Охлаждение установок (F02C7/12)

F02   Двигатели внутреннего сгорания (газораспределительные механизмы для них, смазка, выхлоп и глушение выхлопа F01); силовые установки, работающие на горячих газах или продуктах сгорания (22617)
F02C     Газотурбинные установки; воздухозаборники реактивных двигательных установок; управление подачей топлива в воздушно-реактивных двигательных установках (конструкции турбин F01D; реактивные двигательные установки F02K; конструкции компрессоров или вентиляторов F04;устройства для сжигания в псевдоожиженном слое F23C10; получение продуктов сгорания высокого давления или скорости F23R; использование газовых турбин в компрессионных холодильных установках F25B11; применение газотурбинных установок для транспортных средств см. в классах, относящихся к этим транспортным средствам) (3070)
F02C7/12                     Охлаждение установок (охлаждение отдельных частей см. соответствующие подклассы, например F01D; охлаждение двигателей вообще F01P)(124)

Система охлаждения газотурбинного двигателя газоперекачивающего агрегата // 2758873
Изобретение относится к области машиностроения, а именно к системам охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД) в составе газотурбинной установки (ГТУ) газоперекачивающих агрегатов (ГПА), и может быть использовано для повышения энергоэффективности и надежности работы ГТД в составе ГПА.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины // 2749147
Изобретение относится к энергомашиностроению. Охлаждаемая лопатка газовой турбины включает в своем составе перо лопатки с проделанным в лопатке газовой турбины сквозным охлаждающим каналом.

Система воздушно-жидкостного охлаждения лопаток ступеней турбины турбореактивного двигателя // 2735972
Изобретение относится к области авиадвигателестроения газовых турбин, а именно к охлаждению турбин турбореактивных двигателей, в частности к охлаждению лопаток спрямляющего аппарата, лопаток турбины и рабочего колеса, предназначенным преимущественно для работы в области высоких температур, максимальных оборотах двигателя и на форсаже.

Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации // 2733682
Группа изобретений относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Достигнутый технический результат: повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами.

Способ охлаждения рабочих лопаток турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации // 2733681
Группа изобретений относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Технический результат: повышение экономичности газотурбинных двигателей с высокотемпературными турбинами.

Газотурбинная силовая установка летательного аппарата // 2733641
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал, имеющий полый центральный обтекатель с внутренней обечайкой, полые стойки с выходными отверстиями и антиобледенительное устройство, многоступенчатый компрессор с полостью низкого давления, турбодвигатель с рабочими колесами ротора, установленными на выходном валу, и надроторным устройством с камерой охлаждения и каналом подвода охлаждающего воздуха, планетарный редуктор с механизмом переключения, связанным с системой управления силовой установки, и стартер-генератор, расположенный внутри центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины со статором, закрепленным на корпусе, ротором, подключенным через планетарный редуктор к выходному валу двигателя, и полостью охлаждения с каналом отвода охлаждающего воздуха, в котором установлен основной управляемый переключатель, и трубопроводом, сообщенным с полостью низкого давления многоступенчатого компрессора.

Способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации // 2732653
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей. Предложен способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий контроль радиальных зазоров, отбор охлаждающего воздуха (ОВ) из воздушной полости (11) камеры сгорания (12), его транспортировку через входную полость (22) в аппарат закрутки (23), последующий подвод ОВ во внутренние полости (27) рабочих лопаток (28) и регулирование расхода ОВ.

Способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя и устройство для его реализации // 2731781
Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам регулирования радиальных зазоров турбин авиационных двигателей. Предложен способ охлаждения и регулирования радиальных зазоров турбины двухконтурного газотурбинного двигателя, включающий контроль радиальных зазоров, отбор охлаждающего воздуха (ОВ) из воздушной полости (11) камеры сгорания (12), его транспортировку через сопловые лопатки (21) во входную полость (22) и далее в аппарат закрутки (23), последующий подвод ОВ во внутренние полости (27) рабочих лопаток (28) и регулирование расхода ОВ.

Сопло с трубкой лопаточного профиля для газовой турбины // 2729589
Раскрыто сопло (101) лопаточного типа для газовой турбины, содержащее впускную секцию (108), сужающуюся секцию (107) и выпускную секцию (106). Впускная секция (108) является секцией кольцевого канала, сужающаяся секция (107) содержит множество каналов для газового потока, отделенных множеством лопаток (105), каждый канал для газового потока опоясан внешней поверхностью периферийной стенки (110), внутренней поверхностью периферийной стенки (111), засасывающей поверхностью одной из двух смежных лопаток (105) и нагнетающей поверхностью другой из двух смежных лопаток (105), и впускные отверстия (102) каналов для газового потока имеют веерообразное сечение.

Двухконтурный двигатель // 2729312
Изобретение относится к двигателестроению, в частности к выходным устройствам двухконтурного двигателя. Известный двухконтурный двигатель, содержащий вентилятор, компрессор высокого давления, камеру сгорания, тракт наружного контура, многоступенчатую охлаждаемую турбину с рабочим колесом турбины низкого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками, охлаждающие каналы которых своими выходами сообщены с газовым трактом турбины, а входами - с магистралью подвода, проходящей через внутренние полости расположенных за турбиной радиальных стоек, при этом магистраль подвода через воздухозаборники, повернутые своими входами к входу двигателя, сообщена с трактом наружного контура, согласно изобретению снабжен смесителем, расположенным за радиальными стойками за турбиной и выполненным в виде чередующихся по периметру каналов, образующих выходную полость наружного контура и выходную полость внутреннего контура, при этом выходная полость наружного контура сообщена с трактом наружного контура, а выходная полость внутреннего контура сообщена с газовым трактом турбины, при этом воздухозаборники размещены по тракту наружного контура перед смесителем.

Устройство отбора воздуха в роторе компрессора турбореактивного двигателя // 2728550
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, в частности к роторам компрессоров высокого давления газотурбинных двигателей, и в частности, турбореактивных. 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 отбора воздуха выполнены с выступами, с верхним и нижним скосами, выполненными соответственно под углами γ и δ относительно оси двигателя и равными 30°…60°.

Устройство охлаждения вала свободной турбины газотурбинной установки // 2701424
Изобретение относится к малогабаритным микрогазотурбинным двигателям наземного применения, выполненным на основе турбокомпрессора от ДВС, и позволяет упростить конструкцию охлаждения вала свободной турбины.

Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2700110
Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а именно к системам наддува опор. Известный двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий систему наддува опор, включающую полости наддува опор и предмасляные полости компрессора низкого давления и компрессора высокого давления, полость наддува опор и предмасляные полости турбины, клапан суфлирования компрессора, клапан суфлирования турбины, питающий воздуховод, выполненный единым для всей системы наддува опор двигателя, сообщенный с клапаном переключения и, по меньшей мере, с двумя входами, разнесенными вдоль газовоздушного тракта, один из входов которого сообщен с одной из ступеней компрессора высокого давления, а другой установлен в газовоздушном тракте за компрессором низкого давления, полости наддува опор компрессора низкого давления и компрессора высокого давления и полость наддува опор турбины воздуховодами сообщены друг с другом и через подвижные уплотнения с газовоздушным трактом двигателя, воздуховод, сообщающий полость наддува компрессора высокого давления и полость наддува турбины, расположен в межвальной зоне, образованной валами высокого и низкого давления, предмасляные полости сообщены с одноименными полостями наддува и полостями маслосистемы через подвижные уплотнения, предмасляные полости компрессоров низкого и высокого давления сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования компрессора, а предмасляные полости турбины сообщены воздуховодами с клапаном суфлирования турбины, по предложению, в межвальной зоне полость наддува турбины объединена с предмасляной полостью турбины, клапан суфлирования компрессора и клапан суфлирования турбины своими выходами сообщены с областью низкого давления, при этом отношение газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования компрессора μКFК к газодинамической площади проходного сечения клапана суфлирования турбины μTFT равно 0,4…0,7, где μК - коэффициент расхода клапана суфлирования компрессора; FК - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования компрессора; μT - коэффициент расхода клапана суфлирования турбины; FT - геометрическая площадь проходного сечения клапана суфлирования турбины.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя // 2699870
Изобретение относится к области эксплуатации газотурбинных двигателей, в частности к двигателям, применяемым в качестве привода газоперекачивающих агрегатов и энергоустановок, и может быть использовано при разработке энергоустановок с охлаждением масла в замкнутой циркуляционной системе и для модернизации нагревательных систем для поддержания рабочей температуры масла в маслобаках газотурбинных двигателей.

Система охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя // 2679573
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения подшипников турбин газотурбинного двигателя самолета. Техническим результатом предложенной системы охлаждения является обеспечение работы газотурбинного двигателя на повышенных оборотах турбин, что дает возможность повысить мощность газотурбинного двигателя.

Газоперекачивающий агрегат (гпа), способ охлаждения газотурбинного двигателя (гтд) гпа и система охлаждения гтд гпа, работающая этим способом, направляющий аппарат системы охлаждения гтд гпа // 2675729
Группа изобретений относится к нефтегазовой области. В способе охлаждения ГТД ГПА двигатель снабжают защитным кожухом, к которому подводят нагнетающий и отводящий воздуховоды.

Авиационная силовая установка с системой пожаротушения // 2672197
Изобретение относится к системам вентиляции. Авиационная силовая установка, содержащая двигатель, гондолу, окружающую двигатель, и систему тушения пожара, который может возникнуть в двигателе и/или в гондоле, причем эта система пожаротушения содержит средства подачи огнегасящего вещества по меньшей мере в один трубопровод распределения огнегасящего вещества, который выходит в полость двигателя и/или в полость гондолы, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства подачи воздуха в упомянутый по меньшей мере один трубопровод с целью вентиляции полости или полостей.

Способ повышения ресурса газотурбинного двигателя по числу запусков // 2668590
Использование: изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к способам повышения ресурса и основных параметров за счет введения в конструкцию двигателя систем охлаждения турбин. Технический результат: повышение ресурса работы двигателя по числу запусков, соответственно по малоцикловой усталости, путем снижения перепада температур в лопатках и дисках турбины за счет их предварительного подогрева горячим воздухом.

Жаропрочная коллекторная система для кожуха центральной рамы газотурбинного дигателя // 2666828
Изобретение относится к газотурбинным двигателям и, более конкретно, к системам подачи охлаждающей текучей среды в газотурбинных двигателях. Раскрыта жаропрочная коллекторная система (10) для внутреннего кожуха (12) между компрессором (14) и турбиной в сборе (16).

Турбореактивный двигатель с системой охлаждения двух турбин высокого давления // 2665823
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к турбореактивному двигателю самолета с системой охлаждения турбин высокого давления. Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение, является повышение эффективности охлаждения турбин высокого давления, что способствует повышению мощности турбореактивного двигателя.

Ротор турбины // 2664902
Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Газотурбинная силовая установка летательного аппарата // 2659426
Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к малоразмерным газотурбинным двигателям летательных аппаратов. Газотурбинная силовая установка летательного аппарата содержит расположенные в корпусе воздухозаборный канал с полым центральным обтекателем, стойками и антиобледенительным устройством, двигатель с выходным валом, планетарный редуктор с механизмом переключения и стартер-генератор, расположенный в полости центрального обтекателя и выполненный в виде обратимой электрической машины, статор которой закреплен на корпусе, а ротор - через планетарный редуктор подключен к выходному валу двигателя.

Устройство подачи воздуха для охлаждения турбины турбореактивного двигателя (варианты) // 2656165
Изобретение относится к системам управления расходом воздуха, охлаждающего турбину преимущественно двухконтурного турбореактивного двигателя с воздухо-воздушным теплообменником в наружном контуре, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении в газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций и магистральных газопроводов.

Способ воздушного охлаждения моторного отсека газоперекачивающего агрегата и напорная приточная система вентиляции для его осуществления // 2654561
Способ и устройство воздушного охлаждения моторного отсека газоперекачивающего агрегата, применяемые в напорной системе вентиляции-охлаждения приточного типа с двумя напорными вентиляторами, один из которых находится в резерве.

Способ управления газотурбинным двигателем // 2647017
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к способам управления газотурбинным двигателем. В известном способе управления газотурбинным двигателем, включающим изменение расхода охлаждающего воздуха подаваемого на турбину в зависимости от режимов работы двигателя, воздух подают от источника питания в коллектор охлаждающего воздуха, сообщенный через воздухопровод с агрегатом управления и с охлаждаемым трактом турбины через дросселирующие сечения перекрывающих устройств, выполненных в виде равномерно расположенных по окружности двигателя двухпозиционных клапанов, регулирование подачи воздуха к клапанам от агрегата управления через командный коллектор для их открытия / закрытия, по предложению, клапаны разделяют, по меньшей мере, на две группы, каждая из которых соединена командным коллектором с агрегатом управления, при этом управление открытием / закрытием каждой из групп клапанов производят отдельно или совместно в зависимости от режимов работы двигателя.

Газогенератор газотурбинного двигателя // 2634981
Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости.

Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя // 2627748
Охлаждаемая турбина двухконтурного газотурбинного двигателя содержит сопловой аппарат турбины с сопловыми лопатками, диск с рабочими лопатками, многоканальный воздуховод. Входная полость многоканального воздуховода сообщена с источником охлаждающего воздуха, а выходная полость соединена с одной стороны через дополнительный аппарат закрутки статора, дополнительный безлопаточный диффузор и дополнительные воздушные каналы с внутренней полостью каждой рабочей лопатки, расположенной у входной кромки.

Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя // 2617026
Способ охлаждения двухконтурного турбореактивного двигателя заключается в сжатии воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике, установленном во втором контуре двигателя.

Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета // 2605143
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к системе охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя самолета. Система охлаждения двух турбин высокого давления турбореактивного двухконтурного двигателя включает в себя корпус турбины, первую турбину высокого давления с лопатками и вторую турбину высокого давления.

Газогенератор газотурбинного двигателя // 2602029
Газогенератор высокотемпературного газотурбинного двигателя содержит центробежное колесо-крыльчатку, диффузор-выпрямитель, отделенный от последнего полостью радиального кольцевого зазора и имеющий в нижней своей части кольцевой фланец, корпус силовой задний, камеру сгорания и турбину высокого давления.
Турбомашина с нагревом проточной части // 2582373
Изобретение относится к паровым и газовым турбинам. Турбина с нагревом проточной части, по меньшей мере, включает в себя корпус с каналом для газа или жидкости нагрева проточной части, ротор, рабочие лопатки; входной патрубок для газа или жидкости нагрева проточной части, выходной патрубок для газа или жидкости нагрева проточной части; входной патрубок рабочего тела, выходной патрубок рабочего тела, подшипниковый узел, концевое уплотнение.

Устройство охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки // 2578387
Устройство охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки включает рабочие и сопловые лопатки с элементами их подключения к системе охлаждения. Система охлаждения представляет собой электропроводящую схему, соединяющую анод и катод.

Двигатель внутреннего сгорания с турбиной, охлаждаемой жидкостью, и способ охлаждения турбины // 2575594
Изобретение относится к двигателю внутреннего сгорания, содержащему по меньшей мере одну турбину с жидкостным охлаждением, в котором турбина, содержащая кожух, снабжена по меньшей мере одной рубашкой охлаждения, встроенной в кожух для формирования системы жидкостного охлаждения.

Способ охлаждения лопаток турбины газотурбинной установки // 2573551
Способ охлаждения лопаток турбин газотурбинной установки осуществляют с помощью контура охлаждения. Контур охлаждения выполнен в виде электропроводящей схемы, элементы которой размещают на конструктивных элементах турбины с образованием катода путем нанесения термоэмиссионного слоя на лопатки из электропроводящего материала, эмитирующего электроны в рабочее тело при нагреве, и анода, который укрепляют через слой электроизоляции внутри корпуса, например на внутренней стенке корпуса, и воспринимающего электроны эмиссии из рабочего тела.

Газотурбинный двигатель // 2573094
Газотурбинный двигатель включает в себя компрессор, осуществляющий сжатие воздуха, поступающего из воздухозаборника, камеру сгорания, в которой осуществляется сжигание топлива с использованием сжатого воздуха, в результате чего вырабатывается горячий газ, и турбину.

Устройство сегмента горячих газов // 2567479
Изобретение относится к энергетике. Устройство сегмента горячих газов для камеры сгорания газовой турбины, содержащее один сегмент горячих газов, установленный с возможностью съема на несущем элементе и подвергающийся со своей наружной стороны воздействию горячих газов и охлаждаемый инжекционным образом со своей внутренней стороны, при этом инжекционная пластина с множеством распределенных инжекционных отверстий расположена на расстоянии с внутренней стороны указанной инжекционной пластины, причем средство подачи охлаждающего воздуха предусмотрено для загрузки указанной инжекционной пластины находящимся под давлением охлаждающим воздухом для генерирования через указанные инжекционные отверстия струй охлаждающего воздуха.

Способ эксплуатации газовой турбины, система охлаждения газовой турбины и газовая турбина, содержащая такую систему // 2550371
Способ эксплуатации газовой турбины включает в себя сжатие рабочей текучей среды с помощью компрессора, перегрев сжатой рабочей текучей среды путем ее подачи в по меньшей мере одну камеру сгорания, последующее расширение перегретой сжатой рабочей текучей среды в по меньшей мере одной расширительной турбине с обеспечением выработки энергии.

Охлаждаемая турбина // 2546371
Охлаждаемая турбина авиационного газотурбинного двигателя содержит рабочее колесо с установленными на нем рабочими лопатками с двумя контурами охлаждения, последовательно соединенные с воздушными каналами в рабочем колесе, с независимыми кольцевыми диффузорными каналами, сопловые лопатки и теплообменник.

Многоточечный инжектор для камеры сгорания турбомашины // 2543097
Устройство инжектирования топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит контур управления, постоянно питающий инжектор, выходящий открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечный контур.

Устройство многоточечного впрыска для камеры сгорания турбомашины // 2539223
Устройство впрыска топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит основную систему, постоянно питающую инжектор, открывающийся в первую трубку Вентури, и многоточечную систему, прерывисто питающую инжекторные отверстия.

Турбореактивный двигатель, содержащий улучшенные средства регулирования расхода потока воздуха охлаждения, отбираемого с выхода компрессора высокого давления // 2532479
Турбореактивный двигатель содержит впускной канал потока воздуха охлаждения диска турбины высокого давления, открывающийся в полость. Полость является по существу изолированной с входной стороны от полости, в которой циркулирует поток воздуха, отбираемый с выхода компрессора высокого давления, первым лабиринтным уплотнением и с выходной стороны от полости, сообщающейся с первичным каналом турбореактивного двигателя, вторым лабиринтным уплотнением.

Структуры ударного воздействия для систем охлаждения // 2530685
Структура ударного воздействия в системе ударного охлаждения имеет отверстия для ударного воздействия, выполненные с обеспечением пропускания потока охладителя и направления полученных струй охладителя на целевую поверхность, расположенную напротив указанной структуры, через образованную между ними полость.

Способ охлаждения газотурбинного двигателя // 2529989
Способ охлаждения газотурбинного двигателя (ГТД), заключающийся в понижении температуры воздуха, используемого для охлаждения ГТД. Понижение температуры воздуха осуществляется в турбохолодильной установке (ТХУ) и включает сжатие воздуха, используемого при охлаждении, в компрессоре с последующим его охлаждением в теплообменнике и турбодетандере.

Двухконтурный газотурбинный двигатель // 2529269
Двухконтурный газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления с сопловым аппаратом. Внутренние полости соплового аппарата примыкают к стенкам охлаждаемых сопловых лопаток, соединены с полостью отбора охлаждающего воздуха и отделены от магистрали наддува междисковой полости с помощью транзитных трубок.

Высокотемпературная газовая турбина // 2525371
Высокотемпературная газовая турбина содержит рабочую лопатку первой ступени, первую сопловую лопатку и установленную на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата. Первая сопловая лопатка верхней полкой установлена в наружном корпусе камеры сгорания, а радиальными ребрами нижней полки установлена в канавках внутреннего кольца первого соплового аппарата.

Высокотемпературный газотурбинный двигатель // 2525049
Высокотемпературный газотурбинный двигатель включает турбину, в которой внутренняя полость охлаждаемой сопловой лопатки второй ступени на входе через заслонку регулирования расхода охлаждающего воздуха соединена с промежуточной ступенью компрессора.

Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя // 2518766
Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя, в наружном корпусе которой установлены сопловая лопатка и ниже по потоку газа разрезное секторное кольцо, а также рабочая лопатка и уплотнительные гребешки на верхней полке.

Комплекс специальной автоматики взрывозащиты газотурбинной установки // 2515581
Изобретение относится к энергетике. Комплекс специальной автоматики взрывозащиты газотурбинной установки, обеспечивающий безопасность эксплуатации горячего газотурбинного двигателя, позволяющий при инциденте с несанкционированным отключением продувки воздухом отсека газотурбиной установки с минимальными затратами предотвратить контакт взрывоопасной смеси, которая может высвободиться, с поверхностью горячих компонентов корпуса газотурбинного двигателя, у которых максимальная температура может превышать температуру самовоспламенения используемых в технологическом процессе горючих веществ, до их охлаждения до безопасных температур.

Статор турбины высокого давления // 2514987
Изобретение относится к статорам турбин высокого давления газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор турбины включает установленные на внутреннем корпусе камеры сгорания опору соплового аппарата и передний хвостовик упругого фланца, а также диафрагму.

Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя // 2506435
Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, ротор и статор турбины. Турбина содержит охлаждаемую ступень с сопловым аппаратом с полостями над ним и под ним.
 
.
Наверх