RU2236609C1 - Gas-turbine engine - Google Patents

Gas-turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2236609C1
RU2236609C1 RU2003104960/06A RU2003104960A RU2236609C1 RU 2236609 C1 RU2236609 C1 RU 2236609C1 RU 2003104960/06 A RU2003104960/06 A RU 2003104960/06A RU 2003104960 A RU2003104960 A RU 2003104960A RU 2236609 C1 RU2236609 C1 RU 2236609C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cavity
combustion chamber
sections
turbine
heat exchanger
Prior art date
Application number
RU2003104960/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
М.М. Гойхенберг (RU)
М.М. Гойхенберг
Ю.А. Канахин (RU)
Ю.А. Канахин
Е.Ю. Марчуков (RU)
Е.Ю. Марчуков
В.М. Чепкин (RU)
В.М. Чепкин
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "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" filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн"
Priority to RU2003104960/06A priority Critical patent/RU2236609C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2236609C1 publication Critical patent/RU2236609C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: mechanical engineering; gas-turbine engines.
SUBSTANCE: proposed by-pass gas-turbine engine has outer circuit 1 and inner circuit including series mounted high-pressure 2, combustion chamber 3 and cooled turbine 4. Air space 14 of combustion chamber 3 is connected through multichannel air duct 15 with nozzle swirler 16. Dummy space 18 is found between compressor 2, inner casing 10 of combustion chamber 3, impeller 5 of high-pressure turbine and shaft 17 connecting compressor 2 with turbine 4, dummy space being separated from passage part of compressor 2 by labyrinth seal 19. Dummy space 18 communicates through supply air ducts 20 located in outer circuit 1 in direction of air flow with inter-disk space 9 and through holes 21, with inner space of swirler 16. By-pass gas turbine engine is furnished with heat exchanger 22 one part of whose section 23 communicates at inlet with air space 14 of combustion chamber 3, and at outlet it communicates through inner spaces of blades 7 of high-pressure turbine nozzle assembly with inlet of swirler 16. Other part of sections 24 is located on supply air ducts 20 being communicated at inlet with dummy space 18 of compressor 2, and at outlet, with inner space of blades 8 of low-pressure turbine nozzle assembly. At least one of sections 23 is located in heat exchanger 22 at both sides of one of sections 24. All outlets of hollow posts 12 connecting outer and inner casings of combustion chamber 3 are interconnected by distributing manifold 25 to which each section 24 of heat exchanger 22 is connected. Number of hollow posts 12 coincides with number of sections 24 of heat exchanger 22.
EFFECT: increased economy and reliability of engine.
4 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции двухконтурных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine construction, and in particular to the design of dual-circuit gas turbine engines.

Известен газотурбинный двигатель, содержащий наружный контур и внутренний контур с размещенными в нем компрессором высокого давления, охлаждаемой турбиной, включающей в себя турбины высокого и низкого давления с лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, камерой сгорания с наружным и внутренним кожухами, связанными между собой на входе полыми стойками, и с жаровой трубой, сопловым аппаратом закрутки и думисной полостью, расположенной между компрессором высокого давления, камерой сгорания, турбиной высокого давления и валом, соединяющим турбину с компрессором высокого давления, и отделенной от проточной части компрессора лабиринтным уплотнением [1].A gas turbine engine is known, comprising an external circuit and an internal circuit with a high pressure compressor located therein, a cooled turbine including high and low pressure turbines with nozzle vanes and an interdisc cavity, a combustion chamber with external and internal casings interconnected at the inlet hollow racks, and with a flame tube, a nozzle spin device and a dummy cavity located between the high-pressure compressor, the combustion chamber, the high-pressure turbine and the shaft, connecting the turbine with a high-pressure compressor, and a labyrinth seal separated from the flow part of the compressor [1].

Основным недостатком известного решения является пониженный уровень экономичности, обусловленный тем, что воздух из думисной полости не участвует в охлаждении и работе турбины, а просто выбрасывается в наружный контур. В этом решении для охлаждения турбины высокого и низкого давления используется только воздух за компрессором высокого давления, отбираемый из воздушной полости камеры сгорания, расположенной между кожухом камеры сгорания и жаровой трубой. Этот же воздух используется и для наддува междисковой полости турбины. Отбор такого количества воздуха из тракта турбины снижает ее мощность и уменьшает экономичность двигателя в целом.The main disadvantage of the known solution is the reduced level of efficiency, due to the fact that air from the dummy cavity is not involved in cooling and operation of the turbine, but is simply discharged into the external circuit. In this solution, only the air behind the high pressure compressor, taken from the air cavity of the combustion chamber located between the casing of the combustion chamber and the flame tube, is used to cool the high and low pressure turbines. The same air is also used to pressurize the interdisc space of the turbine. The selection of such an amount of air from the turbine path reduces its power and reduces the efficiency of the engine as a whole.

Недостатком известного решения является еще и то, что воздух, подаваемый на охлаждение сопловых и рабочих лопаток турбины высокого давления, имеет высокую температуру. Это приводит к высоким значениям температуры на диске и лопатках рабочего колеса, снижающим их ресурс и надежность и как следствие снижающим надежность двигателя в целом.A disadvantage of the known solution is that the air supplied to cool the nozzle and rotor blades of the high pressure turbine has a high temperature. This leads to high temperatures on the disk and the blades of the impeller, reducing their resource and reliability and, as a consequence, reducing the reliability of the engine as a whole.

Задачей изобретения является повышение уровня экономичности и надежности двигателя.The objective of the invention is to increase the level of efficiency and reliability of the engine.

Технический результат достигается тем, что двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий наружный контур и внутренний контур с размещенными в нем компрессором высокого давления, камерой сгорания с жаровой трубой и наружным и внутренним кожухами, связанными между собой на входе полыми стойками, охлаждаемой турбиной, включающей в себя турбины высокого и низкого давления с лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, сопловым аппаратом закрутки и расположенной между компрессором высокого давления, камерой сгорания, турбиной высокого давления и валом, соединяющим турбину с компрессором высокого давления, думисной полостью, отделенной от его проточной части лабиринтным уплотнением, снабжен теплообменником, выполненным в виде отдельных секций, равномерно распределенных по периметру наружного контура и расположенных в одном сечении двигателя по всей высоте наружного контура, причем одна часть секций теплообменника посредством питающих воздуховодов сообщена на входе с думисной полостью, а на выходе - с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, а другая часть секций сообщена на входе с расположенной между жаровой трубой и наружным и внутренним кожухами камеры сгорания воздушной полостью, а на выходе через внутренние полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления - с входом в сопловой аппарат закрутки, при этом по обе стороны каждой из секций теплообменника, сообщенных с думисной полостью и с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, размещены, по меньшей мере, по одной из секций, сообщенных с воздушной полостью камеры сгорания и сопловым аппаратом закрутки.The technical result is achieved by the fact that a double-circuit gas turbine engine containing an external circuit and an internal circuit with a high-pressure compressor, a combustion chamber with a flame tube and external and internal casings connected to each other at the inlet by hollow struts cooled by a turbine including turbines high and low pressure with the blades of the nozzle apparatus and the interdisc cavity, the nozzle spin device and located between the high pressure compressor, combustion chamber, turbine a high pressure and a shaft connecting the turbine with a high pressure compressor, a dummy cavity separated by a labyrinth seal separated from its flowing part, is equipped with a heat exchanger made in the form of separate sections evenly distributed around the perimeter of the external circuit and located in one engine section along the entire height of the external circuit, moreover, one part of the heat exchanger sections by means of supply ducts is communicated at the inlet with the dumis cavity, and at the outlet, with the internal cavity of the blades of the turbine nozzle apparatus low pressure, and the other part of the sections is communicated at the inlet with an air cavity located between the flame tube and the outer and inner casings of the combustion chamber, and at the outlet through the internal cavities of the blades of the nozzle apparatus of the high-pressure turbine, with an entrance to the nozzle spin apparatus, on both sides each of the sections of the heat exchanger in communication with the dumice cavity and with the inner cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine is placed at least in one of the sections in communication with the air chamber Temperature and combustion nozzle apparatus twist.

Кроме того, в двигателе может иметь место следующее:In addition, the following may occur in the engine:

- все выходы полых стоек камеры сгорания могут быть соединены между собой раздаточным коллектором, причем каждая секция теплообменника, сообщенная с думисной полостью и с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, сообщена с этим раздаточным коллектором;- all the exits of the hollow racks of the combustion chamber can be interconnected by a distributing manifold, each section of the heat exchanger communicated with the dummy cavity and with the internal cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low pressure turbine, in communication with this distributing manifold;

- число полых стоек камеры сгорания может совпадать с числом секций теплообменника, сообщенных с думисной полостью и с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, а питающий воздуховод размещен в наружном контуре по направлению воздушного потока;- the number of hollow racks of the combustion chamber may coincide with the number of sections of the heat exchanger communicated with the dummy cavity and with the inner cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low pressure turbine, and the supply duct is placed in the outer circuit in the direction of air flow;

- думисная полость может быть сообщена с внутренней полостью аппарата закрутки.- the dummy cavity can be communicated with the internal cavity of the spin device.

Сообщение думисной полости питающими воздуховодами, размещенными в наружном контуре двигателя, через внутреннюю полость лопаток соплового аппарата турбины низкого давления с междисковой полостью турбины позволяет производить отбор воздуха не от камеры сгорания, а из думисной полости и направлять его в газовоздушный тракт турбины, тем самым увеличивая мощность турбины. Вместе с тем, в случае сохранения мощности турбины в неизменном значении данное мероприятие позволяет снизить температуру перед турбиной, таким образом, повышая ее надежность работы и ресурс.The communication of the dumice cavity with the supply air ducts located in the external circuit of the engine through the inner cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine with the interdisk cavity of the turbine allows air to be taken not from the combustion chamber, but from the dummy cavity and to direct it into the gas-air path of the turbine, thereby increasing power turbines. At the same time, if the power of the turbine is kept unchanged, this measure allows to reduce the temperature in front of the turbine, thus increasing its reliability and service life.

Наличие теплообменника и размещение части его секций на питающем воздуховоде позволяет снижать температуру воздуха, подаваемого в сопловой аппарат турбины низкого давления и междисковую полость, снижая тем самым температуру тех элементов конструкции, которую он омывает. Сообщение другой части секций теплообменника на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через внутренние полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления - с входом в сопловой аппарат закрутки также позволяет значительно снизить температуру охлаждающего воздуха.The presence of the heat exchanger and the placement of part of its sections on the supply duct allows to reduce the temperature of the air supplied to the nozzle apparatus of the low-pressure turbine and the inter-disk cavity, thereby reducing the temperature of those structural elements that it washes. The communication of the other part of the heat exchanger sections at the inlet with the air cavity of the combustion chamber, and at the outlet through the internal cavities of the blades of the nozzle apparatus of the high pressure turbine - with the inlet to the nozzle swirl apparatus also significantly reduces the temperature of the cooling air.

Размещение всех секций теплообменника в одном поясе по всей высоте наружного контура двигателя позволяет реализовать высокие скорости их обдува, а также улучшить равномерность обдува.Placing all sections of the heat exchanger in one belt along the entire height of the outer contour of the engine allows realizing high speeds of their blowing, as well as improving the uniformity of blowing.

Наличие раздаточного коллектора полых стоек позволяет оптимизировать число и расположение секций теплообменника, сообщенных с думисной полостью, независимо от количества полых стоек и еще более улучшить равномерность распределения охлаждающего потока в раздаточном коллекторе соплового аппарата турбины низкого давления.The presence of the distributor of hollow racks allows you to optimize the number and arrangement of sections of the heat exchanger in communication with the dummy cavity, regardless of the number of hollow racks, and to further improve the uniformity of the distribution of the cooling flow in the distributor of the nozzle of the low pressure turbine

Одинаковое количество полых стоек и секций теплообменника уменьшает вес конструкции и уменьшает потери давления при транспортировке воздуха.The same number of hollow racks and sections of the heat exchanger reduces the weight of the structure and reduces pressure losses during air transportation.

Размещение отдельных секций, сообщенных с думисной полостью, в окружении секций, сообщенных с воздушной полостью камеры сгорания, и размещение питающих воздуховодов в наружном контуре по направлению воздушного потока повышает равномерность охлаждаемого воздушного потока на выходе из полых стоек и на входе в раздаточный коллектор соплового аппарата последующей ступени турбины.The placement of the individual sections in communication with the dumis cavity, surrounded by the sections in communication with the air cavity of the combustion chamber, and the placement of supply air ducts in the external circuit in the direction of the air flow increases the uniformity of the cooled air flow at the outlet of the hollow pillars and at the entrance to the nozzle distributor of the subsequent apparatus turbine stages.

Сообщение думисной полости с внутренней полостью аппарата закрутки позволяет при отсутствии перепада давлений между думисной полостью и передней полостью турбины высокого давления обеспечить охлаждение вала турбины высокого давления.The communication of the dumis cavity with the internal cavity of the spin apparatus allows, in the absence of a pressure differential between the dumis cavity and the front cavity of the high-pressure turbine, to provide cooling of the high-pressure turbine shaft.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 представлен продольный разрез двигателя (его центральная часть); на фиг.2 - поперечное сечение полых стоек; на фиг.3 - продольное сечение полых стоек; на фиг.4 - вид сверху на теплообменник; на фиг.5 - поперечный разрез теплообменника.The invention is illustrated by drawings, where in Fig.1 shows a longitudinal section of the engine (its Central part); figure 2 is a cross section of hollow racks; figure 3 is a longitudinal section of hollow racks; figure 4 is a top view of the heat exchanger; figure 5 is a cross section of a heat exchanger.

Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит наружный контур 1 и внутренний контур с последовательно размещенными в нем компрессором высокого давления 2, камерой сгорания 3 и охлаждаемой турбиной 4, включающей в себя рабочие колеса 5 и 6 турбин высокого и низкого давления, лопатки соплового аппарата 7 и 8 турбин высокого и низкого давления и междисковую полость 9, расположенную между рабочими колесами 5 и 6. Камера сгорания 3 содержит наружный и внутренний кожухи 10, 11, связанные между собой на входе полыми стойками 12, и жаровую трубу 13. Между кожухами 10, 11 и жаровой трубой расположена воздушная полость 14 камеры сгорания 3, связанная посредством многоканального воздуховода 15, проходящего через внутреннюю полость лопаток 7, с сопловым аппаратом закрутки 16. Компрессор 2 высокого давления соединен с турбиной 4 валом 17. Между компрессором 2, внутренним кожухом 10 камеры сгорания 3, рабочим колесом 5 турбины высокого давления и валом 17 расположена думисная полость 18 компрессора 2, отделенная от его проточной части лабиринтным уплотнением 19. Думисная полость 18 сообщена с междисковой полостью 9 посредством питающих воздуховодов 20, размещенных в наружном контуре 1 по направлению воздушного потока. Думисная полость 18 сообщена также посредством отверстий 21 с внутренней полостью аппарата закрутки 16.The double-circuit gas turbine engine contains an external circuit 1 and an internal circuit with a high-pressure compressor 2, a combustion chamber 3 and a cooled turbine 4, sequentially placed in it, including the impellers 5 and 6 of the high and low pressure turbines, the blades of the nozzle apparatus 7 and 8 of the high turbines and low pressure and the interdisk cavity 9 located between the impellers 5 and 6. The combustion chamber 3 contains an outer and inner casing 10, 11, interconnected at the inlet of the hollow struts 12, and the flame tube 13. Between to with flies 10, 11 and a flame tube there is an air cavity 14 of the combustion chamber 3, connected by means of a multi-channel duct 15 passing through the internal cavity of the blades 7, with a nozzle twist device 16. The high-pressure compressor 2 is connected to the turbine 4 by a shaft 17. Between the compressor 2, the internal the casing 10 of the combustion chamber 3, the impeller 5 of the high pressure turbine and the shaft 17 is located dumina cavity 18 of the compressor 2, separated from its flow part by a labyrinth seal 19. Dumina cavity 18 is in communication with the interdisk cavity view 9 through the supply ducts 20, located in the outer circuit 1 in the direction of air flow. The dummy cavity 18 is also communicated through openings 21 with the internal cavity of the spin apparatus 16.

Двигатель снабжен теплообменником 22, одна часть секций 23 которого сообщена на входе с воздушной полостью 14 камеры сгорания 3, а на выходе через внутренние полости лопаток 7 соплового аппарата турбины высокого давления - с входом в сопловой аппарат закрутки 16, а другая часть секций 24 посредством питающих воздуховодов 20 сообщена на входе с думисной полостью 18 компрессора 2, а на выходе - с внутренней полостью лопаток 8 соплового аппарата турбины низкого давления, при этом по обе стороны одной из секций 24 размещены, по меньшей мере, по одной из секций 23. Все выходы полых стоек 12 камеры сгорания 3 соединены между собой раздаточным коллектором 25. С коллектором 25 также соединена каждая секция 24 теплообменника 22. Число полых стоек 12 совпадает с числом секций 24 теплообменника 22.The engine is equipped with a heat exchanger 22, one part of the sections 23 of which is communicated at the inlet with the air cavity 14 of the combustion chamber 3, and at the outlet through the internal cavities of the blades 7 of the nozzle apparatus of the high pressure turbine with the entrance to the nozzle apparatus of the swirl 16, and the other part of the sections 24 by means of supply air ducts 20 are communicated at the inlet with the dummy cavity 18 of the compressor 2, and at the outlet, with the inner cavity of the blades 8 of the nozzle apparatus of the low pressure turbine, at least one of the sections is placed on both sides of one of the sections 24 tions 23. All outputs of the hollow struts 12 of combustion chamber 3 are interconnected dispensing manifold 25. From manifold 25 is also connected, each section 24 of the heat exchanger 22. The number of hollow struts 12 coincides with the number of sections 24, 22 of the heat exchanger.

Двигатель работает следующим образом.The engine operates as follows.

Воздух поступает от компрессора низкого давления на вход компрессора 2 высокого давления, проходит его и на выходе с одной стороны поступает в камеру сгорания 3, а с другой через лабиринтное уплотнение 19 поступает в думисную полость 18. Из воздушной полости 14 камеры сгорания 3 воздух поступает в секции 23 теплообменника 22, где происходит его охлаждение за счет обдува секций 23 более холодным воздухом наружного контура 1. Из теплообменника 22 воздух поступает во внутренние полости лопаток 7 соплового аппарата турбины высокого давления и далее в сопловой аппарат закрутки 16. Из аппарата закрутки 16 воздух через отверстия 21 поступает в думисную полость 18, а через каналы 26 - в тракт охлаждения рабочего колеса 5 и газовоздушный тракт турбины.Air flows from the low-pressure compressor to the inlet of the high-pressure compressor 2, passes through it and, on the one hand, enters the combustion chamber 3, and on the other, through the labyrinth seal 19, enters the dummy cavity 18. From the air cavity 14 of the combustion chamber 3, air enters sections 23 of the heat exchanger 22, where it is cooled by blowing the sections 23 with cooler air of the outer circuit 1. From the heat exchanger 22, air enters the internal cavities of the blades 7 of the nozzle apparatus of the high pressure turbine and then in an optical spin device 16. From the spin device 16, air through holes 21 enters the dummy cavity 18, and through channels 26 into the cooling path of the impeller 5 and the gas-air path of the turbine.

Воздух в думисную полость 18 компрессора 2 поступает, с одной стороны, через лабиринтное уплотнение 19, а с другой, через отверстия 21 в аппарате закрутки 16.Air enters the dummy cavity 18 of the compressor 2, on the one hand, through the labyrinth seal 19, and on the other, through the openings 21 in the spin apparatus 16.

Из думисной полости 18 воздух через полые стойки 12 камеры сгорания 3 по питающему воздуховоду 20 поступает на вход секций 24 теплообменника 22, где он охлаждается воздухом наружного контура 1 и далее поступает во внутреннюю полость лопаток 8 соплового аппарата турбины низкого давления и междисковую полость 9.From the dumis cavity 18, air through hollow racks 12 of the combustion chamber 3 through the supply duct 20 enters the inlet sections 24 of the heat exchanger 22, where it is cooled by the air of the outer circuit 1 and then enters the inner cavity of the blades 8 of the nozzle apparatus of the low pressure turbine and the interdisk cavity 9.

Полезная модель позволяет повысить экономичность и надежность двигателя.The utility model improves the efficiency and reliability of the engine.

Источники информацииSources of information

1. Патент РФ №2196239, F 02 C 7/12, 2001 г.1. RF patent No. 2196239, F 02 C 7/12, 2001

Claims (4)

1. Двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий наружный контур и внутренний контур с размещенными в нем компрессором высокого давления, камерой сгорания с жаровой трубой и наружным и внутренним кожухами, связанными между собой на входе полыми стойками, охлаждаемой турбиной, включающей в себя турбины высокого и низкого давления с лопатками соплового аппарата и междисковой полостью, сопловым аппаратом закрутки и расположенной между компрессором высокого давления, камерой сгорания, турбиной высокого давления и валом, соединяющим турбину с компрессором высокого давления, думисной полостью, отделенной от его проточной части лабиринтным уплотнением, отличающийся тем, что он снабжен теплообменником, выполненным в виде отдельных секций, равномерно распределенных по периметру наружного контура и расположенных в одном сечении двигателя по всей высоте наружного контура, причем одна часть секций теплообменника посредством питающих воздуховодов сообщена на входе с думисной полостью, а на выходе - с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, а другая часть секций сообщена на входе с расположенной между жаровой трубой и наружным и внутренним кожухами камеры сгорания воздушной полостью, а на выходе через внутренние полости лопаток соплового аппарата турбины высокого давления - с входом в сопловой аппарат закрутки, при этом по обе стороны каждой из секций теплообменника, сообщенных с думисной полостью и с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, размещено по меньшей мере по одной из секций, сообщенных с воздушной полостью камеры сгорания и сопловым аппаратом закрутки.1. A double-circuit gas turbine engine containing an external circuit and an internal circuit with a high-pressure compressor, a combustion chamber with a flame tube, and external and internal casings interconnected at the inlet by hollow struts, a cooled turbine including high and low pressure turbines with the blades of the nozzle apparatus and the interdisc cavity, the nozzle spin device and located between the high-pressure compressor, the combustion chamber, the high-pressure turbine and the shaft connecting t hull with a high-pressure compressor, a dummy cavity, separated from its flow part by a labyrinth seal, characterized in that it is equipped with a heat exchanger made in the form of separate sections evenly distributed around the perimeter of the outer loop and located in the same engine section along the entire height of the outer loop, one part of the heat exchanger sections by means of supply ducts is communicated at the inlet with the dumice cavity, and at the outlet, with the inner cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low pressure turbine and the other part of the sections is communicated at the inlet with an air cavity located between the flame tube and the outer and inner casings of the combustion chamber, and at the outlet through the internal cavities of the blades of the nozzle apparatus of the high pressure turbine, with an entrance to the nozzle spin apparatus, on both sides of each at least one of the sections in communication with the air cavity of the combustion chamber and nozzles is arranged in sections of a heat exchanger in communication with the dumis cavity and with the internal cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low pressure turbine ovoy spin device. 2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что все выходы полых стоек камеры сгорания соединены между собой раздаточным коллектором, причем каждая секция теплообменника, сообщенная с думисной полостью компрессора высокого давления и с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, сообщена с этим раздаточным коллектором.2. The engine according to claim 1, characterized in that all the outputs of the hollow racks of the combustion chamber are interconnected by a distributing manifold, each section of the heat exchanger in communication with the dumice cavity of the high pressure compressor and with the inner cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low pressure turbine, in communication distribution manifold. 3. Двигатель по пп.1 и 2, отличающийся тем, что число полых стоек камеры сгорания совпадает с числом секций теплообменника, сообщенных с думисной полостью и с внутренней полостью лопаток соплового аппарата турбины низкого давления, а питающий воздуховод размещен в наружном контуре по направлению воздушного потока.3. The engine according to claims 1 and 2, characterized in that the number of hollow racks of the combustion chamber coincides with the number of sections of the heat exchanger communicated with the dummy cavity and the internal cavity of the blades of the nozzle apparatus of the low pressure turbine, and the supply duct is placed in the outer circuit in the direction of the air flow. 4. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что думисная полость компрессора высокого давления сообщена с внутренней полостью аппарата закрутки.4. The engine according to claim 1, characterized in that the dumice cavity of the high-pressure compressor is in communication with the internal cavity of the spin apparatus.
RU2003104960/06A 2003-02-20 2003-02-20 Gas-turbine engine RU2236609C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003104960/06A RU2236609C1 (en) 2003-02-20 2003-02-20 Gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2003104960/06A RU2236609C1 (en) 2003-02-20 2003-02-20 Gas-turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2236609C1 true RU2236609C1 (en) 2004-09-20

Family

ID=33433536

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003104960/06A RU2236609C1 (en) 2003-02-20 2003-02-20 Gas-turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2236609C1 (en)

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2450141C1 (en) * 2011-03-16 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas turbine engine
RU2450142C1 (en) * 2011-03-16 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas turbine engine
RU2450143C1 (en) * 2011-03-16 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas turbine engine
RU2450144C1 (en) * 2011-03-16 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas turbine engine
RU2459967C1 (en) * 2011-04-05 2012-08-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Double-flow gas turbine engine
RU2490490C1 (en) * 2011-12-14 2013-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Double-flow gas-turbine engine
RU2550371C2 (en) * 2009-09-25 2015-05-10 Нуово Пиньоне С.п.А. Method of gas turbine operation, cooling system of gas turbine and gas turbine with such system
RU2572513C2 (en) * 2013-09-11 2016-01-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Heat-exchange module of air conditioning system of airplane
RU2617026C1 (en) * 2015-12-09 2017-04-19 Владимир Леонидович Письменный Double-flow jet turbine engine cooling method
RU2618993C1 (en) * 2015-11-25 2017-05-11 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Dual-flow turbojet engine
RU2755449C1 (en) * 2020-08-10 2021-09-16 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Bypass gas turbine engine

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2550371C2 (en) * 2009-09-25 2015-05-10 Нуово Пиньоне С.п.А. Method of gas turbine operation, cooling system of gas turbine and gas turbine with such system
RU2450141C1 (en) * 2011-03-16 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas turbine engine
RU2450142C1 (en) * 2011-03-16 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas turbine engine
RU2450143C1 (en) * 2011-03-16 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas turbine engine
RU2450144C1 (en) * 2011-03-16 2012-05-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Gas turbine engine
RU2459967C1 (en) * 2011-04-05 2012-08-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Double-flow gas turbine engine
RU2490490C1 (en) * 2011-12-14 2013-08-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Double-flow gas-turbine engine
RU2572513C2 (en) * 2013-09-11 2016-01-20 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Heat-exchange module of air conditioning system of airplane
RU2618993C1 (en) * 2015-11-25 2017-05-11 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Dual-flow turbojet engine
RU2617026C1 (en) * 2015-12-09 2017-04-19 Владимир Леонидович Письменный Double-flow jet turbine engine cooling method
RU2755449C1 (en) * 2020-08-10 2021-09-16 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Bypass gas turbine engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101178028B (en) Compound tubine cooled engine
US5320485A (en) Guide vane with a plurality of cooling circuits
US4291531A (en) Gas turbine engine
US9163510B2 (en) Strut for a gas turbine engine
RU2453710C2 (en) Gas turbine engine and method of cooling nozzle vanes
CN101178029B (en) Interstage cooled turbine engine
RU2332579C2 (en) Turbine air cooling circuit heat exchanger
US5584651A (en) Cooled shroud
US20170234154A1 (en) Turbine stator vane with closed-loop sequential impingement cooling insert
US9151164B2 (en) Dual-use of cooling air for turbine vane and method
RU2236609C1 (en) Gas-turbine engine
CN106801623B (en) Turbo blade
JPH04232337A (en) Back flow in cooling device and method for airplane engine
CN104929694B (en) The method of component and manufacture with compound angled air-circulation features
CN106988788B (en) Turbo blade
JP2002322915A (en) Gas turbine
US20090293495A1 (en) Turbine airfoil with metered cooling cavity
RU2514818C1 (en) Cooled turbine
JP2017020494A (en) Method of cooling gas turbine, and gas turbine executing the same
RU2459967C1 (en) Double-flow gas turbine engine
RU2347091C1 (en) Gas-turbine engine
RU2200859C2 (en) Gas turbine engine
RU2618993C1 (en) Dual-flow turbojet engine
RU2217597C1 (en) Gas-turbine engine
RU2546371C1 (en) Cooled turbine

Legal Events

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

Effective date: 20130926

PD4A Correction of name of patent owner