RU2808082C1 - Transition channel of gas turbine engine turbine - Google Patents
Transition channel of gas turbine engine turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2808082C1 RU2808082C1 RU2023110245A RU2023110245A RU2808082C1 RU 2808082 C1 RU2808082 C1 RU 2808082C1 RU 2023110245 A RU2023110245 A RU 2023110245A RU 2023110245 A RU2023110245 A RU 2023110245A RU 2808082 C1 RU2808082 C1 RU 2808082C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flexible element
- casing
- thermocouple
- axial
- transition channel
- Prior art date
Links
- 230000007704 transition Effects 0.000 title claims abstract description 27
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims abstract description 17
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims abstract description 8
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 101100029838 Mus musculus Pinx1 gene Proteins 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к энергетическому машиностроению и может быть использовано в конструкциях турбин газотурбинных установок (ГТУ) наземного применения.The invention relates to power engineering and can be used in the design of turbines of gas turbine units (GTU) for land use.
Известна конструкция переходного канала ГТУ, наиболее близкая к предлагаемому изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату, и выбрана авторами за прототип (Патент RU № 2346166, МПК F01D25/14, опубл. 10.02.2009).The design of the transition channel of the gas turbine unit is known, which is closest to the proposed invention in terms of technical essence and the achieved technical result, and was chosen by the authors as a prototype (Patent RU No. 2346166, IPC F01D25/14, published 02/10/2009).
Недостатком данной конструкции является низкая надежность вследствие способа закрепления внутреннего корпуса переходного канала в осевом направлении с помощью цилиндрических корпусов термопар, установленных радиально в отверстия во внутреннем корпусе и жестко закрепленных на внешнем корпусе. При данном способе закрепления под воздействием тепловых радиальных расширений могут происходить пластические деформации внутреннего корпуса переходного канала в зоне кольцевых посадок с внешним корпусом, после чего теряются натяги и происходят осевые перемещения внутреннего корпуса в сторону действия осевой силы, которые ограничиваются только корпусами термопар. В результате силового воздействия со стороны внутреннего корпуса и микроперемещений от его вибраций происходит износ корпусов термопар и наружных полок сопловых лопаток (СЛ) турбины низкого давления (ТНД).The disadvantage of this design is low reliability due to the method of securing the inner housing of the transition channel in the axial direction using cylindrical thermocouple housings mounted radially into holes in the inner housing and rigidly fixed to the outer housing. With this fastening method, under the influence of thermal radial expansion, plastic deformations of the inner body of the transition channel can occur in the area of annular fits with the outer body, after which the interference is lost and axial movements of the inner body occur in the direction of the axial force, which are limited only by the thermocouple bodies. As a result of the force impact from the internal housing and micro-movements from its vibrations, wear occurs on the thermocouple housings and the outer flanges of the nozzle blades (SL) of the low-pressure turbine (LPT).
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и невозможно обеспечить при использовании прототипа, является использование корпуса термопары в силовой схеме переходного канала, в результате чего при потере натягов в кольцевых посадках внешнего и внутреннего корпусов переходного канала происходит перемещение внутреннего корпуса в сторону СЛ ТНД с последующим износом корпусов термопар и наружной полки СЛ вследствие силового воздействия со стороны внутреннего корпуса.A technical problem, the solution of which is provided when implementing the proposed invention, and cannot be achieved when using a prototype, is the use of a thermocouple body in the power circuit of the transition channel, as a result of which, when the interference in the annular fits of the outer and inner housings of the transition channel is lost, the inner case moves towards the SL LPT with subsequent wear of thermocouple housings and the outer shelf of the SL due to force from the inner housing.
Технической задачей предлагаемого изобретения является повышение надёжности и работоспособности, исключение износа корпусов термопар и СЛ ТНД путем исключения корпусов термопар, представляющих из себя радиально расположенные и жестко закрепленные на внешнем корпусе цилиндрические стержни, из силовой схемы переходного канала, а также исключение перемещений внутреннего корпуса в сторону СЛ ТНД, при этом конструкция должна обеспечивать свободу тепловых расширений горячих деталей.The technical objective of the proposed invention is to increase reliability and performance, eliminate wear of thermocouple housings and SL LPTs by excluding thermocouple housings, which are radially located cylindrical rods rigidly fixed to the outer housing, from the power circuit of the transition channel, as well as eliminating sideways movements of the internal housing SL TND, while the design must ensure freedom of thermal expansion of hot parts.
Техническая проблема решается тем, что в переходном канале турбины газотурбинного двигателя, расположенном между турбинами высокого и низкого давления, содержащем внешний корпус, на котором жестко закреплены корпуса термопар, средний корпус и фланец, а также внутренний корпус, согласно изобретению , дополнительно содержатся гибкий элемент и корпус теплоизоляции, а внутренний корпус в осевом направлении с гибким элементом соединены с помощью сварного соединения с шириной контактной поверхности Е, гибкий элемент в месте сварного соединения с внутренним корпусом выполнен с равномерно распределёнными в окружном направлении осевыми прорезями, при этом количество осевых прорезей Н равно 2×В…3×В, где В- количество корпусов термопар, ширина Г осевых прорезей равна 1…5 мм, а их длина И равна 1,5×Е…2×Е мм, а на концах осевых прорезей гибкого элемента выполнены отверстия с диаметром Д, равным величине 3×Г мм, а гибкий элемент жестко закреплен фланцевым болтовым соединением на задней по потоку части внешнего корпуса, в задней по потоку части между корпусом термопары и внутренним корпусом выполнен осевой зазор, корпус теплоизоляции жестко закреплен фланцевым болтовым соединением на задней по потоку части внешнего корпуса и телескопически с передней частью внешнего корпуса.The technical problem is solved by the fact that in the transition channel of the turbine of a gas turbine engine, located between the high and low pressure turbines, containing an outer housing on which thermocouple housings, a middle housing and a flange are rigidly fixed, as well as an internal housing, according to the invention , additionally contains a flexible element and the thermal insulation body, and the inner body in the axial direction with the flexible element are connected by means of a welded joint with the width of the contact surface E, the flexible element at the welded joint with the inner body is made with axial slots evenly distributed in the circumferential direction, and the number of axial slots H is 2 ×B...3×B, where B is the number of thermocouple bodies, the width G of the axial slots is 1...5 mm, and their length I is 1.5×E...2×E mm, and at the ends of the axial slots of the flexible element there are holes with diameter D equal to 3×D mm, and the flexible element is rigidly fixed with a flange bolted connection on the downstream part of the outer casing, in the downstream part between the thermocouple body and the inner casing there is an axial gap, the thermal insulation body is rigidly fixed with a flange bolted connection on the rear downstream of a portion of the outer housing and telescopically with the front portion of the outer housing.
Кроме того, согласно изобретению , ширина контактной поверхности Е сварного соединения равна 40…60 мм.In addition, according to the invention , the width of the contact surface E of the welded joint is 40...60 mm.
Кроме того, согласно изобретению , величина осевого зазора равна 2…3 мм.In addition, according to the invention , the axial clearance is 2...3 mm.
Кроме того, согласно изобретению, гибкий элемент выполнен заодно с фланцем.In addition, according to the invention, the flexible element is integral with the flange.
Кроме того, согласно изобретению, гибкий элемент изготовлен из жаропрочного сплава, например, ЭП648.In addition, according to the invention, the flexible element is made of a heat-resistant alloy, for example EP648.
Кроме того, согласно изобретению, корпус теплоизоляции изготовлен из жаропрочного сплава, например, ЭИ868.In addition, according to the invention, the thermal insulation body is made of a heat-resistant alloy, for example, EI868.
Как в прототипе, переходный канал турбины газотурбинного двигателя расположен между турбинами высокого и низкого давления, содержащий внешний корпус, на котором жестко закреплены корпуса термопар, средний корпус и фланец, а также внутренний корпус.As in the prototype, the transition channel of the turbine of a gas turbine engine is located between the high and low pressure turbines, containing an outer casing on which thermocouple housings, a middle casing and flange, and an inner casing are rigidly fixed.
В отличии от прототипа, дополнительно в конструкции содержатся гибкий элемент и корпус теплоизоляции, а внутренний корпус в осевом направлении с гибким элементом соединены с помощью сварного соединения с шириной контактной поверхности Е, гибкий элемент в месте сварного соединения с внутренним корпусом выполнен с равномерно распределёнными в окружном направлении осевыми прорезями, при этом количество осевых прорезей Н равно 2×В…3×В, где В - количество корпусов термопар, ширина Г осевых прорезей равна 1…5 мм, а их длина И равна 1,5×Е…2×Е мм, а на концах осевых прорезей гибкого элемента выполнены отверстия с диаметром Д, равным величине 3×Г мм, а гибкий элемент жестко закреплен фланцевым болтовым соединением на задней по потоку части внешнего корпуса, в задней по потоку части между корпусом термопары и внутренним корпусом выполнен осевой зазор, корпус теплоизоляции жестко закреплен фланцевым болтовым соединением на задней по потоку части внешнего корпуса и телескопически с передней частью внешнего корпуса.Unlike the prototype, the design additionally contains a flexible element and a thermal insulation body, and the inner body in the axial direction with the flexible element is connected using a welded joint with the width of the contact surface E, the flexible element at the welded joint with the inner body is made with uniformly distributed circumferential direction by axial slots, while the number of axial slots H is equal to 2×B...3×B, where B is the number of thermocouple bodies, the width G of the axial slots is equal to 1...5 mm, and their length I is equal to 1.5×E...2×E mm, and at the ends of the axial slots of the flexible element there are holes with a diameter D equal to 3×D mm, and the flexible element is rigidly fixed with a flange bolted connection on the downstream part of the outer casing, in the downstream part between the thermocouple body and the inner casing there is axial clearance, the thermal insulation body is rigidly fixed with a flange bolted connection on the downstream part of the outer body and telescopically with the front part of the outer body.
Кроме того, ширина контактной поверхности Е сварного соединения равна 40…60 мм, что обеспечивает достаточную площадь поверхности для точечной контактной сварки.In addition, the width of the contact surface E of the welded joint is 40...60 mm, which provides sufficient surface area for resistance spot welding.
Кроме того, величина осевого зазора равна 2…3 мм, что обеспечивает возможность теплового расширения внутреннего корпуса и гибкого элемента в направлении обратном от сопловой лопатки ТНД.In addition , the axial gap is 2...3 mm, which provides the possibility of thermal expansion of the internal housing and flexible element in the direction opposite from the nozzle blade of the LPT.
Кроме того, гибкий элемент выполнен заодно с фланцем, что обеспечивает меньшее количество деталей и простоту их фланцевого соединения.In addition, the flexible element is integral with the flange, which ensures fewer parts and ease of flange connection.
Кроме того, гибкий элемент изготовлен из жаропрочного сплава, например, ЭП648, что обеспечивает достаточные механические свойства при рабочих температурах гибкого элемента.In addition, the flexible element is made of a heat-resistant alloy, such as EP648, which provides sufficient mechanical properties at the operating temperatures of the flexible element.
Кроме того, корпус теплоизоляции изготовлен из жаропрочного сплава, например, ЭИ868, что обеспечивает достаточные механические свойства при рабочих температурах корпуса теплоизоляции.In addition, the thermal insulation body is made of a heat-resistant alloy, for example, EI868, which provides sufficient mechanical properties at the operating temperatures of the thermal insulation body.
Предлагаемое техническое решение поясняется фигурами 1-5.The proposed technical solution is illustrated in figures 1-5.
На фиг. 1 представлен продольный разрез устройства переходного канала.In fig. Figure 1 shows a longitudinal section of the transition channel device.
На фиг. 2 показан фрагмент гибкого элемента с внутренним корпусом.In fig. Figure 2 shows a fragment of a flexible element with an internal casing.
На фиг. 3 показано сечение А-А с гибким элементом.In fig. Figure 3 shows section A-A with a flexible element.
На фиг. 4 представлен фрагмент гибкого элемента.In fig. Figure 4 shows a fragment of a flexible element.
На фиг. 5 представлен вариант исполнения (без позиции) гибкого элемента заодно с фланцем.In fig. Figure 5 shows an embodiment (without position) of the flexible element integral with the flange.
Переходный канал (без позиции) (Фиг.1) расположен между турбинами высокого и низкого давления (не показаны) газотурбинного двигателя, содержит внешний корпус 1, гибкий элемент 2, закрепленный фланцевым болтовым соединением (без позиции) на задней части 17 по потоку газа внешнего корпуса 1 и сварным соединением 10 с внутренним корпусом 3, корпус термопары 4, закрепленный на внешнем корпусе 1, средний корпус 5, жестко закрепленный на передней части 16 внешнего корпуса 1 и соединенный задней частью (без позиции) по потоку телескопически с гибким элементом 2, корпус теплоизоляции 6, жестко закрепленный на задней части 17 по потоку газа внешнего корпуса 1 и соединенный телескопически с передней частью 16 внешнего корпуса 1, фланец 14, жестко закрепленный на задней части 17 по потоку газа внешнего корпуса.The transition channel (no position) (Fig. 1) is located between the high and low pressure turbines (not shown) of the gas turbine engine, contains an outer housing 1, a flexible element 2, secured with a flange bolted connection (no position) on the rear part 17 along the gas flow of the external housing 1 and a welded connection 10 with the inner housing 3, a thermocouple housing 4 mounted on the outer housing 1, a middle housing 5 rigidly mounted on the front part 16 of the outer housing 1 and connected at the rear (without position) downstream telescopically with a flexible element 2, thermal insulation body 6, rigidly attached to the rear part 17 along the gas flow of the outer housing 1 and telescopically connected to the front part 16 of the outer housing 1, a flange 14 rigidly attached to the rear part 17 along the gas flow of the outer housing.
Устройство переходного канала турбины газотурбинного двигателя работает следующим образом.The device of the transition channel of the turbine of a gas turbine engine operates as follows.
Силовым элементом переходного канала является внешний корпус 1, жестко закрепленный фланцевым болтовым соединением с корпусом сопловой лопатки 7 ТНД, где также закреплен фланец 14, удерживающий сопловую лопатку 8. Проточную часть переходного канала формирует внутренний корпус 3. Внутренний корпус 3 соединен сварным соединением 10 с гибким элементом 2, который жестко закреплен на задней части 17 по потоку газа внешнего корпуса 1, ширина контактной поверхности в месте сварного соединения 10 составляет 40…60 мм. Свобода тепловых расширений внутреннего корпуса 3 и гибкого элемента 2 обеспечивается в направлении от места жесткого закрепления гибкого элемента 2, то есть в направлении обратном от сопловой лопатки 7 ТНД, при этом между корпусом термопары 4 и внутренним корпусом 3 предусмотрен осевой зазор 9, величина которого определяется по расчету тепловых перемещений конструкции и составляет 2…3 мм. В данной конструкции осевые перемещения внутреннего корпуса 3 ограничивает гибкий элемент 2, а корпус термопары 4 исключается из силовой схемы переходного канала, при этом тепловые расширения внутреннего корпуса 3 и гибкого элемента 2 происходят в обратном направлении от СЛ 7 ТНД, тем самым исключается основной недостаток конструкции прототипа, заключающийся в износе корпусов термопар и сопловых лопаток ТНД. Также сварное соединение 10 гибкого элемента с внутренним корпусом 3 снижает появление вибраций внутреннего корпуса 3 даже в случае потери натягов в кольцевых посадках с внешним корпусом 1. Для обеспечения податливости гибкий элемент 2 имеет осевые прорези 11, равномерно распределенные по окружности гибкого элемента 2, причем количество Н осевых прорезей равно 2×В…3×В, где В - количество корпусов термопар, длина И осевых прорезей составляет 1,5×Е…2×Е мм, где, Е - длина контактной поверхности сварного соединения внутреннего корпуса 3 и гибкого элемента 2. Часть гибкого элемента с прорезями воспринимает нагрузку не как кольцевой элемент, а как группа стержневых элементов, тем самым исключается появление высоких напряжений при рассогласовании радиальных тепловых перемещений гибкого элемента 2 и внутреннего корпуса 3 в месте их сварного соединения. Для обеспечения податливости осевые прорези имеют ширину Г, равную 1…5 мм. На концах прорезей гибкого элемента 2 выполнены отверстия 12, для исключения концентрации напряжений в данных местах, диаметр отверстия Д составляет 3×Г мм. Средний корпус 5 формирует канал движения охлаждающего воздуха, Охлаждающий воздух подается в полость между средним корпусом 5 и корпусом теплоизоляции 6, откуда через осевые зазоры 13 в среднем корпусе и отверстия в гибком элементе 2 попадает в полости внутреннего корпуса 3, в результате чего снижается температура внутреннего корпуса 13 и сварного соединения 10 с гибким элементом 2. Корпус 6 удерживает теплоизоляцию в полости, образованной между корпусами 1 и 6. Свобода тепловых расширений корпусов 5 и 6 обеспечивается телескопическим соединением. Соотношения размеров конструктивных элементов были определены в результате множественных итераций тепловых и прочностных расчетов и скорректированы с учетом технологической проработки конструкции, что обеспечило повышение надежности переходного канала турбины.The power element of the transition channel is the outer casing 1, rigidly fixed by a flange bolted connection to the body of the nozzle blade 7 of the TND, where a flange 14 is also fixed, holding the nozzle blade 8. The flow part of the transition channel is formed by the inner casing 3. The inner casing 3 is connected by a welded joint 10 with a flexible element 2, which is rigidly fixed to the rear part 17 along the gas flow of the outer housing 1, the width of the contact surface at the welded joint 10 is 40...60 mm. Freedom of thermal expansion of the inner housing 3 and the flexible element 2 is ensured in the direction from the place of rigid fastening of the flexible element 2, that is, in the direction opposite from the nozzle blade 7 of the LPT, while an axial gap 9 is provided between the thermocouple body 4 and the inner housing 3, the value of which is determined according to the calculation of thermal movements of the structure and is 2...3 mm. In this design, the axial movements of the internal housing 3 are limited by the flexible element 2, and the thermocouple housing 4 is excluded from the power circuit of the transition channel, while the thermal expansion of the internal housing 3 and flexible element 2 occurs in the opposite direction from the SL 7 TND, thereby eliminating the main design disadvantage prototype, which consists in the wear of thermocouple housings and nozzle blades of the LPT. Also, the welded connection 10 of the flexible element with the inner body 3 reduces the occurrence of vibrations of the inner body 3 even in the event of loss of interference in the annular fits with the outer body 1. To ensure compliance, the flexible element 2 has axial slots 11, evenly distributed around the circumference of the flexible element 2, and the number N of the axial slots is equal to 2×B...3×B, where B is the number of thermocouple bodies, the length And of the axial slots is 1.5×E...2×E mm, where E is the length of the contact surface of the welded joint of the inner housing 3 and the flexible element 2. The part of the flexible element with slots perceives the load not as a ring element, but as a group of rod elements, thereby eliminating the occurrence of high stresses when the radial thermal movements of the flexible element 2 and the inner casing 3 are mismatched at the place of their welded connection. To ensure compliance, the axial slots have a width G equal to 1...5 mm. At the ends of the slots of the flexible element 2 there are holes 12, to eliminate stress concentration in these places, the diameter of the hole D is 3×D mm. The middle body 5 forms a channel for the movement of cooling air. Cooling air is supplied to the cavity between the middle body 5 and the thermal insulation body 6, from where, through the axial gaps 13 in the middle body and holes in the flexible element 2, it enters the cavities of the inner body 3, resulting in a decrease in the temperature of the internal housing 13 and a welded joint 10 with a flexible element 2. Housing 6 holds thermal insulation in the cavity formed between housings 1 and 6. Freedom of thermal expansion of housings 5 and 6 is ensured by a telescopic connection. The ratios of the dimensions of the structural elements were determined as a result of multiple iterations of thermal and strength calculations and adjusted taking into account the technological development of the design, which ensured increased reliability of the turbine transition channel.
Предлагаемое изобретение позволяет улучшить надежность и работоспособность конструкции переходного канала за счет исключения износа корпуса термопары 4 и наружной полки СЛ 8 путем использования гибкого элемента 2 для ограничения осевых перемещений внутреннего корпуса 3 и исключения корпуса термопары 4 из силовой схемы переходного канала, а также путем организации свободы тепловых расширений внутреннего корпуса 3 и гибкого элемента 2 в направлении обратном от СЛ ТНД с возможностью перемещения относительно корпуса термопары 4, в задней по потоку части которой имеется осевой зазор 9 с внутренним корпусом 3. Также за счет податливости гибкого элемента 2 снижаются вибрации внутреннего корпуса 3, податливость обеспечена осевыми прорезями 11 в месте сварного соединения 10, для исключения концентрации напряжений на концах прорезей 11 выполнены отверстия 12. Также перенос корпуса теплоизоляции 6 ближе к наружному корпусу 1 позволяет организовать течение охлаждающего воздуха в полостях внутреннего корпуса 3, тем самым снизить его температуры и напряжения в кольцевых посадках и месте сварного соединения 10. The present invention makes it possible to improve the reliability and performance of the transition channel design by eliminating wear on the thermocouple housing 4 and the outer shelf SL 8 by using a flexible element 2 to limit the axial movements of the inner housing 3 and excluding the thermocouple housing 4 from the power circuit of the transition channel, as well as by organizing freedom thermal expansion of the inner housing 3 and the flexible element 2 in the opposite direction from the SL TND with the ability to move relative to the housing of the thermocouple 4, in the downstream part of which there is an axial gap 9 with the inner housing 3. Also, due to the compliance of the flexible element 2, vibrations of the inner housing 3 are reduced , compliance is ensured by axial slots 11 at the welded joint 10; to eliminate stress concentrations, holes 12 are made at the ends of the slots 11. Also, moving the thermal insulation body 6 closer to the outer body 1 allows for the flow of cooling air in the cavities of the inner body 3, thereby reducing its temperature and stress in the ring fits and the welded joint 10.
Предложенное изобретение было технологически проработано в АО «ОДК-Авиадвигатель» (РФ) и принято к использованию в производстве.The proposed invention was technologically developed at UEC-Aviadvigatel JSC (RF) and accepted for use in production.
Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет улучшить надежность и работоспособность конструкции переходного канала, исключить износ корпусов термопар и сопловых лопаток ТНД, снизить вибрации, при этом конструкция обеспечивает свободу тепловых расширений горячих деталей.Thus, the implementation of the proposed invention with the above distinctive features, in combination with known features, makes it possible to improve the reliability and performance of the transition channel design, eliminate wear of thermocouple housings and LPT nozzle blades, reduce vibrations, while the design ensures freedom of thermal expansion of hot parts.
Claims (6)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2808082C1 true RU2808082C1 (en) | 2023-11-23 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2346166C1 (en) * | 2007-06-13 | 2009-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine plant |
| RU95044U1 (en) * | 2010-02-08 | 2010-06-10 | Закрытое акционерное общество Научно-производственная фирма "НЕВТУРБОТЕСТ" (ЗАО "НПФ "НЕВТУРБОТЕСТ") | GAS TURBINE INSTALLATION |
| RU122447U1 (en) * | 2012-06-25 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | GTD-25STA GAS-TURBINE ENGINE, COMPRESSOR, COMBUSTION CHAMBER, GAS-GENERATOR TURBINE, FREE TURBINE |
| CA2883886A1 (en) * | 2012-09-21 | 2014-03-27 | General Electric Company | Transition duct for use in a turbine engine and method of assembly |
| DE102018208151A1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-11-28 | MTU Aero Engines AG | Turbine intermediate housing with specifically designed annular space contour |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2346166C1 (en) * | 2007-06-13 | 2009-02-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Gas turbine plant |
| RU95044U1 (en) * | 2010-02-08 | 2010-06-10 | Закрытое акционерное общество Научно-производственная фирма "НЕВТУРБОТЕСТ" (ЗАО "НПФ "НЕВТУРБОТЕСТ") | GAS TURBINE INSTALLATION |
| RU122447U1 (en) * | 2012-06-25 | 2012-11-27 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | GTD-25STA GAS-TURBINE ENGINE, COMPRESSOR, COMBUSTION CHAMBER, GAS-GENERATOR TURBINE, FREE TURBINE |
| CA2883886A1 (en) * | 2012-09-21 | 2014-03-27 | General Electric Company | Transition duct for use in a turbine engine and method of assembly |
| DE102018208151A1 (en) * | 2018-05-24 | 2019-11-28 | MTU Aero Engines AG | Turbine intermediate housing with specifically designed annular space contour |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3066389B1 (en) | Turbine engine combustor heat shield with one or more cooling elements | |
| US8231338B2 (en) | Turbine shell with pin support | |
| US8133017B2 (en) | Compressor diffuser | |
| US6896484B2 (en) | Turbine engine sealing device | |
| US10428689B2 (en) | Heat shield for a gas turbine engine | |
| US10801350B2 (en) | Actively cooled engine assembly with ceramic matrix composite components | |
| US20170089220A1 (en) | Bearing housing and related bearing assembly for a gas turbine engine | |
| EP3058201B1 (en) | Combustor wall having cooling element(s) within a cooling cavity | |
| EP3249171B1 (en) | Seal assembly | |
| EP3066388B1 (en) | Turbine engine combustor heat shield with multi-angled cooling apertures | |
| EP2938834A1 (en) | Bumper for seals in a turbine exhaust case | |
| US10815884B2 (en) | Gas turbine engine de-icing system | |
| RU2808082C1 (en) | Transition channel of gas turbine engine turbine | |
| EP2525063B1 (en) | Sealing structure between nozzle segments and the stationary casing structure | |
| EP3473814B1 (en) | Vane arm with tri-wedge circular pocket | |
| EP3239476B1 (en) | Case clearance control system and corresponding gas turbine engine | |
| US20110280721A1 (en) | Gas turbine | |
| JP2004076601A (en) | Turbine stationary blade structure | |
| JP2011038491A (en) | Turbine exhaust structure and gas turbine | |
| EP3508710B1 (en) | Systems for cooling a coolant airflow | |
| RU2247872C1 (en) | Stator of gas-turbine axial-flow compressor | |
| EP3404220B1 (en) | Heat shield for a gas turbine engine | |
| EP4069957B1 (en) | Centering device for centering a turbine housing, turbo system including the centering device, and method of centering a turbine housing | |
| CN116906127A (en) | Fixing structure of turbine guider and aeroengine | |
| CN116624233A (en) | Gas turbine and vehicle |