WO2021045645A1 - Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя - Google Patents

Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя Download PDF

Info

Publication number
WO2021045645A1
WO2021045645A1 PCT/RU2020/000454 RU2020000454W WO2021045645A1 WO 2021045645 A1 WO2021045645 A1 WO 2021045645A1 RU 2020000454 W RU2020000454 W RU 2020000454W WO 2021045645 A1 WO2021045645 A1 WO 2021045645A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
air
angle
axis
air bleed
pipes
Prior art date
Application number
PCT/RU2020/000454
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Олег Григорьевич МИЛЛЕР
Алексей Васильевич ПЕСТОВ
Станислав Олегович СЕЛЕЗНЕВ
Николай Николаевич ШУМЯГИН
Original Assignee
Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") filed Critical Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Priority to CN202080062706.4A priority Critical patent/CN114651132B/zh
Publication of WO2021045645A1 publication Critical patent/WO2021045645A1/ru

Links

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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to the field of aircraft engine building, in particular, to rotors of high-pressure compressors of turbojet engines.
  • Known compressor rotor of a gas turbine engine in which the air intake pipes are made double with attachment to a special flange (US patent Xa 5275534, IPC F01D11 / 00 F01D5 / 06, F02C7 / 18, publ. 04.01.1994).
  • the disadvantage of the known design is the short length of the selection pipes, the complexity of the flange connection, the presence of a retaining ring.
  • the closest to the claimed invention in terms of technical essence is a compressor rotor of a gas turbine engine (patent RU ⁇ 2386864, IPC F04D 29/32, publ. 20.04.2010), taken as a prototype containing front and rear impellers, a device for taking cooling air inside the rotor, consisting of grooves for air intake, air intake pipes for directing cooling air into the turbine, while the air intake pipes are made with protrusions, upper and lower bevels, thrust collars are located on the front impeller and rear impeller, air intake pipes are installed in the radial direction along persistent collars, the air bleed grooves are made above the air bleed pipes from the duct.
  • the disadvantages of the known design taken as a prototype, are the low efficiency of the air bleed device due to increased air pressure losses when turning the flow through the grooves for air intake at the junction of the wheel rims above the air bleed pipes from the duct, as well as the presence of stress concentrators in the holes for installing the bleed pipes in the upper and lower protrusions of the disk and low manufacturability of its manufacture due to the need to make these protrusions for fastening the selection pipes.
  • the technical objective of the claimed invention is to improve the efficiency of the air bleeding device in the compressor rotor of a turbojet engine by reducing the loss of air pressure required to cool the turbine.
  • the technical problem is solved by the fact that in the air bleed device in the compressor rotor of a turbojet engine, consisting of grooves for air bleeding, air bleed pipes for directing cooling air to the turbine, while the air bleed pipes are made with protrusions, with upper and lower bevels, on the front thrust collars are located on the impeller and the rear impeller, the air intake pipes are installed in the radial direction along the thrust collars, the air intake grooves are made above the air intake pipes from the duct, according to the invention, the air intake grooves are made in the flange of the rear impeller rectangular with roundings in the corners , with the ratio of the groove length L to the groove width E equal to 2 ...
  • the air intake pipes are made with upper and lower bevels made respectively at angles g and d relative to the engine axis and equal to 30 ° ... 60 °
  • the air bleed pipes are installed in the upper and lower holes of the figured ring
  • the figured ring is located on the protrusions of the air bleed tubes between the thrust collars of the front and rear impellers.
  • a decrease in the ratio of the length L of the groove to the width E of the groove less than 2 leads to an increase in the flow rate in the grooves and an increase in the loss of air pressure in the air bleeding device.
  • An increase in the ratio of the length L of the groove to the width E of the groove more than 2.5 leads to a decrease in the cyclic durability of the disc in the places where the grooves for air intake are made.
  • the figured ring for fastening the air intake pipes in the compressor rotor eliminates the stress concentrators in the disk and improves the manufacturability of its manufacture.
  • the ratio of the areas of the flow cross-sections of the grooves and air bleed pipes was selected from the condition of ensuring the specified air bleed parameters with minimal losses.
  • FIG. 1 shows a longitudinal section of a high-pressure compressor rotor of a turbojet engine.
  • FIG. 2 shows an enlarged view of the air bleeding device.
  • FIG. 3 shows the air bleed slot.
  • FIG. 4 shows the air bleed slot
  • FIG. 5 shows a figured ring (bottom view).
  • FIG. 6 shows a figured ring (top view).
  • the compressor rotor (out of position) includes the rear impeller 2, which has grooves 9 for bleeding air from the path, shaped ring 10, air bleed pipes 11, front impeller 3, labyrinth behind the high pressure compressor, profiled at the angle of exit from the front impeller 1 4 and pipe 8.
  • Air intake pipes 11 are installed in the radial direction y relative to the axis of the engine (compressor).
  • the shaped ring 10 is installed between the thrust collar 12 of the front impeller 1 and the thrust collar 13 of the rear impeller 2 with axial and radial interference.
  • the air bleed pipes 11 are installed on the thrust collars 12 and 13 using the shaped ring 10.
  • the air bleed pipes 11 are installed with 15 interference in the shaped ring 10 and are fixed in radial movement by the protrusion 14 on the air bleed pipes. Air bleed pipes 11 are located in the same plane with grooves 9 for bleeding air from the tract. Air sampling pipes 11 have bevels at the upper end 15 for receiving air taken from the compressor path, and at the lower end 16 for directing air between the hubs 5, 6, 7 of the impellers 2, 3 and the labyrinth behind the high-pressure compressor 4 and pipe 8 into the turbine.
  • air is taken from the compressor path (out of position) through the air bleed slots 9 and is directed first to the upper bevel 15 of the take-off pipes 11 and then through the pipes 11 to the lower bevel 16 and then under the hubs 5, 6, 7 of the impellers 2, 3 and a labyrinth behind the high-pressure compressor 4 and pipe 8 for organizing the extraction cavity into the rotor towards the turbine for its cooling.
  • the air sampling device in the high-pressure compressor rotor of the claimed design based on the results of successful tests as part of an experimental gas generator, was introduced into the design of the base high-pressure compressor of a gas turbine engine.
  • the proposed invention with the above distinctive features, in combination with the known features, makes it possible to increase the efficiency of the air bleeding device by reducing the pressure loss of the air taken in the rotor of the high-pressure compressor of the turbojet engine to cool the turbine.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя состоит из пазов для отбора воздуха, труб отбора воздуха для направления охлаждающего воздуха в турбину, при этом трубы выполнены с выступами, с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами у и 5 относительно оси двигателя и равными 30°...60°. На переднем и заднем рабочем колесе расположены упорные бурты, трубы установлены в радиальном направлении по выступам. Пазы отбора воздуха выполнены во фланце заднего рабочего колеса прямоугольными со округлениями в углах, с соотношением длины L паза к ширине Е паза равным 2...2,5, и под углом а между осью паза и осью двигателя и под углом β между осью паза и осью трубы отбора воздуха с соотношением угла α к углу β равным 1...2. Трубы установлены в верхнее и нижнее отверстия фигурного кольца, фигурное кольцо расположено на выступах труб между упорными буртами переднего и заднего рабочего колеса. Достигается повышение эффективности, технологичности, циклической долговечности.

Description

Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности, к роторам компрессоров высокого давления турбореактивных двигателей. Известен ротор компрессора газотурбинного двигателя, в котором трубы отбора воздуха выполнены двойными с креплением к специальному фланцу (патент US Ха 5275534, МПК F01D11/00 F01D5/06, F02C7/18, публ. 04.01.1994). Недостатком известной конструкции является малая длина труб отбора, сложность фланцевого соединения, наличие стопорного кольца.
Наиболее близким к заявляемому изобретению по технической сущности является ротор компрессора газотурбинного двигателя (патент RU Ш 2386864, МПК F04D 29/32, публ. 20.04.2010), принятый за прототип, содержащий переднее и заднее рабочие колеса, устройство отбора охлаждающего воздуха внутри ротора, состоящее из пазов отбора воздуха, труб отбора воздуха для направления охлаждающего воздуха в турбину, при этом трубы отбора воздуха выполнены с выступами, верхним и нижним скосами, на переднем рабочем колесе и заднем рабочем колесе расположены упорные бурты, трубы отбора воздуха установлены в радиальном направлении по упорным буртам, пазы отбора воздуха выполнены над трубами отбора воздуха из тракта.
Недостатками известной конструкции, принятой за прототип, являются низкая эффективность устройства отбора воздуха вследствие повышенных потерь давления воздуха при повороте потока через пазы для забора воздуха в стыке ободов колес над трубами отбора воздуха из тракта, а также наличие концентраторов напряжений в отверстиях под установку труб отбора в верхнем и нижнем выступах диска и низкая технологичность его изготовления из-за необходимости выполнения данных выступов для крепления труб отбора. Технической проблемой, решение которой обеспечивается только при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является низкая эффективность работы устройства отбора воздуха вследствие повышенных потерь давления воздуха при повороте потока через пазы отбора воздуха над трубами отбора воздуха из тракта.
Технической задачей заявляемого изобретения является повышение эффективности работы устройства отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя за счет уменьшения потерь давления воздуха, необходимого для охлаждения турбины.
Техническая проблема решается тем, что в устройстве отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя, состоящем из пазов для отбора воздуха, труб отбора воздуха для направления охлаждающего воздуха в турбину, при этом трубы отбора воздуха выполнены с выступами, с верхним и нижним скосами, на переднем рабочем колесе и заднем рабочем колесе расположены упорные бурты, трубы отбора воздуха установлены в радиальном направлении по упорным буртам, пазы для отбора воздуха выполнены над трубами отбора воздуха из тракта, согласно изобретению , пазы отбора воздуха выполнены во фланце заднего рабочего колеса прямоугольными со округлениями в углах, с соотношением длины L паза к ширине Е паза равным 2...2, 5, и под углом а между осью паза и осью двигателя и под углом b между осью паза и осью трубы отбора воздуха с соотношением угла а к углу b равным 1...2, трубы отбора воздуха исполнены с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами g и d относительно оси двигателя и равными 30°...60°, трубы отбора воздуха установлены в верхнее и нижнее отверстия фигурного кольца, фигурное кольцо расположено на выступах труб отбора воздуха между упорными буртами переднего и заднего рабочего колеса.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, использование прямоугольных пазов отбора воздуха со скруглениями в углах с соотношением длины L паза к ширине Е паза равным 2...2, 5, расположенных под углом а между осью паза и осью двигателя и под углом b между осью паза и осью трубы отбора воздуха с соотношением угла а к углу b равным 1...2, труб отбора воздуха с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами g и d относительно оси двигателя и равными 30°...60° и фигурного кольца для крепления труб отбора воздуха в роторе компрессора позволяет повысить эффективность работы устройства отбора воздуха в роторе компрессора высокого давления за счет уменьшения потерь давления воздуха, отбираемого в роторе компрессора для охлаждения турбины, а также исключить концентраторы напряжений в дисках ротора от размещения устройства отбора воздуха.
Уменьшение соотношения длины L паза к ширине Е паза менее 2 приводит к повышению скорости потока в пазах и увеличению потерь давления воздуха в устройстве отбора воздуха. Увеличение соотношения длины L паза к ширине Е паза более 2,5 приводит к снижению циклической долговечности диска в местах выполнения пазов для отбора воздуха.
Изменение соотношения угла а к углу b и диапазона 30°...60° углов g и d на меньшую или большую величину приводит к ухудшению затекания потока воздуха в устройстве отбора и ухудшению параметров отбираемого воздуха по расходу, температуре и давлению.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, фигурное кольцо для крепления труб отбора воздуха в роторе компрессора позволяет исключить концентраторы напряжений в диске и повысить технологичность его изготовления.
Соотношение площадей проходных сечений пазов и труб отбора воздуха выбраны из условия обеспечения заданных параметров отбора воздуха с минимальными потерями.
На фиг. 1 изображен продольный разрез ротора компрессора высокого давления турбореактивного двигателя.
На фиг. 2 изображено устройство отбора воздуха в увеличенном виде. На фиг. 3 изображен паз отбора воздуха.
На фиг. 4 изображен паз отбора воздуха.
На фиг. 5 изображено фигурное кольцо (вид снизу).
На фиг. 6 изображено фигурное кольцо (вид сверху).
5 В ротор компрессора (без позиции) входят заднее рабочее колесо 2, имеющее спрофилированные под угол выхода из переднего рабочего колеса 1 пазы 9 отбора воздуха из тракта, фигурное кольцо 10, трубы отбора воздуха 11, переднее рабочее колесо 3, лабиринт за компрессором высокого давления 4 и труба 8. Трубы отбора воздуха 11 установлены в радиальном направлении ю относительно оси двигателя (компрессора). Фигурное кольцо 10 устанавливается между упорным буртом 12 переднего рабочего колеса 1 и упорным буртом 13 заднего рабочего колеса 2 с осевым и радиальным натягом. Трубы отбора воздуха 11 установлены по упорным буртам 12 и 13 с помощью фигурного кольца 10. Трубы отбора воздуха 11 устанавливаются с 15 натягом в фигурное кольцо 10 и фиксируются в радиальном перемещении выступом 14 на трубах отбора воздуха. Трубы отбора воздуха 11 расположены в одной плоскости с пазами 9 отбора воздуха из тракта. Трубы отбора воздуха 11 имеют скосы на верхнем конце 15 для приема воздуха, забираемого из тракта компрессора, а на нижнем конце 16 для направления воздуха между го ступицами 5, 6, 7 рабочих колес 2, 3 и лабиринта за компрессором высокого давления 4 и трубой 8 в турбину. Выполнение пазов 9 отбора воздуха прямоугольной формы со округлениями 17 в углах и расположением под углом а между осью паза и осью двигателя и под углом b между осью паза и осью трубы отбора воздуха 11 , а также исполнение труб отбора воздуха 11 с 25 верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами g и d относительно оси двигателя и равными 30°...60° уменьшает потери давления воздуха, отбираемого в роторе компрессора для охлаждения турбины, что повышает эффективность работы устройства отбора воздуха. Соотношение длины L паза к ширине Е паза в диапазоне 2...2, 5 и соотношение угла а между осью паза и осью двигателя и угла b между осью паза и осью трубы отбора воздуха в диапазоне 1 ...2, а также углы g и d между верхним и нижним скосами труб отбора и осью двигателя, находящиеся в диапазоне 30°...60°, подобраны из условия обеспечения необходимых параметров воздуха для охлаждения турбины с максимальной эффективностью работы устройства отбора воздуха. Работает устройство следующим образом. При работе двигателя воздух отбирается из тракта компрессора (без позиции) через пазы отбора воздуха 9 и направляется сначала в верхний скос 15 труб отбора 11 и затем по трубам 11 в нижний скос 16 и далее под ступицами 5, 6, 7 рабочих колес 2, 3 и лабиринта за компрессором высокого давления 4 и трубой 8 для организации полости отбора в ротор в сторону турбины для ее охлаждения.
Устройство отбора воздуха в роторе компрессора высокого давления заявляемой конструкции по результатам успешных испытаний в составе опытного газогенератора внедрено в конструкцию базового компрессора высокого давления газотурбинного двигателя.
Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить эффективность работы устройства отбора воздуха за счёт уменьшения потерь давления воздуха, отбираемого в роторе компрессора высокого давления турбореактивного двигателя для охлаждения турбины.

Claims

Формула изобретения
Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя, состоящее из пазов для отбора воздуха, труб отбора воздуха для направления охлаждающего воздуха в турбину, при этом трубы отбора воздуха выполнены с выступами, с верхним и нижним скосами, на переднем рабочем колесе и заднем рабочем колесе расположены упорные бурты, трубы отбора воздуха установлены в радиальном направлении по упорным буртам, пазы отбора воздуха выполнены над трубами отбора воздуха из тракта, отличающееся тем, что пазы отбора воздуха выполнены во фланце заднего рабочего колеса прямоугольными со скруглениями в углах, с соотношением длины L паза к ширине Е паза равным 2...2,5, и под углом а между осью паза и осью двигателя и под углом b между осью паза и осью трубы отбора воздуха с соотношением угла а к углу b равным 1...2, трубы отбора воздуха исполнены с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами g и d относительно оси двигателя и равными 30°...60°, трубы отбора воздуха установлены в верхнее и нижнее отверстия фигурного кольца, фигурное кольцо расположено на выступах труб отбора воздуха между упорными буртами переднего и заднего рабочего колеса.
PCT/RU2020/000454 2019-09-05 2020-08-27 Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя WO2021045645A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202080062706.4A CN114651132B (zh) 2019-09-05 2020-08-27 涡轮喷气发动机压缩机转子中的引气装置

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019128008 2019-09-05
RU2019128008A RU2728550C1 (ru) 2019-09-05 2019-09-05 Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021045645A1 true WO2021045645A1 (ru) 2021-03-11

Family

ID=70478572

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2020/000454 WO2021045645A1 (ru) 2019-09-05 2020-08-27 Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя

Country Status (3)

Country Link
CN (1) CN114651132B (ru)
RU (1) RU2728550C1 (ru)
WO (1) WO2021045645A1 (ru)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2386864C1 (ru) * 2008-10-27 2010-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор компрессора газотурбинного двигателя
RU2451840C2 (ru) * 2010-06-21 2012-05-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор компрессора газотурбинного двигателя
RU189794U1 (ru) * 2017-08-29 2019-06-04 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2834758B1 (fr) * 2002-01-17 2004-04-02 Snecma Moteurs Dispositif pour redresser l'air d'alimentation d'un prelevement centripete dans un compresseur
DE10310815A1 (de) * 2003-03-12 2004-09-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Wirbelgleichrichter in Röhrenbauweise mit Haltering
US7870742B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 General Electric Company Interstage cooled turbine engine
US9677472B2 (en) * 2012-10-08 2017-06-13 United Technologies Corporation Bleed air slot
CN203097955U (zh) * 2012-12-24 2013-07-31 中航商用航空发动机有限责任公司 一种燃气涡轮发动机的引气组件

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2386864C1 (ru) * 2008-10-27 2010-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор компрессора газотурбинного двигателя
RU2451840C2 (ru) * 2010-06-21 2012-05-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор компрессора газотурбинного двигателя
RU189794U1 (ru) * 2017-08-29 2019-06-04 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Ротор компрессора газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
RU2019128008A (ru) 2020-03-18
CN114651132B (zh) 2023-07-18
RU2019128008A3 (ru) 2020-03-17
RU2728550C1 (ru) 2020-07-31
CN114651132A (zh) 2022-06-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7600965B2 (en) Flow structure for a turbocompressor
CN107013335B (zh) 燃气涡轮发动机及用于其的冷却回路
US20170248155A1 (en) Centrifugal compressor diffuser passage boundary layer control
US20110070074A1 (en) Gas turbine with a shroud and labyrinth-type sealing arrangement
CA2821142C (en) Axial compressor
CN108799202B (zh) 具有包括导流板的排放槽的压缩机设备
RU2740048C1 (ru) Охлаждаемая конструкция лопатки или лопасти газовой турбины и способ ее сборки
JP2015525852A (ja) 選択的に孔が揃えられた回転タービン部品
RU2459967C1 (ru) Двухконтурный газотурбинный двигатель
EP3708804A1 (en) Impeller tip cavity
RU2295656C2 (ru) Осевой компрессор турбомашины
JP2012255440A5 (ru)
GB2395756A (en) Cooled gas turbine shroud
RU2465466C1 (ru) Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя
WO2021045645A1 (ru) Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя
EP3153658B1 (en) Windage shield system
US9988935B2 (en) Gas turbine engine with axial compressor with internal cooling pathways
US10641118B2 (en) Sealing apparatus for gas turbine, gas turbine, and aircraft engine
US8944754B2 (en) Gas-turbine engine with bleed-air tapping device
RU2733682C1 (ru) Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации
EP2971787A1 (en) Centrifugal compressor with axial impeller exit
CN115349047A (zh) 涡轮机涡轮环和定子的组件
KR20210031972A (ko) 유동 인듀서를 갖는 커버 플레이트 및 터빈 블레이드들을 냉각하기 위한 방법
RU2352791C1 (ru) Двухступенчатая высокотемпературная газовая турбина
US11725537B2 (en) Device for cooling a turbine casing with air jets

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 20861764

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 20861764

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1