[go: up one dir, main page]

RU2006110656A - GAS TURBINE ENGINE - Google Patents

GAS TURBINE ENGINE Download PDF

Info

Publication number
RU2006110656A
RU2006110656A RU2006110656/06A RU2006110656A RU2006110656A RU 2006110656 A RU2006110656 A RU 2006110656A RU 2006110656/06 A RU2006110656/06 A RU 2006110656/06A RU 2006110656 A RU2006110656 A RU 2006110656A RU 2006110656 A RU2006110656 A RU 2006110656A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
air
cooling air
output
nozzle
pressure compressor
Prior art date
Application number
RU2006110656/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2316662C1 (en
Inventor
Владислав Леонидович Балошко (RU)
Владислав Леонидович Балошко
В чеслав Георгиевич Латышев (RU)
Вячеслав Георгиевич Латышев
Владимир Алексеевич Толмачев (RU)
Владимир Алексеевич Толмачев
Владимир Константинович Сычев (RU)
Владимир Константинович Сычев
Юрий Абрамович Трубников (RU)
Юрий Абрамович Трубников
Юрий Семенович Савенков (RU)
Юрий Семенович Савенков
Алексей Николаевич Саженков (RU)
Алексей Николаевич Саженков
Валерий Алексеевич Кузнецов (RU)
Валерий Алексеевич Кузнецов
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)
Открытое акционерное общество "Авиадвигатель"
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 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU), Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" filed Critical Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" (RU)
Priority to RU2006110656/06A priority Critical patent/RU2316662C1/en
Publication of RU2006110656A publication Critical patent/RU2006110656A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2316662C1 publication Critical patent/RU2316662C1/en

Links

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Claims (1)

Газотурбинный двигатель, в котором выход компрессора высокого давления соединен с внутренней полостью первой рабочей лопатки турбины высокого давления, отличающийся тем, что соединение осуществляют по двум воздушным магистралям, первая из которых включает воздушную полость камеры сгорания, на входе соединенную с выходом компрессора высокого давления, а на выходе - с каналами в опоре первого соплового аппарата и сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха, вторая воздушная магистраль включает заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха, на входе сообщающуюся с выходом компрессора высокого давления, а на выходе - с радиальными трубами на входе в камеру сгорания и сопловым аппаратом закрутки охлаждающего воздуха, причем Fкан/Fc=0.4...1.4 и Fзасл/Fс=0.8...2.2, гдеA gas turbine engine in which the output of the high-pressure compressor is connected to the internal cavity of the first working blade of the high-pressure turbine, characterized in that the connection is made through two air lines, the first of which includes the air cavity of the combustion chamber at the inlet connected to the output of the high-pressure compressor, and at the exit - with channels in the support of the first nozzle apparatus and nozzle apparatus for cooling air swirl, the second air line includes a cooling flow control damper authorizing air inlet communicating with the outlet of high pressure compressor, and on an output - with a radial inlet tube to the combustion chamber and nozzle assembly spins cooling air, wherein kan F / F c = 0.4 ... 1.4 and honored F / F c = 0.8 ... 2.2, where Fкан - проходная площадь каналов в опоре первого соплового аппарата;F kan - communicating channels in the support area of the first nozzle; Fзасл - максимальная проходная площадь заслонки регулирования расхода охлаждающего воздуха;F zl - the maximum passage area of the cooling air flow control damper; Fc - проходная площадь соплового аппарата закрутки охлаждающего воздуха на входе во внутреннюю полость первой рабочей лопатки турбины высокого давления.F c is the passage area of the nozzle apparatus for cooling air swirling at the entrance to the internal cavity of the first working blade of the high pressure turbine.
RU2006110656/06A 2006-04-03 2006-04-03 Gas-turbine engine RU2316662C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006110656/06A RU2316662C1 (en) 2006-04-03 2006-04-03 Gas-turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2006110656/06A RU2316662C1 (en) 2006-04-03 2006-04-03 Gas-turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006110656A true RU2006110656A (en) 2007-10-10
RU2316662C1 RU2316662C1 (en) 2008-02-10

Family

ID=38952604

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006110656/06A RU2316662C1 (en) 2006-04-03 2006-04-03 Gas-turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2316662C1 (en)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2439348C1 (en) * 2010-05-05 2012-01-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Gas turbine engine
EP2634373A1 (en) 2012-02-28 2013-09-04 Siemens Aktiengesellschaft Arrangement for a turbomachine
RU2500895C1 (en) * 2012-04-24 2013-12-10 Николай Борисович Болотин Gas turbine engine turbine
RU2506435C2 (en) * 2012-05-11 2014-02-10 Николай Борисович Болотин Gas turbine engine and method for radial clearance adjustment in gas turbine
RU2499894C1 (en) * 2012-05-11 2013-11-27 Николай Борисович Болотин Bypass gas turbine engine
RU2501956C1 (en) * 2012-07-31 2013-12-20 Николай Борисович Болотин Bypass gas turbine engine, method of radial gap adjustment in turbine of bypass gas turbine engine
RU2519127C1 (en) * 2013-04-24 2014-06-10 Николай Борисович Болотин Turbine of gas turbine engine and method for adjustment of radial clearance in turbine
RU2553919C2 (en) * 2013-05-27 2015-06-20 Николай Борисович Болотин Gas-turbine engine
RU2525049C1 (en) * 2013-06-04 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" High temperature gas turbine engine
RU2567890C1 (en) * 2014-06-02 2015-11-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Gas turbine engine

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1090173A (en) * 1966-05-04 1967-11-08 Rolls Royce Gas turbine engine
DE2042478C3 (en) * 1970-08-27 1975-08-14 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Gas turbine engine, preferably jet engine for aircraft, with cooling air and optionally sealing air extraction
DE2242734A1 (en) * 1972-08-31 1974-03-21 Motoren Turbinen Union STORAGE FOR THERMAL POWER MACHINES
RU2064062C1 (en) * 1991-11-29 1996-07-20 Александр Николаевич Гришин Gas-turbine plant operating process
RU2159335C1 (en) * 1999-04-28 2000-11-20 Открытое акционерное общество "А.Люлька-Сатурн" Method of cooling turbine wheel rotor of multimode turbojet engine
RU2261350C2 (en) * 2003-08-26 2005-09-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Turbine of gas-turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2316662C1 (en) 2008-02-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9291063B2 (en) Mid-section of a can-annular gas turbine engine with an improved rotation of air flow from the compressor to the turbine
US7032578B2 (en) Venturi mixing system for exhaust gas recirculation (EGR)
CN103097692B (en) Nozzled turbocharger turbine
RU2519014C2 (en) Turbine combustion chamber diffuser (versions) and turbine combustion chamber
CN102741521B (en) Turbosupercharger
CN105723065B (en) Asymmetric double vortex spiral cases
RU2013147507A (en) INTERMEDIATE HEATER BURNER
WO2003071117A8 (en) Ejector based engines
RU2013102451A (en) FUEL INJECTOR, END ASSEMBLY OF FUEL INJECTOR AND GAS TURBINE
RU2014133525A (en) BURNER DEVICE AND METHOD OF WORK OF THE BURNER DEVICE
RU2006110656A (en) GAS TURBINE ENGINE
JP2016523343A (en) Dry low vacuum pump
CN103089444B (en) Structure for reducing back pressure of air inlet channel of inspiration type impulse knocking engine
CN104847498B (en) Interstage combustor with integrated diversion and trapped vortex
RU2017145773A (en) A burner for the combustion chamber of a gas turbine power plant, a combustion chamber of a gas turbine power plant containing such a burner, and a gas turbine power plant containing such a combustion chamber
WO2022007373A1 (en) Rotor supercharged gas turbine
RU2000113045A (en) GAS-TURBINE ENGINE WITH HEAT REGENERATION
RU2003114801A (en) POSITIVE FEEDBACK GAS PRESSURE REGULATOR (OPTIONS)
CN116576485B (en) Knocking combustion structure and knocking engine
CA2523967A1 (en) Device for injecting water or water vapor into the working medium of a gas turbine plant
RU2002134357A (en) TWO-CIRCUIT TURBOREACTIVE ENGINE
CN120332011B (en) Continuous detonation turbine engine with external culvert afterburner
RU2002131106A (en) TURBO-FAN AIRCRAFT ENGINE
RU2002108202A (en) GAS TURBINE INSTALLATION
RU2261998C1 (en) Gas-turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
QB4A Licence on use of patent

Effective date: 20101007

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007

Effective date: 20110826

PD4A Correction of name of patent owner