RU2518729C1 - Cooled turbine - Google Patents
Cooled turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2518729C1 RU2518729C1 RU2013115023/06A RU2013115023A RU2518729C1 RU 2518729 C1 RU2518729 C1 RU 2518729C1 RU 2013115023/06 A RU2013115023/06 A RU 2013115023/06A RU 2013115023 A RU2013115023 A RU 2013115023A RU 2518729 C1 RU2518729 C1 RU 2518729C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling
- air
- walls
- deflector
- blade
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к охлаждению турбин авиационных газотурбинных двигателей.The invention relates to the field of aircraft engine construction, namely, to cooling turbines of aircraft gas turbine engines.
Известна охлаждаемая турбина, содержащая сопловые лопатки, каждая из которых выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости с транзитным дефлектором, образующим вдоль внутренних поверхностей стенок пера охлаждающие каналы, сообщенные с проточной частью турбины, раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке лопатки с проточной частью турбины, теплообменник, соединенный на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщенный с транзитным дефлектором раздаточной полости, с транзитным воздуховодом, сопловым аппаратом закрутки, каналами охлаждения рабочего колеса и рабочей лопатки турбины.Known cooled turbine containing nozzle vanes, each of which is made in the form of a structural element bounded by the upper and lower shelves, and the space between them, bounded by the concave and convex walls of the feather blade, in the form of an input edge and a dispensing cavity located along its axis transit deflector, forming along the inner surfaces of the walls of the pen cooling channels in communication with the flow part of the turbine, the distributing header of the input edge is connected at the entrance to the air the ear cavity of the combustion chamber, and at the outlet through the perforations in the input edge of the blade with the turbine flow part, a heat exchanger connected at the inlet to the air cavity of the combustion chamber, and at the outlet, in series with the transit deflector of the transfer cavity, with a transit duct, a spin nozzle, cooling channels for the impeller and impeller of the turbine.
/ RU №2196239, МПК7 F02C 7/12, опубликовано 10.01.2001 г.// RU No. 2196239, IPC 7
Недостатком такой охлаждаемой турбины является то, что транзит охлаждающего воздуха к сопловому аппарату закрутки и охлаждение пера сопловой лопатки турбины высокого давления осуществляется совместно от одного источника охлаждающего воздуха через общий дефлектор, что приводит, с одной стороны, к подогреву охлаждающего воздуха, идущего к сопловому аппарату закрутки, а с другой стороны, исключается возможность использования автономного источника охлаждающего воздуха или использование воздуха, отбираемого от более низкой ступени компрессора, для охлаждения пера сопловой лопатки турбины высокого давления, что приводит к ухудшению экономичности двигателя в целом.The disadvantage of such a cooled turbine is that the transit of cooling air to the nozzle swirl device and the cooling of the pen of the nozzle blade of the high pressure turbine are carried out jointly from one source of cooling air through a common deflector, which leads, on the one hand, to the heating of the cooling air going to the nozzle apparatus swirling, and on the other hand, the possibility of using an autonomous source of cooling air or the use of air taken from a lower stage of the comp essora for cooling the vane pen high pressure turbine which leads to a deterioration of engine efficiency as a whole.
Задачей изобретения является повышение эффективности и экономичности турбины.The objective of the invention is to increase the efficiency and economy of the turbine.
Ожидаемый технический результат - улучшение экономичности турбины за счет понижения температуры газа перед турбиной и обеспечение оптимального расхода и температуры охлаждающего воздуха, подаваемого для охлаждения пера сопловой лопатки турбины.The expected technical result is the improvement of the turbine's efficiency by lowering the gas temperature in front of the turbine and ensuring the optimal flow rate and temperature of the cooling air supplied to cool the turbine nozzle blade feather.
Технический результат достигается тем, что известная охлаждаемая турбина, содержащая сопловые лопатки, каждая из которых выполнена в виде конструктивного элемента, ограниченного верхней и нижней полками, и пространства между ними, ограниченного вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки и раздаточной полости с транзитным дефлектором, образующим вдоль внутренних поверхностей стенок пера охлаждающие каналы, сообщенные с проточной частью турбины, раздаточный коллектор входной кромки соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе через перфорационные отверстия во входной кромке лопатки с проточной частью турбины, теплообменник, соединенный на входе с воздушной полостью камеры сгорания, а на выходе последовательно сообщенный с транзитным дефлектором раздаточной полости, с транзитным воздуховодом, сопловым аппаратом закрутки, каналами охлаждения рабочего колеса и рабочей лопатки турбины по предложению, она снабжена раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха и охлаждающим дефлектором, выполненным с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, охлаждающий дефлектор установлен в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки с зазором относительно транзитного дефлектора и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки и стенками охлаждающего дефлектора с перфорационными отверстиями, в верхней и нижней полках лопатки выполнены воздуховоды, соединенные на выходе с проточной частью турбины, раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха соединен с источником воздуха, с входом воздуховода верхней полки и с входом охлаждающего дефлектора, а вход воздуховода в нижней полке соединен с выходом охлаждающего дефлектора.The technical result is achieved by the fact that the known cooled turbine containing nozzle blades, each of which is made in the form of a structural element bounded by the upper and lower shelves, and the space between them, bounded by the concave and convex walls of the feather blade, in the form of a distributor located along its axis the input edge and the dispensing cavity with a transit deflector forming cooling channels along the inner surfaces of the walls of the pen in communication with the turbine flow part, a dispensing call the input edge is connected at the inlet to the air chamber of the combustion chamber, and at the outlet through perforations in the air inlet edge of the blade with the turbine flow part, a heat exchanger is connected at the inlet to the air chamber of the combustion chamber, and at the output it is connected in series with the transit deflector of the transfer cavity, with on the proposal, it is equipped with a distributing manifold for cooling air and cooling with a deflector made with perforations on its two opposite walls, a cooling deflector is installed in the dispensing cavity on the wall of the distributor of the input edge with a gap relative to the transit deflector and with a gap between the concave and convex walls of the feather blade and the walls of the cooling deflector with perforations in the upper air ducts are made in the lower flange of the blade, connected at the outlet to the flow part of the turbine, a distributing manifold for cooling air is connected with an air source, with the inlet of the duct of the upper shelf and with the inlet of the cooling deflector, and the inlet of the duct in the lower shelf is connected to the outlet of the cooling deflector.
Кроме того, возможно, что:In addition, it is possible that:
а) раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха может быть соединен, по меньшей мере, с одной из ступеней компрессора;a) a distributing manifold for cooling air can be connected to at least one of the compressor stages;
б) охлаждающая турбина дополнительно снабжена автономным источником воздуха, соединенным с раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха;b) the cooling turbine is additionally equipped with an autonomous air source connected to a distributing manifold for cooling air;
в) в зазоре между охлаждающим и транзитным дефлекторами выполнены направляющие элементы;c) guide elements are made in the gap between the cooling and transit deflectors;
г) в зазоре между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки и стенками охлаждающего дефлектора и стенками транзитного дефлектора в охлаждающих каналах выполнены центрирующие элементы;d) in the gap between the concave and convex walls of the feather blade and the walls of the cooling deflector and the walls of the transit deflector in the cooling channels, centering elements are made;
д) в стенках транзитного дефлектора выполнены перфорационные отверстия;d) perforation holes are made in the walls of the transit deflector;
е) на вогнутой и/или выпуклой стенках раздаточной полости выполнены перфорационные отверстия.f) perforations are made on the concave and / or convex walls of the dispensing cavity.
Снабжение охлаждаемой турбины раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха и охлаждающим дефлектором, выполненным с перфорационными отверстиями на двух его противоположных стенках, позволяет дополнительно охладить сопловую лопатку воздухом другого термодинамического уровня (по температуре и давлению), что приводит к понижению температуры газа перед турбиной и улучшает экономичность двигателя в целом.Providing a cooled turbine with a distributing manifold for cooling air and a cooling deflector made with perforations on its two opposite walls, allows to further cool the nozzle blade with air of a different thermodynamic level (temperature and pressure), which leads to lower gas temperatures in front of the turbine and improves engine efficiency generally.
Установка охлаждающего дефлектора в раздаточной полости на стенке раздаточного коллектора входной кромки с зазором относительно транзитного дефлектора и с зазором между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки и стенками охлаждающего дефлектора с перфорационными отверстиями позволяет охлаждающему воздуху омывать внутренние поверхности пера лопатки, при этом, с одной стороны, создавая более эффективное охлаждение пера самой лопатки, а с другой стороны, изолируя транзитный дефлектор от горячего воздуха проточной части, тем самым уменьшая подогрев охлаждающего воздуха, проходящего через транзитный дефлектор, что улучшает охлаждение рабочих лопаток турбины.The installation of a cooling deflector in the dispensing cavity on the wall of the input edge distribution manifold with a gap relative to the transit deflector and with a gap between the concave and convex walls of the blade pen and the walls of the cooling deflector with perforation holes allows the cooling air to wash the internal surfaces of the blade pen, while, on the one hand, creating more efficient cooling of the pen of the blade itself, and on the other hand, isolating the transit deflector from the hot air of the flow part, thereby less heating of the cooling air passing through the transit deflector, which improves the cooling of the turbine blades.
Выполнение в верхней и нижней полках лопатки воздуховодов, соединенных на выходе с проточной частью турбины, а также соединение входа воздуховода верхней полки с раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха, а входа воздуховода в нижней полке с выходом охлаждающего дефлектора, позволяет дополнительно улучшить охлаждение верхней и нижней полок за счет использования воздуха другого термодинамического уровня и обеспечения максимального перепада давлений на верхней и нижней полках.The implementation of ducts in the upper and lower shelves of the blade of the duct connected at the outlet to the turbine flow part, as well as the connection of the duct inlet of the top shelf with a distributing manifold for cooling air and the duct inlet in the lower shelf with the outlet of the cooling deflector, can further improve cooling of the upper and lower shelves due to the use of air of another thermodynamic level and to ensure maximum pressure difference on the upper and lower shelves.
Соединение раздаточного коллектора для охлаждающего воздуха с источником воздуха или с одной из ступеней компрессора позволяет обеспечить различную температуру и давление охлаждающего воздуха, а выбор в качестве источника воздуха автономного источника воздуха обеспечивает более комфортные условия по параметрам подаваемого охлаждающего воздуха, в частности существенно снизить температуру последнего.The connection of the distributing manifold for cooling air with an air source or with one of the compressor stages allows for a different temperature and pressure of the cooling air, and the choice of an autonomous air source as the air source provides more comfortable conditions for the parameters of the supplied cooling air, in particular, significantly lowering the temperature of the latter.
Выполнение в зазоре между охлаждающим и транзитным дефлекторами направляющих элементов обеспечивает фиксацию и облегчает установку охлаждающего и транзитного дефлекторов в раздаточной полости.The implementation in the gap between the cooling and transit baffles of the guide elements provides fixation and facilitates the installation of cooling and transit baffles in the dispensing cavity.
Выполнение в зазоре между вогнутой и выпуклой стенками пера лопатки и стенками охлаждающего дефлектора и стенками транзитного дефлектора в охлаждающих каналах центрирующих элементов позволяет обеспечить гарантированный зазор и облегчает установку охлаждающего и транзитного дефлекторов в раздаточной полости при сборке сопловой лопатки.Performing in the gap between the concave and convex walls of the feather blade and the walls of the cooling deflector and the walls of the transit deflector in the cooling channels of the centering elements allows for a guaranteed gap and facilitates the installation of the cooling and transit deflectors in the dispensing cavity when assembling the nozzle blade.
Выполнение в стенках транзитного дефлектора перфорационных отверстий улучшает эффективность охлаждения пера сопловой лопатки и ликвидацию мест перегрева элементов пера сопловой лопатки.Performing perforation holes in the walls of the transit baffle improves the cooling efficiency of the nozzle blade pen and eliminates the overheating of the nozzle blade feather elements.
Выполнение на вогнутой и/или выпуклой стенках пера сопловой лопатки перфорационных отверстий обеспечивает снижение температуры лопатки в зонах перегрева за счет образования завесы охлаждающего воздуха.The execution of perforation holes on the concave and / or convex walls of the pen of the nozzle blade ensures a decrease in the temperature of the blade in the overheating zones due to the formation of a curtain of cooling air.
На фиг.1 показан продольный разрез охлаждаемой турбины;Figure 1 shows a longitudinal section of a cooled turbine;
на фиг.2 - поперечное сечение сопловой лопатки;figure 2 is a cross section of a nozzle blade;
на фиг.3 - сечение А-А по сопловой лопатке;figure 3 is a section aa along the nozzle blade;
на фиг.4 - сечение Б-Б по сопловой лопатке;figure 4 is a section bB along the nozzle blade;
на фиг.5 - поперечное сечение сопловой лопатки с направляющими элементами и с перфорированным транзитным дефлектором.figure 5 is a cross section of a nozzle blade with guide elements and with a perforated transit deflector.
Охлаждаемая турбина содержит сопловые лопатки 1, каждая из которых выполнена в виде конструктивного элемента 2, ограниченного верхней 3 и нижней 4 полками, и пространства 5 между ними, ограниченного вогнутой 6 и выпуклой 7 стенками пера лопатки 1, в виде расположенных вдоль ее оси раздаточного коллектора входной кромки 8 и раздаточной полости 9 с транзитным дефлектором 10, образующим вдоль внутренних поверхностей стенок пера охлаждающие каналы 11, сообщенные с проточной частью турбины 12.The cooled turbine contains
Раздаточный коллектор входной кромки 8 соединен на входе с воздушной полостью камеры сгорания 13, а на выходе через перфорационные отверстия 14 во входной кромке 15 лопатки 1 с проточной частью турбины 12.The dispensing manifold of the
Охлаждаемая турбина содержит теплообменник 16, соединенный на входе с воздушной полостью камеры сгорания 13, а на выходе последовательно сообщенный с транзитным дефлектором 10 раздаточной полости 9, с транзитным воздуховодом 17, сопловым аппаратом закрутки 18, каналами охлаждения 19 рабочего колеса 20 и рабочей лопатки 21 турбины.The cooled turbine contains a
Охлаждаемая турбина снабжена раздаточным коллектором для охлаждающего воздуха 22 и охлаждающим дефлектором 23, выполненным с перфорационными отверстиями 24 на двух его противоположных стенках. Охлаждающий дефлектор 23 установлен в раздаточной полости 9 на стенке раздаточного коллектора входной кромки 8 с зазором 25 относительно транзитного дефлектора 10 и с зазором 26 между вогнутой 6 и выпуклой 7 стенками пера лопатки 1 и стенками охлаждающего дефлектора 23 с перфорационными отверстиями 24.The cooled turbine is equipped with a distributing manifold for
В верхней 3 и нижней 4 полках лопатки выполнены воздуховоды 27 и 28, соединенные на выходе с проточной частью турбины 12. Раздаточный коллектор для охлаждающего воздуха 22 соединен с источником воздуха 29, с входом воздуховода 27 верхней полки 3 и с входом охлаждающего дефлектора 23, а вход воздуховода 28 в нижней полке 4 соединен с выходом охлаждающего дефлектора 23.In the upper 3 and lower 4 shelves of the blades,
Для охлаждаемой турбины возможны варианты, когда:For a cooled turbine, options are possible when:
1) в зазоре 25 между охлаждающим 23 и транзитным 10 дефлекторами выполнены направляющие элементы 30, а в зазоре 26 между вогнутой 6 и выпуклой 7 стенками пера лопатки 1 и стенками охлаждающего дефлектора 23 и стенками транзитного дефлектора 10 в охлаждающих каналах 11 выполнены центрирующие элементы 31;1) in the
2) в стенках транзитного дефлектора 10 выполнены перфорационные отверстия 32, а на вогнутой 6 и выпуклой 7 стенках раздаточной полости 9 выполнены перфорационные отверстия 33.2)
Охлаждение турбины осуществляется следующим образом.The cooling of the turbine is as follows.
Воздух из воздушной камеры сгорания 13 поступает, с одной стороны, в раздаточный коллектор входной кромки 8, где через перфорационные отверстия 14 во входной кромке 15 лопатки 1 выдувается в проточную часть турбины 12, а с другой стороны, поступает в теплообменник 16, где он охлаждается и поступает в транзитный дефлектор 10 раздаточной полости 9, где он транспортируется через транзитный воздуховод 17, сопловой аппарат закрутки 18 в каналы охлаждения 19 рабочего колеса 20 и рабочей лопатки 21 турбины.The air from the
Воздух из раздаточного коллектора для охлаждающего воздуха 22 поступает, в первую очередь, в воздуховод 27 верхней полки 3 и далее в проточную часть турбины 12, обеспечивая максимальный перепад давлений на верхней полке 3 и тем самым улучшая эффективность ее охлаждения, во вторую очередь, поступает в охлаждающий дефлектор 23, расположенный в раздаточной полости 9, где он, с одной стороны, через перфорационные отверстия 24 на двух противоположных стенках охлаждающего дефлектора 23 поступает в зазор 26 между вогнутой 6 и выпуклой 7 стенками пера лопатки 1 и стенками охлаждающего дефлектора 23 и охлаждающие каналы 11, где происходит охлаждение внутренних поверхностей пера лопатки и изолирование этим воздухом стенок транзитного дефлектора 10, далее этот воздух выдувается в проточную часть турбины 12, что обеспечивает максимальный перепад давления и улучшение эффективности охлаждения внутренних полостей пера лопатки, с другой стороны, транспортируется в воздуховод 28 нижней полки 4 и далее в проточную часть турбины 12, что также обеспечивает максимальный перепад давлений и улучшение охлаждения нижней полки 4.The air from the distributing manifold for cooling
Таким образом, изобретение позволяет улучшить эффективность охлаждения, с одной стороны, пера сопловой лопатки за счет обеспечения максимального перепада давлений, с другой стороны, рабочего колеса и рабочей лопатки турбины за счет уменьшения подогрева охлаждающего воздуха при его транспортировки через транзитный дефлектор к сопловому аппарату закрутки и далее в каналы рабочего колеса и рабочей лопатки турбины.Thus, the invention improves the cooling efficiency, on the one hand, of the nozzle blade feather by maximizing the pressure drop, on the other hand, of the turbine impeller and turbine blade by reducing the heating of the cooling air during its transportation through the transit deflector to the spin nozzle and further into the channels of the impeller and impeller of the turbine.
Применение изобретения позволяет увеличить ресурс и надежность двигателя, улучшить экономичность турбины за счет возможности соединения раздаточного коллектора для охлаждающего воздуха с источником воздуха, или с более низкой ступенью компрессора, или с автономным источником воздуха, что обеспечивает охлаждение сопловой лопатки турбины воздухом другого термодинамического уровня (по температуре и давлению), что приводит к понижению температуры газа перед турбиной и обеспечивает оптимальный расход и температуру охлаждающего воздуха, подаваемого для охлаждения пера сопловой лопатки турбины.The application of the invention allows to increase the resource and reliability of the engine, improve the efficiency of the turbine due to the possibility of connecting the distributing manifold for cooling air with an air source, or with a lower compressor stage, or with an autonomous air source, which ensures cooling of the nozzle blade of the turbine with air of another thermodynamic level (according to temperature and pressure), which leads to a decrease in the gas temperature in front of the turbine and ensures optimal flow and temperature of the cooling air fed to cool the pen of the turbine nozzle blade.
Claims (7)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013115023/06A RU2518729C1 (en) | 2013-04-04 | 2013-04-04 | Cooled turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2013115023/06A RU2518729C1 (en) | 2013-04-04 | 2013-04-04 | Cooled turbine |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2518729C1 true RU2518729C1 (en) | 2014-06-10 |
Family
ID=51216482
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013115023/06A RU2518729C1 (en) | 2013-04-04 | 2013-04-04 | Cooled turbine |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2518729C1 (en) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2686430C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-04-25 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Air cooling path of blade of nozzle apparatus of high pressure turbine of a gas turbine engine (versions) |
RU2688052C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-05-17 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for cooling high-pressure turbine nozzle assembly (tna) of gas turbine engine (gte) and nozzle device of gte tna (embodiments) |
RU2704511C2 (en) * | 2015-07-20 | 2019-10-29 | Сафран Хеликоптер Энджинз | High pressure nozzle vane blade comprising insert with variable geometry |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19733148C1 (en) * | 1997-07-31 | 1998-11-12 | Siemens Ag | Cooling device for gas turbine initial stage |
RU2196239C2 (en) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Turbojet engine turbine cooling system |
US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
RU2211926C2 (en) * | 2001-05-04 | 2003-09-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | High-temperature gas turbine |
RU2387846C1 (en) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
-
2013
- 2013-04-04 RU RU2013115023/06A patent/RU2518729C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19733148C1 (en) * | 1997-07-31 | 1998-11-12 | Siemens Ag | Cooling device for gas turbine initial stage |
US6612114B1 (en) * | 2000-02-29 | 2003-09-02 | Daimlerchrysler Ag | Cooling air system for gas turbine |
RU2196239C2 (en) * | 2001-04-05 | 2003-01-10 | Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" | Turbojet engine turbine cooling system |
RU2211926C2 (en) * | 2001-05-04 | 2003-09-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | High-temperature gas turbine |
RU2387846C1 (en) * | 2008-10-29 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2704511C2 (en) * | 2015-07-20 | 2019-10-29 | Сафран Хеликоптер Энджинз | High pressure nozzle vane blade comprising insert with variable geometry |
RU2686430C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-04-25 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Air cooling path of blade of nozzle apparatus of high pressure turbine of a gas turbine engine (versions) |
RU2688052C1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-05-17 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Method for cooling high-pressure turbine nozzle assembly (tna) of gas turbine engine (gte) and nozzle device of gte tna (embodiments) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2514818C1 (en) | Cooled turbine | |
RU2387846C1 (en) | Method to cool by-pass gas turbine engine vanes and device to this end | |
US10689985B2 (en) | Turbine blade with optimised cooling | |
EP2899370B1 (en) | Turbine blade having swirling cooling channel and cooling method thereof | |
US5584651A (en) | Cooled shroud | |
US9303526B2 (en) | Turbine cooling system | |
US9011077B2 (en) | Cooled airfoil in a turbine engine | |
EP3155233B1 (en) | Gas turbine engine with rotor centering cooling system in an exhaust diffuser | |
RU2688090C2 (en) | Turbine blade with optimized cooling of its trailing edge, comprising channels located upstream and downstream and inner side cavities | |
CA2513045C (en) | Internally cooled gas turbine airfoil and method | |
JP6431690B2 (en) | Turbine rotor blade for the turbine section of a gas turbine | |
US20180230836A1 (en) | Stator vane section | |
RU2531839C2 (en) | Gas turbine | |
RU2518729C1 (en) | Cooled turbine | |
RU2459967C1 (en) | Double-flow gas turbine engine | |
US20120328414A1 (en) | Gas Turbine For Aeronautic Engines | |
RU2726235C2 (en) | Cooled turbine blade | |
RU2546371C1 (en) | Cooled turbine | |
RU2518768C1 (en) | Cooled turbine | |
RU2236609C1 (en) | Gas-turbine engine | |
CN108999645B (en) | Blade for gas turbine and power generation device comprising said blade | |
US10774664B2 (en) | Plenum for cooling turbine flowpath components and blades | |
JP2017075598A (en) | Turbine nozzle with cooling channel coolant discharge plenum | |
RU2618993C1 (en) | Dual-flow turbojet engine | |
RU87748U1 (en) | GAS TURBINE OPERATING WHEEL |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |