Камера сгорания для газотурбинного двигателя



Камера сгорания для газотурбинного двигателя
Камера сгорания для газотурбинного двигателя
Камера сгорания для газотурбинного двигателя
Камера сгорания для газотурбинного двигателя
Камера сгорания для газотурбинного двигателя
Камера сгорания для газотурбинного двигателя
Камера сгорания для газотурбинного двигателя
Камера сгорания для газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2457400:

СНЕКМА (FR)

Камера сгорания газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, содержит стенки, представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах посредством кольцевой донной стенки камеры сгорания. Внутренняя и наружная стенки содержат отверстия для входа первичного воздуха и входа воздуха разбавления, сформированные посредством штамповки и содержащие кромки, выступающие во внутреннюю полость камеры сгорания. Камера сгорания содержит средства релаксации или уменьшения механических напряжений в кромках или в непосредственной близости от этих кромок, по меньшей мере, для части отверстий. Средства релаксации или уменьшения механических напряжений содержат для каждого отверстия одну, две или три щели, сформированные в кромке или вокруг части кромки упомянутого отверстия. Каждая из щелей связана, по меньшей мере, одним из своих концов, с отверстием, предназначенным для остановки распространения трещин. Стенки содержат отверстия микроперфораци для прохода охлаждающего воздуха, наклоненные по отношению к нормали к внешней поверхности стенки внутрь. Щели и отверстия остановки распространения трещин в стенке расположены параллельно соседним отверстиям микроперфорации таким образом, что щели и отверстия остановки распространения трещин участвуют в охлаждении камеры посредством циркуляции воздуха через эти отверстия. Изобретение позволяет снизить температуру пера лопатки и обойтись в некоторых случаях без заградительного охлаждения, что способствует повышению работоспособности лопатки и увеличению ее ресурса. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Настоящее изобретение относится к кольцевой камере сгорания газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель.

Указанная камера сгорания содержит стенки, представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах при помощи кольцевой донной стенки этой камеры сгорания, содержащей отверстия, предназначенные для подвода воздуха, и средства, предназначенные для подачи топлива.

Внутренняя и наружная стенки этой камеры сгорания содержат отверстия, предназначенные для входа первичного воздуха и для входа воздуха разбавления и представляющие кромки, выступающие во внутреннюю полость камеры сгорания для улучшения условий проникновения воздуха в эту камеру и для направления этого воздуха в центральную часть и даже в фокус зоны горения в этой камере.

Эти отверстия, предназначенные для входа воздуха, обычно имеют круглую форму и выполнены путем штамповки, что создает зоны значительной концентрации механических напряжений на уровне кромок этих отверстий.

В процессе функционирования газотурбинного двигателя внутренняя и наружная стенки камеры сгорания испытывают тепловое расширение и подвергаются сильному вибрационному воздействию, что порождает существенные механические напряжения на уровне кромок упомянутых отверстий, способные вызвать появление трещин или надрывов на этих кромках, и, следовательно, привести к сокращению срока службы камеры сгорания.

Стенки камеры сгорания также могут содержать наклонные отверстия мультиперфорации, предназначенные для прохождения охлаждающего воздуха и сформированные на некотором расстоянии от выступающих кромок упомянутых отверстий, вследствие чего они не позволяют обеспечить требуемое в данном случае охлаждение зон, непосредственно примыкающих к этим отверстиям. Достигаемая в этих зонах температура может приводить к прожогам и локальной коррозии металла, что влечет за собой образование трещин.

Технической задачей данного изобретения является создание простой, эффективной и экономичной камеры сгорания газотурбинного двигателя.

Для решения этой технической задачи согласно изобретению предложена камера сгорания газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, содержащая стенки, представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах при помощи кольцевой донной стенки этой камеры сгорания, причем внутренняя и наружная стенки содержат отверстия, предназначенные для входа первичного воздуха и воздуха разбавления, сформированные путем штамповки и содержащие кромки, выступающие во внутреннюю полость камеры сгорания, характеризующаяся тем, что содержит средства релаксации или снижения механических напряжений в упомянутых кромках или в непосредственной близости от кромок по меньшей мере некоторых из этих отверстий, причем упомянутые средства релаксации или снижения механических напряжений содержат, для каждого отверстия, одну, две или три щели, сформированные в самой кромке или вокруг некоторой части кромки упомянутого отверстия, и каждая щель связана, по меньшей мере одним из своих концов, с отверстием остановки распространения трещин.

Средства релаксации или снижения механических напряжений в соответствии с предлагаемым изобретением препятствуют образованию надрывов и трещин на кромках отверстий, предназначенных для входа первичного воздуха и воздуха разбавления, и увеличивают тем самым срок службы камеры сгорания. Эти средства расположены в зонах кромок отверстий, которые в процессе функционирования подвергаются наиболее жестким воздействиям, то есть в зонах, где отверстия мультиперфорации не могут быть сформированы и где могут появиться трещины или надрывы.

В соответствии с первым вариантом реализации предлагаемого изобретения средства релаксации или снижения механических напряжений содержат щели, которые проходят от кромок отверстий, предназначенных для входа воздуха, до отверстий остановки распространения трещин. Эти отверстия остановки распространения трещин выполняются круглыми и их диаметр превышает ширину упомянутых щелей для того, чтобы уменьшить и распределить локальные механические напряжения на концах щелей, а также воспрепятствовать распространению трещин или надрывов на этих концах.

Эти щели образуют разрывы в зонах, подвергающихся воздействию механических напряжений, и придают кромкам упомянутых отверстий относительную гибкость, что позволяет этим зонам свободно расширяться под действием высокой температуры и деформироваться по отношению друг к другу в процессе функционирования газотурбинного двигателя. Это позволяет исключить образование и распространение надрывов и трещин в этих зонах и позволяет увеличить срок службы камеры сгорания.

Щели, сформированные в кромке отверстия, предназначенного для входа воздуха, обычно выполняются в количестве, например, одной, двух или трех, при том, что размерные параметры, геометрическая форма и ориентация каждой щели определяются таким образом, чтобы кромка этого отверстия обладала достаточной гибкостью при условии сохранения своей основной функции обеспечения соответствующей ориентации потока воздуха в камере сгорания.

Щели, сформированные в кромке того или иного отверстия, предпочтительным образом являются симметричными по отношению к плоскости, проходящей через ось этого отверстия и через продольную ось камеры сгорания. Эти щели могут быть равномерно распределены относительно оси данного отверстия и могут быть прямолинейными или могут иметь искривленную форму.

В соответствии с одним из возможных вариантов реализации предлагаемого изобретения упомянутые щели сформированы на некотором расстоянии от кромок отверстий и вокруг некоторой части этих кромок и содержат на каждом из своих концов цилиндрическое отверстие, диаметр которого превышает ширину этой щели, чтобы воспрепятствовать распространению трещин, исходящих от щели. Эти щели придают стенке камеры сгорания, окружающей эти отверстия, относительную гибкость, позволяющую обеспечить свободное тепловое расширение и свободную деформацию в процессе функционирования газотурбинного двигателя.

В этом случае некоторая часть щели предпочтительно представляет собой дугу окружности, центрированной на оси данного отверстия. Концевые части этой щели предпочтительно ориентированы в направлении наружу по отношению к оси данного отверстия, то есть в направлении тех зон, где механические напряжения являются менее значительными. Эти щели предпочтительно имеют волнистую форму и имеют также тройную кривизну, причем средняя область этой кривизны проходит вокруг некоторой части данного отверстия.

Упомянутые щели и отверстия остановки распространения трещин в камере сгорания предпочтительно ориентированы параллельно линиям отверстий микроперфорации, сформированных в стенке камеры сгорания для обеспечения ее охлаждения. При этом воздух имеет возможность проникать во внутреннюю полость камеры сгорания через эти щели и эти отверстия остановки распространения трещин и принимать, таким образом, участие в охлаждении этой камеры сгорания. Эти щели и/или отверстия остановки распространения трещин формируются, например, при помощи лазерной резки.

Отверстия, предназначенные для входа воздуха и сформированные при помощи штамповки, по существу могут иметь овальную форму, причем большая ось этой овальной формы располагается в плоскости, параллельной или перпендикулярной по отношению к продольной оси камеры сгорания, причем большие стороны этих отверстий располагаются в зонах, в наибольшей степени подверженных возможности образования надрывов или трещин.

Предлагаемое изобретение относится также к газотурбинному двигателю типа авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, характеризующемуся тем, что он содержит камеру сгорания описанного выше типа.

Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания не являющихся ограничительными примеров его реализации со ссылками на приведенные чертежи, на которых:

Фиг.1 изображает схематично осевой разрез камеры сгорания газотурбинного двигателя согласно изобретению,

Фиг.2 - общий вид стенок камеры сгорания,

Фиг.3 - общий вид части стенок камеры сгорания согласно изобретению,

Фиг.4-6 - общие виды, соответствующие виду, показанному на фиг.3, и представляющие возможные варианты реализации предлагаемого изобретения,

Фиг.7 и 8 - общие виды, соответствующие виду, показанному на фиг.3, и представляющие другие возможные варианты реализации изобретения.

Камера 10 сгорания (фиг.1) газотурбинного двигателя размещена на выходной части диффузора 12, который в свою очередь расположен на выходе компрессора (не показан) и содержит внутреннюю 14 и наружную 16 стенки, представляющие собой тела вращения, связанные в передней по потоку части с кольцевой донной стенкой 18 камеры сгорания и закрепленные в своей задней по потоку части при помощи внутреннего 20 и наружного 22 кольцевых фланцев соответственно на внутренней конической оболочке 24 диффузора и на конце наружного кожуха 26 камеры сгорания, причем передний по потоку конец кожуха 26 связан с наружной конической оболочкой 28 диффузора.

Кольцевая донная стенка 18 камеры сгорания содержит отверстия 30 (фиг.1 и 2), через которые проходит воздух, поступающий из диффузора 12, и топливо, подводимое при помощи топливных форсунок 32, закрепленных на наружном кожухе 26 и равномерно распределенных по окружности камеры сгорания вокруг ее продольной оси 34. Каждая топливная форсунка 32 содержит головку 36 впрыскивания топлива, установленную в отверстии 30 кольцевой стенки 18 и расположенную на одной линии с осью 38 отверстия 30.

Некоторая часть потока воздуха, подаваемого компрессором и выходящего из диффузора 12 (эта часть потока воздуха обозначена стрелками 40), проходит через отверстия 30 и питает камеру 10 сгорания (эти потоки воздуха обозначены стрелками 42), причем другая часть этого потока воздуха питает внутренние 44 и наружные 46 кольцевые каналы, охватывающие камеру 10 сгорания (эти потоки воздуха обозначены стрелками 48).

Внутренний канал 44 сформирован между внутренней оболочкой 24 диффузора 12 и внутренней стенкой 14 камеры сгорания, и поток воздуха, который проходит через этот канал, разделяется на поток 50, который проникает в камеру 10 сгорания через отверстия 52, 54, выполненные в ее внутренней стенке 14, и поток 56, который проходит через отверстия 58, выполненные во внутреннем фланце 20 камеры сгорания, чтобы обеспечить охлаждение компонентов двигателя (не показаны), располагающихся по потоку позади этой камеры сгорания.

Наружный канал 46 сформирован между наружным кожухом 26 и наружной стенкой 16 камеры сгорания, и поток воздуха, который проходит через этот канал, разделяется на поток 60, который проникает в камеру 10 сгорания через отверстия 52, 54, выполненные в ее наружной стенке 16, и поток 62, который проходит через отверстия 64, выполненные в наружном фланце 22, чтобы обеспечить охлаждение компонентов двигателя, располагающихся по потоку позади камеры сгорания.

Отверстия 52, называемые отверстиями входа первичного воздуха, равномерно распределены по окружностям внутренней стенки 14 и наружной стенки 16 соответственно, центрированных на продольной оси 34 камеры сгорания, и отверстия 54, называемые отверстиями входа воздуха разбавления, равномерно распределены по окружностям внутренней стенки 14 и наружной стенки 16 соответственно, центрированных на продольной оси 34 камеры сгорания и расположенных по потоку позади упомянутых выше отверстий 52.

Каждое отверстие 52, 54 имеет круглую форму и выполнено посредством штамповки с отогнутой кромкой, то есть кольцевой кромкой 66, которая выступает внутрь камеры 10 сгорания. Ось 68 каждого отверстия 52, 54 перпендикулярна по отношению к стенке 14, 16.

Вследствие того, что отверстия 52, 54 выполнены посредством штамповки, на уровне кромок 66 этих отверстий создаются значительные остаточные механические напряжения, которые добавляются к тем механическим напряжениям, которые возникают в процессе функционирования двигателя и могут вызвать появление трещин или надрывов на этих кромках.

В соответствии с предлагаемым изобретением средства релаксации или ослабления механических напряжений сформированы при помощи щелей 80, 90, 100, 110, выполненных в кромках 66, или вокруг этих кромок 66 отверстий (фиг.3-6), и/или при помощи удлинения этих отверстий (фиг.7 и 8).

В вариантах реализации, представленных на фиг.3-5, упомянутые средства содержат щели 80, 90, 100, сформированные в кромках 66 отверстий 52, 54, имеющих круглую форму, и завершающиеся цилиндрическим отверстием 82, 92, 102, которое имеет диаметр, превышающий ширину соответствующей щели 80, 90, 100 и представляет собой отверстие, предназначенное для остановки распространения надрывов и трещин.

Как показано на фиг.3, каждое из отверстий 54, предназначенных для входа воздуха разбавления, содержит три прямолинейные щели 80, проходящие по существу в радиальном направлении по отношению к отверстию 54 и равномерно распределенные вокруг оси 68 этого отверстия.

Одна из щелей 80 ориентирована в направлении против потока и проходит параллельно продольной оси камеры сгорания, а две другие щели 80 ориентированы в целом по потоку. Кромка 66 каждого отверстия 54 разделена на три одинаковые части, которые могут подвергаться тепловому расширению и свободно деформироваться независимо друг от друга в процессе функционирования данного газотурбинного двигателя. Отверстия 82 остановки распространения трещин, сформированные на концах этих щелей 80, расположены на одинаковых расстояниях от оси 68.

Щели 80 также могут быть сформированы в кромках отверстий 52, предназначенных для входа первичного воздуха и выполненных в наружной стенке 16 и в кромках отверстий 52, 54, выполненных во внутренней стенке 14.

Кромка 66 (фиг.4) отверстий 52, 54 содержит две по существу прямолинейные щели 90, которые проходят в радиальном направлении по отношению к оси 68 данного отверстия и которые расположены симметрично по отношению к плоскости, проходящей через эту ось 68 и через продольную ось камеры сгорания. Отверстия 92 остановки распространения трещин, сформированные на концах этих щелей 90, расположены на одинаковых расстояниях от оси 68 упомянутого отверстия.

В представленном примере реализации щели 90 проходят в направлении по потоку от данного отверстия и расположены под углом 90° друг по отношению к другу. Эти щели могут быть сформированы в кромках отверстий 52, предназначенных для входа первичного воздуха, и/или в кромках отверстий 54, предназначенных для входа воздуха разбавления, выполненных в стенках 14, 16 камеры сгорания.

Кромка 66 (фиг.5) отверстий 52, 54 содержит две щели 100, которые отличаются от щелей 90 на фиг.4 тем, что они имеют искривленную форму.

Щели 100 искривлены примерно на 45°, и часть каждой такой щели 100, исходящая из кромки отверстия, проходит по существу в радиальном направлении по отношению к оси 68 этого отверстия, причем другой конец этой щели ориентирован в сторону, противоположную другой щели 100.

Щели 100 проходят в направлении по потоку от соответствующего отверстия, и их концы, связанные с кромкой этого отверстия, расположены под углом около 90° относительно друг друга. Эти щели могут быть сформированы в кромках отверстий 52, предназначенных для входа первичного воздуха, и/или в кромках отверстий 54, предназначенных для входа воздуха разбавления, выполненных в стенках камеры сгорания.

В варианте реализации на фиг.6 средства релаксации или уменьшения механических напряжений содержат щели 110, имеющие волнистую форму, выполненные вокруг некоторой части кромок 66 отверстий 52, 54 круглой формы и содержащие на своих концах отверстия 112 остановки распространения трещин, имеющие диаметр, превышающий ширину трещины 110.

В описываемом примере реализации щель 110, имеющая тройную кривизну, сформирована по потоку спереди от кромки 66 отверстий 52, 54 и содержит среднюю часть 114, выполненную в виде дуги окружности, центрированной на оси 68 соответствующего отверстия, причем концы 118 этой щели 110 проходят по существу в направлении наружу в радиальном направлении по отношению к оси 68 этого отверстия.

Часть стенки камеры сгорания, располагающаяся по потоку спереди от кромки 66 соответствующего отверстия, приобретает таким образом относительную гибкость, которая позволяет ей лучше переносить тепловые расширения и более свободно деформироваться в процессе функционирования двигателя.

Стенки 14, 16 камеры сгорания содержат отверстия микроперфорации 88, предназначенные для прохождения охлаждающего воздуха, причем эти отверстия микроперфорации выполнены наклоненными, примерно под углом 60° по отношению к перпендикуляру относительно наружной поверхности соответствующей стенки камеры сгорания (фиг.3-6).

Щели 80, 90, 100, 110 и отверстия 82, 92, 102, 112 остановки распространения трещин могут быть расположены на одной линии с рядами отверстий микроперфорации 88 и на достаточно большом расстоянии от этих отверстий микроперфорации 88, чтобы не делать излишне хрупкими те части стенок камеры 10 сгорания, которые расположены в непосредственной близости от щелей и отверстий остановки распространения трещин. Таким образом, эти щели и отверстия остановки распространения трещин могут быть использованы для охлаждения камеры сгорания путем циркуляции воздуха через эти отверстия.

В одном из возможных вариантов реализации щели 80, 90, 100, 110 имеют ширину, составляющую менее 1 мм и, например, порядка 0,5 мм, а отверстия 82, 92, 102, 112 при этом имеют диаметр в диапазоне от около 1 мм до 2 мм.

В вариантах реализации, представленных на фиг.7 и 8, отверстия 52, 54 камеры сгорания имеют овальную или эллиптическую форму и средства релаксации или уменьшения механических напряжений сформированы посредством больших сторон 70 кромок отверстий, располагающихся по одну и по другую стороны от большой оси 72 овала. Стороны 70, которые имеют достаточно большой радиус кривизны, позволяют наилучшим образом распределить и уменьшить механические напряжения, возникающие в кромках этих отверстий.

Отверстия 52 (фиг.7), предназначенные для входа первичного воздуха, выполнены круглыми, а отверстия 54, предназначенные для входа воздуха разбавления, имеют овальную или эллиптическую форму, причем большая ось 72 этих отверстий ориентирована параллельно продольной оси камеры сгорания таким образом, чтобы большие стороны 70 кромок этих отверстий, располагающиеся по одну и по другую стороны от их большой оси, препятствовали образованию надрывов или трещин в направлении, поперечном по отношению к продольной оси камеры сгорания.

Отверстия 52 (фиг.8), предназначенные для входа первичного воздуха, являются идентичными отверстиям 54 на фиг.7, а отверстия 54, предназначенные для входа воздуха разбавления, имеют овальную или эллиптическую форму, причем большая ось 72 этих отверстий ориентирована поперечно по отношению к продольной оси камеры сгорания, и большие стороны 70 кромок этих отверстий препятствуют образованию надрывов или трещин в направлении, параллельном оси камеры сгорания.

Разумеется, предлагаемое изобретение не ограничивается описанными в предшествующем изложении способами его реализации и представленными чертежами. Например, отверстия 52, 54, выполненные в стенках камеры сгорания, могут иметь овальную форму и могут содержать также щели 80, 90, 100, 110, сформированные в их кромках или в непосредственной близости от кромок этих отверстий.

1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, содержащая стенки (14, 16), представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах посредством кольцевой донной стенки (18) камеры сгорания, причем внутренняя (14) и наружная (16) стенки содержат отверстия (52, 54) для входа первичного воздуха и входа воздуха разбавления, сформированные посредством штамповки и содержащие кромки (66), выступающие во внутреннюю полость камеры (10) сгорания, отличающаяся тем, что камера сгорания содержит средства релаксации или уменьшения механических напряжений в кромках (66) или в непосредственной близости от этих кромок, по меньшей мере, для части отверстий, причем средства релаксации или уменьшения механических напряжений содержат для каждого отверстия одну, две или три щели (80, 90, 100, 110), сформированные в кромке (66) или вокруг части кромки упомянутого отверстия (52, 54), причем каждая из щелей связана, по меньшей мере, одним из своих концов с отверстием, предназначенным для остановки распространения трещин, при этом стенки содержат отверстия (88) микроперфорации для прохода охлаждающего воздуха, эти отверстия микроперфорации наклонены по отношению к нормали к внешней поверхности стенки внутрь, при этом указанные щели и отверстия остановки распространения трещин в указанной стенке расположены параллельно отверстиям микроперфорации соседним таким образом, что щели и отверстия остановки распространения трещин участвуют в охлаждении камеры посредством циркуляции воздуха через эти отверстия.

2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100) проходят от кромок (66) соответствующих отверстий до отверстий остановки распространения трещин.

3. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100), выполненные в кромке отверстия, являются симметричными по отношению к плоскости, проходящей через ось (68) этого отверстия и через продольную ось (34) камеры сгорания.

4. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что щели (80), выполненные в кромке (66) отверстия, равномерно распределены вокруг оси (68) этого отверстия.

5. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100) являются прямолинейными или имеют искривленную форму.

6. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели (110) сформированы вокруг части кромок отверстий (52, 54) и содержат на каждом из своих концов отверстие (112), предназначенное для остановки распространения трещин.

7. Камера сгорания по п.6, отличающаяся тем, что часть каждой щели (110) имеет волнистую форму и имеет тройную кривизну.

8. Камера сгорания по п.6, отличающаяся тем, что часть каждой щели (110) сформирована в виде дуги окружности, центрированной на оси (68) упомянутого отверстия.

9. Камера сгорания по п.8, отличающаяся тем, что концевые части щели (110), сформированной вокруг кромки (66) отверстия, ориентированы в направлении наружу по отношению к оси (68) этого отверстия.

10. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что отверстия (82, 92, 102, 112), предназначенные для остановки распространения трещин, имеют диаметр в диапазоне около от 1 мм до 2 мм.

11. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100, 110) имеют ширину менее 1 мм, и например 0,5 мм.

12. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели и/или отверстия, предназначенные для остановки распространения трещин, сформированы при помощи лазерного резания.

13. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть отверстий (52, 54) для входа воздуха имеет овальную форму, большая ось которой (72) расположена в плоскости, параллельной или перпендикулярной продольной оси (34) камеры сгорания.

14. Камера сгорания по п.13, отличающаяся тем, что большие стороны отверстий (52, 54) расположены в зонах, в наибольшей степени подверженных образованию надрывов или трещин.

15. Газотурбинный двигатель, например авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающийся тем, что двигатель содержит камеру (10) сгорания, выполненную в соответствии с п.1.



 

Похожие патенты:

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.

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

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 области соединения компрессора и камеры сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает внутренний (3) и наружный (2) корпусы, связанные между собой упругими элементами (6, 7). Внутренний корпус статора компрессора состыкован с диффузором (10) камеры сгорания в осевом направлении с зазором d на стыке (13), равным 0<d<0,6 мм. Во фланце диффузора (10) камеры сгорания в месте стыка (13) с внутренним корпусом статора компрессора выполнены пазы (14). Заявленное изобретение позволяет повысить надежность, КПД и ресурс работы статора и всего двигателя в целом. 4 ил.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, лопаточные диффузоры, канальный патрубок, кольцевую полость-ресивер, камеру сгорания, турбину. Турбина выполнена с охлаждаемым сопловым аппаратом, лопатки которого вдоль профиля пера от входной кромки имеют первую, вторую, третью и четвертую внутренние полости, соединенные с проточной частью через отверстия в пере лопатки, и перепускное устройство. Камера сгорания выполнена с межтрубным пространством между внутренним, наружным корпусом и кольцевой жаровой трубой с фронтовыми устройствами. Вход фронтового устройства кольцевой жаровой трубы соединен с проточной частью компрессора последовательно от компрессора через кольцевой сегмент лопаточного диффузора, выход которого соединен с входом пневмопровода - канального патрубка, выход которого соединен с входом в третью внутреннюю полость охлаждаемой лопатки соплового аппарата, один из выходов из которой соединен с входом во фронтовое устройство жаровой трубы. Кроме того, имеются еще два выхода из третьей внутренней полости. Один из выходов через межтрубное пространство камеры сгорания и кольцевую полость-ресивер соединен с входом в первую внутреннюю полость лопатки. Второй выход через окно в разделительной стенке соединен с четвертой внутренней полостью лопатки соплового аппарата. В сопловом аппарате имеются, по крайней мере, одна или несколько лопаток, у которых третья внутренняя полость имеет четвертый выход, соединяющий ее через окно в разделительной стенке со второй внутренней полостью. В этих лопатках располагается перепускное устройство, имеющее кинематическую связь с клапаном, расположенным на входе в топливную форсунку соединенного с этой лопаткой фронтового устройства. Вторая полость этих лопаток соединена со второй полостью лопатки, не имеющей перепускного устройства. Изобретение обеспечивает на различных режимах эффективную работу камеры сгорания газотурбинного двигателя и системы охлаждения высокотемпературной газовой турбины. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

Кольцевая камера сгорания для турбомашины содержит наружную стенку и внутреннюю стенку, ориентированные, по существу, аксиально относительно оси вращения турбомашины, и закрыта со стороны входа стенкой днища камеры, ориентированной, по существу, радиально. Камера питается сжатым воздухом из компрессора через диффузор, направление выхода которого радиально смещено относительно средней оси камеры сгорания. Стенка днища камеры содержит отверстия для питания охлаждающим воздухом, наклонные относительно нормального направления к днищу камеры. Количество отверстий, ориентированных радиально в направлении, противоположном радиальному направлению, в котором находится выход упомянутого диффузора, превышает количество отверстий, ориентированных радиально в радиальном направлении выхода упомянутого диффузора. Все отверстия также могут быть ориентированы радиально в направлении, противоположном направлению, в котором находится выход упомянутого диффузора. Изобретение обеспечивает относительно равномерную температуру как внутренней, так и наружной стенок этой камеры без увеличения количества охлаждающего воздуха. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх