RU2465466C1 - High-temperature turbine of gas turbine engine - Google Patents

High-temperature turbine of gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2465466C1
RU2465466C1 RU2011118287/06A RU2011118287A RU2465466C1 RU 2465466 C1 RU2465466 C1 RU 2465466C1 RU 2011118287/06 A RU2011118287/06 A RU 2011118287/06A RU 2011118287 A RU2011118287 A RU 2011118287A RU 2465466 C1 RU2465466 C1 RU 2465466C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
split ring
sectors
turbine
main split
ring
Prior art date
Application number
RU2011118287/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Константинович Сычев (RU)
Владимир Константинович Сычев
Владимир Михайлович Язев (RU)
Владимир Михайлович Язев
Максим Александрович Снитко (RU)
Максим Александрович Снитко
Валерий Алексеевич Кузнецов (RU)
Валерий Алексеевич Кузнецов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
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 "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority to RU2011118287/06A priority Critical patent/RU2465466C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2465466C1 publication Critical patent/RU2465466C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: high-temperature turbine of gas turbine engine includes nozzle blades and rotating blades located downstream of gas flow. Sectors of the main split ring and external housing of turbine with radial reinforcing rib are installed on outer side from rotating blades. Nozzle blades are fixed in axial direction with a retaining ring with a radial rib, which contacts the outlet edge of upper flanges of nozzle blades. Intermediate split ring that has N-shape in cross section and that is fixed on inner side from radial reinforcing rib is located between sectors of the main split ring and external housing. Sectors of the main split ring are provided with three-chamber cooling system separated from inner air cavity of intermediate N-shaped ring with a belt with air supply channels. Channels of each cooling chamber are displaced forwards in gas flow direction relative to inlet of cooling hole of the sector, and ratio of the number of sectors of the main split ring to the number of sectors of intermediate split ring is equal to 2.
EFFECT: invention allows improving reliability of gas turbine engine.
3 dwg

Description

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.The invention relates to high-temperature turbines of gas turbine engines for aircraft and ground applications.

Известна высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, содержащая сопловые лопатки и наружный корпус турбины с разрезным кольцом с внешней стороны от рабочих лопаток (Патент РФ №2386816, F01D 5/08, 2008 г.).Known high-temperature turbine of a gas turbine engine containing nozzle blades and an outer turbine housing with a split ring on the outside of the working blades (RF Patent No. 2386816, F01D 5/08, 2008).

Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность из-за возможного повреждения наружного корпуса турбины с образованием в нем разрывов и пробоин в случае обрыва рабочей лопатки турбины.The disadvantage of this design is its low reliability due to possible damage to the outer casing of the turbine with the formation of gaps and holes in it in case of breakage of the turbine blade.

Наиболее близкой к заявляемой является высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками и расположенными ниже по потоку газа рабочими лопатками, с внешней стороны от которых установлено секторное разрезное кольцо и наружный корпус турбины, усиленный радиальным ребром, расположенным с внешней стороны от рабочей лопатки (Патент РФ №2211926, F01D 5/18, 2001 г.).Closest to the claimed is a high-temperature turbine of a gas turbine engine with nozzle blades and working blades located downstream of the gas, on the outside of which a sector split ring and the turbine outer casing are mounted, reinforced with a radial rib located on the outside of the working blades (RF Patent No. 2211926, F01D 5/18, 2001).

Недостатками известной конструкции, принятой за прототип, являются низкая надежность высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя из-за повышенной температуры разрезного кольца и наружного корпуса турбины и низкая экономичность из-за повышенных утечек охлаждающего воздуха между верхними полками сопловых лопаток.The disadvantages of the known design adopted for the prototype are the low reliability of the high-temperature turbine of the gas turbine engine due to the increased temperature of the split ring and the outer casing of the turbine and low efficiency due to increased leakage of cooling air between the upper shelves of the nozzle blades.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности и экономичности двигателя путем снижения температуры разрезного кольца и наружного корпуса турбины, а также уплотнения верхних полок сопловых лопаток на выходе из соплового аппарата.The technical problem solved by the invention is to increase the reliability and efficiency of the engine by lowering the temperature of the split ring and the outer casing of the turbine, as well as sealing the upper shelves of the nozzle blades at the exit of the nozzle apparatus.

Сущность изобретения заключается в том, что в высокотемпературной турбине газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками и расположенными ниже по потоку газа рабочими лопатками, с внешней стороны от которых установлены секторы основного разрезного кольца и наружный корпус турбины с радиальным усиливающим ребром, согласно изобретению сопловые лопатки зафиксированы в осевом направлении стопорным кольцом с радиальным ребром, контактирующим с выходным торцом верхних полок сопловых лопаток; между секторами основного разрезного кольца и наружным корпусом расположено N-образное в поперечном сечении промежуточное разрезное кольцо, закрепленное с внутренней стороны от радиального усиливающего ребра, а секторы основного разрезного кольца выполнены с трехкамерной системой охлаждения, отделенной от внутренней воздушной полости N-образного промежуточного кольца лентой с подводящими воздух каналами, причем каналы в каждой из камер охлаждения смещены вперед по потоку газа относительно входа в охлаждающее отверстие сектора, и

Figure 00000001
, где:The essence of the invention lies in the fact that in a high-temperature turbine of a gas turbine engine with nozzle blades and working blades located downstream of the gas, from the outside of which there are sectors of the main split ring and the outer turbine housing with a radial reinforcing rib, according to the invention, the nozzle blades are fixed in axial the direction of the retaining ring with a radial rib in contact with the output end of the upper shelves of the nozzle blades; between the sectors of the main split ring and the outer casing there is an N-shaped cross section of the intermediate split ring fixed on the inside from the radial reinforcing rib, and the sectors of the main split ring are made with a three-chamber cooling system, separated from the inner air cavity of the N-shaped intermediate ring by tape with air supplying channels, the channels in each of the cooling chambers being shifted forward along the gas stream relative to the entrance to the cooling opening of the sector, and
Figure 00000001
where:

m - число секторов основного разрезного кольца;m is the number of sectors of the main split ring;

n - число секторов промежуточного разрезного кольца.n is the number of sectors of the intermediate split ring.

Фиксация сопловых лопаток турбины в осевом направлении стопорным кольцом с радиальным ребром, контактирующим с выходным торцом верхних полок сопловых лопаток, позволяет снизить паразитные утечки охлаждающего воздуха, протекающие по стыкам боковых стенок верхних полок сопловых лопаток, за счет уплотнения этих стыков радиальным ребром стопорного кольца, что повышает экономичность высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя.Fixing the turbine nozzle blades in the axial direction with a retaining ring with a radial rib in contact with the output end of the upper nozzle blade flanges reduces parasitic leakage of cooling air flowing along the joints of the side walls of the upper nozzle blade flanges due to the sealing of these joints by the radial edge of the lock ring, which increases the efficiency of a high-temperature turbine of a gas turbine engine.

Размещение между секторами основного разрезного кольца и наружным корпусом турбины N-образного в поперечном сечении промежуточного разрезного кольца позволяет увеличить расстояние между проточной частью турбины и ее наружным корпусом, снизив таким образом теплоотдачу в корпус и понизив температуру наружного корпуса как на рабочих режимах, так и после остановки турбины, что важно для режимов повторной приемистости.The placement between the sectors of the main split ring and the outer casing of the N-shaped turbine in the cross section of the intermediate split ring allows you to increase the distance between the flow part of the turbine and its outer casing, thereby reducing heat transfer to the casing and lowering the temperature of the outer casing both in operating conditions and after turbine shutdown, which is important for re-injection modes.

Установка N-образного в поперечном сечении промежуточного разрезного кольца, закрепленного с внутренней стороны от усиливающего радиального ребра, позволяет за счет повышенной радиальной жесткости ребра точнее выдержать необходимую геометрию внутренней поверхности установленного на промежуточном основного разрезного кольца, что способствует уменьшению радиальных зазоров между рабочей лопаткой и трактовой поверхностью основного разрезного кольца, уплотняя верхние полки сопловых лопаток на выходе из соплового аппарата, снижая паразитные утечки воздуха и повышая таким образом экономичность турбины.The installation of an N-shaped in cross section of an intermediate split ring fixed on the inside from a reinforcing radial rib allows, due to the increased radial stiffness of the rib, it is more accurate to withstand the necessary geometry of the inner surface of the main split ring mounted on the intermediate, which helps to reduce radial gaps between the working blade and the path the surface of the main split ring, sealing the upper shelves of the nozzle vanes at the outlet of the nozzle apparatus, reducing steam operating actions air leakage and thereby improving turbine efficiency.

Давление газа в проточной части турбины от входной к выходной кромкам рабочей лопатки существенно уменьшается, и выполнение системы охлаждения секторов основного разрезного кольца трехкамерной, т.е. в виде трех расположенных последовательно в осевом направлении камер, соединенных на входе через каналы в ленте с внутренней кольцевой воздушной полостью промежуточного разрезного кольца, а на выходе через отверстия в основном разрезном кольце - с проточной частью турбины, позволяет путем изменения проходной площади в каналах или отверстиях получать необходимое давление охлаждающего воздуха в каждой из камер и организовывать эффективное конвективно-пленочное охлаждение основного разрезного кольца со стороны проточной части турбины.The gas pressure in the flow part of the turbine from the inlet to the outlet edges of the working blade is significantly reduced, and the cooling system of the sectors of the main split ring is three-chamber, i.e. in the form of three chambers arranged in series in the axial direction, connected at the inlet through the channels in the tape with the inner annular air cavity of the intermediate split ring, and at the outlet through the holes in the main split ring with the flow part of the turbine, it allows by changing the passage area in the channels or holes obtain the necessary pressure of cooling air in each of the chambers and organize effective convective-film cooling of the main split ring from the side of the turbine flow path.

Смещение вперед по потоку газа каналов подвода охлаждающего воздуха в ленте относительно входа в охлаждающие отверстия секторов разрезного кольца позволяет интенсифицировать конвективное охлаждение внутренней поверхности секторов основного разрезного кольца, что повышает надежность турбины.The forward displacement of the cooling air supply channels in the tape relative to the inlet of the cooling openings of the split ring sectors can be intensified by the convective cooling of the inner surface of the sectors of the main split ring, which increases the reliability of the turbine.

Секторы основного разрезного кольца, омываемые со стороны проточной части турбины газом, а со стороны наружного корпуса турбины - воздухом, испытывают при работе значительные термические напряжения, что приводит, особенно при значительных ресурсах работы, к изменению их геометрии и к увеличению радиального зазора между рабочей лопаткой и основным разрезным кольцом. Для снижения указанного отрицательного эффекта основное разрезное кольцо выполняется из большого количества секторов, что минимизирует искажение их геометрии.The sectors of the main split ring, washed by the gas from the turbine flow side and by the air from the turbine outer casing, experience significant thermal stresses during operation, which leads, especially with significant work resources, to a change in their geometry and to an increase in the radial clearance between the working blade and the main split ring. To reduce this negative effect, the main split ring is made of a large number of sectors, which minimizes the distortion of their geometry.

Промежуточное разрезное кольцо, которое при работе турбины находится целиком в воздушной полости и нагревается более равномерно, испытывает значительно меньшие термические напряжения, искажения его геометрии при работе минимальны, и поэтому оно выполняется из меньшего количества секторов.An intermediate split ring, which, when the turbine is in operation, is entirely in the air cavity and heats more evenly, experiences significantly lower thermal stresses, distortions of its geometry during operation are minimal, and therefore it is made of fewer sectors.

При

Figure 00000002
увеличивается искажение геометрии основного разрезного кольца; при
Figure 00000003
увеличиваются паразитные утечки газа между секторами основного разрезного кольца.At
Figure 00000002
the distortion of the geometry of the main split ring increases; at
Figure 00000003
spurious gas leaks between the sectors of the main split ring increase.

На фиг.1 показан продольный разрез высокотемпературной турбины газотурбинного двигателя, на фиг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде, а на фиг.3 представлено сечение A-A на фиг.2.Figure 1 shows a longitudinal section of a high-temperature turbine of a gas turbine engine, figure 2 - element I in figure 1 in an enlarged view, and figure 3 shows a section A-A in figure 2.

Высокотемпературная турбина 1 газотурбинного двигателя состоит из статора 2 с сопловыми лопатками 3 и расположенного ниже по потоку газа 4 ротора 5 с рабочими лопатками 6, расположенными в проточной части 7.The high-temperature turbine 1 of the gas turbine engine consists of a stator 2 with nozzle blades 3 and a rotor 5 located downstream of gas 4 with rotor blades 6 located in the flow part 7.

Сопловые лопатки 3 в сопловом аппарате 8 зафиксированы по верхним полкам 9 от смещения под действием газовых сил в осевом направлении стопорным кольцом 10 с радиальным ребром 11, контактирующим с наружной поверхностью 12 выходного торца 13 полки 9, уплотняя таким образом стыки 14 между боковыми стенками 15 и 16 соседних сопловых лопаток 3 и снижая тем самым паразитные утечки охлаждающего воздуха из соплового аппарата 8 в проточную часть 7 турбины 1.The nozzle vanes 3 in the nozzle apparatus 8 are fixed on the upper shelves 9 from axial displacement due to gas forces by the retaining ring 10 with a radial rib 11 in contact with the outer surface 12 of the output end 13 of the shelf 9, thus sealing the joints 14 between the side walls 15 and 16 adjacent nozzle blades 3 and thereby reducing spurious leakage of cooling air from the nozzle apparatus 8 into the flow part 7 of the turbine 1.

Наружный корпус 17 турбины 1 выполнен с внешним радиальным усиливающим ребром 18, обеспечивающим непробиваемость корпуса 1 и локализацию фрагментов 37 лопатки 3 в случае ее обрыва. С внутренней стороны на корпусе 17 под ребром 18 с помощью соединения шип-паз 19 зафиксировано N-образное в поперечном сечении промежуточное разрезное кольцо 20, на котором в свою очередь установлено основное разрезное кольцо 21, ограничивающее своей трактовой поверхностью 22 проточную часть 7 турбины 1 со стороны рабочей лопатки 6.The outer casing 17 of the turbine 1 is made with an external radial reinforcing rib 18, which ensures the impenetrability of the casing 1 and the localization of fragments 37 of the blade 3 in case of breakage. On the inner side of the housing 17 under the rib 18, by means of a tongue-and-groove connection 19, an intermediate split ring 20 N-shaped in cross section is fixed, on which, in turn, the main split ring 21 is installed, which limits the flow part 7 of the turbine 1 with side of the working blade 6.

Секторы 23 основного разрезного кольца 21 выполнены с трехкамерной системой охлаждения 24, отделенной от внутренней воздушной полости 25 промежуточного разрезного кольца 20 лентой 26 с каналами 27 подвода охлаждающего воздуха 28 в расположенные в осевом направлении переднюю 29, среднюю 30 и заднюю 31 камеры охлаждения, которые разделены между собой радиальными перегородками 32. Каждая из камер 29, 30 и 31 соединена с проточной частью 7 турбины 1 охлаждающими отверстиями 33, выполненными в секторах 23 основного разрезного кольца 21, причем каналы 27 в ленте 26 смещены вперед по потоку газа 4 относительно входа 34 в охлаждающие отверстия 33, что позволяет интенсифицировать конвективное охлаждение в каждой из камер 29, 30 и 31. Позицией 35 обозначена входная кромка рабочей лопатки 6, позицией 36 - выходная. Поз.37 - фрагменты лопатки 6, расположенные в полости 38 при разрушении указанных лопаток 6.Sectors 23 of the main split ring 21 are made with a three-chamber cooling system 24, separated from the inner air cavity 25 of the intermediate split ring 20 by a tape 26 with channels 27 for supplying cooling air 28 to the axially arranged front 29, middle 30 and rear 31 cooling chambers, which are divided between each other by radial partitions 32. Each of the chambers 29, 30 and 31 is connected to the flowing part 7 of the turbine 1 by cooling holes 33 made in sectors 23 of the main split ring 21, and the channels 27 in the tape 26 are shifted forward in the gas flow 4 relative to the inlet 34 to the cooling holes 33, which makes it possible to intensify convective cooling in each of the chambers 29, 30 and 31. Position 35 of the input edge of the blade 6, position 36 is the output. Pos. 37 - fragments of the blades 6 located in the cavity 38 during the destruction of these blades 6.

Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.

При работе турбины 1 давление газа 4 в проточной части 7 от входной кромки 35 рабочей лопатки 6 к выходной кромке 36 уменьшается, что могло бы ухудшить охлаждение передней по потоку 4 части основного разрезного кольца 21. Однако этого не происходит, так как трехкамерная система охлаждения кольца 21 позволяет обеспечить необходимое давление охлаждающего воздуха 28 в каждой из камер 29, 30 и 31, достаточное для обеспечения эффективного заградительного охлаждения трактовой поверхности 22 секторов 23 основного разрезного кольца 21.When the turbine 1 is operating, the gas pressure 4 in the flowing part 7 from the inlet edge 35 of the working blade 6 to the outlet edge 36 decreases, which could impair the cooling of the upstream part 4 of the main split ring 21. However, this does not happen, since the three-chamber ring cooling system 21 allows you to provide the necessary pressure of the cooling air 28 in each of the chambers 29, 30 and 31, sufficient to ensure effective defensive cooling of the tract surface 22 of the sectors 23 of the main split ring 21.

Увеличенное радиальное расстояние между наружным корпусом 17 турбины 1 и основным разрезным кольцом 21 с воздушной полостью 25 позволяет в случае обрыва рабочей лопатки 6 локализовать фрагменты 37 лопатки 6 в полости 38 между корпусом 17 и проточной частью 7 турбины 1, не допуская тем самым дальнейшего лавинообразного разрушения турбины 1.The increased radial distance between the outer casing 17 of the turbine 1 and the main split ring 21 with the air cavity 25 allows in the event of a breakage of the working blade 6 to localize fragments 37 of the blade 6 in the cavity 38 between the casing 17 and the flow part 7 of the turbine 1, thereby preventing further avalanche-like destruction turbines 1.

Claims (1)

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя с сопловыми лопатками и расположенными ниже по потоку газа рабочими лопатками, с внешней стороны от которых установлены секторы основного разрезного кольца и наружный корпус турбины с радиальным усиливающим ребром, отличающаяся тем, что сопловые лопатки зафиксированы в осевом направлении стопорным кольцом с радиальным ребром, контактирующим с выходным торцом верхних полок сопловых лопаток; между секторами основного разрезного кольца и наружным корпусом расположено N-образное в поперечном сечении промежуточное разрезное кольцо, закрепленное с внутренней стороны от радиального усиливающего ребра, а секторы основного разрезного кольца выполнены с трехкамерной системой охлаждения, отделенной от внутренней воздушной полости N-образного промежуточного кольца лентой с подводящими воздух каналами, причем каналы в каждой из камер охлаждения смещены вперед по потоку газа относительно входа в охлаждающее отверстие сектора, и
Figure 00000004
, где m - число секторов основного разрезного кольца; n - число секторов промежуточного разрезного кольца. High-temperature turbine of a gas turbine engine with nozzle blades and working blades located downstream of the gas, from the outside of which there are sectors of the main split ring and the outer casing of the turbine with a radial reinforcing rib, characterized in that the nozzle blades are axially fixed with a retaining ring with a radial rib in contact with the output end of the upper shelves of the nozzle blades; between the sectors of the main split ring and the outer casing there is an N-shaped cross section of the intermediate split ring fixed on the inside from the radial reinforcing rib, and the sectors of the main split ring are made with a three-chamber cooling system, separated from the inner air cavity of the N-shaped intermediate ring by tape with air supplying channels, the channels in each of the cooling chambers being shifted forward along the gas stream relative to the entrance to the cooling opening of the sector, and
Figure 00000004
where m is the number of sectors of the main split ring; n is the number of sectors of the intermediate split ring.
RU2011118287/06A 2011-05-05 2011-05-05 High-temperature turbine of gas turbine engine RU2465466C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011118287/06A RU2465466C1 (en) 2011-05-05 2011-05-05 High-temperature turbine of gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2011118287/06A RU2465466C1 (en) 2011-05-05 2011-05-05 High-temperature turbine of gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2465466C1 true RU2465466C1 (en) 2012-10-27

Family

ID=47147504

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011118287/06A RU2465466C1 (en) 2011-05-05 2011-05-05 High-temperature turbine of gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2465466C1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2518766C1 (en) * 2013-03-01 2014-06-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Gas turbine engine high-temperature turbine
RU2534333C1 (en) * 2013-11-25 2014-11-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Gas turbine stator
RU2538985C1 (en) * 2013-12-30 2015-01-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" High-temperature turbine stator
RU2674813C1 (en) * 2017-10-05 2018-12-13 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Stator of gas turbine
CN109723507A (en) * 2018-12-28 2019-05-07 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 A kind of heap helium turbine mechanism

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2803871A1 (en) * 2000-01-13 2001-07-20 Snecma Moteurs DIAMETER ADJUSTING ARRANGEMENT FOR A GAS TURBINE STATOR
RU2211926C2 (en) * 2001-05-04 2003-09-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" High-temperature gas turbine
UA85315C2 (en) * 2007-06-18 2009-01-12 Государственное Предприятие "Научно-Производственный Комплекс Газотурбостроения "Заря"-"Машпроект" High-speed high-temperature stage of turbine
FR2919345A1 (en) * 2007-07-26 2009-01-30 Snecma Sa Cylindrical or truncated ring for e.g. jet prop engine, has internal slots housing internal blades between discharge ends of channels and internal longitudinal edges of radial surfaces, where blades extend on axial length of ring sectors
FR2942844A1 (en) * 2009-03-09 2010-09-10 Snecma High pressure turbine shroud assembly for e.g. aeronautical gas turbine engine, has ring sector axially maintained by mutual engagement of groove and rib on supporting surfaces opposite to anchoring tab and flange of support structure

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2803871A1 (en) * 2000-01-13 2001-07-20 Snecma Moteurs DIAMETER ADJUSTING ARRANGEMENT FOR A GAS TURBINE STATOR
RU2292466C2 (en) * 2000-01-13 2007-01-27 Снекма Мотёр Device to adjust diameter of gas-turbine stator
RU2211926C2 (en) * 2001-05-04 2003-09-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" High-temperature gas turbine
UA85315C2 (en) * 2007-06-18 2009-01-12 Государственное Предприятие "Научно-Производственный Комплекс Газотурбостроения "Заря"-"Машпроект" High-speed high-temperature stage of turbine
FR2919345A1 (en) * 2007-07-26 2009-01-30 Snecma Sa Cylindrical or truncated ring for e.g. jet prop engine, has internal slots housing internal blades between discharge ends of channels and internal longitudinal edges of radial surfaces, where blades extend on axial length of ring sectors
FR2942844A1 (en) * 2009-03-09 2010-09-10 Snecma High pressure turbine shroud assembly for e.g. aeronautical gas turbine engine, has ring sector axially maintained by mutual engagement of groove and rib on supporting surfaces opposite to anchoring tab and flange of support structure

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2518766C1 (en) * 2013-03-01 2014-06-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Gas turbine engine high-temperature turbine
RU2534333C1 (en) * 2013-11-25 2014-11-27 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Gas turbine stator
RU2538985C1 (en) * 2013-12-30 2015-01-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" High-temperature turbine stator
RU2674813C1 (en) * 2017-10-05 2018-12-13 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Stator of gas turbine
WO2019070157A1 (en) * 2017-10-05 2019-04-11 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Gas turbine stator
CN111655973A (en) * 2017-10-05 2020-09-11 联合发动机制造集团股份公司 Gas turbine stator
CN111655973B (en) * 2017-10-05 2023-03-10 联合发动机制造集团股份公司 Gas turbine stator
CN109723507A (en) * 2018-12-28 2019-05-07 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 A kind of heap helium turbine mechanism
CN109723507B (en) * 2018-12-28 2023-09-12 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 Helium stacking turbine mechanism

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8087249B2 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
CN107044447B (en) De-icing device for the split nose of an axial turbomachine compressor
CA2688099C (en) Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus
US20170248155A1 (en) Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control
JP6739934B2 (en) Gas turbine seals
JP6888907B2 (en) gas turbine
JP2017198205A (en) Airfoil for turbine engine
RU2465466C1 (en) High-temperature turbine of gas turbine engine
US10590806B2 (en) Exhaust system and gas turbine
JP2017133503A (en) Compressor aft rotor rim cooling for high opr (t3) engine
US9670785B2 (en) Cooling assembly for a gas turbine system
CN106351701B (en) Cooling structure for stationary bucket
JP2015127540A (en) Interior cooling circuits in turbine blades
JP2015086872A (en) Microchannel exhaust for cooling and/or purging gas turbine segment gaps
US20190218925A1 (en) Turbine engine shroud
JP2015092076A (en) Method and system for providing cooling for turbine assembly
US20160251981A1 (en) Gas turbine
RU2619327C2 (en) Turbomachine unit
JP2017110652A (en) Active high pressure compressor clearance control
US20190003326A1 (en) Compliant rotatable inter-stage turbine seal
RU2459967C1 (en) Double-flow gas turbine engine
JP2017141807A (en) Turbine frame cooling systems and methods of assembly for use in gas turbine engine
RU2659597C2 (en) Blade for turbomachine
JP2010276022A (en) Turbomachine compressor wheel member
KR101574979B1 (en) Method and cooling system for cooling blades of at least one blade row in a rotary flow machine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PD4A Correction of name of patent owner
QB4A Licence on use of patent

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20191203

Effective date: 20191203