RU2417322C2 - Устройство вентиляции дисков рабочих колес турбины газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель - Google Patents
Устройство вентиляции дисков рабочих колес турбины газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2417322C2 RU2417322C2 RU2006137218/06A RU2006137218A RU2417322C2 RU 2417322 C2 RU2417322 C2 RU 2417322C2 RU 2006137218/06 A RU2006137218/06 A RU 2006137218/06A RU 2006137218 A RU2006137218 A RU 2006137218A RU 2417322 C2 RU2417322 C2 RU 2417322C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- impeller
- disk
- air
- ventilation
- Prior art date
Links
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 title claims abstract description 26
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 4
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 4
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 3
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 6
- 238000013022 venting Methods 0.000 description 3
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 238000010926 purge Methods 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
- F05D2220/3212—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage the first stage of a turbine
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/60—Fluid transfer
Abstract
Устройство вентиляции элементов турбины в газотурбинном двигателе, включающем в себя два ротора турбины, механически независимых один от другого, имеющих каждый, по меньшей мере, один диск рабочего колеса турбины, соответственно, диск рабочего колеса турбины высокого давления и диск рабочего колеса турбины низкого давления и первый контур вентиляции турбины низкого давления. Первый контур вентиляции турбины низкого давления включает в себя нагнетательную крыльчатку, предназначенную для нагнетания воздуха. Нагнетательная крыльчатка расположена ниже диска рабочего колеса турбины низкого давления, и способствует циркуляции воздуха в первичном контуре. Входное отверстие для воздуха нагнетательной крыльчатки соединено с отверстием диска рабочего колеса турбины высокого давления. Нагнетательная крыльчатка расположена между двумя дисками рабочих колес турбин высокого и низкого давления. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области использования газотурбинных двигателей и связано с циркуляцией воздуха, предназначенного для вентиляции и охлаждения элементов, расположенных ниже камеры сгорания, в частности дисков рабочих колес турбины.
Из документа JP 2005042669 известно устройство охлаждения вала турбины низкого давления в двигателе, содержащее секцию высокого давления и секцию низкого давления, механически независимые друг от друга. Зафиксированный диск, снабженный лопатками, расположен между двумя секциями турбины для направления воздуха, отобранного с периферии, по ее центральной оси.
Из документа US 5226785 известно средство нагнетания воздуха, включающее в себя центробежную нагнетательную крыльчатку (92) для нагнетания, смонтированную на диске (12) турбины, которая обеспечивает вентиляцию.
В газотурбинном двигателе должна быть обеспечена циркуляция воздуха вдоль элементов, подвергаемых термическим воздействиям в горячем газе ниже камеры сгорания, с целью контролирования температуры. В двухкорпусном двигателе различают воздушный контур, предназначенный для вентиляции секции высокого давления, и воздушный контур, предназначенный для вентиляции секции низкого давления, расположенной ниже, так как их материалы и термические напряжения различны.
Настоящее изобретение относится также ко второму воздушному контуру.
В двухкорпусном двигателе гражданского типа, таком как двигатель CFM, имеющим корпус высокого давления HP со ступенью турбины HP 10 и корпус низкого давления ВР с турбиной ВР 30 с тремя ступенями расширения 31, 32 и 33, различные контуры, обеспечивающие вентиляцию ниже турбины высокого давления, изображены на фиг.1. Там различают:
Поток воздуха А, отобранный из середины компрессора HP, прошедший сквозь лопатки распределителя 20 первой ступени ВР и обеспечивающий частью А' продувку нижней полости 11 турбины HP 10.
Часть А" того же потока обеспечивает вентиляцию отверстий первых двух дисков ступеней 31 и 32 турбины низкого давления 30.
Поток воздуха В, отобранный выше компрессора HP, прошедший сквозь отверстие 13 турбины HP 10, обеспечивает вентиляцию отверстия третьей ступени 33 турбины ВР 30.
Поток воздуха С, отобранный на уровне компрессора ВР, прошедший сквозь отверстие 13 турбины HP 10, обеспечивает наддув кожухов 36 камер, защищающих подшипники.
Компрессоры для этого типа двигателя являются осевыми и имеют достаточно пространства для направления различных вентиляционных потоков воздуха от зоны отбора до участков их применения.
Некоторые менее мощные и более компактные двигатели имеют корпус HP с более коротким, радиальным компрессором, и их степень сжатия является более слабой. Такая конфигурация создает проблемы, когда речь идет об обеспечении вентиляции, о которой говорилось выше.
Давление не всегда достаточно для надлежащего вентилирования отверстий дисков рабочих колес турбины ВР, и этому не благоприятствует малое проходное сечение зазора между отверстием в турбине HP и валом ВР.
Центробежное колесо радиального компрессора имеет относительно большой выходной диаметр. Отсюда следует уменьшенный проход для воздуха, доставляемого к распределителю первой ступени турбины ВР. К тому же, как это видно на фиг. 2, отбор посреди компрессора HP часто осуществляется посредством центростремительных труб отбора, что приводит к заметной потере напора воздуха для вентиляции.
Изобретение имеет задачей устранить вышеупомянутые проблемы с использованием средства, которое позволяет надлежащим образом вентилировать диски рабочих колес турбины ВР, особенно в компактных двигателях, представляющих центробежный компрессор, и которое учитывает напряжения от нагрузок, присущих этому типу двигателя.
Изобретение дает возможность решить эту задачу с помощью устройства вентиляции элементов турбины в газотурбинном двигателе, включающем два механически независимых один от другого турбинных ротора, каждый из которых имеет, по меньшей мере, диск турбины, соответственно - диск рабочего колеса турбины HP и диск рабочего колеса турбины ВР, и первый контур вентиляции турбины ВР. Это устройство отличается тем, что оно включает в себя крыльчатку для нагнетания воздуха, расположенную ниже диска турбины HP, в особенности, между вышеозначенными двумя дисками рабочих колес турбины HP и ВР, способствующую, по меньшей мере частично, циркуляции воздуха в вышеупомянутом первом воздушном контуре. Крыльчатка сообщает воздухозаборник с отверстием диска рабочего колеса турбины HP, и отверстие снабжается воздухом, выходящим из компрессора HP.
Благодаря изобретению, эффективно используются воздушные контуры, проходящие сквозь отверстие турбины, что позволяет также упростить конструкцию распределителя первой ступени турбины низкого давления, так как больше не существует необходимости в пропускании воздуха через лопатки.
В соответствии с первым вариантом выполнения, нагнетательная крыльчатка объединена с диском рабочего колеса турбины HP. Предпочтительно, чтобы крыльчатка представляла собой структурный элемент диска рабочего колеса турбины, образовывая опору подшипника.
В соответствии с еще одним вариантом выполнения, нагнетательная крыльчатка объединена с диском рабочего колеса турбины ВР.
Целесообразно, чтобы нагнетательная крыльчатка представляла собой диск, снабженный радиальными лопатками, которые совместно с перегородкой статора предназначены для сжатия воздуха. Целесообразно также, чтобы перегородка включала в себя лопатки, направляющие воздух.
Предпочтительно, чтобы перегородка статора вместе с диском рабочего колеса турбины HP ограничивала выходную полость турбины HP, и воздух, выходящий из отверстия диска рабочего колеса турбины HP, поступал частично на крыльчатку и частично - в полость.
Предпочтительно также, чтобы устройство включало в себя второй контур вентиляции, вентилирующий кожухи масляных камер различных подшипников и включающий в себя участок, образующий канал с направлением, коаксиальном направлению участка первого контура.
Изобретение касается также использования крыльчатки для нагнетания воздуха в устройстве, включающем в себя радиальную оболочку с первой кольцевой частью, снабженной отверстиями фиксации, и второй частью, снабженной радиальными лопатками. Согласно первому способу реализации первая часть располагается радиально внутри по отношению ко второй части. Согласно второму способу реализации первая часть располагается радиально вне по отношению ко второй части.
Нижеследующее описание касается двух не ограничительных способов реализации изобретения, поясняемых приложенными фигурами чертежей, в числе которых:
фиг.1 изображает в полуосевом сечении часть газотурбинного двигателя с двойным корпусом в рабочем состоянии, включающего турбину HP и турбину ВР;
фиг.2 - в полуосевом сечении двигатель с радиальным компрессором в рабочем состоянии;
фиг.3 - в полуосевом сечении диск рабочего колеса турбины, оснащенный крыльчаткой в соответствии с изобретением;
фиг.4 - в изометрии только крыльчатку, соответствующую изобретению;
фиг.5 - второй способ реализации.
Обращаясь к фиг.2, можно видеть газотурбинный двигатель так называемого малого размера с двойным корпусом. Корпус высокого давления HP включает в себя турбину 110, соединенную с компрессором HP 115 валом 117. Компрессор 115 выполнен по типу центробежной крыльчатки. Корпус низкого давления включает в себя турбину низкого давления 120 с несколькими ступенями, смонтированными на валу 127, коаксиальному с валом 117, связанному с осевым компрессором низкого давления 125, и включающему в себя несколько ступеней того же самого типа. Камера сгорания расположена между компрессором и турбиной корпуса HP. Распределитель 140 разделяет обе турбины 110 и 120.
Как это видно из данной фигуры, первый воздушный контур вентиляции Е включает в себя забор воздуха выше компрессора HP и направляется аксиально между двумя валами 117 и 127 через отверстие ротора турбины 110 для вентиляции выходной полости турбины. Второй воздушный контур проходит между внешней оболочкой 150 двигателя и картером корпуса HP через не изображенные на фигуре трубы. Представляется, что такая компоновка не является удовлетворительной, так как количество воздуха, поступающее в контуры вентиляции, не является достаточным.
Что касается первого контура, то он имеет очень малое сечение прохода между валами 117 и 127 для воздуха вентиляции.
В случае второго контура, оказывается недостаточным пространства для монтажа вентиляционных труб на картере.
В соответствии с изобретением ниже диска рабочего колеса турбины HP устанавливается крыльчатка для нагнетания воздуха, поступающего на вентиляцию турбины ВР. Такое устройство представлено на фиг.3.
На фиг.3 изображен только диск 210D рабочего колеса турбины HP 210 с центральным отверстием 210А. Диск 210D соединен с валом 217. Своим входным концом вал 217 соединен с компрессором, не изображенным на фигуре. Диск является опорой лопаток турбины HP 210Т, на которые воздействует горячий газ от камеры сгорания, не изображенной на фигуре.
Статорная ступень распределителя 220 размещена ниже турбины HP 210 и непосредственно выше лопаток турбины низкого давления ВР 230. Эта турбина составлена из нескольких дисков, связанных между собой, из которых только два первых диска, 231 и 232, изображены на фигуре. Турбина 230 поддерживается валом 237. Вал 237 концентричен с валом 217. Нижний подшипник 240 между валами поддерживает оба концентрических вала и позволяет им поворачиваться свободно один относительно другого. Верхний подшипник не изображен на фигуре, так же, как и нижний подшипник, поддерживающий вал 237 в определенном положении. Таким образом, между отверстием 210А диска рабочего колеса турбины и валом 217 имеет место кольцевое пространство F. Другое кольцевое пространство G также предусмотрено между двумя валами 217 и 237.
Диск 210D имеет фланец 210В, с которым соединена нагнетательная крыльчатка 300. Крыльчатка представляет собой узел, в целом имеющий форму диска, перпендикулярного оси двигателя, с первой частью 301, имеющей множество аксиально просверленных отверстий 303 для прохода болтов 303', предназначенных для фиксации крыльчатки на фланце 210В. Диск имеет кольцевую часть 305, располагающуюся радиально снаружи первой части, и снабженную радиальными лопатками 307. Эта вторая часть вместе с неподвижной перегородкой 222 образует обычный воздушный центробежный компрессор с аксиальным входом и радиальным выходом. Перегородка 222 поддерживает лопатки 222А осевого направления на входе и лопатки 222S радиального направления на выходе из компрессора. Кольцевой отражатель 222D позволяет направить поток воздуха, выходящий из компрессора к основанию дисков турбины 231 и 232. Перегородка 222 совместно с диском рабочего колеса турбины 210D ограничивает пространство 211, формирующее вышеупомянутую выходную полость турбины HP, элемент лабиринтного уплотнения 222L вместе с ответным элементом 210L на диске удерживают воздух в этой полости 211. Можно отметить, что крыльчатка имеет цилиндрическую часть 309, образующую опору внешнего кольца 242 подшипника 240. Таким образом, элементы качения 244 расположены между внутренним кольцом 246, соединенным с валом 237, и внешним кольцом 242, соединенным с валом 217, и образуют подшипник между валами 240.
Фланец 210В представляет собой элемент с угловым сечением, состоящий из осевой цилиндрической части 210В1 и перпендикулярной ей части 210В2, имеющей отверстия, которые вместе с отверстиями 303 служат для прохода болтов 303'. В цилиндрической части 210В1 просверлены радиальные отверстия 210B1R. Между фланцем 210В, крыльчаткой 300 и перегородкой 222 имеется кольцевое пространство. В перегородке 222 между лопатками 222А и элементом уплотнения 222L выполнены радиальные отверстия 222Р.
В цилиндрической части 309 крыльчатки выполнены отверстия 309Р для соединения пространства G с нижним участком ротора низкого давления 230.
Устройство функционирует следующим образом.
Когда двигатель работает, оба ротора HP и ВР, соответственно, раскручиваются газом, выходящим из камеры сгорания. Они вращаются каждый независимо один от другого. Воздух для вентиляции, отобранный на уровне последних ступеней компрессора выше по потоку, по первому контуру направляется в пространство F и проходит сквозь фланец 210В по отверстиям 210B1R. Одна часть всасывается крыльчаткой 300, другая часть направляется через отверстия 222Р в выходную полость 211 турбины HP, которую она вентилирует. Воздух, сжатый в нагнетательных каналах крыльчатки 300, выходит в направлении к дискам турбины 231 и 232, вентиляцию которых он обеспечивает, и выходит в поток продуктов горения или через соответствующие отверстия в опоре турбины ВР 230.
Воздух для вентиляции, отобранный на уровне первых ступеней компрессора, который циркулирует по кольцевому пространству G между обоими валами 217 и 237, направляется через отверстия 309Р к нижней части турбины ВР, особенно к кожухам масляных камер подшипника.
В соответствии с другим вариантом выполнения, представленном на фиг.5, имеем диск рабочего колеса турбины HP 210' с фланцем 210В' ниже по потоку, на котором зафиксирован элемент лабиринтного уплотнения 210L'. Крыльчатка 400 здесь соединена с диском рабочего колеса турбины ВР 231', которым она приводится во вращение. Крыльчатка 400, как в предыдущем решении, вместе с элементом статора 222' образует каналы нагнетания воздуха, который направляется через центральное отверстие диска 210D', отверстия 210Р', выполненные во фланце 210В', и приходит из верхней части компрессора. Поток воздуха разделяется на часть, которая продувает полость 211' диска рабочего колеса турбины 210', и часть, которая проходит по нагнетательным каналам крыльчатки 400. Крыльчатка 400 имеет отверстия для вентилирования дисков турбины 231'.
Claims (12)
1. Устройство вентиляции элементов турбины в газотурбинном двигателе, включающем в себя два ротора турбины, механически независимых один от другого, имеющих каждый, по меньшей мере, один диск рабочего колеса турбины, соответственно диск рабочего колеса турбины высокого давления ИР и диск рабочего колеса турбины низкого давления ВР, и первый контур (F) вентиляции турбины ВР, отличающееся тем, что оно включает в себя нагнетательную крыльчатку, предназначенную для нагнетания воздуха, расположенную ниже диска рабочего колеса турбины HP, способствующую циркуляции воздуха в первичном контуре (F), причем входное отверстие для воздуха нагнетательной крыльчатки соединено с отверстием диска рабочего колеса турбины HP.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что нагнетательная крыльчатка расположена между вышеупомянутыми двумя дисками рабочих колес турбин НР и ВР.
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что нагнетательная крыльчатка соединена с диском рабочего колеса турбины HP.
4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что нагнетательная крыльчатка соединена с диском рабочего колеса турбины ВР.
5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что отверстие продувается воздухом, выходящим из компрессора HP.
6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что нагнетательная крыльчатка включает в себя диск, снабженный радиальными лопатками, предназначенными вместе с перегородкой статора для сжатия воздуха.
7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что перегородка снабжена лопатками для направления воздуха.
8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что перегородка статора ограничивает вместе с диском рабочего колеса турбины HP выходную полость турбины HP.
9. Устройство по пп.5 и 6, отличающееся тем, что воздух, проходящий по отверстию, частично протекает через крыльчатку и частично через полость.
10. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно содержит второй контур (G) вентиляции кожухов масляных камер различных подшипников.
11. Устройство по п.10, отличающееся тем, что вышеупомянутый второй контур (G) включает в себя участок с направлением, коаксиальным направлению участка первого контура (F).
12. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что он включает в себя устройство вентиляции по п.1.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0553216 | 2005-10-21 | ||
| FR0553216A FR2892454B1 (fr) | 2005-10-21 | 2005-10-21 | Dispositif de ventilation de disques de turbine dans un moteur a turbine a gaz |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006137218A RU2006137218A (ru) | 2008-04-27 |
| RU2417322C2 true RU2417322C2 (ru) | 2011-04-27 |
Family
ID=36659953
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006137218/06A RU2417322C2 (ru) | 2005-10-21 | 2006-10-20 | Устройство вентиляции дисков рабочих колес турбины газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7766607B2 (ru) |
| EP (1) | EP1785588B1 (ru) |
| JP (1) | JP4834511B2 (ru) |
| CA (1) | CA2564491C (ru) |
| FR (1) | FR2892454B1 (ru) |
| RU (1) | RU2417322C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2534684C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU2621010C2 (ru) * | 2013-03-21 | 2017-05-30 | ЭлДжи ЭЛЕКТРОНИКС ИНК. | Способ и устройство для передачи информации состояния канала в системе беспроводной связи |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102007023380A1 (de) * | 2007-05-18 | 2008-11-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Gasturbine |
| FR2918414B1 (fr) * | 2007-07-06 | 2013-04-12 | Snecma | Dispositif d'alimentation en air de ventilation des aubes de turbine basse pression d'un moteur a turbine a gaz ; segment pour l'arret axial et la ventilation des aubes de turbine basse pression |
| JP4929217B2 (ja) * | 2008-03-28 | 2012-05-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンおよびガスタービンの中間軸ならびにガスタービン圧縮機の冷却方法 |
| FR2960260B1 (fr) * | 2010-05-21 | 2014-05-09 | Snecma | Turbomachine comprenant un circuit de ventilation de turbine basse pression ameliore |
| FR2968062B1 (fr) * | 2010-11-26 | 2012-11-16 | Snecma | Dispositif d'evacuation d'huile et turbomachine comprenant un tel dispositif |
| FR2983908B1 (fr) * | 2011-12-08 | 2015-02-20 | Snecma | Systeme pour assurer l’etancheite entre une enceinte d’huile et un volume exterieur attenant et turbomachine equipee d’un tel systeme d’etancheite. |
| DE102012208263A1 (de) * | 2012-05-16 | 2013-11-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verdichtervorrichtung für eine Turbomaschine |
| FR2995021B1 (fr) * | 2012-09-04 | 2017-08-25 | Snecma | Dispositif d'alimentation en air pour turbines de moteurs d'aeronefs |
| US9951621B2 (en) * | 2013-06-05 | 2018-04-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Rotor disc with fluid removal channels to enhance life of spindle bolt |
| JP6167037B2 (ja) * | 2013-12-24 | 2017-07-19 | 三鷹光器株式会社 | 断熱軸受構造 |
| FR3023588B1 (fr) * | 2014-07-08 | 2016-07-15 | Turbomeca | Ensemble pour turbine destine a proteger un disque de turbine contre des gradients thermiques |
| FR3030614B1 (fr) * | 2014-12-17 | 2019-09-20 | Safran Aircraft Engines | Ensemble de turbine haute pression de turbomachine |
| US10267328B2 (en) | 2015-07-21 | 2019-04-23 | Rolls-Royce Corporation | Rotor structure for rotating machinery and method of assembly thereof |
| EP3124742B1 (de) * | 2015-07-28 | 2018-11-07 | MTU Aero Engines GmbH | Gasturbine |
| KR101744411B1 (ko) * | 2015-10-15 | 2017-06-20 | 두산중공업 주식회사 | 가스터빈의 냉각장치 |
| CN107448240A (zh) * | 2016-05-31 | 2017-12-08 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 核心机和涡轮发动机 |
| FR3087839B1 (fr) * | 2018-10-30 | 2020-10-23 | Safran Aircraft Engines | Turbine |
| DE102021004405A1 (de) | 2021-08-30 | 2023-03-02 | Erich Würzinger | Verfahren zur effektiven Mischungs-Methodologie, Gemischbildung, fortschrittlicher Kraftstoffaufbereitung in einer emissionsarmen Brennkammer und zur Erzeugung von variabler Geometrie in Brennkammer und in der Hochdruckturbinenkapazität durch die Anwendung von komprimierter Verdichterzapfluft zur Anwendung in Fluggasturbinen und stationären Gasturbinen |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4309147A (en) * | 1979-05-21 | 1982-01-05 | General Electric Company | Foreign particle separator |
| FR2732405B1 (fr) * | 1982-03-23 | 1997-05-30 | Snecma | Dispositif pour refroidir le rotor d'une turbine a gaz |
| US5134844A (en) * | 1990-07-30 | 1992-08-04 | General Electric Company | Aft entry cooling system and method for an aircraft engine |
| US5226785A (en) * | 1991-10-30 | 1993-07-13 | General Electric Company | Impeller system for a gas turbine engine |
| FR2712029B1 (fr) * | 1993-11-03 | 1995-12-08 | Snecma | Turbomachine pourvue d'un moyen de réchauffage des disques de turbines aux montées en régime. |
| US6217280B1 (en) * | 1995-10-07 | 2001-04-17 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine inter-disk cavity cooling air compressor |
| US5984636A (en) * | 1997-12-17 | 1999-11-16 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Cooling arrangement for turbine rotor |
| JP2001050003A (ja) * | 1999-08-03 | 2001-02-23 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ガスタービンエンジン |
| DE10009655C1 (de) * | 2000-02-29 | 2001-05-23 | Mtu Aero Engines Gmbh | Kühlluftsystem |
| JP2005042669A (ja) * | 2003-07-25 | 2005-02-17 | Hitachi Ltd | ２軸式ガスタービン |
| US6910852B2 (en) * | 2003-09-05 | 2005-06-28 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies |
-
2005
- 2005-10-21 FR FR0553216A patent/FR2892454B1/fr active Active
-
2006
- 2006-10-19 CA CA2564491A patent/CA2564491C/fr active Active
- 2006-10-20 RU RU2006137218/06A patent/RU2417322C2/ru active
- 2006-10-20 JP JP2006286118A patent/JP4834511B2/ja active Active
- 2006-10-20 EP EP06122697.3A patent/EP1785588B1/fr active Active
- 2006-10-20 US US11/551,560 patent/US7766607B2/en active Active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2621010C2 (ru) * | 2013-03-21 | 2017-05-30 | ЭлДжи ЭЛЕКТРОНИКС ИНК. | Способ и устройство для передачи информации состояния канала в системе беспроводной связи |
| RU2534684C1 (ru) * | 2013-11-25 | 2014-12-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20070137221A1 (en) | 2007-06-21 |
| RU2006137218A (ru) | 2008-04-27 |
| JP4834511B2 (ja) | 2011-12-14 |
| US7766607B2 (en) | 2010-08-03 |
| FR2892454A1 (fr) | 2007-04-27 |
| CA2564491A1 (fr) | 2007-04-21 |
| FR2892454B1 (fr) | 2008-01-25 |
| EP1785588B1 (fr) | 2016-04-13 |
| EP1785588A1 (fr) | 2007-05-16 |
| JP2007113586A (ja) | 2007-05-10 |
| CA2564491C (fr) | 2014-01-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2417322C2 (ru) | Устройство вентиляции дисков рабочих колес турбины газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель | |
| RU2532479C2 (ru) | Турбореактивный двигатель, содержащий улучшенные средства регулирования расхода потока воздуха охлаждения, отбираемого с выхода компрессора высокого давления | |
| JP4559141B2 (ja) | ガスタービンエンジンロータ組立体を冷却するための方法及び装置 | |
| EP2187019B1 (en) | Gas turbine with exhaust section structure | |
| CA1225334A (en) | Rotor thrust balancing | |
| RU2504662C2 (ru) | Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе | |
| JP4157038B2 (ja) | 高圧タービン用ブレード冷却スクープ | |
| US6210104B1 (en) | Removal of cooling air on the suction side of a diffuser vane of a radial compressor stage of gas turbines | |
| RU2330976C2 (ru) | Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины | |
| KR960034693A (ko) | 가스 터빈용 압축기 로터 냉각 시스템 | |
| RU2007111671A (ru) | Устройство охлаждения картера турбины турбомашины | |
| CN106321516A (zh) | 轴流式涡轮发动机的压缩机的带穿孔鼓部 | |
| JP2005530956A (ja) | ガスタービン通気回路 | |
| EP3196422B1 (en) | Exhaust frame | |
| US5094069A (en) | Gas turbine engine having a mixed flow compressor | |
| JP4019391B2 (ja) | ガスタービンの圧縮機段のディフューザのハウジング側における冷却空気取出し部 | |
| JP2017078423A (ja) | ホイールスペースパージ流の混合チャンバ | |
| JP6961340B2 (ja) | 回転機械 | |
| WO2003098020A3 (fr) | Turboreacteur avec un carenage stator dans la cavite interne | |
| RU2305789C2 (ru) | Газотурбинная установка | |
| JPH11294185A (ja) | 多段圧縮機構造 | |
| RU2256801C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| CN109386317B (zh) | 蒸汽轮机与燃气轮机以及其末级结构 | |
| EP3426894B1 (en) | Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air | |
| RU2189499C2 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |