Камера сгорания для газовых турбин

 

Камера сгорания для газовых турбин содержит внутреннюю и наружную гильзы. Внутренняя гильза расположена по существу концентрично относительно наружной гильзы и образует кольцевое внутренне пространство. У выхода каждой из множества горелок расположен защитный экран. Выше по ходу течения от камеры сгорания и экранов находится куполообразный элемент. Каждый из защитных экранов содержит одну деталь из листового металла, имеющую поверхность, аксиально отделенную от куполообразного элемента для его защиты от воздействия факторов, возникающих при сгорании. Как наружная гильза, так и внутренняя гильза имеют множество отверстий в частях, находящихся рядом с продольными удлинениями защитного экрана для охлаждения защитного экрана. Части гильз и защитные экраны образуют зазоры между ними для циркуляции воздуха, проходящего через отверстия. Изобретение обеспечивает охлаждение защитных экранов посредством воздействия удара и конвекции воздуха. 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Текст описания в факсимильном виде (см. графическую часть).

Формула изобретения

1. Камера сгорания для газовых турбин, содержащая внутреннюю гильзу и наружную гильзу, причем внутренняя гильза расположена, по существу, концентрично относительно наружной гильзы и образует кольцевое внутреннее пространство, защитный экран у выхода каждой из множества горелок, куполообразный элемент выше по ходу течения от камеры сгорания и экранов, отличающаяся тем, что каждый из защитных экранов содержит одну деталь из листового металла, имеющую поверхность, аксиально отделенную от куполообразного элемента для его защиты от воздействия факторов, возникающих при сгорании, и как наружная гильза, так и внутренняя гильза имеют множество отверстий в частях, находящихся рядом с продольными удлинениями защитного экрана для охлаждения защитного экрана, причем части гильз и защитные экраны образуют зазоры между ними для циркуляции воздуха, проходящего через отверстия с целью обеспечения возможности охлаждения защитных экранов посредством воздействия удара и конвекции воздуха.

2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что каждый из защитных экранов включает корпус, который имеет верхнюю стенку, расположенную рядом с той частью наружной гильзы, в которой просверлены отверстия, и нижнюю стенку, расположенную рядом с той частью внутренней гильзы, в которой просверлены отверстия.

3. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что верхняя стенка каждого из защитных экранов выполнена выпуклой и имеет поверхность, которая имеет больший размер по сравнению с соответствующей нижней стенкой, которая выполнена вогнутой.

4. Камера сгорания по п.3, отличающаяся тем, что каждый из защитных экранов включает, по существу, цилиндрическую часть, которая имеет диаметр, превышающий диаметр соответствующей выступающей части для суживающегося выходного конца соответствующей горелки.

5. Камера сгорания по п.4, отличающаяся тем, что каждый из защитных экранов имеет множество выступов, которые расположены как на верхней стенке, так и на нижней стенке для контакта соответственно с наружной гильзой и с внутренней гильзой.

6. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что куполообразный элемент имеет множество отверстий, каждое из которых выполнено с выступающей частью для размещения суживающегося конца соответствующей горелки.

7. Камера сгорания по п.6, отличающаяся тем, что куполообразный элемент имеет множество сквозных отверстий для охлаждения частей защитного экрана.

8. Камера сгорания по п.6, отличающаяся тем, что каждый из защитных экранов имеет верхнюю стенку, нижнюю стенку и переднюю стенку, которая соединяет верхнюю стенку и нижнюю стенку, причем передняя стенка расположена рядом с куполообразным элементом.

9. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что как наружная гильза, так и внутренняя гильза имеют концевые части, элемент для размещения выступающей части суживающегося конца соответствующей горелки и резьбовое соединение в виде винта, входящего в контакт с соответствующей самоконтрящейся гайкой, для прикрепления концевых частей гильз и указанного элемента друг к другу.

10. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что куполообразный элемент имеет множество отверстий, каждое из которых выполнено с выступающей частью для размещения суживающегося конца соответствующей горелки, и множество сквозных отверстий для охлаждения частей защитного экрана, при этом каждый защитный экран включает верхнюю стенку, нижнюю стенку и переднюю стенку, соединяющую верхнюю стенку и нижнюю стенку и расположенную рядом с куполообразным элементом.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбомашиностроению, в частности к авиадвигателестроению

Изобретение относится к камере сгорания для газовой турбины, которая вдоль оси является протекаемой текущим из компрессорной части к турбинной части, поступающим на входе и имеющим завихрение потоком сжатого воздуха, с расположенным на входе кольцевым каналом и расположенной в нем впускной частью для отделения частичного потока из потока, причем впускная часть сообщается с пилотными горелками для стабилизации горения в камере сгорания

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей для авиации и энергетических установок, а именно - с кольцевыми камерами сгорания

Изобретение относится к энергетическому, транспортному и химическому машиностроению и может быть использовано в газотурбинных установках

Изобретение относится к машиностроению и касается горелочных устройств с предварительным смешением, предназначенных для камер сгорания газотурбинных установок (ГТУ), работающих на природном газе или легком жидком топливе

Изобретение относится к машиностроению, а именно к устройствам, предназначенным для сжигания топливно-воздушной смеси (камерам сгорания ГТД), или устройствам, в которых применяется пленочное охлаждение в других отраслях техники

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкции камеры сгорания газотурбинного двигателя (ГТД)

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано в технологических установках для испытания различных воздушно-реактивных двигателей (ВРД), преимущественно прямоточных (ПВРД), в том числе и гиперзвуковых (ГПВРД), в качестве источника воздуха, состав и термодинамические характеристики которого соответствуют различным режимам полета летательного аппарата
Наверх