варьирования расходом охлаждающего воздуха по режимам работы - от крейсерского до максимального. Такая система усложняет конструкцию и снижает надежность ее работы, увеличивает массу конструкции турбореактивного двигателя. The disadvantage of this system is the need to have an additional differential drive system for each of the throttles and a system for their power synchronization to ensure that the cooling air consumption varies according to operating modes - from cruising to maximum. Such a system complicates the design and reduces the reliability of its operation, increases the mass of the structure of the turbojet engine.
Задачей изобретения является повышение надежности работы системы управления расходом воздуха, охлаждающего турбину, в том числе - избежать аварийной ситуации в полете при потере герметичности или разрушении воздухопроводов, питающих через агрегат управления коллектор управляющего воздуха, путем автоматического перехода перекрывающего устройства из положения "закрыто" в положение "открыто", как более безопасное для работы турбины. The objective of the invention is to increase the reliability of the air flow control system cooling the turbine, including avoiding an emergency in flight if the air tightness or destruction of the air ducts supplying the control air collector through the control unit by automatically switching the blocking device from the closed position to the "open" as a safer turbine.
Для достижения указанной задачи система управления расходом воздуха, охлаждающего турбину турбореактивного двигателя, содержит выполненные перед входом в охлаждающий тракт турбины перекрывающие устройства. Она снабжена агрегатом управления, а перекрывающие устройства выполнены в виде расположенных по окружности неуравновешенных клапанов обратного хода со ступенчатыми поршнями, с большими диаметрами в надпоршневых полостях, с коаксиальными корпусами, установленными в радиальных соосных отверстиях, выполненных в наружном корпусе и внутренней обечайке, дросселирующие сечения клапанов размещены в полости коллектора охлаждающего воздуха, образованного наружными корпусом и внутренней обечайкой, а запирающая часть подпружиненного шток-поршня агрегата управления установлена на воздухопроводах, соединяющих надпоршневые полости клапанов и командный коллектор с коллектором охлаждающего воздуха или с полостью мотогондолы. Для двухконтурных турбореактивных двигателей с воздухо-воздушным теплообменником во втором контуре у теплообменника вход сообщен с зоной вторичного воздуха камеры сгорания, а выход - с коллектором охлаждающего воздуха. To achieve this goal, the control system for the flow of air cooling the turbine of a turbojet engine, includes blocking devices made before entering the cooling path of the turbine. It is equipped with a control unit, and the shutoff devices are made in the form of unbalanced reverse valves located around the circumference with step pistons, with large diameters in the piston cavities, with coaxial housings installed in radial coaxial holes made in the outer casing and the inner shell, throttling valve sections placed in the cavity of the cooling air manifold formed by the outer casing and the inner shell, and the locking part of the spring-loaded rod shnya control unit mounted on the air ducts connecting the cavity above the piston and the valve command collector to the collector of the cooling air cavity or nacelle. For dual-circuit turbojet engines with an air-air heat exchanger in the second circuit of the heat exchanger, the inlet is connected to the secondary air zone of the combustion chamber, and the output is connected to the cooling air collector.
Кроме того, ступенчатые поршни клапанов с торцов выполнены полыми со стенкой между ступенями, а уплотнения поршней выполнены в виде поясов уплотнений большего и меньшего диаметров, из поршневых колец или подпружиненых изнутри полуколец, контактирующих с рабочими поверхностями коаксиальных корпусов клапанов. In addition, the stepped pistons of the valves from the ends are made hollow with the wall between the steps, and the piston seals are made in the form of seal belts of larger and smaller diameters, from piston rings or half-rings spring-loaded from the inside in contact with the working surfaces of the coaxial valve bodies.
При этом в перекрывающей части поршня между седлом поршня и меньшим уплотнительным поясом выполнены отверстия, а в корпусе клапана перед упором выполнены окна, сообщающие полости коллекторов охлаждающего воздуха и соплового аппарата турбины в закрытом положении перекрывающего устройства. At the same time, holes are made in the overlapping part of the piston between the piston seat and the smaller sealing girdle, and in the valve body in front of the stop there are windows communicating the cavities of the cooling air manifolds and the turbine nozzle apparatus in the closed position of the overlapping device.
Новым здесь является то, что вход агрегата управления сообщен с выходом из теплообменника, а перекрывающее устройство расположено в плоскости выхода из соплового аппарата турбины и выполнено в виде расположенных по окружности неуравновешенных клапанов обратного хода со ступенчатыми поршнями с коаксиальными корпусами, установленными в радиальных соосных отверстиях, выполненых в наружном корпусе и внутренней обечайке, а дросселирующие сечения клапанов размешены в полости коллектора охлаждающего воздуха, при этом агрегат управления выполнен с подпружиненным шток-поршнем, запираюшая часть которого размещена в полости, попеременно сообщаемой через воздухопроводы с полостью коллектора командного давления и с надпоршневой полостью клапана при закрытии перекрывающего устройства или с полостью мотогондолы при его открытии. What is new here is that the input of the control unit is in communication with the exit from the heat exchanger, and the overlapping device is located in the plane of exit from the nozzle apparatus of the turbine and is made in the form of unbalanced reverse valves located around the circumference with step pistons with coaxial housings installed in radial coaxial holes, made in the outer casing and the inner shell, and throttle valve sections are placed in the cavity of the cooling air manifold, while the control unit Full with resilient rod-piston zapirayushaya part of which is housed in the cavity through the air ducting alternately imparted with cavity control pressure reservoir and the cavity above the piston when the valve closure device or overlapping with the cavity when the opening of the engine nacelle.
Выполнив систему управления расходом воздуха, охлаждающего турбину так, что вход агрегата управления сообщен с выходом из теплообменника, а перекрывающее устройство расположено в плоскости выхода из соплового аппарата турбины и выполнено в виде расположенных по окружности неуравновешенных клапанов обратного хода со ступенчатыми поршнями с коаксиальными корпусами, установленными в радиальных соосных отверстиях, выполненых в кожухе камеры сгорания и обечайке, а дросселирующие сечения клапанов размещены в полости коллектора охлаждающего воздуха, при этом агрегат управления выполнен с подпружиненным шток-поршнем, запирающая часть которого размещена в полости, попеременно сообщаемой через воздухопроводы с полостью коллектора командного давления и с надпоршневой полостью клапана при закрытии перекрывающего устройства или с полостью мотогондолы при его открытии, мы получаем возможность:
- повысить надежность работы системы управления расходом воздуха, охлаждающего турбину;
- выполнить отключение охлаждающего воздуха на допустимых по температуре Т*4 дроссельных режимах;
- обеспечить автоматический переход системы управления из положения "закрыто" в положение "открыто" при потере герметичности или разрушении воздухопроводов, питающих коллектор управляющего воздуха командного давления через агрегат управления, т.е. избежать аварийной ситуации в полете, т.к. при этом давление в полости управляющего воздуха падает, а со стороны меньшего торца поршней клапанов всегда высокое, близкое к давлению за компрессором.Having executed the control system of the air flow cooling the turbine so that the input of the control unit is in communication with the exit from the heat exchanger, and the overlapping device is located in the plane of exit from the turbine nozzle apparatus and is made in the form of unbalanced reverse valves located around the circumference with step pistons with coaxial housings installed in radial coaxial holes made in the casing of the combustion chamber and the shell, and the throttling sections of the valves are placed in the cavity of the manifold its air, while the control unit is made with a spring-loaded piston rod, the locking part of which is placed in a cavity alternately communicating through the air ducts with the cavity of the command pressure manifold and with the over-piston cavity of the valve when closing the overlapping device or with the nacelle cavity when it is opened, we get the opportunity :
- increase the reliability of the air flow control system cooling the turbine;
- perform a shutdown of the cooling air at the permissible temperature T * 4 throttle modes;
- to ensure the automatic transition of the control system from the "closed" to the "open" position in case of loss of tightness or destruction of the air ducts supplying the command pressure control air manifold through the control unit, i.e. avoid an emergency in flight, as the pressure in the cavity of the control air drops, and from the side of the smaller end of the valve pistons it is always high, close to the pressure behind the compressor.
При этом в запирающей части поршня между седлом поршня и меньшим уплотнительным поясом выполнены отверстия, в корпусе клапана перед упором выполнены окна, сообщающие полости коллекторов охлаждающего воздуха с полостью соплового аппарата турбины в закрытом положении перекрывающего устройства, что позволяет нам обеспечить минимально допустимый "дежурный" расход охлаждающего воздуха на дроссельном режиме, иметь минимальные потери давления охлаждающего воздуха в положении системы управления "открыто" на максимальном режиме. At the same time, holes are made in the locking part of the piston between the piston seat and the smaller sealing girdle, in the valve body, before the stop, there are windows communicating the cavities of the cooling air manifolds with the cavity of the turbine nozzle in the closed position of the blocking device, which allows us to provide the minimum allowable “standby” flow cooling air in the throttle mode, have minimal pressure loss of the cooling air in the position of the control system "open" at maximum mode.
Кроме того, ступенчатые поршни клапанов с торцов выполнены полыми со стенкой между ступенями, а уплотнения поршней выполнены в виде поясов уплотнений большего и меньшего диаметров, из поршневых колец или подпружиненых изнутри полуколец, контактирующих с рабочими поверхностями коаксиальных корпусов клапанов. In addition, the stepped pistons of the valves from the ends are made hollow with the wall between the steps, and the piston seals are made in the form of seal belts of larger and smaller diameters, from piston rings or half-rings spring-loaded from the inside in contact with the working surfaces of the coaxial valve bodies.
Повышение надежности системы управления расходом воздуха, охлаждающего турбину ТРД, обеспечивается тем, что уменьшены усилия, возникающие в системе управления, а отсутствие механической связи между элементами перекрывающего устройства - клапанами клапанного аппарата отключения не требует их синхронной работы и равномерного подвода управляющего воздуха. Основное достижение состоит в том, что выход из строя (зависание, заклинивание) того или иного элемента перекрывающего устройства, например, из более 3-х десятков клапанов, входящих в систему управления, практически не оказывает влияния на работоспособность системы управления. Improving the reliability of the air flow control system cooling the turbojet turbine is ensured by the fact that the forces arising in the control system are reduced, and the lack of mechanical connection between the elements of the overlapping device - valves of the shutoff valve apparatus does not require their synchronous operation and uniform supply of control air. The main achievement is that the failure (freezing, jamming) of one or another element of the overlapping device, for example, from more than 3 dozen valves included in the control system, has practically no effect on the performance of the control system.
Расположение системы управления за воздухо-воздушным теплообменником и питание его воздухом, отбираемым за воздухо-воздушным теплообменником, снижает на 150-200oС температуру элементов конструкции перекрывающего устройства и агрегата управления до температуры ниже 500oС, что позволяет использовать титановые сплавы и надежно работающие пары трения, например пирографит.The location of the control system for the air-air heat exchanger and the supply of its air taken after the air-air heat exchanger reduces the temperature of the structural elements of the overlapping device and control unit by 150-200 o С to a temperature below 500 o С, which allows the use of titanium alloys and reliably working friction pairs, for example pyrographite.
На приведенных чертежах показана конструкция системы управления расходом воздуха, охлаждающего турбину
На фиг.1 показано схематическое изображение системы управления расходом воздуха, охлаждающего турбину ТРДД с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре в положении "открыто";
на фиг.2 показано схематическое изображение системы управления расходом воздуха, охлаждающего турбину ТРДД с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре в положении "закрыто".The drawings show the design of the air flow control system cooling the turbine
Figure 1 shows a schematic illustration of an air flow control system cooling a turbine turbofan engine with an air-air heat exchanger in the outer circuit in the "open"position;
figure 2 shows a schematic illustration of an air flow control system cooling a turbine turbofan engine with an air-air heat exchanger in the outer circuit in the closed position.
Указанная система установлена на турбореактивном двухконтурном двигателе 1, содержащем воздухо-воздушный теплообменник (ВВТ) 2, размешенный в наружном контуре 3 на наружном корпусе 4, и турбину 5. Система содержит агрегат управления 6 с входом 7 и выходом 8, перекрывающее устройство 9, подключенное к выходу 8 агрегата управления 6 воздухопроводом 10, коллектор охлаждающего воздуха 11 на выходе из ВВТ 2, образованный наружным корпусом 4 и закрепленной на нем концентричной внутренней обечайкой 12. Агрегат управления 6, внутри которого размещены шток-поршень 13, пружина 14, полость 15, полость 16, сообщенная через отверстия 18 с полостью мотогондолы 19, соединен входом 7 воздухопроводом 20 с коллектором охлаждающего воздуха 11, а перекрывающее устройство 9 выполнено в виде расположенных по окружности неуравновешенных клапанов обратного хода 21 со ступенчатыми поршнями 22, расположенных в плоскости выхода из соплового аппарата 23 турбины 5, состоящих из коаксиальных корпусов 24 и 25 с отверстием 26 и крышкой 27, установленных в радиальных соосных отверстиях 28, выполненных в наружном корпусе 4 и концентричной внутренней обечайке 12, а дросселирующие сечения 29 поршней 22 клапанов 21 размещены в плоскости коллектора охлаждающего воздуха 11 и выхода из соплового аппарата 23. Агрегат управления 6 с запирающей частью 30 шток-поршня 13, размешенной в полости 31, попеременно сообщаемой через воздухопроводы 10, 20 с полостью коллектора командного давления 32 управляющего воздуха, сообщенного через каналы 33, образованные в кожухе камеры сгорания 4 и крышках 27, с надпоршневыми полостями 34 клапанов 21, при закрытии перекрывающего устройства 9 или с полостью мотогондолы 19 при его открытии соответственно. The specified system is installed on a turbojet dual-circuit engine 1 containing an air-air heat exchanger (IHT) 2, placed in the outer circuit 3 on the outer casing 4, and a turbine 5. The system includes a control unit 6 with input 7 and output 8, blocking device 9, connected to the output 8 of the control unit 6 by the air duct 10, the cooling air collector 11 at the outlet of the military hardware 2, formed by the outer casing 4 and the concentric inner shell 12 mounted on it. The control unit 6, inside which the stock a pin 13, a spring 14, a cavity 15, a cavity 16 communicated through openings 18 with a nacelle cavity 19, is connected by an inlet 7 to an air duct 20 with a cooling air manifold 11, and the overlapping device 9 is made in the form of unbalanced return valves 21 arranged around a circle with step pistons 22 located in the exit plane of the nozzle apparatus 23 of the turbine 5, consisting of coaxial housings 24 and 25 with an opening 26 and a cover 27 installed in radial coaxial holes 28 made in the outer casing 4 and concent the inner shell 12, and the throttling sections 29 of the pistons 22 of the valves 21 are placed in the plane of the cooling air manifold 11 and exit from the nozzle apparatus 23. The control unit 6 with the locking part 30 of the piston rod 13, placed in the cavity 31, alternately communicated through the air ducts 10, 20 with a cavity of the command pressure manifold 32 of the control air communicated through channels 33 formed in the casing of the combustion chamber 4 and the covers 27, with over-piston cavities 34 of the valves 21, when closing the closing device 9 or with the moto cavity ondol 19 when it is opened, respectively.
Корпус 24 имеет упор 35 для седла 36 в запирающей части 37 поршня 22, между меньшим уплотнительным поясом 38 и седлом 36 выполнены отверстия 39 и окна 40, сообщающие полости коллекторов охлахдающего воздуха 11 и соплового аппарата 23 турбины 5. The housing 24 has a
Ступенчатые поршни 22 выполнены с торцов полыми с разделительной стенкой 41 между ступенями в месте их перехода, пояса уплотнений большего 42 и меньшего 38 диаметров разнесены по оси между собой и выполнены из поршневых колец или подпружиненных изнутри полуколец 43, по два в каждой поршневой канавке 44, контактирующих с рабочими поверхностями 45 корпусов 24, 25 клапанов 21. The stepped pistons 22 are made from the ends hollow with a dividing
Работа данной системы управления расходом воздуха, охлаждающего турбину, осуществляется следующим образом. The operation of this air flow control system cooling the turbine is as follows.
При запуске и работе турбореактивного двигателя 1 на дроссельных режимах, характеризующихся пониженной температурой газов перед турбиной 5, воздух из полости коллектора охлаждающего воздуха 11 по воздухопроводу 20 поступает на вход 7 полости 15 агрегата управления 6. Под действием пружины 14 шток-поршень 13 находится в положении, разделяющем между собой полость 16 и 31, и воздух из полости 16 по воздухопроводу 10 попадает в коллектор командного давления 32 управляющего воздуха, откуда по каналам 33 в надпоршневые полости 34 над поясом уплотнений большего диаметра 42. Из-за разности площадей поясов уплотнений 42 и 38 ступенчатых поршней 22 последние перемещаются и дросселируют воздух, идущий из полости 11 через отверстия 26 в корпусах 24, на охлаждение турбины 5. Указанное дросселирование расхода воздуха осуществляется через отверстия 39 ступенчатых поршней 22. При этом система управления расходом воздуха, охлаждающего турбину 5, находится в положении "закрыто" и одновременно обеспечивает минимально допустимый "дежурный" расход охлаждаюшего воздуха на дроссельном режиме, необходимый для уменьшения до минимума концевых потерь за профилями на сопловом аппарате и рабочих лопатках турбины 5, т. к. полное закрытие дросселирующих сечений 29 приводит к увеличению концевых потерь. When starting and operating the turbojet engine 1 in throttle modes, characterized by a lowered gas temperature in front of the turbine 5, air from the cavity of the cooling air manifold 11 through the air duct 20 enters the input 7 of the cavity 15 of the control unit 6. Under the action of the spring 14, the piston rod 13 is in position between the cavity 16 and 31, and the air from the cavity 16 through the air duct 10 enters the command pressure manifold 32 of the control air, from where through the channels 33 into the over-piston cavity 34 above the seal belt its
При работе турбореактивного двигателя 1 на режимах, близких к максимальным, и максимальных, характеризующихся повышенной температурой газов перед турбиной 5, в полость 15 агрегата управления 6 подается керосин, перемещающий шток-поршень 13 в положение, разделяющее полость 31, сообщенную с коллектором охлаждающего воздуха 11 воздухопроводом 20, и перекрывающее вход 7 агрегата управления 6 полостью 16. При этом полость 31 сообщается через отверстия 18 с полостью мотогондолы 19. Воздух из полостей 34 стравливается через каналы 33, коллектор командного давления 32, воздухопровод 10 в полость 19. В результате чего ступенчатый поршень 22 перемешается, полностью открывая отверстия 26 в корпусах 24, через которые воздух из полости коллектора охлаждающего воздуха поступает на охлаждение турбины 5. When the turbojet engine 1 is operating at close to maximum and maximum modes, characterized by an increased temperature of the gases in front of the turbine 5, kerosene is fed into the cavity 15 of the control unit 6, which moves the piston rod 13 to the position separating the cavity 31 in communication with the cooling air manifold 11 the air duct 20, and the cavity 7 of the control unit 6, which overlaps the inlet 16. The cavity 31 communicates through the openings 18 with the nacelle cavity 19. The air from the cavities 34 is bleed through the channels 33, the command collector claimed 32, the air pipe 10 into the cavity 19. As a result, the stepped piston 22 will mix, fully opening the opening 26 in the housings 24 through which air from the cavity of the cooling air enters the collector for cooling of the turbine 5.
При этом система управления расходом воздуха, охлаждающего турбину, находится в положении "открыто". In this case, the control system of the flow rate of air cooling the turbine is in the "open" position.
Реализация предложения обеспечивает повышение надежности системы управления расходом воздуха, охлаждающего турбину двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, кроме того, сравнительно низкие удельные нагрузки и температуры в системе управления дают возможность использовать конструкционные материалы, не обладающие высокими жаропрочными свойствами и имеющие значительно меньшую удельную массу, например титановые сплавы типа ВТ9, ВТ18У, ВТ20, ОТ4-1. The implementation of the proposal provides increased reliability of the air flow control system cooling the turbine of a dual-circuit turbojet engine with an air-air heat exchanger in the external circuit, in addition, the relatively low specific loads and temperatures in the control system make it possible to use structural materials that do not have high heat-resistant properties and have significantly lower specific gravity, for example titanium alloys of the type VT9, VT18U, VT20, OT4-1.
Источники информации
1. Патент США 5351732, НКИ 415/175, 10.1994 г.Sources of information
1. US patent 5351732, NKI 415/175, 10.1994,
2. Патент РФ 2159335, МКИ F01D 25/12, F02C 7/12, 04.1999 г. 2. RF patent 2159335, MKI F01D 25/12, F02C 7/12, 04.1999.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001121974A RU2194179C1 (en) | 2001-08-07 | 2001-08-07 | System to control flow rate of air cooling turbine of turbojet engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001121974A RU2194179C1 (en) | 2001-08-07 | 2001-08-07 | System to control flow rate of air cooling turbine of turbojet engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2194179C1 true RU2194179C1 (en) | 2002-12-10 |
Family
ID=20252393
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001121974A RU2194179C1 (en) | 2001-08-07 | 2001-08-07 | System to control flow rate of air cooling turbine of turbojet engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2194179C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2614460C1 (en) * | 2015-12-28 | 2017-03-28 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Air flow control system for cooling turbine of bypass turbojet engine |
| RU2623852C1 (en) * | 2016-09-15 | 2017-06-29 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Air feed method for cooling a turbine turbojet engine |
| RU2647017C1 (en) * | 2017-03-31 | 2018-03-13 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method of controlling gas turbine engine |
| RU2656165C1 (en) * | 2017-04-26 | 2018-05-31 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Device for air supply for turboreactive engine turbine cooling (options) |
-
2001
- 2001-08-07 RU RU2001121974A patent/RU2194179C1/en active
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2614460C1 (en) * | 2015-12-28 | 2017-03-28 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Air flow control system for cooling turbine of bypass turbojet engine |
| RU2623852C1 (en) * | 2016-09-15 | 2017-06-29 | Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") | Air feed method for cooling a turbine turbojet engine |
| RU2647017C1 (en) * | 2017-03-31 | 2018-03-13 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method of controlling gas turbine engine |
| RU2656165C1 (en) * | 2017-04-26 | 2018-05-31 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Device for air supply for turboreactive engine turbine cooling (options) |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11035250B2 (en) | Gas turbine engine fluid cooling systems and methods of assembling the same | |
| US7946806B2 (en) | Gas turbine engine systems and related methods involving heat exchange | |
| US10495001B2 (en) | Combustion section heat transfer system for a propulsion system | |
| CN103502580B (en) | Gas-turbine unit and integrated variable geometry current limiter and heat exchanger system | |
| CN111502864B (en) | Open-cycle liquid oxygen kerosene engine system and use method thereof | |
| US8616827B2 (en) | Turbine blade tip clearance system | |
| EP2538023B1 (en) | Pressure and temperature actuation system | |
| CA2768884C (en) | Diffusing gas turbine engine recuperator | |
| CA2767685C (en) | Gas turbine engine recuperator with floating connection | |
| CN111502865B (en) | Test run method of open-cycle liquid oxygen kerosene engine system | |
| CA2690576C (en) | Pressure regulating valve for aircraft engine | |
| US10024446B2 (en) | Multi-way valve | |
| CA2786260A1 (en) | Gas turbine engine and heat exchange system | |
| US10379002B2 (en) | Device for atmosphere conditioning for testing combustion engines, and associated method and use | |
| US11008949B2 (en) | Multi-source air system and switching valve assembly for a gas turbine engine | |
| US20050235627A1 (en) | Gas turbine heat exchanger assembly and method for fabricating same | |
| JP2858658B2 (en) | Cooling manifold assembly for cooling combustion turbine components and combustion turbine | |
| RU2194179C1 (en) | System to control flow rate of air cooling turbine of turbojet engine | |
| US20190309647A1 (en) | Pneumatic controller for controlling a bleed valve | |
| WO2000012886A1 (en) | Gas turbine power plant having compressed air storage | |
| US10012138B2 (en) | Exhaust bypass valve of multi-stage turbocharger | |
| RU2506435C2 (en) | Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine | |
| US9239006B2 (en) | Gas turbine engine and system for modulating secondary air flow | |
| RU2346166C1 (en) | Gas turbine plant | |
| RU2614460C1 (en) | Air flow control system for cooling turbine of bypass turbojet engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC4A | Invention patent assignment |
Effective date: 20080312 |
|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130729 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |