RU2506435C2 - Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя - Google Patents
Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2506435C2 RU2506435C2 RU2012119374/06A RU2012119374A RU2506435C2 RU 2506435 C2 RU2506435 C2 RU 2506435C2 RU 2012119374/06 A RU2012119374/06 A RU 2012119374/06A RU 2012119374 A RU2012119374 A RU 2012119374A RU 2506435 C2 RU2506435 C2 RU 2506435C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- radial clearance
- gas turbine
- stator
- rotor
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним. Ротор турбины выполнен с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним. Статор турбины содержит по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины. Полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора. Одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода с промежуточной ступенью компрессора. Система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода. Приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями. Способ регулирования радиального зазора в турбине включает охлаждение ротора и статора. Измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода воздуха для охлаждения статора турбины. Расход воздуха для охлаждения ротора турбины дискретно изменяют в зависимости от режима работы ГТД. Достигается эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги, повышение КПД и надежности двигателя. 2 н.п. ф-лы, 14 ил.
Description
Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным и стационарным газотурбинным двигателям ГТД, и может найти применение в авиастроении, судостроении, на газоперекачивающих станциях и для пиковых энергетических установок в качестве привода для электрогенератора, предназначенного для выработки электроэнергии.
Известна турбина газотурбинного двигателя по патенту на изобретение №2435039 МПК F01D 11/24, опубл 27.04.08 г. Корпус турбины включает радиальную стенку и содержит со стороны своей внутренней поверхности опору для крепления кольца, окружающего подвижные лопатки турбины. Опора содержит периферийную стенку, окружающую кольцо соосно с ним. Корпус включает в себя множество перфораций, обеспечивающих подачу воздуха для равномерной вентиляции наружной поверхности периферийной стенки. Перфорации образованы через радиальную стенку корпуса, проходящую радиально внутрь. Стенка по существу охватывает вентиляционную камеру, которая также образована внутренней поверхностью корпуса и наружной поверхностью периферийной стенки опоры. Вентиляционная камера включает в себя небольшое отверстие между радиальным ребром опоры и внутренней поверхностью радиальной стенки для выпуска воздуха из камеры.
Недостатки - конструктивная сложность и невозможность регулирования радиального зазора на всех режимах работы двигателя.
Известен газотурбинный двигатель по патенту РФ на изобретение №2304221 МПК F01D 11/14, опубл. 10.08.07 г. Этот ГТД содержит компрессор, имеющий несколько осевых ступеней, содержащих корпус, направляющие аппараты и рабочие колеса, и турбину, содержащую корпус и как минимум одну ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров по меньшей мере одной ступени компрессора и/или турбины.
Недостатки - низкая эффективность регулирования радиального зазора, особенно на переходных режимах, при форсировании или дросселировании двигателя, конструктивная сложность устройства регулирования радиального зазора.
Газовая турбина, например турбина высокого давления для турбомашины, такая, как раскрытая в публикации патент Франции №2688539, обычно содержит множество неподвижных лопаток, расположенных так, что они чередуются с множеством подвижных лопаток, находящихся на пути горячего газа, поступающего из камеры сгорания турбомашины. Движущиеся лопатки турбины окружены по всей их периферии стационарным кольцевым узлом. Стационарный кольцевой узел образует проход, вдоль которого горячий газ течет через лопатки турбины.
Чтобы повысить эффективность такой турбины, как известно, уменьшают зазор, который существует между вершинами движущихся лопаток турбины и обращенными к ним частями стационарного кольцевого узла, до величины, которая будет по возможности наименьшей.
Для этого разработаны средства, которые обеспечивают возможность изменения диаметра стационарного кольцевого узла.
Тем не менее, это решение считается недостаточным, если опора, к которой крепят кольцо, также подвержена по ее периферии неравномерной термической деформации, когда такая деформация приводит к деформации кольца турбины.
Известна также турбина ГТД с регулируемыми радиальными зазорами по патенту РФ №2435039, МПК F01D 111/04 - прототип способа и устройства.
Этот способ регулирования радиального зазора в турбине включает охлаждение и/или нагрев ротора и/или статора.
Эта турбина содержит внешний, внутренний и промежуточный корпуса, ступень с сопловым аппаратом и рабочим колесом с кольцевой вставкой над рабочим колесом, а также средство регулирования радиальных зазоров, по меньшей мере, одной ступени турбины, при этом кольцевая вставка над рабочими колесами закреплена на промежуточном и внешнем корпусах,
Недостатки способа и устройства - резкое увеличение радиального зазора при форсировании двигателя из-за быстрого прогрева корпуса.
Техническим результатом, достигнутым при создании изобретения, является поддержание радиальных зазоров постоянными на всех режимах работы турбины. Группа изобретений относится к газотурбинным двигателям.
Задачи создания изобретения: эффективное регулирование радиальных зазоров в турбине на всех режимах, повышение тяги двигателя на взлетном и форсажном режиме, повышение КПД и надежности турбины.
Решение указанных задач достигнуто в газотурбинном двигателе, содержащем компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, установленную с зазором относительно корпуса камеры сгорания, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины, тем, что согласно изобретению полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора, а одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода с промежуточной ступенью компрессора, система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями.
Решение указанных задач достигнуто в способе регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя, включающий охлаждение ротора статора, тем, что согласно изобретению измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины, при этом расход охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины изменяют в зависимости от режима работы ГТД, например, температуры газов перед турбиной. Изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины может быть выполнено дискретно
Сущность изобретения представлена на чертежах (фиг.1-14), где:
- на фиг.1 приведена схема ГТД,
- на фиг.2 представлена схема турбины и системы регулирования радиального зазора в турбине на примере одной ступени двухступенчатой турбины,
- на фиг.3 приведен вид А,
- на фиг.4 приведен разрез Б-Б,
- на фиг.5 приведена схема установки кольцевой вставки,
- на фиг.6 приведена пустотелая кольцевая вставка,
- на фиг.7 приведена кольцевая вставка с наполнителем,
- на фиг.8 приведен вид кольцевой вставки с отверстиями в ней,
- на фиг.9 приведена кольцевая вставка с ребрами,
- на фиг.10 приведена кольцевая вставка с турбулизаторами,
- на фиг.11 приведена кольцевая вставка с покрытием из мягкого истираемого материала, вид А,
- на фиг.12 приведена кольцевая вставка с панелями из «сотовых уплотнений»,
- на фиг.13 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины в зависимости от температуры перед турбиной,
- на фиг.14 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД.
Конструкция двухконтурного газотурбинного двигателя представлена на чертежах фиг.1-14. Газотурбинный двигатель (ГТД) может быть одноконтурным или двухконтурным. В дальнейшем описание системы регулирования радиального зазора выполнено на примере двухконтурного ГТД. Этот ГТД содержит входное устройство 1 с входным обтекателем 2, вентилятор 3, основной корпус 4, выхлопное устройство 5, компрессор 6, камеру сгорания 7 с корпусом 8, жаровой трубой 9 и форсунками 10, турбину 11, валы 12 и 13, опоры 14…17 (фиг.1).
Компрессор 6 содержит корпус 16 по меньшей мере одну ступень 19, которая, в свою очередь, содержит направляющий аппарат 20, рабочие лопатки 21 и диски 22.
Турбина 11 содержит ротор 23 и статор 24. Турбина 1l имеет по меньшей мере одну ступень 25. На фиг.1 приведена турбина 11 с двумя ступенями 25, каждая из которых, в свою очередь, содержит сопловой аппарат 26 и рабочее колесо 27 с рабочими лопатками 28 и диск 29. Сопловой аппарат 26 и рабочие лопатки 28 выполнены охлаждаемыми, например, перфорированными. Диск 29 имеет с обеих сторон передний и задний дефлекторы 30 и 31. Ступеней 25 турбины 11 может одна, три или сколько угодно, а средство регулирования радиального зазора применено на одной или нескольких или всех ступенях 25. Наиболее эффективно применение системы регулирования радиального зазора на первых ступенях 25 турбины 11 из-за высокого перепада давления на них.
Таким образом двигатель имеет два контура первый 32 и второй 33.
Турбина 11 содержит средство регулирования радиального зазора. Средство регулирования радиального зазора содержит кольцевую вставку 34, установленную внутри статора 24 над рабочими лопатками 28 турбины 11 с образованием радиального зазора 8. Кольцевая вставка 34 может быть выполнена сплошной (фиг.5) или пустотелой (фиг.6), т.е. содержать полость 35. Полость 35 может быть заполнена теплоаккумулирующим веществом 36. Теплоаккумулирующее вещество 36, это материал, имеющий высокую теплоемкость и теплоту фазового перехода, например, на основе ацетата натрия.
Далее изобретение описано на примере одной первой ступени 25 турбины высокого давления (первой), но может быть применено и на других (всех) ступенях 25 турбины 11.
Рабочие лопатки 28 могут быть выполнены с бандажными полками (такой вариант на фиг.1…14 не показан). Рабочие лопатки 28 содержат замковую часть 37. В диске 29 выполнены отверстия 38 для подвода к рабочим лопаткам 28 охлаждающего воздуха. Передний дефлектор 30 уплотнен относительно вала и статорных деталей уплотнениями 39 и 40. В переднем дефлекторе 30 выполнены отверстия 41 для подвода охлаждающего воздуха.
Средство регулирования радиального зазора кроме перечисленных ранее средств содержит аппарат закрутки 42, внутренний трубопровод подачи охлаждающего воздуха 43, полость 44, под сопловым аппаратом 26, отверстии 45, полость 46 соплового аппарата 26 и отверсия 47, полость 48 над сопловым аппаратом 26, ограниченную от камеры сгорания 7 стенкой 49, трубопровод высокого давления 50, регулятор расхода воздуха 51. Другой конец трубопровода высокого давления 50 соединен с выходом из компрессора 6.
Кроме того, средство регулирования радиального зазора имеет по меньшей мере один трубопровод 52. Каждый трубопровод 52 имеет регулятор расхода 53. Один конец трубопровода 52 соединен с выходом из промежуточной ступени компрессора 6, а другой с полостью 54 коллектора 55 и далее через отверстия 56 с полостями статора 24. Всего может быть применено от одного до четырех трубопроводов 52.
Вал диск 25 с дефлекторами 30 и 31 и рабочим колесом 27 образуют ротор 23 турбины 11 (фиг.2). Турбина 11, как указывалось ранее, имеет статор 24. Статор 24 содержит несколько корпусов (от двух и более). Далее приведено описание турбины 11 с тремя корпусами: внешним корпусом 57, внутренним корпусом 58 и установленным между ними промежуточным корпусом 59. При этом промежуточный корпус 59 имеет коническую форму (форму усеченного конуса) с радиальным фланцем 60, соединенным с фланцем 61 внешнего корпуса 57. Кроме того, промежуточный корпус 59 имеет переднюю радиальную перегородку 62, установленную с кольцевым зазором 63 внутри внешнего корпуса 57. Внешний корпус 57 имеет первую радиальную перегородку 64 с прямоугольными окнами 65 и отверстия 66 во внутреннем корпусе 58 или отверстия 67 в наружном корпусе (только для двухконтурного двигателя), для сброса воздуха (фиг.1 и 2), охлаждающего статор 24 турбины 11 (фиг.2 и 5). Для двухконтурного двигателя возможно одновременное применение отверстий 66 и 67. В результате в статоре 24 турбины 11 образованы четыре полости 68, 69, 70 и 71.
Первая радиальная перегородка 64 содержит «омега-образную» часть 72, которая сварочным швом 73 соединена с первой радиальной перегородкой 64. С другой стороны (внутренней) «омега-образной» части 72 первой радиальной перегородки 64 сварочным швом 74 приварена кольцевая деталь 75 с кольцевым пазом 76 для размещения в нем кольцевого выступа 77, имеющегося на кольцовой вставке 34 для ее центрирования.
Теплоаккумулирующий материал 36, это как отмечалось выше, материал, который имеет высокую теплоемкость и высокую удельную теплоту фазового перехода. Примером такого материала может служить тригидрат ацетата натрия.
Теплофизические свойства этого материала:
- теплота плавления 220 кДж/кг,
- теплоемкость твердой фазы 2 кДж/кг,
- теплоемкость жидкой фазы 2,8 кДж/кг.
Аккумулирование тепла осуществляется, как правило, за счет теплоты фазового перехода. Подбором объема теплоаккумулирующего материла 36 можно сделать одинаковыми время прогрева диска 29 и корпусов турбины 57…59 и, как следствие, предотвратить увеличение радиального зазора на режимах форсирования.
Основными особенностями турбины 11 является наличие датчиков измерения радиального зазора 78 и бортового компьютера 79, соединенных электрическими связями 80. Возможно применение только одного датчика измерения радиального зазора, но это крайне нежелательно, т.к. отказ датчика может привести к аварийной ситуации.
На фиг.4 представлен вариант сборки статора 24 турбины 11ТТД. В конструкции статора 21 турбины 11 могут быть применены отверстия 81, выполненные в промежуточном корпусе 59 и 82, выполненные в кольцевой вставке 34.
На фиг.7 приведена кольцевая вставка 34 с ребрами 83, применение которых интенсифицирует охлаждение кольцевых вставок 34. На фиг.8 приведена кольцевая вставка 34 с турбулизаторами 84, выполненными также на внешней поверхности кольцевой вставки 34. Турбулизаторы 84 могут быть выполнены в виде цилиндров небольшого размера.
На внутренней поверхности кольцевых вставок 34 может быть нанесено мягкое легкоистираемое покрытие 85, например графит (фиг.11), или прикреплены вставки сотового уплотнения 86 (фиг.12).
На фиг.13 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения ротора турбины 11 поз.93 в зависимости от температуры перед турбиной Тг, из которой следует, что расход воздуха gl, охлаждающего ротор 23 турбины 11, должен увеличиваться с ростом температуры продуктов сгорания перед турбиной Тг. Эта зависимость может быть линейной, например, как показано на фиг.13. На фиг.14 приведена диаграмма изменения расхода воздуха для охлаждения статора турбины в зависимости от времени работы ГТД. Для наглядности приведены расчетные расходы охлаждающего воздуха g2 для охлаждения статора турбины 11 на трех участках работы ГТД (на режиме форсирования 87, 88 и 89). Позициями 90, 91 и 92 показано реальное изменение расхода воздуха g2.
Работа турбины ГТД осуществляется следующим образом (фиг.1…14).
При резком изменении режима работы турбины газотурбинного двигателя, например, при его форсировании температура продуктов сгорания перед турбиной возрастает. На номинальном режиме радиальный зазор 80 имеет расчетное значение, а на форсажном (максимальном) режиме радиальные зазоры 8 в первоначальный момент при отсутствии регулирования бы резко возрастали. При форсировании ГТД температура продуктов сгорания резко возрастает. При этом прогреваются корпуса турбины 57…59 и диск 29 с рабочими лопатками 28. Но масса диска 29 турбины 11 намного больше массы всех корпусов 57...59, поэтому зазор бы возрастал без применения средства регулирования радиального зазора. Наличие пустотелой кольцевой вставки 34, заполненной теплоаккумулирующим материалом 36, замедлит прогрев пустотелой кольцевой вставки 34 и корпусов 57…59, что предотвратит увеличение радиального зазора.
Проходящий по трубопроводу высокого давления 50 через регулятор расхода 51 охлаждающий воздух охлаждает диск 29 турбины 11 и рабочие лопатки 28.
При этом изменение расхода охлаждающего воздуха через регулятор расхода 51 осуществляют только в зависимости от режима работы двигателя Тг и изменением расхода этого воздуха не управляют радиальным зазором, так как увеличение расхода этого воздуха уменьшает КПД турбины 11. При этом трубопровод высокого давления 50 может быть подключен только к выходу из компрессора 6 (т.е. за его последней ступенью), в противном случае давления охлаждающего воздуха будет недостаточно для охлаждения перфорированного соплового аппарата 26 и перфорированных рабочих лопаток 28 турбины 11.
Охлаждающий воздух из второго контура 33, проходящий по трубопроводам 52 и регуляторам расхода 54, поступает через втулки 55 в основную полость 56 и далее в полости 47 и 49 и охлаждает корпуса 38…40 и кольцевую вставку 34. При этом для того, чтобы эффективность работы системы была максимальной, необходимо применять относительно «холодный» воздух, который следует отбирать из-за промежуточной ступени компрессора 6 (фиг.1). Регуляторы расхода 51 и 53 электрическими связями 80 соединены с бортовым компьютером 79 для управления расходами охлаждающего воздуха g1 и g2 (фиг.11 и 12).
Применение теплоаккумулирующего материала 51 выравнивает тепловые инерции ротора 23 и статора 24. При увеличении радиального зазора датчики измерения радиального зазора 78 фиксируют этот факт, и бортовой компьютер 79 по каналу связи 80 подает команду регуляторам расхода 53 на увеличение расхода охлаждающего воздуха. При уменьшении величины радиального зазора ниже допустимого предела, наоборот, расход охлаждающего воздуха уменьшают. В результате предложенная система может очень точно поддерживать радиальные зазоры постоянными практически на всех режимах.
Применение группы изобретений позволило:
1. Обеспечить эффективное плавное регулирование радиальных зазоров в турбине газотурбинного двигателя на всех режимах.
2. Обеспечить увеличение мощности двигателя на форсажных (максимальных) режимах за счет уменьшения радиального зазора на этих режимах.
3. Обеспечить надежный взлет самолета с двигателями, оборудованными такими системами регулирования радиального зазора без предварительного прогрева ГТД или значительно уменьшить время прогрева ГТД за счет одновременного воздействия на ротор и статор.
4. Обеспечить надежный взлет самолета при высокой температуре окружающей среды, т.е. в условиях, когда взлетная тяга ГТД уменьшается по указанной ранее причине.
5. Практически мгновенно переводить режим работы ГТД авиационного двигателя с крейсерского на форсажный режим. По той же причине это особенно важно для военных самолетов.
6. Упростить конструкцию элементов системы регулирования радиального зазора, уменьшить ее вес и разместить вне тракта ГТД в зоне низких температур, что повысит надежность турбины.
Claims (2)
1. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, имеющий по меньшей мере одну ступень, камеру сгорания, содержащую жаровую трубу, установленную с зазором относительно корпуса камеры сгорания, турбину, содержащую по меньшей мере одну охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним, и ротор турбины с охлаждаемым рабочим колесом и аппаратом закрутки перед ним, а также статор турбины, содержащий по меньшей мере два корпуса турбины с полостями между ними и систему регулирования радиального зазора, содержащую кольцевую вставку над рабочим колесом турбины, отличающийся тем, что полость над сопловым аппаратом соединена трубопроводом отбора воздуха, содержащим регулятор расхода с выходом из компрессора, а одна из полостей между корпусами турбины соединена трубопроводом, содержащим второй регулятор расхода с промежуточной ступенью компрессора, система регулирования радиального зазора содержит бортовой компьютер и датчики измерения радиального зазора, регулятор расхода, приводы клапанов и датчики измерения радиального зазора соединены электрическими связями.
2. Способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя, включающий охлаждение ротора и статора, отличающийся тем, что измеряют радиальный зазор и в зависимости от его величины производят изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения статора турбины, при этом расход охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины изменяют в зависимости от режима работы ГТД, например температуры газов перед турбиной, при этом изменение расхода охлаждающего воздуха для охлаждения ротора турбины может быть выполнено дискретно.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012119374/06A RU2506435C2 (ru) | 2012-05-11 | 2012-05-11 | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012119374/06A RU2506435C2 (ru) | 2012-05-11 | 2012-05-11 | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012119374A RU2012119374A (ru) | 2013-11-20 |
| RU2506435C2 true RU2506435C2 (ru) | 2014-02-10 |
Family
ID=49555019
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012119374/06A RU2506435C2 (ru) | 2012-05-11 | 2012-05-11 | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2506435C2 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2598964C2 (ru) * | 2014-12-12 | 2016-10-10 | Федеральное агентство научных организаций Федеральное Государственное Бюджетное Научное Учреждение Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства (ФГБНУ ВИЭСХ) | Устройство камеры сгорания с регулируемым зазором подачи охлаждающего воздуха для микрогазотурбинного двигателя |
| RU2704056C2 (ru) * | 2017-06-07 | 2019-10-23 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, способ активного теплового регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU2738523C1 (ru) * | 2020-03-24 | 2020-12-14 | Николай Борисович Болотин | Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3870808B1 (en) * | 2018-11-30 | 2022-08-17 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Mid-frame section of a gas turbine engine |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2104966A (en) * | 1981-06-26 | 1983-03-16 | United Technologies Corp | Closed loop control for tip clearance of a gas turbine engine |
| SU1809127A1 (en) * | 1977-07-13 | 1993-04-15 | Motornyj Z | Gas-turbine engine turbine |
| RU2159335C1 (ru) * | 1999-04-28 | 2000-11-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Способ охлаждения рабочего колеса турбины многорежимного турбореактивного двигателя |
| RU2210674C2 (ru) * | 1997-07-18 | 2003-08-20 | Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА" | Устройство охлаждения или нагрева для круглого корпуса |
| RU2316662C1 (ru) * | 2006-04-03 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| RU2387846C1 (ru) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
| US20110088405A1 (en) * | 2009-10-15 | 2011-04-21 | John Biagio Turco | Gas turbine engine temperature modulated cooling flow |
| RU2435039C2 (ru) * | 2005-09-23 | 2011-11-27 | Снекма | Корпус для турбины, турбина, а также турбомашина, содержащая такую турбину |
-
2012
- 2012-05-11 RU RU2012119374/06A patent/RU2506435C2/ru active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU1809127A1 (en) * | 1977-07-13 | 1993-04-15 | Motornyj Z | Gas-turbine engine turbine |
| GB2104966A (en) * | 1981-06-26 | 1983-03-16 | United Technologies Corp | Closed loop control for tip clearance of a gas turbine engine |
| RU2210674C2 (ru) * | 1997-07-18 | 2003-08-20 | Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА" | Устройство охлаждения или нагрева для круглого корпуса |
| RU2159335C1 (ru) * | 1999-04-28 | 2000-11-20 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Способ охлаждения рабочего колеса турбины многорежимного турбореактивного двигателя |
| RU2435039C2 (ru) * | 2005-09-23 | 2011-11-27 | Снекма | Корпус для турбины, турбина, а также турбомашина, содержащая такую турбину |
| RU2316662C1 (ru) * | 2006-04-03 | 2008-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| RU2387846C1 (ru) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
| US20110088405A1 (en) * | 2009-10-15 | 2011-04-21 | John Biagio Turco | Gas turbine engine temperature modulated cooling flow |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2598964C2 (ru) * | 2014-12-12 | 2016-10-10 | Федеральное агентство научных организаций Федеральное Государственное Бюджетное Научное Учреждение Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства (ФГБНУ ВИЭСХ) | Устройство камеры сгорания с регулируемым зазором подачи охлаждающего воздуха для микрогазотурбинного двигателя |
| RU2704056C2 (ru) * | 2017-06-07 | 2019-10-23 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя с активным тепловым регулированием радиального зазора в турбине, способ активного теплового регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя |
| RU2738523C1 (ru) * | 2020-03-24 | 2020-12-14 | Николай Борисович Болотин | Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012119374A (ru) | 2013-11-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107893701B (zh) | 用于整流罩下分流冷却的方法和设备 | |
| US11092013B2 (en) | Modulated turbine cooling system | |
| US10927763B2 (en) | Conditioned low pressure compressor compartment for gas turbine engine | |
| US10487739B2 (en) | Cooling system for a turbine engine | |
| US11067003B2 (en) | Fluid cooling structure for an electric machine of a gas turbine engine | |
| EP2809909B1 (en) | Gas turbine engine buffer system providing zoned ventilation | |
| US5022817A (en) | Thermostatic control of turbine cooling air | |
| EP2375005B1 (en) | Method for controlling turbine blade tip seal clearance | |
| US10113486B2 (en) | Method and system for modulated turbine cooling | |
| CN107120146B (zh) | 主动hpc间隙控制 | |
| RU2506435C2 (ru) | Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя | |
| RU2504663C2 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
| RU2501956C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель, способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2499145C1 (ru) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2496991C1 (ru) | Турбина двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2499892C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
| RU2500895C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
| RU2499894C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель | |
| RU2519127C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя и способ регулирования радиального зазора в турбине | |
| RU2511860C1 (ru) | Двухконтурный газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя | |
| RU2553919C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| RU2535453C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя и способ регулирования радиального зазора в турбине | |
| RU2738523C1 (ru) | Способ регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации | |
| RU2498087C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
| RU2532737C1 (ru) | Газотурбинный двигатель |