RU2659694C2 - Free power turbine - Google Patents
Free power turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2659694C2 RU2659694C2 RU2016152410A RU2016152410A RU2659694C2 RU 2659694 C2 RU2659694 C2 RU 2659694C2 RU 2016152410 A RU2016152410 A RU 2016152410A RU 2016152410 A RU2016152410 A RU 2016152410A RU 2659694 C2 RU2659694 C2 RU 2659694C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- labyrinth
- shaft
- cylindrical
- roller bearing
- flat
- Prior art date
Links
- 235000020637 scallop Nutrition 0.000 claims abstract description 7
- 241000237509 Patinopecten sp. Species 0.000 claims abstract description 4
- 210000001520 comb Anatomy 0.000 claims description 2
- 241000237503 Pectinidae Species 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/18—Lubricating arrangements
- F01D25/183—Sealing means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
- Rolling Contact Bearings (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к газотурбинным двигателям со свободной силовой турбиной авиационного и наземного применения.The invention relates to gas turbine engines with a free power turbine for aviation and ground applications.
Известен газотурбинный двигатель с опорой роликоподшипника, внутреннее кольцо которого установлено на валу турбины (патент US 2008/0098717, МПК F02K 3/02, опубл. 01.05.2008).A gas turbine engine with a bearing of a roller bearing is known, the inner ring of which is mounted on the turbine shaft (patent US 2008/0098717, IPC F02K 3/02, publ. 01.05.2008).
Недостатком такой конструкции является ее низкая надежность, так как при разрушении роликоподшипника возможен обрыв вала турбины из-за его перегрева.The disadvantage of this design is its low reliability, since if the roller bearing is destroyed, the turbine shaft may break due to overheating.
Наиболее близким к заявляемому является газотурбинный двигатель, в котором внутреннее кольцо роликоподшипника установлено на валу двигателя и зафиксировано в осевом положении гайкой, которая в окружном направлении зафиксирована пластинчатым замком, размещенным в осевом пазу вала. На валу также установлено лабиринтное кольцо, составляющее совместно со статорным фланцем лабиринтное уплотнение (патент RU 2250386, МПК F02K 3/06, опубл. 20.04.2005).Closest to the claimed is a gas turbine engine, in which the inner ring of the roller bearing is mounted on the motor shaft and locked in axial position by a nut, which is circumferentially fixed by a plate lock located in the axial groove of the shaft. A labyrinth ring is also installed on the shaft, which together with the stator flange comprises a labyrinth seal (patent RU 2250386, IPC
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является ее низкая надежность, так как осевой паз в валу является концентратором напряжений, что снижает надежность газотурбинного двигателя из-за возможной поломки вала. Также возможны утечки масла из масляной полости в воздушную полость на пониженных режимах работы, что также снижает надежность газотурбинного двигателя.A disadvantage of the known design adopted for the prototype is its low reliability, since the axial groove in the shaft is a stress concentrator, which reduces the reliability of the gas turbine engine due to possible shaft failure. It is also possible oil leakage from the oil cavity into the air cavity at reduced operating modes, which also reduces the reliability of the gas turbine engine.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности газотурбинного двигателя путем исключения концентраторов напряжений на валу двигателя при фиксации гайки крепления роликоподшипника в окружном направлении, а также исключения вытекания масла из масляной полости двигателя в воздушную на всех режимах работы двигателя.The technical problem to be solved by the claimed invention is aimed at increasing the reliability of a gas turbine engine by eliminating stress concentrators on the engine shaft while fixing the nuts of fastening of the roller bearing in the circumferential direction, as well as eliminating the leakage of oil from the oil cavity of the engine into the air in all engine operating modes.
Техническая задача достигается тем, что в силовой свободной турбине, включающей в себя роликоподшипник, внутреннее кольцо которого закреплено в осевом положении гайкой, а также воздушное лабиринтное уплотнение с лабиринтным кольцом и фланцем лабиринта, согласно изобретения, между внутренним кольцом роликоподшипника и цилиндрической поверхностью вала установлена промежуточная втулка роликоподшипника с радиальным, направленным к гайке, кольцевым ребром, внутренняя поверхность которого является чередованием плоских и цилиндрических поверхностей с контактом плоских поверхностей втулки по плоским внешним поверхностям вала, внешняя поверхность кольцевого ребра выполнена цилиндрической, с размещением на ней осевого ребра стопорной втулки, которая выполнена с направленным к оси вала ребром, которое также выполнено с внутренней поверхностью из чередующихся между собой плоских и цилиндрических поверхностей с контактом плоскими поверхностями стопорной втулки по плоским внешним поверхностям вала, на промежуточной втулке между внутренним кольцом роликоподшипника и стопорной втулкой установлено лабиринтное кольцо, образующее со статорным фланцем лабиринтное уплотнение с центральной кольцевой воздушной полостью, соединенной на входе с внутренней воздушной полостью вала, а на выходе - через множество лабиринтных гребешков с воздушной полостью газотурбинного двигателя и через единичный лабиринтный гребешок и через С-образную щелевую полость, образованную цилиндрической частью статорного фланца и охватывающей ее передней частью лабиринтного кольца с коническими внутренними поверхностями - с масляной полостью турбины.The technical problem is achieved by the fact that in the power free turbine, which includes a roller bearing, the inner ring of which is axially fixed with a nut, as well as an air labyrinth seal with a labyrinth ring and a labyrinth flange, according to the invention, an intermediate is installed between the inner ring of the roller bearing and the cylindrical shaft surface roller bearing bush with a radial annular rib directed towards the nut, the inner surface of which is an alternation of flat and cylindrical surfaces with the contact of the flat surfaces of the sleeve along the flat external surfaces of the shaft, the outer surface of the annular rib is made cylindrical, with the axial rib of the locking sleeve placed on it, which is made with a rib directed towards the axis of the shaft, which is also made with an inner surface of alternating flat and cylindrical surfaces with contact with the flat surfaces of the locking sleeve on the flat external surfaces of the shaft, on the intermediate sleeve between the inner ring of the roller bearing and a labyrinth ring is installed with a porn bush, which forms a labyrinth seal with a stator flange with a central annular air cavity connected at the inlet to the internal air cavity of the shaft, and at the outlet through a multitude of labyrinth combs with the air cavity of the gas turbine engine and through a single labyrinth comb and through the C-shaped slotted cavity formed by the cylindrical part of the stator flange and the front part of the labyrinth ring with conical inner surfaces enclosing it - from oil th cavity turbine.
Установка между внутренним кольцом роликоподшипника и цилиндрической поверхностью вала свободной турбины промежуточной втулки роликоподшипника исключает повреждение вала турбины в случае поломки роликоподшипника, что повышает надежность газотурбинного двигателя.The installation between the inner ring of the roller bearing and the cylindrical surface of the shaft of the free turbine of the intermediate sleeve of the roller bearing eliminates damage to the shaft of the turbine in case of failure of the roller bearing, which increases the reliability of the gas turbine engine.
В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, выполнение на промежуточной втулке роликоподшипника радиального, направленного к гайке кольцевого ребра, внутренняя поверхность которого является чередованием плоских и цилиндрических поверхностей с контактом по плоским внешним поверхностям вала, позволяет исключить перемещение втулки относительно вала в окружном направлении, что исключает появление дисбаланса ротора высокооборотной свободной турбины; концентрация напряжений на поверхности вала при этом минимальна.In the present invention, in contrast to the prototype, the execution on the intermediate sleeve of the roller bearing radial directed to the nut of the annular rib, the inner surface of which is an alternation of flat and cylindrical surfaces with contact along the flat outer surfaces of the shaft, eliminates the movement of the sleeve relative to the shaft in the circumferential direction, which eliminates the imbalance of the rotor of a high-speed free turbine; the stress concentration on the shaft surface is minimal.
Выполнение внешней поверхности радиального кольцевого ребра промежуточной втулки цилиндрической, на котором установлено осевое цилиндрическое ребро стопорной втулки, позволяет обеспечить концентричность стопорной втулки с валом высокооборотной турбины, что исключает появление дисбаланса ротора на всех режимах работы двигателя.The implementation of the outer surface of the radial annular rib of the intermediate sleeve of the cylindrical, on which the axial cylindrical rib of the locking sleeve is mounted, allows concentricity of the locking sleeve with the shaft of a high-speed turbine, which eliminates the appearance of an imbalance of the rotor in all engine operating modes.
Выполнение стопорной втулки с радиальным, направленным к оси вала, кольцевым ребром, внутренняя поверхность которого состоит из чередующихся между собой плоских и цилиндрических поверхностей с контактом плоских поверхностей втулки по плоским внешним поверхностям вала, позволяет исключить перемещение стопорной втулки в окружном направлении относительно вала, что позволяет также обеспечить неподвижность в окружном направлении гайки крепления внутреннего кольца роликоподшипника.The implementation of the locking sleeve with a radial, directed towards the axis of the shaft, annular rib, the inner surface of which consists of alternating flat and cylindrical surfaces with the contact of the flat surfaces of the sleeve along the flat outer surfaces of the shaft, eliminates the movement of the locking sleeve in the circumferential direction relative to the shaft, which allows also ensure that the nuts of the inner ring of the roller bearing are stationary in the circumferential direction.
Установка между внутренним кольцом роликоподшипника и стопорной втулкой на промежуточной втулке лабиринтного кольца исключает перегрев и поломку вала турбины в случае заклинивания лабиринтного уплотнения, что повышает надежность газотурбинного двигателя.Installation between the inner ring of the roller bearing and the locking sleeve on the intermediate sleeve of the labyrinth ring eliminates overheating and breakage of the turbine shaft in case of jamming of the labyrinth seal, which increases the reliability of the gas turbine engine.
Выполнение лабиринтного уплотнения масляной опоры роликоподшипника с центральной кольцевой воздушной полостью, соединенной на входе с внутренней воздушной полостью вала турбины, а на выходе через множество лабиринтных гребешков с воздушной полстью газотурбинного двигателя и через единичный лабиринтный гребешок и через С-образную щелевую воздушную полость, образованную цилиндрической частью статорного фланца и охватывающей ее передней частью лабиринтного кольца с коническими внутренними поверхностями - с масляной полостью опоры роликоподшипника, позволяет обеспечить надежную работу лабиринтного уплотнения на всех режимах работы газотурбинного двигателя, включая переходные режимы работы, что повышает надежность газотурбинного двигателя.Performing a labyrinth seal of the oil bearing of the roller bearing with a central annular air cavity connected at the inlet to the internal air cavity of the turbine shaft, and at the outlet through the many labyrinth scallops with the air cavity of the gas turbine engine and through a single labyrinth scallop and through a C-shaped slotted air cavity formed by a cylindrical part of the stator flange and the front part of the labyrinth ring enclosing it with conical inner surfaces - with an oil cavity of the support p likopodshipnika, allows for reliable operation of the labyrinth seal at all operating conditions of the gas turbine engine, including transient modes of operation, which increases the reliability of the gas turbine engine.
На фиг. 1 показан продольный разрез силовой свободной турбины.In FIG. 1 shows a longitudinal section through a power free turbine.
На фиг. 2 показан элемент I на фиг. 1 в увеличенном виде.In FIG. 2 shows element I in FIG. 1 enlarged view.
На фиг. 3 показано сечение А - А на фиг. 2.In FIG. 3 shows section A - A in FIG. 2.
На фиг. 4 показано сечение Б - Б на фиг. 2.In FIG. 4 shows section B - B in FIG. 2.
На фиг. 5 показан элемент II на фиг. 2 в увеличенном виде.In FIG. 5 shows element II of FIG. 2 enlarged view.
Силовая свободная турбина 1 включает в себя задний роликоподшипник 2 с внутренним кольцом 3 роликоподшипника 2, которое установлено на промежуточной втулке 4, в свою очередь установленной на внешней цилиндрической поверхности 5 вала 6 ротора 7 турбины 1.The
Промежуточная втулка 4 совместно с внутренним кольцом 3, установленным на промежуточной втулке 4, лабиринтным кольцом 8 и стопорной втулкой 9 зафиксированы в осевом направлении установленной на валу 6 гайкой 10, которая зафиксирована в окружном направлении задним хвостовиком 11 стопорной втулки 9.The intermediate sleeve 4 together with the
Промежуточная втулка 4 выполнена с радиальным, направленным к стопорной втулке 9, кольцевым ребром 12, внутренняя поверхность 13 которого выполнена в виде чередующихся между собой плоских 14 и цилиндрических 15 поверхностей с контактами по ответным им плоским наружным поверхностям 16 вала 6. Между цилиндрическими поверхностями 15 кольцевого ребра 12 промежуточной втулки 4 и ответными им цилиндрическими поверхностями 17 вала выполнены радиальные зазоры 18.The intermediate sleeve 4 is made with a radial, directed towards the
Внешняя поверхность 19 кольцевого ребра 12 выполнена цилиндрической, и на ней установлено кольцевое осевое ребро 20 стопорной втулки 9.The
Стопорная втулка 9 также выполнена с кольцевым, направленным к оси 21 вала 6 турбины 1, ребром 22, внутренняя поверхность 23 которого также выполнена в виде чередующихся между собой плоских 24 и цилиндрических 25 поверхностей с контактами по ответным им плоским наружным поверхностям 26 вала 6. Между цилиндрическими поверхностями 27 ребра 22 и ответными им цилиндрическими поверхностями 25 вала 6 выполнены радиальные зазоры 28.The
Лабиринтное кольцо 8 со статорным фланцем 29 лабиринта совместно образуют лабиринтное уплотнение 30, уплотняющее воздушную полость 31 от масляной полости 32 силовой свободной турбины 1. Лабиринтное уплотнение 30 содержит центральную воздушную кольцевую полость 33, соединенную на входе через радиальные каналы 34, 35 и 36 с внутренней воздушной полостью 37 вала 6, а на выходе через множество лабиринтных гребешков 38 с воздушной полостью 31 и через единичный гребешок 39 и через С - образную щелевую воздушную полость 40, образованную цилиндрической частью 41 статорного фланца 29 и охватывающей ее передней частью 42 лабиринтного кольца 8 с коническими внутренними поверхностями 43 и 44 - с масляной полостью 32 турбины 1.The
Работает данное устройство следующим образом.This device works as follows.
При работе силовой свободной турбины 1 на пониженных режимах лабиринтное уплотнение 30 надежно уплотняет масляную полость 32 за счет центробежных сил, действующих на частицы масла в С-образной щелевой воздушной полости 40, так частицы масла сбрасываются коническими поверхностями 43, 44 в масляную полость 32. При повышении режима работы газотурбинного двигателя в лабиринтное уплотнение поступает охлаждающий воздух повышенного давления из внутренней воздушной полости 37 вала 6, что еще более улучшает работу лабиринтного уплотнения 30. В случае касания лабиринтного кольца 8 об статорный фланец 29 и разогрева лабиринтного кольца 8 промежуточная втулка 4, зафиксированная в окружном направлении относительно вала 6 плоскими поверхностями 14, надежно защищает вал 6 от повреждения.When the power
Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками заявляемого изобретения, позволяет повысить надежность газотурбинного двигателя путем исключения концентраторов напряжений на валу двигателя при фиксации гайки крепления роликоподшипника в окружном направлении, а также исключить вытекание масла из масляной полости двигателя в воздушную на всех режимах работы двигателя.Thus, the implementation of the present invention with the above distinguishing features, together with the known features of the claimed invention, can improve the reliability of a gas turbine engine by eliminating stress concentrators on the engine shaft when fixing the nuts of the roller bearing in the circumferential direction, and also to prevent oil leakage from the oil cavity of the engine in air in all engine operating modes.
Claims (1)
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016152410A RU2659694C2 (en) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Free power turbine |
CN201710963236.9A CN108252754B (en) | 2016-12-28 | 2017-10-17 | Free power turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016152410A RU2659694C2 (en) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Free power turbine |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2016152410A RU2016152410A (en) | 2018-06-28 |
RU2016152410A3 RU2016152410A3 (en) | 2018-06-28 |
RU2659694C2 true RU2659694C2 (en) | 2018-07-03 |
Family
ID=62722253
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016152410A RU2659694C2 (en) | 2016-12-28 | 2016-12-28 | Free power turbine |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN108252754B (en) |
RU (1) | RU2659694C2 (en) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2151885C1 (en) * | 1997-12-16 | 2000-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine sealing device |
RU2250386C2 (en) * | 2003-05-08 | 2005-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Two-shaft gas-turbine engine |
RU2269006C1 (en) * | 2004-04-05 | 2006-01-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine power plant |
US20080098717A1 (en) * | 2006-10-31 | 2008-05-01 | Robert Joseph Orlando | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2890110B1 (en) * | 2005-08-26 | 2007-11-02 | Snecma | METHOD FOR ASSEMBLING A TURBOMACHINE |
FR2896826B1 (en) * | 2006-01-30 | 2008-04-25 | Snecma Sa | ENGINE SHAFT CONNECTION SYSTEM WITH RETRACTABLE NUT |
US8408868B2 (en) * | 2008-12-30 | 2013-04-02 | General Electric Company | Methods, systems and/or apparatus relating to inducers for turbine engines |
US8584469B2 (en) * | 2010-04-12 | 2013-11-19 | Siemens Energy, Inc. | Cooling fluid pre-swirl assembly for a gas turbine engine |
CN204140138U (en) * | 2014-09-25 | 2015-02-04 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | A kind of engine rotor supporting structure and aeroengine |
-
2016
- 2016-12-28 RU RU2016152410A patent/RU2659694C2/en active
-
2017
- 2017-10-17 CN CN201710963236.9A patent/CN108252754B/en active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2151885C1 (en) * | 1997-12-16 | 2000-06-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine engine sealing device |
RU2250386C2 (en) * | 2003-05-08 | 2005-04-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Two-shaft gas-turbine engine |
RU2269006C1 (en) * | 2004-04-05 | 2006-01-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas-turbine power plant |
US20080098717A1 (en) * | 2006-10-31 | 2008-05-01 | Robert Joseph Orlando | Turbofan engine assembly and method of assembling same |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2016152410A (en) | 2018-06-28 |
CN108252754A (en) | 2018-07-06 |
CN108252754B (en) | 2021-05-04 |
RU2016152410A3 (en) | 2018-06-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2517992C2 (en) | Turbine blade and method of assembly of turbine rotor with such blade | |
US7465148B2 (en) | Air-guiding system between compressor and turbine of a gas turbine engine | |
RU2583212C2 (en) | Gas turbine engine revolving assembly balancing procedure | |
US9810238B2 (en) | Turbocharger with turbine shroud | |
EP3112692B1 (en) | Centrifugal compressor, turbocharger with said centrifugal compressor, and method for manufacturing said centrifugal compressor | |
KR20100092381A (en) | Compressor-side shaft seal of an exhaust-gas turbocharger | |
US9506368B2 (en) | Seal carrier attachment for a turbomachine | |
US20160177960A1 (en) | Dual thrust bearing for a turbocharger | |
EP3078861B1 (en) | Multi-stage electrically-powered centrifugal compressor | |
KR102554216B1 (en) | Nozzle ring for turbocharger | |
KR101714829B1 (en) | Gas turbine and the outer shroud | |
RU2659694C2 (en) | Free power turbine | |
US6338614B1 (en) | Turbocharger annular seal gland | |
EP3470648B1 (en) | Turbocharger | |
JP5322028B2 (en) | Motor rotor | |
JP2016528428A (en) | Cover of a turbomachine centrifugal compressor that can be securely connected through its downstream side near the upstream edge, and a turbomachine comprising this cover | |
EP3379150B1 (en) | Gas turbine | |
EP3708844B1 (en) | Turbocharger and bearing housing therefor | |
RU2411383C1 (en) | Gas-turbine engine support | |
RU2378517C1 (en) | Gas turbine rotor | |
RU2654156C1 (en) | Power turbine | |
KR102379376B1 (en) | Nozzle ring for radial turbine and exhaust gas turbocharger comprising same | |
EP2948631B1 (en) | Inner casing with impulse and reaction stages for a steam turbine engine | |
RU2551692C2 (en) | Rotary machine support (versions) | |
RU2211345C1 (en) | Gas turbine engine |