RU2700110C1 - Double-flow gas turbine engine - Google Patents
Double-flow gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2700110C1 RU2700110C1 RU2018139113A RU2018139113A RU2700110C1 RU 2700110 C1 RU2700110 C1 RU 2700110C1 RU 2018139113 A RU2018139113 A RU 2018139113A RU 2018139113 A RU2018139113 A RU 2018139113A RU 2700110 C1 RU2700110 C1 RU 2700110C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- compressor
- valve
- gas
- oil
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F01D25/125—Cooling of bearings
Abstract
Description
Изобретение относятся к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор, используемым для двигателей авиационного назначения или приводов газоперекачивающих агрегатов или энергоустановок и предназначено для предотвращения попадания масла в газовоздушный тракт двигателя и внутренние полости роторов, что приводит к попаданию паров масла в систему кондиционирования самолета, а также к образованию кокса на горячих элементах конструкции роторов.The invention relates to gas turbine engines, in particular to support boost systems used for aircraft engines or drives of gas pumping units or power plants, and is intended to prevent oil from entering the engine’s air duct and internal rotor cavities, resulting in oil vapor entering the aircraft air conditioning system, as well as the formation of coke on the hot structural elements of the rotors.
Наиболее близким по технической сущности и достигаемому результату является двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины,The closest in technical essence and the achieved result is a double-circuit gas turbine engine containing a support pressurization system, including support pressurization cavities and pre-oil cavities of a low pressure compressor and a high pressure compressor, support pressurization cavity and pre-oil turbine cavities, a compressor vent valve, a turbine vent valve, feeding an air duct made uniform for the entire system of boosting the engine mounts in communication with the switching valve and at least with two inputs, different along the gas-air duct, one of the inputs of which is connected to one of the stages of the high-pressure compressor, and the other is installed in the gas-air duct behind the low-pressure compressor, the pressurization cavity of the supports of the low-pressure compressor and the high-pressure compressor and the cavity of the pressurization of the turbine supports are connected to each other by air ducts and through movable seals with the gas-air duct of the engine, the duct communicating the cavity of the boost of the high-pressure compressor and the cavity of the boost of the turbine is located in the interval between pre-oil cavities are connected with the same pressurization cavities and oil system cavities through movable seals, the pre-oil cavities of low and high pressure compressors are communicated by air ducts with the compressor vent valve, and the pre-oil cavities of the turbine are communicated by air ducts with the turbine vent valve,
/RU №2153590 С1 МПК F02C 7/06 Опубликовано 27.07.2000 г.// RU No. 2153590 C1 IPC F02C 7/06 Published on July 27, 2000 /
Недостатком данного решения является то, что, во-первых, сообщение полости наддува турбины и предмасляной полости турбины через подвижное уплотнение в межвальной зоне предполагает прохождение вдоль валов ротора высокого и низкого давления минимального расхода воздуха, который определяется зазором в подвижном уплотнении. Это может привести к натиранию валов о воздушную среду и как следствие к повышению температуры валов ротора высокого и ротора низкого давления, образующих межвальную зону. Особенно это актуально в случае использования материала валов, который обладает требуемыми прочностными характеристиками, но имеет ограничение по применению при высоких температурах.The disadvantage of this solution is that, firstly, the communication of the turbine pressurization cavity and the pre-oil turbine cavity through the movable seal in the interval between the holes implies the passage of minimum air flow along the high and low pressure rotor shafts, which is determined by the clearance in the movable seal. This can lead to rubbing of the shafts against the air and, as a consequence, to an increase in the temperature of the shafts of the high-pressure rotor and low-pressure rotor, forming an inter-shaft zone. This is especially true in the case of the use of shaft material, which has the required strength characteristics, but has a limitation on the use at high temperatures.
Во-вторых, если отсутствует настройка по перепадам давления на клапанах суфлирования компрессора и турбины, которая определяется площадью проходного сечения клапана, то возможны варианты как течения холодного воздуха от компрессора к турбине, так и течения горячего воздуха от турбины к компрессору. Во втором случае это может привести также к перегреву валов, образующих межвальную зону и дополнительно к нагреву масла в масляной полости, поскольку этот горячий воздух из предмасляных полостей через подвижные уплотнения поступает в полости маслосистемы.Secondly, if there is no adjustment for the pressure drops on the venting valves of the compressor and turbine, which is determined by the area of the valve’s flow area, then there are options for both the flow of cold air from the compressor to the turbine and the flow of hot air from the turbine to the compressor. In the second case, this can also lead to overheating of the shafts forming the inter-shaft zone and in addition to heating the oil in the oil cavity, since this hot air from the pre-oil cavities through the moving seals enters the cavity of the oil system.
Таким образом, нагрев валов ротора высокого и низкого давления и уменьшение их надежности и ресурса возможны за счет натирания вала о воздушную среду при минимальном течении воздуха в межвальной зоне, а также за счет направления течения воздуха в межвальной зоне от опоры турбины к опоре компрессора.Thus, heating the shafts of the high and low pressure rotors and reducing their reliability and life are possible due to rubbing the shaft against the air with a minimum air flow in the inter-zone, as well as due to the direction of the air flow in the inter-zone from the turbine support to the compressor support.
Задача изобретения - повышение ресурса и надежности элементов конструкции валов, а также маслосистемы.The objective of the invention is to increase the resource and reliability of the structural elements of the shafts, as well as the oil system.
Ожидаемый технический результат - обеспечение расхода воздуха до уровня необходимого для охлаждения валов и гарантированное однонаправленное течение воздуха в межвальной зоне.The expected technical result is the provision of air flow to the level necessary for cooling the shafts and guaranteed unidirectional air flow in the interspace.
Ожидаемый технический результат достигается тем, что известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, по предложению, в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT равно 0,4…0,7, где μК - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; FК - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μT - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; FT - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины. Для двигателей авиационного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с окружающей средой, а для двигателей наземного назначения клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами могут быть сообщены в качестве области низкого давления с пространством шахты наземной установки (градирни) или с пространством устройства очистки отходящих газов или с пространством устройства с регулируемым уровнем давления.The expected technical result is achieved by the fact that the known double-circuit gas turbine engine containing a support pressurization system including support pressurization cavities and pre-oil cavities of a low pressure compressor and a high pressure compressor, support pressurization cavity and pre-oil turbine cavities, a compressor vent valve, a turbine vent valve, a supply duct made uniform for the entire system of pressurization of the engine mounts in communication with the switching valve and at least two inputs spaced along gas duct, one of the inputs of which is connected to one of the stages of the high-pressure compressor, and the other is installed in the gas-air duct behind the low-pressure compressor, the pressurization cavity of the supports of the low-pressure compressor and the high-pressure compressor and the cavity of the pressurization of the turbine supports are connected to each other and through movable seals with a gas-air duct of the engine, an air duct communicating the cavity of the pressurization of the high-pressure compressor and the cavity of the pressurization of the turbine is located in the interval between the by high and low pressure amalgam, pre-oil cavities are communicated with the same pressurization cavities and oil system cavities through movable seals, the pre-oil cavities of low and high pressure compressors are communicated by air ducts to the compressor vent valve, and the pre-oil cavities of the turbine are communicated by air ducts with the turbine vent valve, on offer, in the inter-shaft the turbine boost cavity is combined with the pre-oil turbine cavity, the compressor vent valve and the turbine vent valve the odes are connected to the low-pressure region, and the ratio of the gas-dynamic area of the bore of the compressor vent valve μ K F K to the gas-dynamic area of the bore of the turbine vent valve μ T F T is 0.4 ... 0.7, where μ K is the flow coefficient of the vent valve compressor; F K is the geometrical area of the bore of the compressor vent valve; μ T is the flow coefficient of the turbine vent valve; F T - geometric cross-sectional area of the valve venting turbine. For aviation engines, the compressor vent valve and turbine vent valve can be communicated with the exits as a low pressure area to the environment, and for ground engines, the compressor vent valve and turbine vent valve with their exits can be communicated as a low pressure region with the shaft space surface installation (cooling tower) or with the space of the device for purification of exhaust gases or with the space of the device with an adjustable pressure level .
Объединение в межвальной зоне полости наддува турбины с предмасляной полостью турбины обеспечивает увеличение расхода воздуха, проходящего вдоль валов, поскольку отсутствует дросселирующее устройство, что, в свою очередь, обеспечивает оптимальное температурное состояние валов роторов высокого и низкого давления, которые образуют межвальную зону.The combination of the turbine pressurization cavity with the pre-oil cavity of the turbine in the interspace zone provides an increase in the air flow passing along the shafts, since there is no throttling device, which, in turn, ensures the optimal temperature state of the shafts of the high and low pressure rotors that form the inter-shaft zone.
Сообщение выходов клапанов суфлирования компрессора и турбины с областью низкого давления, например для двигателей авиационного назначения с окружающей средой, а для двигателей наземного назначения с пространством шахты наземной установки (градирни) или с пространством устройства очистки отходящих газов или с пространством устройства с регулируемым уровнем давления, обеспечивает низкое давление в предмасляных полостях компрессоров и турбин, что определяет оптимальный перепад на подвижных уплотнениях, сообщающих предмасляные полости с полостями маслосистемы, что повышает надежность и ресурс самих подвижных уплотнений.Communication of the outputs of the compressor and turbine vent valves with a low-pressure area, for example, for aircraft engines with the environment, and for land engines with the space of the surface-mounted mine shaft (cooling tower) or with the space of the exhaust gas purification device or with the space of the device with an adjustable pressure level, provides low pressure in the pre-oil cavities of compressors and turbines, which determines the optimal differential on the movable seals communicating the pre-oil bands with cavities of the oil system, which increases the reliability and service life of the movable seals themselves.
Настройка клапанов суфлирования, а именно выбор отношения газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT в диапазоне от 0,4 до 0,7 обеспечивает перепад давления на клапане суфлирования компрессора больше, чем перепад давления на клапане суфлирования турбины, тем самым давление в предмасляных полостях турбины однозначно становится меньше, чем в предмасляных полостях компрессоров. И, поскольку предмасляные полости компрессоров через подвижные соединения сообщены с полостями наддува, то во всей гидравлической сети подвода воздуха в систему наддува опор происходит уменьшение потерь давления, таким образом, обеспечивается однозначное течение холодного воздуха от опоры компрессора к опоре турбины вдоль межвальной зоны, что обеспечивает охлаждение валов роторов высокого и низкого давления.The setting of vent valves, namely, the choice of the ratio of the gas-dynamic area of the passage section of the compressor vent valve μ K F K to the gas-dynamic area of the passage section of the turbine vent valve μ T F T in the range from 0.4 to 0.7, provides a pressure differential across the compressor vent valve than the pressure drop across the turbine vent valve, the pressure in the pre-oil cavities of the turbine clearly becomes less than in the pre-oil cavities of the compressors. And, since the pre-oil compressor cavities are connected with the charge cavities through movable connections, pressure loss is reduced throughout the entire hydraulic network for supplying air to the support pressurization system, thus providing an unambiguous flow of cold air from the compressor support to the turbine support along the interspace zone, which ensures cooling shafts of high and low pressure rotors.
Кроме того поступление холодного воздуха в опору турбины, при котором все особо нагретые элементы конструкции турбины оказываются в области подвода холодного воздуха, благоприятно сказывается на условиях работы турбины, а также дополнительно снижается температура масла в опоре турбины за счет попадания холодного воздуха через подвижные уплотнения в масляную полость турбины.In addition, the flow of cold air into the turbine support, in which all particularly heated turbine structural elements are in the cold air supply area, favorably affects the operating conditions of the turbine, and the oil temperature in the turbine support is further reduced due to the ingress of cold air through movable seals into the oil turbine cavity.
Настройка величины отношения газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT в интервале равном 0,4... 0,7, является оптимальным. При установке отношения выше максимального допустимого значения отношения равного (0,7), дальнейшее увеличение эффекта охлаждения валов не достигается, а при значениях отношения минимального, равного (0,4) - устанавливать настройку нецелесообразно, поскольку в этом случае будет повышаться давление в предмасляных полостях компрессоров, и уменьшаться ресурс подвижных уплотнений, сообщающих предмасляные полости компрессоров с полостями маслосистемы.Setting the ratio of the gas-dynamic area of the flow cross-section of the compressor vent valve μ K F K to the gas-dynamic area of the flow cross-section of the turbine vent valve μ T F T in the range of 0.4 ... 0.7 is optimal. When the ratio is set above the maximum allowable ratio value equal to (0.7), a further increase in the cooling effect of the shafts is not achieved, and if the ratio is minimum, equal to (0.4), it is impractical to establish the setting, since in this case the pressure in the pre-oil cavities will increase compressors, and decrease the life of movable seals, communicating pre-oil cavity of the compressor with the cavity of the oil system.
На рис приведена схема двухконтурного газотурбинного двигателя.The figure shows a diagram of a dual-circuit gas turbine engine.
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор низкого давления 1 с опорами 2 и 3, компрессор высокого давления 4 с опорой 5, турбину высокого давления 6 и турбину низкого давления 7 с опорами 8, 9.The double-circuit gas turbine engine contains a
Двигатель также содержит единую централизованную систему наддува опор, каждая из которых включает полости наддува 10 и 11 и предмасляные полости 12 и 13 опор 2 и 3 компрессора низкого давления 1, полость наддува 14 и предмасляную полость 15 опоры 5 компрессора высокого давления 4, полость наддува 16 и предмасляную полость 17 опор 8 и 9 турбин высокого 6 и низкого 7 давления. При этом предмасляные полости 12, 13, 15 сообщены с одноименными полостями наддува 10, 11, 14 через подвижные уплотнения 18, 19, 20. Также система наддува опор содержит питающий воздуховод 21, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя и сообщенный с клапаном переключения 22, по меньшей мере, с двумя входами 23 и 24, разнесенными вдоль газовоздушного тракта 25, вход 23 сообщен с одной из ступенью компрессора высокого давления 4, вход 24 установлен в газовоздушном тракте 25 за компрессором низкого давления 1.The engine also contains a single centralized support pressurization system, each of which includes
Полости наддува 10, 11, 14 и 16 воздуховодами 26, 27 и 28 сообщены друг с другом. Полости наддува 10, 11 и 14 через подвижные уплотнения 29, 30 и 31 сообщены с газовоздушным трактом двигателя 25. Воздуховод 28, сообщающий полость наддува 14 компрессора высокого давления 4 и полость наддува 16 турбин 6 и 7, расположен в межвальной зоне 32, образованной валом высокого давления 33 и валом низкого давления 34. Причем в межвальной зоне 32 полость наддува 16 турбин 6 и 7 объединена с предмасляной полостью 17 турбин 6 и 7.The cavity of the
Предмасляные полости 12, 13, 15 и 17 сообщены через подвижные уплотнения 35, 36, 37, 38, 39, 40 с маслосистемой 41, а через воздуховоды 42 и 43 с клапаном суфлирования компрессора 44 и с клапаном суфлирования турбины 45 соответственно, выходы которых сообщены с областью низкого давления. При этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT составляет 0,4…0,7.The
Двигатель работает следующим образом:The engine operates as follows:
На режимах запуска и «малого газа», когда частота вращения ротора низкого давления составляет 15…40% от его максимального значения, а частота вращения ротора высокого давления составляет 60…80% от своего максимального значения, на входе в компрессор низкого давления 1 и на входе в компрессор высокого давления 4 создается разрежение относительно атмосферы, при этом давление в маслосистеме 41 соответствует атмосферному. Чтобы не допустить попадание масла в газовоздушный тракт двигателя 25 клапан переключения 22 находится в положении, когда единая централизованная система наддува опор через единый питающий воздуховод 21 сообщена с одной из ступенью компрессора высокого давления 23. В результате чего в питающий воздуховод 21 поступает воздух высокого давления и наддувает полость наддува 11 опоры 3 компрессора низкого давления 1. Далее воздух через воздуховоды 26 и 27 направляется в полость наддува 29 опоры 2 компрессора низкого давления 1 и полость наддува 14 опоры 5 компрессора высокого давления 4 и через подвижные уплотнения 18, 19, 20 поступает в предмасляные полости 12, 13, 15, а через подвижные уплотнения 29, 30, 31 в газовоздушный тракт двигателя 25 соответственно. Из предмасляных полостей 12, 13, 15 воздух по воздуховоду 42 поступает в клапан суфлирования компрессора 44 и выбрасывается в окружающую среду, а через подвижные уплотнения 35, 36, 37 поступает в полости маслосистемы 41. При этом по воздуховоду 28 воздух от опоры 5 компрессора высокого давления 4 вдоль межвальной зоны 32, образованной валом ротора высокого давления 33 и валом ротора низкого давления 34, направляется в полость наддува 16 опор 8 и 9 турбин 6 и 7, объединенную с предмасляной полостью 17 турбин 6 и 7, где через подвижные уплотнения 38, 39, 40 поступает в полости маслосистемы 41, а по воздуховоду 43 направляется в клапан суфлирования турбины 45 и выбрасывается в окружающую среду.In the start-up and “low gas” modes, when the rotational speed of the low-pressure rotor is 15 ... 40% of its maximum value, and the rotational speed of the high-pressure rotor is 60 ... 80% of its maximum value, at the inlet to the low-
Настройка клапанов суфлирования 44 и 45 осуществляется таким образом, чтобы перепад давления на клапане суфлирования компрессора 44 был больше, чем перепад давления на клапане суфлирования турбины 45. Эта настройка обеспечивается подбором проходной площади клапанов суфлирования.The adjustment of the
В этом случае в предмасляных полостях 12 и 13 компрессора низкого давления 1 и предмасляной полости 15 компрессора высокого давления 4 устанавливается давление выше, чем давление в предмасляной полости 17 турбин 6 и 7, а поскольку предмасляные полости 12, 13 и 15 сообщены через подвижные уплотнения 18, 19 и 20 с полостями наддува 10, 11 и 14, то во всей гидравлической сети снижаются протечки воздуха в газовоздушный тракт 25, а также уменьшаются потери давления наддува опор, что при меньшем давлении в предмасляной полости 17 турбин 6 и 7, объединенной с полостью наддува 16, обеспечивает увеличение расхода воздуха, проходящего по межвальной зоне 32.In this case, in the
Аналогично осуществляется наддув опор на рабочих режимах. При этом клапан переключения 22 находится в положении, когда питающий воздуховод 21 единой централизованной системы наддува опор сообщен с входом 24, установленным в газовоздушном тракте 25 за компрессором низкого давления 1, уровень давления которого достаточен, чтобы обеспечить наддув опор и исключить выброс масла в газовоздушный тракт двигателя 25, поскольку частота вращения ротора низкого давления и частота вращения ротора высокого давления выравниваются и составляют 90…100% от максимальных значений и нет разрежения на входе в компрессор низкого давления 1 и компрессор высокого давления 4. При этом воздух, который поступает в питающий воздуховод 21 и далее в полости наддува 10, 11, 14и 16 достаточно холодный, что обеспечивает прохождение холодного воздуха вдоль межвальной зоны 32 и охлаждение валов 33 и 34 роторов высокого и низкого давления, а также обеспечивает поступление этого воздуха в предмасляную полость 17 турбин 6 и 7, а через подвижные уплотнения 38, 39 и 40 в полости маслосистемы 41, где дополнительно снижается температура масла в опоре турбины за счет вдува более холодного воздуха.Similarly, the support is boosted in operating modes. At the same time, the
Реализация данного изобретения позволяет повысить ресурс и надежность элементов конструкции двигателя за счет исключения попадания масла в газовоздушный тракт двигателя, исключения образования кокса на горячих элементах конструкции ротора, а также за счет стабильного охлаждения валов роторов холодным воздухом. Также данное изобретение обеспечивает отсутствие паров масла в системе кондиционирования самолета и в системе жизнеобеспечения летчика.The implementation of this invention allows to increase the resource and reliability of the structural elements of the engine by eliminating the ingress of oil into the gas-air path of the engine, eliminating the formation of coke on the hot structural elements of the rotor, as well as by stable cooling of the rotor shafts with cold air. Also, this invention ensures the absence of oil vapor in the air conditioning system of the aircraft and in the life support system of the pilot.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018139113A RU2700110C1 (en) | 2018-11-07 | 2018-11-07 | Double-flow gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018139113A RU2700110C1 (en) | 2018-11-07 | 2018-11-07 | Double-flow gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2700110C1 true RU2700110C1 (en) | 2019-09-12 |
Family
ID=67989591
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018139113A RU2700110C1 (en) | 2018-11-07 | 2018-11-07 | Double-flow gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2700110C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3527054A (en) * | 1969-01-23 | 1970-09-08 | Gen Electric | Pressurization of lubrication sumps in gas turbine engines |
| EP0354422A1 (en) * | 1988-08-02 | 1990-02-14 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàNchen Gmbh | Gas turbine with a bearing enclosure on the compressor side |
| RU2153590C1 (en) * | 1999-04-02 | 2000-07-27 | Открытое Акционерное Общество "А. Люлька-Сатурн" | Two-rotor gas turbine engine |
| RU2344303C1 (en) * | 2007-06-21 | 2009-01-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of gas-turbine engine supports supercharge |
| RU2596896C1 (en) * | 2015-06-02 | 2016-09-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Bypass turboshaft engine |
-
2018
- 2018-11-07 RU RU2018139113A patent/RU2700110C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3527054A (en) * | 1969-01-23 | 1970-09-08 | Gen Electric | Pressurization of lubrication sumps in gas turbine engines |
| EP0354422A1 (en) * | 1988-08-02 | 1990-02-14 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàNchen Gmbh | Gas turbine with a bearing enclosure on the compressor side |
| RU2153590C1 (en) * | 1999-04-02 | 2000-07-27 | Открытое Акционерное Общество "А. Люлька-Сатурн" | Two-rotor gas turbine engine |
| RU2344303C1 (en) * | 2007-06-21 | 2009-01-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Method of gas-turbine engine supports supercharge |
| RU2596896C1 (en) * | 2015-06-02 | 2016-09-10 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Bypass turboshaft engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9341074B2 (en) | Active clearance control manifold system | |
| US20070137213A1 (en) | Turbine wheelspace temperature control | |
| US9239007B2 (en) | Gas turbine compressor inlet pressurization having a torque converter system | |
| US10017259B2 (en) | De-icing splitter for an axial turbine engine compressor | |
| US10113486B2 (en) | Method and system for modulated turbine cooling | |
| CN107120146B (en) | Active HPC clearance control | |
| GB2270118A (en) | System for cooling a turbomachine compressor and for controlling clearances therein. | |
| US10379002B2 (en) | Device for atmosphere conditioning for testing combustion engines, and associated method and use | |
| US10323571B2 (en) | Method and system for inlet guide vane heating | |
| US7140836B2 (en) | Casing arrangement | |
| EP1988260B1 (en) | Method and system for regulating a cooling fluid within a turbomachine in real time | |
| EP1939426A2 (en) | System for supplying air to a vehicle having a turbofan engine | |
| JPS5882003A (en) | Method and device for controlling clearance of gas turbine engine | |
| FR2969123A1 (en) | METHOD AND SYSTEM FOR SUPPLYING AND AIR VENTILATION OF AN AUXILIARY AIRCRAFT POWER UNIT INSTALLATION | |
| US20170306846A1 (en) | Ventilation system for turbomachine using bladeless airflow amplifier | |
| RU2700110C1 (en) | Double-flow gas turbine engine | |
| US20230048118A1 (en) | Turbomachine with device for cooling and pressurising a turbine | |
| US10947859B2 (en) | Clearance control arrangement | |
| EP3409900A1 (en) | Clearance control arrangement and corresponding gas turbine engine | |
| EP3492706B1 (en) | Gas turbine engine having a tip clearance control system | |
| RU2680023C1 (en) | Bypass gas turbine engine cooled turbine | |
| RU2699870C1 (en) | Cooled turbine of double-flow gas turbine engine | |
| US9194331B2 (en) | Flow conducting assembly for cooling the low-pressure turbine housing of a gas turbine jet engine | |
| US10519869B2 (en) | Electrical and mechanical connections through firewall | |
| RU2498085C1 (en) | Gas-turbine engine |