RU2490473C1 - Cooling system of gas-turbine engine impeller - Google Patents

Cooling system of gas-turbine engine impeller Download PDF

Info

Publication number
RU2490473C1
RU2490473C1 RU2012109594/06A RU2012109594A RU2490473C1 RU 2490473 C1 RU2490473 C1 RU 2490473C1 RU 2012109594/06 A RU2012109594/06 A RU 2012109594/06A RU 2012109594 A RU2012109594 A RU 2012109594A RU 2490473 C1 RU2490473 C1 RU 2490473C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
impeller
receiver
disc
turbine
Prior art date
Application number
RU2012109594/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Андрей Викторович Кулеш
Мидхат Губайдуллович Хабибуллин
Вячеслав Хазиевич Хуснуллин
Владимир Фёдорович Иванников
Анатолий Александрович Мухин
Original Assignee
Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор"
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 Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" filed Critical Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор"
Priority to RU2012109594/06A priority Critical patent/RU2490473C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2490473C1 publication Critical patent/RU2490473C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: receiver interconnected with a secondary air supply cavity of a combustion chamber is arranged on an inner housing of a nozzle assembly. A cooling air swirling device is made in the form of a detachable right wall of the receiver with conical holes - nozzles in it. Two deflectors (right and left) of a disc with holes interconnected with channels in the disc and a moving blade are installed on the impeller disc. Two labyrinth seals located in hub and rim parts of the disc, as well as on internal and peripheral parts of the inner housing of the nozzle assembly; impeller disc bed, nozzle assembly inner housing, housing of the swirling device, left deflector of the disc, an annular gap between the swirling device and left deflector of the disc form an unloading cavity of the turbine.
EFFECT: improving cooling efficiency, reducing air leaks to a flow part, tuning of axial forces, simplifying and improving an assembly manufacturing technology.
3 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения, а именно к охлаждаемым турбинам ГТД.The invention relates to the field of gas turbine engine building, namely to cooled turbines of a gas turbine engine.

Известна охлаждаемая турбина ГТД, содержащая рабочее колесо с выполненными в диске каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам с выпуском охлаждающего воздуха по торцу бандажной полки в зону лабиринтного уплотнения, включающая в себя внутренний корпус статора турбины, в котором входящими сборочными единицами и деталями организован ресивер сварной конструкции. На выходе из ресивера установлены лопатки в профильные пазы и припаяны тугоплавким припоем, образуя, таким образом, аппарат закрутки охлаждающего воздуха, для того, чтобы на выходе из аппарата получить более низкую температуру, давление воздуха и повысить эффективность охлаждения рабочей лопатки и замковую часть диска. Далее проходя через лопатку, воздух охлаждает перо и через отверстия выбрасывается в проточную часть (см. Газотурбинный двигатель НК-38СТ. «Руководство по технической эксплуатации», 1996 г., стр.79/80, рис.7.20).Known cooled turbine GTE, containing an impeller with channels for supplying cooling air to the blades made in the disk with the release of cooling air at the end of the retaining shelf into the labyrinth seal area, which includes an internal turbine stator housing in which the welded receiver is organized by incoming assembly units and parts designs. At the outlet of the receiver, blades are installed in the profile grooves and are soldered by refractory solder, thus forming a cooling air swirling apparatus, in order to obtain lower temperature, air pressure and increase the cooling efficiency of the working blade and the lock part of the disk at the outlet of the apparatus. Further, passing through the blade, the air cools the pen and is discharged through the openings into the flow part (see NK-38ST Gas Turbine Engine. “Technical Operation Manual”, 1996, p. 79/80, Fig. 7.20).

Недостатком известной системы охлаждения рабочих лопаток первой ступени турбины, включая замковую часть обода диска и замков рабочих лопаток, является не разборная, сварная конструкция, предопределяющая низкую ремонтопригодность, сложность технологии изготовления.A disadvantage of the known cooling system for the working blades of the first stage of the turbine, including the locking part of the disk rim and the locks of the working blades, is a non-separable, welded construction, which predetermines low maintainability, the complexity of the manufacturing technology.

Из известных охлаждаемых турбин газотурбинного двигателя, наиболее близкой к предлагаемому изобретению является охлаждаемая турбина, содержащая рабочее колесо, где в рабочей лопатке выполнены каналы подвода охлаждающего воздуха, а на статоре сопловой аппарат закрутки, выходные каналы которого направлены в сторону вращения рабочего колеса. Между выходом из аппарата закрутки, дополнительным диском и основным диском образована кольцевая полость. Дополнительный диск, соединен с диском рабочего колеса образуя с ним безлопаточный диффузор. Вход в безлопаточный диффузор сообщен с кольцевой полостью, а выход с каналами подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам. (см. Патент RU 2196233, МПК F01D 5/08).Of the known cooled turbines of a gas turbine engine, the closest to the proposed invention is a cooled turbine containing an impeller, where the channels for supplying cooling air are made in the working blade, and on the stator there is a nozzle spin device, the output channels of which are directed in the direction of rotation of the impeller. An annular cavity is formed between the exit from the spin apparatus, the additional disk and the main disk. An additional disk connected to the impeller disk forming a bladeless diffuser with it. The entrance to the bladeless diffuser is in communication with the annular cavity, and the exit with channels for supplying cooling air to the working blades. (see Patent RU 2196233, IPC F01D 5/08).

Недостатком этого технического решения является то, что данная конструкция выполняет ограниченные функции, связанные только с подводом охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам турбины и не ограничивает утечки охлаждающего воздуха из системы подвода воздуха, из полостей под камерой сгорания двигателя в проточную часть, а также не позволяет доводить осевые силы, действующие на ротор турбины двигателя. Кроме этого, недостатком также является не разборная, сварная конструкция узла, имеющая низкую ремонтопригодность и сложность изготовления.The disadvantage of this technical solution is that this design performs limited functions related only to the supply of cooling air to the turbine blades of the turbine and does not limit the leakage of cooling air from the air supply system from the cavities under the combustion chamber of the engine into the flow part, and also does not allow axial forces acting on the rotor of the engine turbine. In addition, the disadvantage is also the non-collapsible, welded construction of the assembly, which has low maintainability and manufacturing complexity.

Технической задачей изобретения является решение комплексной задачи по подводу необходимого количества охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам, уменьшению утечек воздуха в проточную часть, доводкой осевых сил, путем формирования разгрузочной полости перед диском рабочего колеса турбины, снижением температуры воздушной среды, омывающей полотно диска, упрощения и улучшения технологии изготовления узла.An object of the invention is to solve the complex problem of supplying the required amount of cooling air to the blades, reducing air leaks into the flow part, fine-tuning axial forces by forming a discharge cavity in front of the turbine impeller disk, lowering the temperature of the air surrounding the disk blade, simplifying and improving node manufacturing technology.

Указанная техническая задача в системе охлаждения турбины ГТД, содержащая сопловой аппарат и рабочее колесо с охлаждаемой рабочей лопаткой, устройство закрутки охлаждающего воздуха, достигается тем, что на внутреннем корпусе соплового аппарата размещен ресивер, сообщенный с полостью подачи вторичного воздуха камеры сгорания, при этом устройство закрутки охлаждающего воздуха выполнено в виде разъемной правой стенки ресивера с коническими отверстиями - соплами в ней, а на диске рабочего колеса установлены два, левый и правый дефлекторы диска с отверстиями, сообщенными с каналами в диске и рабочей лопатке, при этом два лабиринтных уплотнения, расположенные в ступичной и ободной частях диска, а также на внутренней и периферийной частях внутреннего корпуса соплового аппарата, полотно диска рабочего колеса, внутренний корпус соплового аппарата, корпус устройства закрутки, левый дефлектор диска, кольцевой зазор между устройством закрутки и левым дефлектором диска образуют разгрузочную полость турбины.The specified technical problem in the turbine engine cooling system, comprising a nozzle apparatus and an impeller with a cooled rotor blade, a cooling air swirl device, is achieved by the fact that a receiver is connected to the secondary air supply cavity of the combustion chamber on the nozzle apparatus inner body, and the swirl device cooling air is made in the form of a detachable right wall of the receiver with conical holes - nozzles in it, and two, left and right deflectors are installed on the impeller disk a disk with holes communicated with the channels in the disk and the working blade, with two labyrinth seals located in the hub and rim parts of the disk, as well as on the inner and peripheral parts of the inner housing of the nozzle apparatus, the blade disk of the impeller, the inner housing of the nozzle apparatus, the housing spin devices, the left disk deflector, the annular gap between the spin device and the left disk deflector form the discharge cavity of the turbine.

Кроме того, между устройством закрутки в виде разъемной правой стенки ресивера и корпусом ресивера, установлены прокладки для регулирования осевого зазора между устройством закрутки и левым дефлектором диска.In addition, between the spin device in the form of a detachable right wall of the receiver and the receiver body, gaskets are installed to regulate the axial clearance between the spin device and the left disk deflector.

Кроме того, центры конических отверстий - сопел в разъемной стенке устройства закрутки и центры приемных отверстий на левом дефлекторе диска, расположены на разных уровнях от оси турбины в меридиональном сечении.In addition, the centers of the conical holes - nozzles in the detachable wall of the swirl device and the centers of the receiving holes on the left disk deflector are located at different levels from the turbine axis in the meridional section.

Предлагаемое изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 представлена охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя, содержащая рабочее колесо турбины.Figure 1 shows a cooled turbine of a gas turbine engine containing a turbine impeller.

На фиг.2 представлен кольцевой ресивер с устройством.Figure 2 presents the ring receiver with the device.

Перед рабочим колесом турбины 1, под сопловым аппаратом 2 на внутреннем корпусе соплового аппарата 20 размещен ресивер 3, связанный с полостью под камерой сгорания 17 несколькими группами отверстий. На правой стенке ресивера расположено устройство закрутки 4 охлаждающего воздуха, состоящее из множества направляющих конических отверстий - каналов - сопел 16, с углом конуса при вершине Р, расположенных осесимметрично вокруг оси турбины. Если рассматривать положение одного отверстия, то оно расположено под углом а к фронту решетки, если смотреть в проекции на плоскость нормальную к меридиональному сечению. Конические отверстия заканчиваются косым срезом - соплом 14. Разгрузочная полость 12 от осевых сил образована путем установки нижнего лабиринтного уплотнения 5 под устройством закрутки охлаждающего воздуха и верхнего лабиринтного уплотнения 6 над ним. На диске 11 рабочего колеса устанавливают два дефлектора: левый 7 перед диском и правый 8 за диском. Лабиринтные уплотнения закреплены на статоре турбины, левом дефлекторе диска 7 и ступице диска, создавая разгрузочную полость. В дефлекторах проделаны отверстия, через отверстие 15 в левом дефлекторе поступает охлаждающий воздух в рабочую лопатку 9, а через отверстие 19 в правом дефлекторе выходит в проточную часть после охлаждения замка лопатки.In front of the impeller of the turbine 1, under the nozzle apparatus 2, on the inner casing of the nozzle apparatus 20, there is a receiver 3 connected to the cavity under the combustion chamber 17 by several groups of openings. On the right wall of the receiver there is a device for swirling 4 cooling air, consisting of many guide conical holes - channels - nozzles 16, with a cone angle at the apex P, located axisymmetrically around the axis of the turbine. If we consider the position of one hole, then it is located at an angle a to the front of the lattice, if you look in projection onto a plane normal to the meridional section. Conical openings end with an oblique cut - nozzle 14. The discharge cavity 12 from axial forces is formed by installing the lower labyrinth seal 5 under the cooling air swirl and the upper labyrinth seal 6 above it. Two deflectors are installed on the impeller disk 11: left 7 in front of the disk and right 8 behind the disk. The labyrinth seals are mounted on the turbine stator, the left disk deflector 7 and the disk hub, creating a discharge cavity. Holes were made in the deflectors, through the hole 15 in the left deflector, cooling air enters the working blade 9, and through the hole 19 in the right deflector it enters the flow part after cooling the blade lock.

Вторичный воздух из под камеры сгорания 17 подается в ресивер 3, снабженный устройством закрутки охлаждающего воздуха 4. Закрутка и ускорение охлаждающего воздуха происходит в конфузорных каналах 16, после которых воздух выпускается из сопла 14, представляющих собой косой срез канала со скоростью C1 и осевой скоростью C1a. Снизив статическую температуру и давление, охлаждающий воздух в относительном движении поступает через отверстия 15 в левом дефлекторе диска 7 к рабочей лопатке 9. Падение статического давления в соплах требует, чтобы среда, в которую вытекает воздух, была бы пониженного давления. Также пониженное давление необходимо для балансировки осевой силы, действующей на компрессор и турбину. Это осуществляется путем образования разгрузочной полости 12. Кроме формирования разгрузочной полости, лабиринтные уплотнения 5 и 6, позволяют сократить утечки воздуха в проточную часть из разгрузочной полости. Давление в разгрузочной полости всегда выше, чем статическое давление газа в проточной части в выходном сечении, у втулки соплового аппарата, где расположен верхний лабиринт разгрузочной полости 6. Выход охлаждающего воздуха из рабочей лопатки, происходит через каналы, подводящие воздух к бандажной полке 10, где давление близко к статическому давлению газа в выходном сечении на периферии соплового аппарата, а статическое давление газа на периферии соплового аппарата всегда выше, чем у втулки. Таким образом, в разгрузочной полости, для формирования требуемой осевой силы, действующей на ротор турбины, диапазон возможного давления в полости, составляет от заторможенного давления в полости под камерой сгорания, до статического давления на периферии соплового аппарата. На давление в разгрузочной полости, оказывает влияние и воздух перед нижним лабиринтом, заторможенное давление которого, может быть выше, чем давление вторичного воздуха из камеры сгорания. Чтобы снизить влияние воздуха перед нижним лабиринтом, пропускную способность нижнего лабиринта уменьшают, делая лабиринт с большим числом гребешков, чем верхний, фиг.1.Secondary air from under the combustion chamber 17 is supplied to the receiver 3, equipped with a cooling air swirl device 4. The cooling air is swirled and accelerated in the confuser channels 16, after which the air is discharged from the nozzle 14, which is an oblique section of the channel with a speed of C 1 and axial speed C 1a . By reducing the static temperature and pressure, cooling air in relative motion enters through the openings 15 in the left deflector of the disk 7 to the working blade 9. The drop in static pressure in the nozzles requires that the medium into which the air flows out has a reduced pressure. Also, a reduced pressure is necessary to balance the axial force acting on the compressor and turbine. This is accomplished by forming the discharge cavity 12. In addition to forming the discharge cavity, the labyrinth seals 5 and 6 can reduce air leakage into the flow part from the discharge cavity. The pressure in the discharge cavity is always higher than the static gas pressure in the flowing part in the outlet section, at the nozzle sleeve where the upper labyrinth of the discharge cavity is located 6. The cooling air leaves the working blade through the channels supplying air to the retaining shelf 10, where the pressure is close to the static gas pressure in the outlet section at the periphery of the nozzle apparatus, and the static gas pressure at the periphery of the nozzle apparatus is always higher than that of the sleeve. Thus, in the discharge cavity, for the formation of the required axial force acting on the turbine rotor, the range of possible pressure in the cavity is from the inhibited pressure in the cavity under the combustion chamber to the static pressure on the periphery of the nozzle apparatus. The pressure in the discharge cavity is also influenced by the air in front of the lower maze, the inhibited pressure of which may be higher than the pressure of the secondary air from the combustion chamber. To reduce the effect of air in front of the lower labyrinth, the throughput of the lower labyrinth is reduced by making a labyrinth with a larger number of scallops than the upper one, Fig. 1.

Отверстия в устройстве закрутки охлаждающего воздуха 4 в меридиональном сечении, расположены ниже по радиусу приемных отверстий 15 в левом дефлекторе диска. Смещение центра отверстия сопла 14 вниз по радиусу на ΔR, относительно отверстий 15 в левом дефлекторе диска в меридиональном сечении, выбрано таким образом, чтобы с учетом величины осевого зазора «У», между фронтальными плоскостями устройства закрутки и левым дефлектором диска, углом поворота сопел в окружном направлении, в сторону направления вращения диска, обеспечить в относительном движении охлаждающего воздуха угол натекания потока, относительно фронтальной плоскости левого дефлектора диска, максимально приближающийся к нормальному. Также важно обеспечить, совпадение или минимальное отклонение центра струи от условной окружности, на которой находятся центры приемных отверстий в левом дефлекторе, после преодоления потоком из сопел осевого зазора между устройством закрутки и левым дефлектором диска, фиг.2. Чтобы получить требуемую осевую силу, действующую на ротор турбины, суммарная проходная площадь сопел устройства закрутки, нижний и верхний лабиринты, количество гребешков и зазоры в них, рассчитаны на снижение температуры и давления в разгрузочной полости. Диаметры отверстий в левом и правом дефлекторе, обеспечивают поступление необходимого количества охлаждающего воздуха в рабочие лопатки, с выпуском этого воздуха через каналы, проходящие через бандажную полку 10, а при продувке замка рабочей лопатки с выпуском воздуха через отверстия 19 в правом дефлекторе. Технологичность изготовления системы охлаждения рабочих лопаток турбины, диска ротора турбины высокого давления и других элементов конструкции достигается тем, что детали и сборочные единицы рабочего колеса и ресивера выполнены разборной конструкции. Устройство закрутки является одной из составных частей ресивера и крепится с помощью болтового соединения, которое позволяет подобрать устройство закрутки по расходу охлаждающего воздуха. Для этого на внутреннем корпусе соплового аппарата 20 ступени турбины имеется два фланца, на которых закреплено устройство закрутки охлаждающего воздуха. Охлаждающий воздух, из полости подачи вторичного воздуха камеры сгорания, поступает в ресивер и через систему конических отверстий устройства закрутки и отверстий на левом дефлекторе на охлаждение пера и замка рабочей лопатки, а часть этого воздуха в разгрузочной полости, охлаждает полотно и обод диска. Между фланцами аппарата закрутки и корпусом статора (соплового аппарата первой ступени), для регулировки осевого зазора между аппаратом закрутки и левым дефлектором диска, установлены прокладки.The holes in the cooling air swirl device 4 in a meridional section are located below the radius of the receiving holes 15 in the left disk deflector. The offset of the center of the hole of the nozzle 14 down the radius by ΔR, relative to the holes 15 in the left disk deflector in the meridional section, is selected so that, taking into account the magnitude of the axial clearance "U", between the front planes of the swirl and the left deflector of the disk, the angle of rotation of the nozzles in in the circumferential direction, in the direction of the disk rotation direction, in the relative movement of the cooling air, provide an angle of flow leakage, relative to the frontal plane of the left disk deflector, as close as possible to normal mu. It is also important to ensure that the center of the jet coincides or minimizes from the conditional circle on which the centers of the receiving holes in the left deflector are located, after overcoming the axial clearance between the swirl device and the left disk deflector from the nozzles, FIG. 2. In order to obtain the required axial force acting on the turbine rotor, the total passage area of the nozzles of the swirl device, the lower and upper mazes, the number of scallops and the gaps in them are designed to reduce the temperature and pressure in the discharge cavity. The diameters of the holes in the left and right deflectors provide the necessary amount of cooling air to the working blades, with the release of this air through the channels passing through the retaining shelf 10, and when blowing the lock of the working blade with air outlet through the holes 19 in the right deflector. The manufacturability of manufacturing a cooling system for turbine rotor blades, a high-pressure turbine rotor disk and other structural elements is achieved by the fact that the parts and assembly units of the impeller and receiver are made of a collapsible design. The swirl device is one of the components of the receiver and is fastened with a bolted connection, which allows you to choose a swirl device for the flow of cooling air. For this, on the inner casing of the nozzle apparatus 20 of the turbine stage there are two flanges on which a cooling air swirl device is fixed. Cooling air, from the secondary air supply cavity of the combustion chamber, enters the receiver and through the system of conical openings of the swirl device and the openings on the left deflector to cool the pen and blade lock, and part of this air in the discharge cavity cools the web and the rim of the disk. Between the flanges of the spin device and the stator housing (nozzle device of the first stage), gaskets are installed to adjust the axial clearance between the spin device and the left disk deflector.

На правом дефлекторе, выполнены отверстия выпуска воздуха в полость за рабочим колесом первой ступени. Количество отверстий в аппарате закрутки воздуха, на левом и правом дефлекторе, выбраны таким образом, чтобы обеспечить охлаждение рабочих лопаток и доводку осевых сил, действующих на ротор турбины.On the right deflector, openings are made for exhausting air into the cavity behind the impeller of the first stage. The number of holes in the air swirling device, on the left and right deflector, is selected in such a way as to provide cooling of the working blades and fine-tuning the axial forces acting on the turbine rotor.

Технический эффект изобретения состоит в организации перед диском разгрузочной полости, путем подбора аппарата закрутки по расходу воздуха, зазоров в верхнем и нижнем лабиринте с возможностью доводки осевых сил, действующих на ротор турбины, осевого зазора «У» между фронтальными плоскостями устройства закрутки и левым дефлектором диска, путем подбора прокладок в болтовом соединении, для снижения гидравлических потерь и обеспечения необходимого соотношения количества и площади отверстий на правом и левом дефлекторе, для регулирования охлаждающего воздуха, идущего на охлаждение пера и замка рабочей лопатки. Технический эффект изобретения также связан в упрощении конструкции, технологичности изготовления, ремонте, повышении надежности.The technical effect of the invention consists in arranging an unloading cavity in front of the disk by selecting a swirling apparatus for air flow, clearances in the upper and lower labyrinth with the possibility of fine-tuning the axial forces acting on the turbine rotor, the axial clearance "U" between the frontal planes of the swirling device and the left deflector of the disk , by selecting gaskets in the bolted connection, to reduce hydraulic losses and ensure the necessary ratio of the number and area of holes on the right and left deflector, to adjust Cooling air for cooling the rotor blade and a pen lock. The technical effect of the invention is also associated with simplifying the design, manufacturability, repair, improving reliability.

Claims (3)

1. Система охлаждения рабочего колеса турбины ГТД, содержащая сопловой аппарат и рабочее колесо с охлаждаемой рабочей лопаткой, устройство закрутки охлаждающего воздуха, отличающаяся тем, что на внутреннем корпусе соплового аппарата размещен ресивер, сообщенный с полостью подачи вторичного воздуха камеры сгорания, при этом устройство закрутки охлаждающего воздуха выполнено в виде разъемной правой стенки ресивера с коническими отверстиями-соплами в ней, а на диске рабочего колеса установлены два, левый и правый, дефлекторы диска с отверстиями, сообщенными с каналами в диске и рабочей лопатке, при этом два лабиринтных уплотнения, расположенных в ступичной и ободной частях диска, а также на внутренней и периферийной частях внутреннего корпуса соплового аппарата, полотно диска рабочего колеса, внутренний корпус соплового аппарата, корпус устройства закрутки, левый дефлектор диска, кольцевой зазор между устройством закрутки и левым дефлектором диска образуют разгрузочную полость турбины.1. The cooling system of the turbine impeller of a turbine engine, comprising a nozzle apparatus and an impeller with a cooled impeller, a cooling air swirl device, characterized in that a receiver is connected to the secondary air supply cavity of the combustion chamber on the nozzle apparatus inner body, and the swirl device cooling air is made in the form of a detachable right wall of the receiver with conical holes and nozzles in it, and two deflectors with a hole are installed on the impeller disk the paths communicated with the channels in the disk and the working blade, with two labyrinth seals located in the hub and rim parts of the disk, as well as on the inner and peripheral parts of the inner housing of the nozzle apparatus, the blade disk of the impeller, the inner housing of the nozzle apparatus, the twist device body , the left disk deflector, the annular gap between the spin device and the left disk deflector form the discharge cavity of the turbine. 2. Система охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что между устройством закрутки в виде разъемной правой стенки ресивера и корпусом ресивера установлены прокладки для регулирования осевого зазора между устройством закрутки и левым дефлектором диска.2. The cooling system according to claim 1, characterized in that between the swirl device in the form of a detachable right side of the receiver and the receiver body there are gaskets for adjusting the axial clearance between the swirl device and the left disk deflector. 3. Система охлаждения по п.1 или 2, отличающаяся тем, что центры конических отверстий-сопел в разъемной стенке устройства закрутки и центры приемных отверстий на левом дефлекторе диска расположены на разных уровнях от оси турбины в меридиональном сечении. 3. The cooling system according to claim 1 or 2, characterized in that the centers of the conical holes-nozzles in the detachable wall of the swirl device and the centers of the receiving holes on the left disk deflector are located at different levels from the turbine axis in the meridional section.
RU2012109594/06A 2012-03-13 2012-03-13 Cooling system of gas-turbine engine impeller RU2490473C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012109594/06A RU2490473C1 (en) 2012-03-13 2012-03-13 Cooling system of gas-turbine engine impeller

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012109594/06A RU2490473C1 (en) 2012-03-13 2012-03-13 Cooling system of gas-turbine engine impeller

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2490473C1 true RU2490473C1 (en) 2013-08-20

Family

ID=49162880

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012109594/06A RU2490473C1 (en) 2012-03-13 2012-03-13 Cooling system of gas-turbine engine impeller

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2490473C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2614909C1 (en) * 2015-12-17 2017-03-30 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Cooled high-pressure turbine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3291447A (en) * 1965-02-15 1966-12-13 Gen Electric Steam turbine rotor cooling
US4397471A (en) * 1981-09-02 1983-08-09 General Electric Company Rotary pressure seal structure and method for reducing thermal stresses therein
US4495123A (en) * 1982-01-20 1985-01-22 Elektroschmelzwerk Kempten Gmbh Dense shaped articles consisting of polycrystalline hexagonal boron nitride and process for their manufacture by isostatic hot pressing
US5333993A (en) * 1993-03-01 1994-08-02 General Electric Company Stator seal assembly providing improved clearance control
RU2035594C1 (en) * 1992-02-24 1995-05-20 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Nozzle set for turbine of gas-turbine engine
RU2196233C1 (en) * 2001-06-21 2003-01-10 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Cooled turbine of gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3291447A (en) * 1965-02-15 1966-12-13 Gen Electric Steam turbine rotor cooling
US4397471A (en) * 1981-09-02 1983-08-09 General Electric Company Rotary pressure seal structure and method for reducing thermal stresses therein
US4495123A (en) * 1982-01-20 1985-01-22 Elektroschmelzwerk Kempten Gmbh Dense shaped articles consisting of polycrystalline hexagonal boron nitride and process for their manufacture by isostatic hot pressing
RU2035594C1 (en) * 1992-02-24 1995-05-20 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Nozzle set for turbine of gas-turbine engine
US5333993A (en) * 1993-03-01 1994-08-02 General Electric Company Stator seal assembly providing improved clearance control
RU2196233C1 (en) * 2001-06-21 2003-01-10 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Cooled turbine of gas turbine engine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2614909C1 (en) * 2015-12-17 2017-03-30 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Cooled high-pressure turbine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101377772B1 (en) Structure for connecting a combustor to a turbine unit, and gas turbine
RU2599413C2 (en) Shell cooling passage
US7828514B2 (en) Rotor for an engine
US10378372B2 (en) Turbine with cooled turbine guide vanes
US10669852B2 (en) Gas turbine
US11248466B2 (en) Gas turbine
US10082031B2 (en) Rotor of a turbine of a gas turbine with improved cooling air routing
JP2008045553A (en) Gas turbine engine, method of processing contaminated air in turbo machine, and method of manufacturing turbo machine
US9366148B2 (en) Assembly of an axial turbomachine and method for manufacturing an assembly of this type
KR20100080427A (en) Methods, systems and/or apparatus relating to inducers for turbine engines
CN106194435B (en) Rim sealing cooling structure part
CN103775135A (en) Gas turbine and turbine blade for such a gas turbine
RU2490473C1 (en) Cooling system of gas-turbine engine impeller
EP3421726B1 (en) Picture frame for connecting a can combustor to a turbine in a gas turbine and gas turbine comprising a picture frame
RU2592095C2 (en) Method and cooling system for cooling blades of at least one blade rim in rotary machine
JP2016040510A (en) Nozzle having orifice plug for gas turbomachine
RU2196233C1 (en) Cooled turbine of gas turbine engine
JP6961340B2 (en) Rotating machine
CN110431286B (en) Tip balancing slit for a turbomachine
EP3663522B1 (en) Stator assembly for a gas turbine and gas turbine comprising said stator assembly
US9745894B2 (en) Compressor air provided to combustion chamber plenum and turbine guide vane
KR102653314B1 (en) A technique for cooling inner shroud of a gas turbine vane
JP2004197696A (en) Gas turbine equipped with whirling nozzle
JP2014148964A (en) Gas turbine tail cylinder seal and gas turbine
JP2017089618A (en) Wheel space purge flow mixing chamber

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20140314