RU2813778C1 - Turbine cooling system of two-circuit air-breathing engine - Google Patents
Turbine cooling system of two-circuit air-breathing engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2813778C1 RU2813778C1 RU2023124953A RU2023124953A RU2813778C1 RU 2813778 C1 RU2813778 C1 RU 2813778C1 RU 2023124953 A RU2023124953 A RU 2023124953A RU 2023124953 A RU2023124953 A RU 2023124953A RU 2813778 C1 RU2813778 C1 RU 2813778C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling
- cavity
- pressure
- pressure turbine
- low
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 167
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 17
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 5
- 238000009987 spinning Methods 0.000 claims description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 210000003027 ear inner Anatomy 0.000 description 10
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 2
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 2
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
Abstract
Description
Заявляемое изобретение относится к системам охлаждения тепловых двигателей, а именно, двухконтурных газотурбинных двигателей и стационарных газотурбинных установок. Преимущественной областью применения являются многорежимные газотурбинные двигатели с форсажной камерой сгорания боевых маневренных самолетов.The claimed invention relates to cooling systems for heat engines, namely, double-circuit gas turbine engines and stationary gas turbine units. The primary area of application is multi-mode gas turbine engines with an afterburner combustion chamber for combat maneuverable aircraft.
Известен двухконтурный турбореактивный двигатель (патент РФ №2 618 993 С1, опубликован 11.05.2017), являющийся наиболее близким аналогом предлагаемого технического решения.A two-circuit turbojet engine is known (RF patent No. 2 618 993 C1, published on May 11, 2017), which is the closest analogue of the proposed technical solution.
Недостатками известного устройства является неэффективная система охлаждения. Подвод охлаждающего воздуха к передней полости рабочей лопатки турбины организован через безлопаточный диффузор и далее по круглым каналам подвода, что приводит к повышению давления и существенному повышению температуры охлаждающего воздуха за счет центробежной подкачки, то есть при движении охлаждающего воздуха от аппарата закрутки к входу в полость охлаждения лопатки с определенной абсолютной скоростью, относительная температура охлаждающего воздуха будет расти, так как она зависит от скорости потока относительно точки на диске в которой измеряется температура, а окружная скорость входа в полость охлаждения значительно выше окружной скорости точки на диске, напротив выхода из аппарата закрутки, поэтому относительная скорость охлаждающего потока и, следовательно, его относительная температура на входе в полость охлаждения будут значительно выше. Подвод охлаждающего воздуха в заднюю полость охлаждения лопатки с помощью направляющего аппарата так же поспособствует подогреву охлаждающего воздуха. Не предусмотрено отключение подвода охлаждающего воздуха на режимах с низкой частотой вращения и температурой, это приведет к необоснованно высокому расходу охлаждающего воздуха на режимах с низкой частотой вращения роторов и низких температур в проточной части турбины и, соответственно, не будет способствовать высокому коэффициенту полезного действия (КПД) и высокой экономичности двигателя. Неоптимальное распределение охлаждающего воздуха и недостаточное использование уплотнений в полостях воздушной системы приведет к повышенному расходу охлаждающего воздуха, большим утечкам в проточную часть и высокому значению осевых сил, действующих на турбину, все это также негативно скажется на ресурсе и КПД двигателя. Кроме того, в двигателе применена сложная конструкция разделения полостей охлаждения рабочей лопатки.The disadvantages of the known device are the ineffective cooling system. The supply of cooling air to the front cavity of the turbine working blade is organized through a bladeless diffuser and then through round supply channels, which leads to an increase in pressure and a significant increase in the temperature of the cooling air due to centrifugal pumping, that is, when the cooling air moves from the swirling apparatus to the entrance to the cooling cavity blades with a certain absolute speed, the relative temperature of the cooling air will increase, since it depends on the flow speed relative to the point on the disk at which the temperature is measured, and the peripheral speed of entry into the cooling cavity is significantly higher than the peripheral speed of the point on the disk opposite the exit from the swirl apparatus, therefore, the relative speed of the cooling flow and, consequently, its relative temperature at the entrance to the cooling cavity will be significantly higher. The supply of cooling air to the rear cooling cavity of the blade using a guide vane will also help to heat the cooling air. There is no provision for shutting off the supply of cooling air in modes with low rotation speed and temperature; this will lead to an unreasonably high flow of cooling air in modes with low rotor speed and low temperatures in the flow part of the turbine and, accordingly, will not contribute to a high coefficient of efficiency (COP) ) and high engine efficiency. Non-optimal distribution of cooling air and insufficient use of seals in the cavities of the air system will lead to increased cooling air consumption, large leaks into the flow part and high axial forces acting on the turbine, all of which will also negatively affect the service life and efficiency of the engine. In addition, the engine uses a complex design for separating the cooling cavities of the working blade.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретения являются повышение КПД двигателя, а также увеличение ресурса и упрощение конструкции лопатки.The problem to be solved by the claimed invention is to increase the efficiency of the engine, as well as increase the service life and simplify the design of the blade.
Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявляемого изобретения, является повышение тягово-мощностных и экономических характеристик двигателя. Увеличение ресурса двигателя за счет более оптимального подвода и распределения охлаждающего воздуха в системе охлаждения и снижения величины осевых сил, действующих на подшипник ротора высокого давления (РВД).The technical result achieved by implementing the claimed invention is an increase in the traction, power and economic characteristics of the engine. Increasing engine life due to more optimal supply and distribution of cooling air in the cooling system and reducing the magnitude of axial forces acting on the high-pressure rotor bearing (HPR).
Предложенные изменения позволяют добиться снижения температуры, охлаждающего лопатки турбины, и препятствуют втеканию горячего газа в отверстия на входной кромке и корыте лопатки турбины высокого давления на режимах минимального охлаждения, а, соответственно, и последующему прогару лопатки в этих областях. Изменение системы подвода охлаждающего воздуха позщволяет:The proposed changes make it possible to achieve a decrease in the temperature that cools the turbine blades and prevent the flow of hot gas into the holes on the inlet edge and trough of the high-pressure turbine blade in minimum cooling modes, and, accordingly, the subsequent burnout of the blade in these areas. Changing the cooling air supply system allows you to:
снизить температуры на входе в полости охлаждения лопаток, что приведет к увеличению коэффициента интенсивности охлаждения лопаток, уменьшить расход охлаждающего воздуха, что обеспечит увеличение КПД турбины;reduce the temperature at the inlet to the cooling cavities of the blades, which will lead to an increase in the cooling intensity coefficient of the blades, reduce the flow of cooling air, which will ensure an increase in turbine efficiency;
снизить расход охлаждающего воздуха при частичном отключении охлаждения, что обеспечит увеличение полного КПД двигателя, его удельной тяги и экономичности;reduce cooling air consumption when cooling is partially switched off, which will ensure an increase in the overall efficiency of the engine, its specific thrust and efficiency;
препятствовать втеканию горячего газа в полости воздушной системы и в полости охлаждения лопаток из проточной части на режимах минимального охлаждения двигателя и снизить величину осевых сил, действующих на подшипник РВД на максимальных режимах, что обеспечит увеличение ресурса двигателя.prevent the flow of hot gas into the cavities of the air system and into the cooling cavities of the blades from the flow part at minimum engine cooling modes and reduce the magnitude of axial forces acting on the high-pressure motor bearing at maximum modes, which will ensure an increase in engine life.
Технический результат достигается тем, что система охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя включает турбину высокого давления, снабженную сопловым аппаратом, транзитным каналом, полостями охлаждения, аппаратом закрутки в системе подвода охлаждающего воздуха высокого давления, сообщенного с транзитным каналом и с передней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления, при этом, рабочая лопатка разделена перегородкой на две части переднюю и заднюю, передняя часть разделена дефлектором на часть, примыкающую к входной кромке, и часть, примыкающую к корыту, задняя - на часть, примыкающую к спинке, и часть, примыкающую к выходной кромке;The technical result is achieved by the fact that the cooling system of a turbine of a bypass turbojet engine includes a high-pressure turbine equipped with a nozzle apparatus, a transit channel, cooling cavities, a swirl device in the high-pressure cooling air supply system communicated with the transit channel and with the front cooling cavity of the high-pressure turbine working blade pressure, while the working blade is divided by a partition into two parts, front and rear, the front part is divided by a deflector into a part adjacent to the inlet edge and a part adjacent to the trough, the rear - into a part adjacent to the back and a part adjacent to the outlet edge;
турбину низкого давления, снабженную сопловым аппаратом, полостью охлаждения соплового аппарата, двумя транзитными каналами, вход которых сообщен с системой подвода охлаждающего воздуха низкого давления, при этом выход первого транзитного канала сообщен с аппаратом закрутки, соединенным с задней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления, и с аппаратом закрутки, соединенным с полостью охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления, а выход второго транзитного канала сообщен с междисковой полостью, при этом полость с аппаратами закрутки отделена от остальной междисковой полости стенкой;a low-pressure turbine equipped with a nozzle apparatus, a cooling cavity of the nozzle apparatus, two transit channels, the entrance of which is connected to the low-pressure cooling air supply system, while the output of the first transit channel is connected to a swirl apparatus connected to the rear cooling cavity of the working blade of the high-pressure turbine, and with a swirling apparatus connected to the cooling cavity of the working blade of the low-pressure turbine, and the output of the second transit channel is connected to the interdisc cavity, while the cavity with the swirling apparatuses is separated from the rest of the interdisc cavity by a wall;
систему управления охлаждением, состоящую из двух клапанных аппаратов отключения, при этом, в системе подвода охлаждающего воздуха высокого давления над задней полостью охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления установлен клапанный аппарат отключения, а в системе подвода охлаждающего воздуха низкого давления клапанный аппарат отключения установлен над каналом, сообщенным с полостью охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления и с транзитным каналом, соединенным с задней полостью охлаждения лопатки турбины высокого давления и с полостью охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления, кроме того, система подвода охлаждающего воздуха низкого давления сообщается с задней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления и с полостью охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления через аппараты закрутки прямо под замком лопатки у входа в полости охлаждения; над всеми аппаратами закрутки у осевых зазоров установлены лабиринтные уплотнения, а под всеми аппаратами закрутки установлены щеточные уплотнения.a cooling control system consisting of two shut-off valve devices, while in the high-pressure cooling air supply system, a shut-off valve device is installed above the rear cooling cavity of the high-pressure turbine nozzle apparatus, and in the low-pressure cooling air supply system, a shut-off valve device is installed above the duct, communicated with the cooling cavity of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine and with a transit channel connected to the rear cooling cavity of the high-pressure turbine blade and with the cooling cavity of the low-pressure turbine working blade; in addition, the low-pressure cooling air supply system communicates with the rear cooling cavity of the turbine working blade high pressure and with a cooling cavity for the working blade of a low-pressure turbine through swirl devices directly under the blade lock at the entrance to the cooling cavity; labyrinth seals are installed above all twisting devices near the axial gaps, and brush seals are installed under all twisting devices.
В частном случае задняя полость охлаждения сопловой лопатки и передняя полость охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления сообщаются с системой подвода охлаждающего воздуха высокого давления, соединенной входом с вторичной зоной камеры сгорания; при этом у осевого зазора за последней ступенью компрессора установлено динамическое уплотнение, которое представляет собой отверстие в корпусе камеры сгорания напротив осевого зазора, под динамическим уплотнением установлено ступенчатое щеточное уплотнение.In a particular case, the rear cooling cavity of the nozzle blade and the front cooling cavity of the working blade of the high-pressure turbine communicate with a high-pressure cooling air supply system connected by an inlet to the secondary zone of the combustion chamber; in this case, at the axial gap behind the last stage of the compressor, a dynamic seal is installed, which is a hole in the combustion chamber housing opposite the axial gap; a stepped brush seal is installed under the dynamic seal.
В другом частном случае задняя полость охлаждения сопловой лопатки и передняя полость охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления сообщаются с системой подвода охлаждающего воздуха высокого давления, соединенной входом с промежуточной ступенью компрессора; при этом за последней ступенью компрессора находится думисная полость, а у осевого зазора за последней ступенью компрессора установлен думисный лабиринт.In another particular case, the rear cooling cavity of the nozzle blade and the front cooling cavity of the high-pressure turbine working blade communicate with a high-pressure cooling air supply system connected by an inlet to the intermediate stage of the compressor; in this case, behind the last stage of the compressor there is a dumis cavity, and a dumis labyrinth is installed at the axial gap behind the last stage of the compressor.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:The essence of the invention is illustrated by drawings, where:
На фиг. 1 приведена конструктивная схема турбины двухконтурного турбореактивного двигателя, в которой система подвода охлаждающего воздуха высокого давления сообщается своим входом с вторичной зоной камеры сгорания, а система подвода охлаждающего воздуха низкого давления сообщается своим входом с промежуточной ступенью компрессора.In fig. Figure 1 shows a design diagram of a turbine of a two-circuit turbojet engine, in which the high-pressure cooling air supply system is connected by its inlet to the secondary zone of the combustion chamber, and the low-pressure cooling air supply system is connected by its inlet to the intermediate stage of the compressor.
На фиг. 2 приведена конструктивная схема турбины двухконтурного турбореактивного двигателя, в которой система подвода охлаждающего воздуха высокого давления сообщается своим входом с промежуточной ступенью компрессора, а система подвода охлаждающего воздуха низкого давления сообщается своим входом с промежуточной ступенью компрессора с порядковым номером меньшим, чем порядковый номер ступени, сообщенной с системой высокого давления.In fig. Figure 2 shows a design diagram of a turbine of a bypass turbojet engine, in which the high-pressure cooling air supply system is connected by its inlet to the intermediate stage of the compressor, and the low-pressure cooling air supply system is connected by its inlet to the intermediate compressor stage with a serial number less than the serial number of the stage communicated with high pressure system.
На фиг. 3 приведена конструктивная схема источников отбора охлаждающего воздуха для системы охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя, в которой система подвода охлаждающего воздуха высокого давления сообщается своим входом с вторичной зоной камеры сгорания, а система подвода охлаждающего воздуха низкого давления сообщается своим входом с промежуточной ступенью компрессора, у осевого зазора за последней ступенью компрессора установлено динамическое уплотнение, которое представляет собой отверстие в корпусе камеры сгорания напротив осевого зазора и ступенчатое щеточное уплотнение под ним.In fig. Figure 3 shows a design diagram of the cooling air intake sources for the turbine cooling system of a bypass turbojet engine, in which the high-pressure cooling air supply system is connected by its input to the secondary zone of the combustion chamber, and the low-pressure cooling air supply system is connected by its input to the intermediate stage of the compressor, at the axial gap behind the last stage of the compressor, a dynamic seal is installed, which is a hole in the combustion chamber housing opposite the axial gap and a stepped brush seal underneath it.
На фиг. 4 приведена конструктивная схема думисной полости двухконтурного турбореактивного двигателя, в которой система подвода охлаждающего воздуха высокого давления сообщается своим входом с промежуточной ступенью компрессора, а система подвода охлаждающего воздуха низкого давления сообщается своим входом с промежуточной ступенью компрессора с порядковым номером меньшим, чем порядковый номер ступени, сообщенной с системой высокого давления.In fig. Figure 4 shows a design diagram of the dumis cavity of a bypass turbojet engine, in which the high-pressure cooling air supply system communicates by its inlet with the intermediate stage of the compressor, and the low-pressure cooling air supply system communicates with its inlet with the intermediate stage of the compressor with a serial number less than the serial number of the stage, connected to the high pressure system.
На фиг. 5 приведен продольный разрез профиля рабочей лопатки турбины высокого давления.In fig. Figure 5 shows a longitudinal section of the profile of a high-pressure turbine working blade.
Описание технического решения.Description of the technical solution.
Двухконтурный турбореактивный двигатель включает компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, сопловой аппарата турбины высокого давления с транзитным каналом и передней и задней полостями охлаждения соплового аппарата. Клапанный аппарат отключения (1) установлен над входом в заднюю полость охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления. В системе подвода охлаждающего воздуха высокого давления установлен аппарат закрутки (2), сообщенный с транзитным каналом (3) в сопловом аппарате турбины высокого давления и с передней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления. Передняя полость разделена дефлектором (22) на две части: часть, примыкающую к отверстиям во входной кромке, соединенную через эти отверстия и отверстия в верхнем торце лопатки (4) с проточной частью турбины, а также часть, примыкающую к отверстиям в корыте, соединенную через эти отверстия с проточной частью. Над аппаратом закрутки установлен ступенчатый лабиринт (5). Под аппаратом закрутки (2) установлено, щеточное уплотнение (6).A two-circuit turbojet engine includes a compressor, a combustion chamber, a high-pressure turbine, a high-pressure turbine nozzle with a transit channel and front and rear cooling cavities of the nozzle. The shut-off valve apparatus (1) is installed above the entrance to the rear cooling cavity of the nozzle apparatus of the high-pressure turbine. In the high-pressure cooling air supply system, a swirling apparatus (2) is installed, communicating with the transit channel (3) in the nozzle apparatus of the high-pressure turbine and with the front cooling cavity of the working blade of the high-pressure turbine. The front cavity is divided by a deflector (22) into two parts: the part adjacent to the holes in the inlet edge, connected through these holes and holes in the upper end of the blade (4) with the turbine flow path, and also the part adjacent to the holes in the trough, connected through these holes have a flow part. A stepped labyrinth (5) is installed above the twisting apparatus. A brush seal (6) is installed under the twisting apparatus (2).
Турбина низкого давления содержит сопловой аппарат с полостью охлаждения, сообщенной с проточной частью турбины через выходную кромку. В сопловом аппарате турбины низкого давления выполнены два транзитных канала, вход которых сообщен с системой подвода охлаждающего воздуха низкого давления, а выход одного из транзитных каналов сообщен с аппаратом закрутки (7), соединенным с задней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления и с аппаратом закрутки (8), соединенным с полостью охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления. Выход из второго транзитного канала (9) сообщен с остальной междисковой полостью. Полость с аппаратами закрутки отделена от остальной междисковой полости стенкой (10).The low-pressure turbine contains a nozzle apparatus with a cooling cavity communicated with the turbine flow path through the outlet edge. In the nozzle apparatus of the low-pressure turbine there are two transit channels, the entrance of which is connected to the low-pressure cooling air supply system, and the output of one of the transit channels is connected to the swirling apparatus (7), connected to the rear cooling cavity of the working blade of the high-pressure turbine and to the swirling apparatus (8), connected to the cooling cavity of the low-pressure turbine working blade. The exit from the second transit channel (9) communicates with the rest of the interdisc cavity. The cavity with the twisting devices is separated from the rest of the interdisc cavity by a wall (10).
Клапанный аппарат отключения (11) установлен над каналом (12), соединенным с полостью охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления и транзитным каналом соплового аппарата турбины низкого давления, сообщенным с аппаратом закрутки (7). Ступенчатые лабиринты (13,14) установлены над аппаратами закрутки. Щеточные уплотнения (15,16) установлены под ними. Перегородки (21) разделяет переднюю и заднюю полости охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления. Задняя полость разделяется дефлектором (23) на две части. Первая часть, прилегает к отверстиям в спинке и верхнем торце лопатки и соединена входом с системой подвода воздуха низкого давления, а выходом из отверстий в спинке и верхнем торце (4) с проточной частью турбины. Вторая часть, прилегает к выходной кромке и соединена через отверстия в выходной кромке с проточной частью турбины. Полость охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления сообщена с проточной частью через отверстия в верхнем торце. The shutdown valve apparatus (11) is installed above the channel (12), connected to the cooling cavity of the low-pressure turbine nozzle apparatus and the transit channel of the low-pressure turbine nozzle apparatus, connected to the swirl apparatus (7). Step labyrinths (13,14) are installed above the twisting devices. Brush seals (15,16) are installed underneath. The partitions (21) separate the front and rear cooling cavities of the high-pressure turbine working blade. The rear cavity is divided by a deflector (23) into two parts. The first part is adjacent to the holes in the back and upper end of the blade and is connected by the inlet to the low-pressure air supply system, and by the outlet from the holes in the back and upper end (4) to the flow part of the turbine. The second part is adjacent to the outlet edge and is connected through holes in the outlet edge to the turbine flow path. The cooling cavity of the low-pressure turbine working blade is connected to the flow path through holes in the upper end.
В первом случае, система подвода воздуха высокого давления, включающая в себя последовательно расположенные транзитный канал (3) соплового аппарата турбины высокого давления и аппарат закрутки (2), сообщена входом с одной из промежуточных ступеней компрессора (25), а выходом с передней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления.In the first case, the high-pressure air supply system, which includes a sequentially located transit channel (3) of the high-pressure turbine nozzle apparatus and a swirling apparatus (2), is connected by the inlet to one of the intermediate stages of the compressor (25), and by the outlet to the front cooling cavity high pressure turbine blade.
Во втором случае, система подвода воздуха высокого давления, включающая в себя последовательно расположенные транзитный канал (3) соплового аппарата турбины высокого давления и аппарат закрутки (2), сообщена входом с вторичной зоной камеры сгорания (17), а выходом с передней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления.In the second case, the high-pressure air supply system, which includes a sequentially located transit channel (3) of the high-pressure turbine nozzle apparatus and a swirling apparatus (2), is connected by the inlet to the secondary zone of the combustion chamber (17), and by the outlet to the front cooling cavity of the working high pressure turbine blades.
Система подвода воздуха низкого давления, включающая в себя последовательно расположенные клапанный аппарат отключения (11), транзитный канал соплового аппарата турбины низкого давления и аппараты закрутки (7,8), входом сообщена с одной из промежуточных ступеней компрессора (24), порядковым номером ступени меньшим, чем ступень (25) с которой сообщена система подвода воздуха высокого давления, а выходом с задней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления, так же выход системы подвода низкого давления соединен с полостью охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления.The low-pressure air supply system, which includes a sequentially located shut-off valve apparatus (11), a transit channel of the low-pressure turbine nozzle apparatus and swirl devices (7,8), is connected by an inlet to one of the intermediate stages of the compressor (24), the stage serial number being lower , than the stage (25) with which the high-pressure air supply system is connected, and the output is connected to the rear cooling cavity of the high-pressure turbine working blade, and the output of the low-pressure supply system is connected to the cooling cavity of the low-pressure turbine working blade.
Система подвода воздуха низкого давления, включающая в себя последовательно расположенные клапанный аппарат отключения (11), транзитный канал соплового аппарата турбины низкого давления и аппараты закрутки (7,8), входом сообщена с промежуточной ступенью компрессора (18), а выходом с задней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления и полостью охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления;The low-pressure air supply system, which includes a sequentially located shut-off valve apparatus (11), a transit channel of the low-pressure turbine nozzle apparatus and swirl devices (7,8), the inlet is connected to the intermediate stage of the compressor (18), and the outlet is connected to the rear cooling cavity the working blade of the high-pressure turbine and the cooling cavity of the working blade of the low-pressure turbine;
При соединении входов в системы подвода воздуха низкого (24) и высокого (25) давления с промежуточными ступенями компрессора, думисная полость может быть также соединена с одной из промежуточных ступеней компрессора (26), с порядковым номером больше чем номер ступени из которой отбирается воздух в систему подвода воздуха низкого давления.When connecting the inputs to the low (24) and high (25) pressure air supply systems with the intermediate stages of the compressor, the dumis cavity can also be connected to one of the intermediate stages of the compressor (26), with a serial number greater than the number of the stage from which air is taken into low pressure air supply system.
При соединении входа в систему подвода воздуха высокого давления с вторичной зоной камеры сгорания и входа в систему подвода воздуха низкого давления с промежуточной ступенью компрессора, вместо думисного лабиринта, у осевого зазора за последней ступенью компрессора может быть установлено динамическое уплотнение, которое представляет собой отверстие (19) в корпусе камеры сгорания, расположенное напротив осевого зазора, соединенное входом с вторичной зоной камеры сгорания, а выходом с осевым зазором за последней ступенью компрессора. Под этим уплотнением может быть установлено ступенчатое щеточное уплотнение (20).When connecting the entrance to the high-pressure air supply system with the secondary zone of the combustion chamber and the entrance to the low-pressure air supply system to the intermediate stage of the compressor, instead of a dumis labyrinth, a dynamic seal can be installed at the axial gap behind the last stage of the compressor, which is a hole (19 ) in the combustion chamber housing, located opposite the axial clearance, connected by the inlet to the secondary zone of the combustion chamber, and the outlet with the axial clearance behind the last stage of the compressor. A stepped brush seal (20) can be installed under this seal.
Вход в транзитный канал (3) соплового аппарата турбины высокого давления выполнен перед клапанным аппаратом отключения (1).The entrance to the transit channel (3) of the high-pressure turbine nozzle apparatus is made before the shutdown valve apparatus (1).
Клапанный аппарат отключения (1) в системе подвода высокого давления отключает подачу воздуха в заднюю полость охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления.The shut-off valve device (1) in the high-pressure supply system cuts off the air supply to the rear cooling cavity of the high-pressure turbine nozzle apparatus.
Аппарат закрутки (2) системы подвода охлаждающего воздуха высокого давления установлен под замком рабочей лопатки турбины высокого давления у входа в переднюю полость охлаждения;The spinning device (2) of the high-pressure cooling air supply system is installed under the lock of the high-pressure turbine working blade at the entrance to the front cooling cavity;
Потоки в системе подвода охлаждающего воздуха низкого давления разделены. Один транзитный канал (9) наддувает междисковую полость, другой транзитный канал сообщен с полостью перед аппаратами закрутки (7,8), которая отделена от остальной междисковой полости стенкой (10). Через аппараты закрутки (7,8) транзитный канал сообщен с задней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления и с полостью охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления, так же этот поток подается в полость охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления.The flows in the low pressure cooling air supply system are separated. One transit channel (9) inflates the interdisc cavity, the other transit channel communicates with the cavity in front of the twisting devices (7,8), which is separated from the rest of the interdisc cavity by a wall (10). Through the swirl devices (7,8), the transit channel communicates with the rear cooling cavity of the high-pressure turbine working blade and with the cooling cavity of the low-pressure turbine working blade, and this flow is also supplied to the cooling cavity of the low-pressure turbine nozzle apparatus.
Клапанный аппарат отключения (11) установлен над входом в полость охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления и над транзитным каналом системы подвода низкого давления, сообщенным с аппаратом закрутки (7), который соединен с задней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления, и с аппаратом закрутки (8), который соединен с полостью охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления.The shut-off valve apparatus (11) is installed above the entrance to the cooling cavity of the low-pressure turbine nozzle apparatus and above the transit channel of the low-pressure supply system, connected to the swirling apparatus (7), which is connected to the rear cooling cavity of the high-pressure turbine working blade, and to the swirling apparatus (8), which is connected to the cooling cavity of the low-pressure turbine working blade.
Один из аппаратов закрутки (7) системы подвода низкого давления установлен непосредственно под замком рабочей лопатки турбины высокого давления у входа в заднюю полость охлаждения, второй аппарат закрутки (8) под замком рабочей лопатки турбины низкого давления у входа в полость охлаждения.One of the swirl devices (7) of the low-pressure supply system is installed directly under the lock of the high-pressure turbine working blade at the entrance to the rear cooling cavity, the second swirl device (8) is installed under the lock of the low-pressure turbine working blade at the entrance to the cooling cavity.
Система охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя на режимах высоких температур и высокой частоты вращения роторов работает следующим образом.The cooling system of the turbine of a bypass turbojet engine at high temperatures and high rotor speeds operates as follows.
Охлаждающий воздух поступает в систему подвода охлаждающего воздуха высокого давления из вторичной зоны камеры сгорания или из промежуточной ступени компрессора и, далее, поступает в коллектор, за коллектором разделяется на заднюю полость охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления и транзитный канал (3) соплового аппарата турбины высокого давления, сообщенный последовательно с аппаратом закрутки (2) и с передней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления, разделенной дефлектором (22) на две части. Из второй части, прилегающей к отверстиям в корыте, охлаждающий воздух через отверстия во входной кромке, корыте и верхнем торце лопатки (4) выдувается в проточную часть турбины, образуя защитную пленку на поверхности профиля лопатки. Передняя полость соплового аппарата турбины высокого давления через кольцевые каналы во фронтальном торце полки соплового аппарата охлаждается воздухом из вторичной зоны камеры сгорания. Верхняя часть транзитного канала (3) заделана в верхней стенке соплового аппарата турбины высокого давления, перед клапанным аппаратом отключения (1), установленным над задней полостью охлаждения соплового аппарата. Нижняя часть транзитного канала (3) закреплена в стенке нижнего торца соплового аппарата. Над аппаратом закрутки (2), для минимизации утечек из полостей воздушной системы в осевой зазор, установлен ступенчатый лабиринт (5). Под аппаратом закрутки для уменьшения расхода охлаждающего воздуха и снижения осевых сил, действующих на турбину высокого давления установлено щеточное уплотнение (6).The cooling air enters the high-pressure cooling air supply system from the secondary zone of the combustion chamber or from the intermediate stage of the compressor and then enters the manifold, behind the manifold it is divided into the rear cooling cavity of the high-pressure turbine nozzle apparatus and the transit channel (3) of the high-pressure turbine nozzle apparatus pressure, communicated in series with the swirling apparatus (2) and with the front cooling cavity of the working blade of the high-pressure turbine, divided by the deflector (22) into two parts. From the second part adjacent to the holes in the trough, cooling air is blown through holes in the inlet edge, the trough and the upper end of the blade (4) into the flow part of the turbine, forming a protective film on the surface of the blade profile. The front cavity of the nozzle apparatus of the high-pressure turbine is cooled by air from the secondary zone of the combustion chamber through annular channels at the front end of the nozzle apparatus shelf. The upper part of the transit channel (3) is embedded in the upper wall of the nozzle apparatus of the high-pressure turbine, in front of the shut-off valve apparatus (1), installed above the rear cooling cavity of the nozzle apparatus. The lower part of the transit channel (3) is fixed in the wall of the lower end of the nozzle apparatus. Above the twisting apparatus (2), to minimize leaks from the cavities of the air system into the axial gap, a stepped labyrinth (5) is installed. To reduce the flow of cooling air and reduce the axial forces acting on the high-pressure turbine, a brush seal (6) is installed under the swirling apparatus.
В схеме с динамическим уплотнением у осевого зазора за последней ступенью компрессора (фиг. 1, 3) воздух из отверстия (19) в камере сгорания попадает в осевой зазор и через ступенчатые щеточные уплотнения (20) в полость между корпусом камеры сгорания и валом РВД, затем через щеточное уплотнение (6) к выходу из аппарата закрутки (2).In a scheme with a dynamic seal at the axial gap behind the last stage of the compressor (Fig. 1, 3), air from the hole (19) in the combustion chamber enters the axial gap and through stepped brush seals (20) into the cavity between the combustion chamber housing and the RVD shaft, then through the brush seal (6) to the outlet of the twisting apparatus (2).
В схеме с думисной полостью фиг. 2, 4, через щеточное уплотнение и лабиринт (27) установленный на валу ротора высокого давления воздух поступает в думисную полость, откуда, совместно с воздухом из-за последней ступени компрессора, поступающим через думисный лабиринт, подается в промежуточную ступень компрессора. В междисковую полость охлаждающий воздух отбирается от промежуточной ступени компрессора.In the diagram with a dumis cavity Fig. 2, 4, through the brush seal and the labyrinth (27), the air installed on the high-pressure rotor shaft enters the dumis cavity, from where, together with the air from the last stage of the compressor entering through the dumis labyrinth, it is supplied to the intermediate stage of the compressor. Cooling air is drawn into the interdisk cavity from the intermediate stage of the compressor.
В системе подвода охлаждающего воздуха низкого давления воздух поступает в коллектор над сопловым аппаратом, где распределяется на два канала. Через один канал (12) воздух поступает в полость охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления, которая через отверстия в выходной кромке соединена с проточной частью, и в транзитный канал. Через второй канал воздух поступает в транзитный канал (9), который сообщается через аппарат закрутки (7) с задней полостью лопатки турбины высокого давления. Через отверстия в спинке, выходной кромке и верхнем торце (4) задняя полость охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления соединена с проточной частью. Через аппарат закрутки (8) транзитный канал сообщается с полостью охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления, которая через отверстия в верхнем торце соединена с проточной частью. Над аппаратом закрутки (7) для минимизации утечек в проточную часть турбины и снижения расхода охлаждающего воздуха установлен ступенчатый лабиринт (13). Для снижения расхода охлаждающего воздуха и снижения осевых сил, действующих на подшипник РВД, под аппаратом закрутки (7) установлено щеточное уплотнение (15). Над аппаратом закрутки (8) для минимизации утечек в проточную часть турбины и снижения расхода охлаждающего воздуха установлен ступенчатый лабиринт (14). Для снижения расхода охлаждающего воздуха и снижения осевых сил, действующих на турбину низкого давления, под аппаратом закрутки (8) установлено щеточное уплотнение (16). Через транзитный канал (9) воздух поступает на наддув междисковой полости.In the low-pressure cooling air supply system, the air enters the manifold above the nozzle apparatus, where it is distributed into two channels. Through one channel (12), air enters the cooling cavity of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine, which is connected to the flow part through holes in the exit edge, and into the transit channel. Through the second channel, air enters the transit channel (9), which communicates through the swirl apparatus (7) with the rear cavity of the high-pressure turbine blade. Through holes in the back, trailing edge and upper end (4), the rear cooling cavity of the high-pressure turbine working blade is connected to the flow part. Through the swirling apparatus (8), the transit channel communicates with the cooling cavity of the low-pressure turbine working blade, which is connected to the flow part through holes in the upper end. A stepped labyrinth (13) is installed above the swirling apparatus (7) to minimize leaks into the turbine flow path and reduce cooling air consumption. To reduce the flow of cooling air and reduce the axial forces acting on the high-pressure motor bearing, a brush seal (15) is installed under the twisting apparatus (7). A stepped labyrinth (14) is installed above the swirling apparatus (8) to minimize leaks into the turbine flow path and reduce cooling air consumption. To reduce the flow of cooling air and reduce the axial forces acting on the low-pressure turbine, a brush seal (16) is installed under the swirling apparatus (8). Through the transit channel (9), air enters the interdisc cavity to pressurize it.
Передняя полость в рабочей лопатке турбины высокого давления, с одной стороны, сообщается с системой подвода охлаждающего воздуха высокого давления, а с другой стороны через отверстия во входной кромке, корыте и верхнем торце (4) лопатки соединена с проточной частью турбины. Задняя полость, с одной стороны сообщается с системой подвода охлаждающего воздуха низкого давления, а с другой стороны через отверстия в спинке, выходной кромке и верхнем торце (4) лопатки соединена с проточной частью турбины.The front cavity in the working blade of a high-pressure turbine, on the one hand, communicates with the high-pressure cooling air supply system, and on the other hand, through holes in the inlet edge, trough and upper end (4) of the blade, it is connected to the flow part of the turbine. The rear cavity, on the one hand, communicates with the low-pressure cooling air supply system, and on the other hand, through holes in the back, trailing edge and upper end (4) of the blade, it is connected to the flow part of the turbine.
На режимах низких температур газа в проточной части турбины и низкой частоты вращения роторов система охлаждения турбины двухконтурного турбореактивного двигателя работает следующим образом.At low gas temperatures in the turbine flow path and low rotor speed, the turbine cooling system of a bypass turbojet engine operates as follows.
Над каналом, из которого воздух поступает в заднюю полость охлаждения соплового аппарата турбины высокого давления установлены клапанные аппараты отключения (1), задняя полость соплового аппарата турбины высокого давления изолирована стенкой снизу. Вход в транзитный канал (3) находится перед клапанным аппаратом отключения (1), а выход заделан в стенке нижнего торца соплового аппарата и сообщен с аппаратом закрутки (2). Таким образом, потоки охлаждения передней полости рабочей лопатки и задней полости соплового аппарата разделены, что позволяет производить частичное отключение охлаждения исключительно в задней полости соплового аппарата, где для препятствования втеканию горячего газа из проточной части достаточного малого расхода и давления охлаждающего воздуха, передняя же полость рабочей лопатки турбины высокого давления и осевой зазор будут непрерывно обеспечиваться воздухом с достаточным для препятствования втеканию горячего газа давлением.Shut-off valve devices (1) are installed above the channel from which air enters the rear cooling cavity of the nozzle apparatus of the high-pressure turbine; the rear cavity of the nozzle apparatus of the high-pressure turbine is isolated by a wall from below. The entrance to the transit channel (3) is located in front of the shut-off valve apparatus (1), and the outlet is embedded in the wall of the lower end of the nozzle apparatus and communicates with the swirl apparatus (2). Thus, the cooling flows of the front cavity of the working blade and the rear cavity of the nozzle apparatus are separated, which makes it possible to partially turn off the cooling exclusively in the rear cavity of the nozzle apparatus, where, to prevent the flow of hot gas from the flow part, a sufficiently low flow rate and pressure of the cooling air, while the front cavity of the working The high-pressure turbine blades and axial clearance will be continuously supplied with air with sufficient pressure to prevent the inflow of hot gas.
Над каналом, сообщенным с полостью охлаждения соплового аппарата турбины низкого давления, задней полостью охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления, полостью охлаждения рабочей лопатки турбины низкого давления, так же установлен клапанный аппарат отключения (11). Это позволяет частично отключать охлаждение полости соплового аппарата турбины низкого давления, задней полости рабочей лопатки турбины высокого давления, и полости рабочей лопатки турбины низкого давления, так как в них достаточно малого расхода и давления воздуха для препятствования втеканию горячего газа из проточной части. Осевые зазоры междисковой полости будут непрерывно наддуваться воздухом из транзитного канала (9) для препятствования втеканию горячего газа из проточной части. Разделение потоков осуществляется за счет того, что полость с аппаратами закрутки (7,8) отделена от междисковой полости стенкой (10), транзитный канал (9) сообщенный с междисковой полостью заделан своим выходом в стенку (10). Над входом в этот транзитный канал не установлен клапанный аппарат отключения, поэтому междисковая полость будет непрерывно наддуваться воздухом на всех режимах работы.A shut-off valve apparatus (11) is also installed above the channel communicating with the cooling cavity of the low-pressure turbine nozzle apparatus, the rear cooling cavity of the high-pressure turbine working blade, and the cooling cavity of the low-pressure turbine working blade. This makes it possible to partially turn off the cooling of the cavity of the nozzle apparatus of the low-pressure turbine, the rear cavity of the working blade of the high-pressure turbine, and the cavity of the working blade of the low-pressure turbine, since they have sufficiently low air flow and pressure to prevent the inflow of hot gas from the flow part. The axial gaps of the interdisk cavity will be continuously inflated with air from the transit channel (9) to prevent the inflow of hot gas from the flow part. The separation of flows is carried out due to the fact that the cavity with the swirling devices (7,8) is separated from the interdisc cavity by a wall (10), the transit channel (9) communicated with the interdisc cavity is sealed with its exit into the wall (10). There is no shut-off valve installed above the entrance to this transit channel, so the interdisc cavity will be continuously inflated with air in all operating modes.
Реализация данного изобретения позволяет увеличить ресурс лопатки, упростить ее конструкцию, повысить КПД двигателя, его удельную тягу и экономичность. Увеличение ресурса лопатки достигается за счет подвода более холодного воздуха, что осуществляется отказом от покрывного диска и отверстия подвода охлаждающего воздуха, который поступает из аппарата закрутки под замок лопатки непосредственно на вход в полость охлаждения. Так же увеличению ресурса способствует оптимальное распределение воздуха в лопатке, которое обеспечивается разделением внутренней полости перегородкой на переднюю полость с входной кромкой и корытом и заднюю полость со спинкой и выходной кромкой, а так же соединением передней полости с системой подвода охлаждающего воздуха высокого давления, а задней с системой подвода охлаждающего воздуха низкого давления, что позволяет создать достаточное давление в отверстиях на профиле лопатки и сформировать равномерную защитную пленку по всей поверхности профиля. За счет избирательного отключения охлаждения, передняя полость в которой существует риск втекания горячего газа из проточной части наддувается постоянно, что исключает возможность втекания горячего газа и положительно сказывается на ресурсе лопатки. Кроме того, увеличению ресурса лопатки способствует применение отверстий в верхнем торце рабочей лопатки, за счет которых осуществляется эффективное охлаждение лопатки по всей высоте пера. Конструкция упрощена за счет замены нескольких перегородок в полости лопатки одной. Расход охлаждающего воздуха на всех режимах работы двигателя снижается за счет эффективного использования уплотнений в области аппаратов закрутки и осевых зазоров, на режимах низких температур в проточной части и низких частот вращения ротора существенное снижение отбора охлаждающего воздуха достигается избирательным частичным отключением охлаждения во всех полостях лопаток, в которых достаточно минимального расхода и давления охлаждающего воздуха для препятствования втеканию горячего газа из проточной части. Уменьшение отбора охлаждающего воздуха и снижение утечек в проточную часть турбины увеличивает КПД компрессора и турбины соответственно, что приведет к повышению КПД двигателя, его экономичности и удельной тяги.The implementation of this invention makes it possible to increase the service life of the blade, simplify its design, increase the engine efficiency, its specific thrust and efficiency. An increase in the service life of the blade is achieved by supplying cooler air, which is achieved by eliminating the cover disk and the cooling air supply hole, which comes from the spinning apparatus under the blade lock directly to the entrance to the cooling cavity. Also, the increase in service life is facilitated by the optimal distribution of air in the blade, which is ensured by dividing the internal cavity by a partition into a front cavity with an inlet edge and a trough and a rear cavity with a back and outlet edge, as well as connecting the front cavity with a high-pressure cooling air supply system, and the rear with a low-pressure cooling air supply system, which allows you to create sufficient pressure in the holes on the blade profile and form a uniform protective film over the entire surface of the profile. Due to the selective shutdown of cooling, the front cavity in which there is a risk of hot gas flowing in from the flow part is constantly inflated, which eliminates the possibility of hot gas flowing in and has a positive effect on the service life of the blade. In addition, an increase in the service life of the blade is facilitated by the use of holes in the upper end of the working blade, due to which the blade is effectively cooled over the entire height of the blade. The design is simplified by replacing several partitions in the cavity of the blade with one. Cooling air consumption in all engine operating modes is reduced due to the effective use of seals in the area of the swirl devices and axial clearances; at low temperatures in the flow part and low rotor speeds, a significant reduction in the intake of cooling air is achieved by selective partial shutdown of cooling in all cavities of the blades, in in which the minimum flow rate and pressure of cooling air is sufficient to prevent the inflow of hot gas from the flow part. Reducing the intake of cooling air and reducing leaks into the flow path of the turbine increases the efficiency of the compressor and turbine, respectively, which will lead to an increase in engine efficiency, its efficiency and specific thrust.
Claims (8)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2813778C1 true RU2813778C1 (en) | 2024-02-16 |
Family
ID=
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| RU2459967C1 (en) * | 2011-04-05 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Double-flow gas turbine engine |
| EP2508733A1 (en) * | 2011-04-07 | 2012-10-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine with a cooled turbine stage and method for cooling the turbine stage |
| RU2618993C1 (en) * | 2015-11-25 | 2017-05-11 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Dual-flow turbojet engine |
| US11692448B1 (en) * | 2022-03-04 | 2023-07-04 | General Electric Company | Passive valve assembly for a nozzle of a gas turbine engine |
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| RU2459967C1 (en) * | 2011-04-05 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Double-flow gas turbine engine |
| EP2508733A1 (en) * | 2011-04-07 | 2012-10-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine with a cooled turbine stage and method for cooling the turbine stage |
| RU2618993C1 (en) * | 2015-11-25 | 2017-05-11 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Dual-flow turbojet engine |
| US11692448B1 (en) * | 2022-03-04 | 2023-07-04 | General Electric Company | Passive valve assembly for a nozzle of a gas turbine engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2332579C2 (en) | Turbine air cooling circuit heat exchanger | |
| RU2453710C2 (en) | Gas turbine engine and method of cooling nozzle vanes | |
| RU2447302C2 (en) | Engine with compound turbine cooling | |
| US7870742B2 (en) | Interstage cooled turbine engine | |
| US7926289B2 (en) | Dual interstage cooled engine | |
| US6651439B2 (en) | Methods and apparatus for supplying air to turbine engine combustors | |
| US6612114B1 (en) | Cooling air system for gas turbine | |
| US7823389B2 (en) | Compound clearance control engine | |
| US8721257B2 (en) | Rotor blade tip clearance control | |
| US2951340A (en) | Gas turbine with control mechanism for turbine cooling air | |
| US3750397A (en) | Area control insert for maintaining air flow uniformity around the combustor of a gas turbine engine | |
| JPH06294329A (en) | Cooling system | |
| GB2270118A (en) | System for cooling a turbomachine compressor and for controlling clearances therein. | |
| US4648241A (en) | Active clearance control | |
| GB2536628A (en) | HPT Integrated interstage seal and cooling air passageways | |
| RU2813778C1 (en) | Turbine cooling system of two-circuit air-breathing engine | |
| US20120227414A1 (en) | Gas turbine engine swirled cooling air | |
| RU2733681C1 (en) | Cooling method of working blades of turbine of double-flow gas turbine engine and device for its implementation | |
| RU2615391C1 (en) | Gas turbine engine cooled turbine | |
| GB2320295A (en) | Injecting cooling air into stator vane wake | |
| RU2200859C2 (en) | Gas turbine engine | |
| RU2323359C1 (en) | Cooling system of gas turbine of double-flow turbojet engine with additional compression of air ion small-size fan | |
| RU2735040C1 (en) | Gas transfer unit | |
| US2722802A (en) | Axial flow turbojet engines having independently rotating low and high pressure systems | |
| RU2730558C1 (en) | Double-flow turbine jet engine |