Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха



Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха
Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха
Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха
Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха
Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха
Камера сгорания газотурбинного двигателя со спиралеобразной циркуляцией воздуха

 


Владельцы патента RU 2478880:

СНЕКМА (FR)

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит внутреннюю кольцевую стенку с продольной осью (Х-Х), наружную кольцевую стенку, множество систем впрыска топлива. Наружная кольцевая стенка сцентрирована по продольной оси и охватывает внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместное с ней кольцевое пространство, образующее жаровую трубу. Множество систем впрыска топлива содержат пилотные форсунки, чередующиеся в окружном направлении с форсунками полного газа. Камера сгорания дополнительно содержит, по меньшей мере, одно отверстие впуска воздуха, выходящее в жаровую трубу на ее переднем конце и по существу в продольном направлении. Наружная стенка содержит множество пилотных полостей, равномерно распределенных вокруг продольной оси. Каждая пилотная полость проходит в продольном направлении между двумя продольными концами наружной стенки и в радиальном направлении наружу этой стенки. Пилотные полости питаются воздухом, наружным по отношению к камере сгорания, в одном и том же по существу окружном направлении. Каждая пилотная форсунка выходит в радиальном направлении в пилотную полость. Каждая форсунка полного газа выходит в радиальном направлении между двумя смежными пилотными полостями. Изобретение направлено на повышение производительности газотурбинного двигателя, снижение веса и производственных затрат посредством создания камеры сгорания, которая питается воздухом, имеющим вращательное движение вокруг продольной оси. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к общей области камер сгорания авиационных или наземных газотурбинных двигателей.

Авиационный или наземный газотурбинный двигатель обычно имеет конструкцию, содержащую, в частности, кольцевую секцию сжатия, предназначенную для сжатия воздуха, проходящего через газотурбинный двигатель, кольцевую секцию сгорания, которая расположена на выходе секции сжатия и в которой воздух, поступающий из секции сжатия, смешивается с топливом для сгорания с ним, и кольцевую турбинную секцию, которая расположена на выходе секции сгорания и ротор которой приводится во вращение газами, поступающими из секции сгорания.

Секция сжатия представляет собой несколько ступеней подвижных колес, на каждом из которых установлены лопатки, находящиеся в кольцевом канале, через который проходит воздух в газотурбинном двигателе и сечение которого уменьшается от входа к выходу. Секция сгорания содержит камеру сгорания, выполненную в виде кольцевого канала, в котором сжатый воздух смешивается с топливом для сгорания с ним. Что касается турбинной секции, то она образована несколькими ступенями подвижных колес, каждое из которых содержит лопатки, расположенные в кольцевом канале, через который проходят газообразные продукты сгорания.

Циркуляция воздуха в этой конструкции обычно происходит следующим образом: сжатый воздух, поступающий из последней ступени секции сжатия, имеет естественное вращательное движение с наклоном порядка 35-45° по отношению к продольной оси газотурбинного двигателя, при этом наклон меняется в зависимости от режима работы газотурбинного двигателя (скорости вращения). При входе в секцию сгорания этот сжатый воздух выпрямляется по продольной оси газотурбинного двигателя (то есть наклон воздуха относительно продольной оси газотурбинного двигателя приводится к 0°) при помощи спрямляющего аппарата. Воздух в камере сгорания смешивается с топливом таким образом, чтобы обеспечить нормальное сгорание, и газы, получаемые в результате этого сгорания, продолжают общее движение вдоль продольной оси газотурбинного двигателя и доходят до турбинной секции. На уровне этой секции направляющий аппарат меняет направление газообразных продуктов сгорания на вращательное движение с наклоном, превышающим 70°, относительно продольной оси газотурбинного двигателя. Такой наклон необходим для создания угла атаки, необходимого для механической силы приведения во вращение подвижного колеса первой ступени турбинной секции.

Такое угловое распределение воздуха, проходящего через газотурбинный двигатель, характеризуется рядом недостатков. Действительно, воздух, естественным образом выходящий из последней ступени сжатия под углом, составляющим от 35° до 45°, последовательно выпрямляется (угол приводится к 0°) при входе в секцию сгорания, затем меняет направление и движется под углом более 70° при входе в турбинную секцию. Эти последовательные угловые изменения распределения воздуха в газотурбинном двигателе требуют больших внутренних аэродинамических усилий, создаваемых спрямляющим аппаратом секции сжатия и направляющим аппаратом турбинной секции, которые отрицательно сказываются на общей производительности газотурбинного двигателя.

Объект и сущность изобретения

Задачей настоящего изобретения является устранение вышеуказанных недостатков путем создания камеры сгорания газотурбинного двигателя, которая может питаться воздухом, имеющим вращательное движение относительно продольной оси газотурбинного двигателя.

В этой связи объектом изобретения является камера сгорания, содержащая:

- внутреннюю кольцевую стенку с продольной осью,

- наружную кольцевую стенку, сцентрированную по продольной оси и охватывающую внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместно с ней кольцевое пространство, образующее жаровую трубу, и

- множество систем впрыска топлива, содержащих пилотные форсунки, чередующиеся в окружном направлении с форсунками полного газа,

отличающаяся тем, что дополнительно содержит, по меньшей мере, одно отверстие впуска воздуха, выходящее в жаровую трубу на ее переднем конце и по существу в продольном направлении;

тем, что наружная стенка содержит множество пилотных полостей, равномерно распределенных вокруг продольной оси, при этом каждая пилотная полость выполнена в продольном направлении между двумя продольными концами наружной стенки и в радиальном направлении наружу этой стенки, при этом пилотные полости питаются воздухом, наружным по отношению к камере сгорания, в одном и том же по существу окружном направлении; и

тем, что каждая пилотная форсунка выходит в радиальном направлении в пилотную полость, а каждая форсунка полного газа выходит в радиальном направлении между двумя смежными пилотными полостями.

Камера сгорания в соответствии с настоящим изобретением может питаться воздухом, имеющим движение вращения вокруг продольной оси газотурбинного двигателя. Естественный наклон воздуха на выходе секции сжатия газотурбинного двигателя может, следовательно, сохраняться при прохождении в камере сгорания. Таким образом, аэродинамическое усилие, необходимое для приведения во вращение первой ступени турбинной секции газотурбинного двигателя, существенно уменьшается. Это значительное уменьшение аэродинамических усилий приводит к повышению производительности газотурбинного двигателя. Кроме того, спрямляющий аппарат секции сжатия и направляющий аппарат турбинной секции можно упростить и даже исключить, что дает выигрыш в массе и снижение производственных затрат.

Кроме того, наличие пилотных полостей, топливо в которые подается только на режимах малого газа газотурбинного двигателя, способствует стабилизации пламени горения на всех рабочих режимах газотурбинного двигателя.

Согласно предпочтительному варианту конструкции, каждая пилотная полость закрыта на своем переднем конце и открыта на своем заднем конце.

Согласно другому предпочтительному варианту конструкции, каждая пилотная полость ограничена в окружном направлении двумя по существу радиальными перегородками, при этом одна из перегородок содержит множество отверстий нагнетания воздуха, открывающихся наружу камеры сгорания и выходящих в указанную пилотную полость. Предпочтительно другая перегородка каждой пилотной полости в поперечном разрезе имеет по существу криволинейное сечение.

Согласно еще одному предпочтительному варианту конструкции, форсунки полного газа смещены в осевом направлении назад относительно пилотных форсунок. Действительно, пламя, выходящее из пилотных форсунок, должно оставаться в жаровой трубе в течение определенного времени, которое больше времени, необходимого для пламени, выходящего из форсунок полного газа.

Камера сгорания может не содержать стенки, соединяющей в поперечном направлении передние продольные концы внутренней и наружной стенок. Отсутствие такой стенки (называемой дном камеры) позволяет максимально сохранить вращение воздуха, поступающего из секции сжатия газотурбинного двигателя.

Согласно другому предпочтительному варианту конструкции, системы впрыска топлива не содержат связанных с ними воздушных систем.

Камера сгорания может дополнительно содержать внутренний кольцевой обтекатель, установленный на внутренней стенке в ее переднем продолжении, и наружный кольцевой обтекатель, установленный на наружной стенке в ее переднем продолжении.

Также объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания в том виде, как она определена в вышеприведенном описании.

Краткое описание чертежей

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания не ограничительного примера выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг.1 - частичный вид в продольном разрезе авиационного газотурбинного двигателя, оборудованного камерой сгорания в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг.2 - вид в перспективе камеры сгорания, показанной на фиг.1.

Фиг.3 - вид спереди камеры сгорания, показанной на фиг.2.

Фиг.4 и 5 - вид в разрезе соответственно по IV и V фиг.4.

Фиг.6 - частичный вид спереди камеры сгорания согласно варианту выполнения изобретения.

Подробное описание вариантов выполнения

Газотурбинный двигатель, частично показанный на фиг.1, имеет продольную ось Х-Х. Вдоль этой оси он содержит, в частности, кольцевую секцию 100 сжатия, кольцевую секцию 200 сгорания, расположенную на выходе секции 100 сжатия в направлении воздушного потока, проходящего через газотурбинный двигатель, и кольцевую турбинную секцию 300, расположенную на выходе секции 200 сгорания. Воздух, нагнетаемый в газотурбинный двигатель, последовательно проходит, таким образом, через секцию 100 сжатия, затем через секцию 200 сгорания и, наконец, через турбинную секцию 300.

Секция 100 сжатия представляет собой несколько ступеней подвижных колес 102, каждое из которых содержит лопатки 104 (на фиг.1 показана только последняя ступень секции сжатия). Лопатки 104 этих ступеней расположены в кольцевом канале 106, через который проходит воздух в газотурбинном двигателе и сечение которого уменьшается от входа к выходу. Таким образом, по мере прохождения воздуха, нагнетаемого в газотурбинный двигатель через секцию сжатия, он все больше сжимается.

Секция 200 сгорания тоже выполнена в виде кольцевого канала, в котором сжатый воздух, поступающий из секции 100 сжатия, смешивается с топливом для сгорания с ним. Для этого секция сгорания содержит камеру 202 сгорания, внутри которой происходит горение смеси воздух/топливо (эта камера будет подробнее описана ниже).

Секция 200 сгорания содержит также картер газотурбинного двигателя, состоящий из наружного кольцевого кожуха 204, сцентрированного на продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя и из внутреннего кольцевого кожуха 206, коаксиально закрепленного внутри наружного кожуха. Кольцевое пространство 208, образованное между этими двумя кожухами 204, 206, получает сжатый воздух, поступающий из секции 100 сжатия газотурбинного двигателя.

Турбинная секция 300 газотурбинного двигателя состоит из нескольких ступеней подвижных колес 302, каждое из которых содержит лопатки 304 (на фиг.1 показана только первая ступень турбинной секции). Лопатки 304 этих ступеней расположены в кольцевом канале 306, через который проходят газы, поступающие из секции 200 сгорания.

На входе первой ступени 302 турбинной секции 300 газы, поступающие из секции сгорания, должны иметь наклон относительно продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя, который является достаточным для приведения во вращение различных ступеней турбинной секции.

Для этого непосредственно на выходе камеры 202 сгорания и на входе первой ступени 302 турбинной секции 300 установлен направляющий аппарат 308. Этот направляющий аппарат 308 состоит из множества неподвижных радиальных лопаток 310, наклон которых относительно продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя позволяет придать выходящим из секции 200 сгорания газам наклон, необходимый для приведения во вращение различных ступеней турбинной секции.

В классических газотурбинных двигателях распределение воздуха, последовательно проходящего через секцию 300 сжатия, секцию 200 сгорания и турбинную секцию 300, происходит следующим образом. Сжатый воздух, выходящий из последней ступени 102 секции 100 сжатия, имеет естественное вращательное движение с наклоном порядка 35-45° относительно продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя. За счет спрямляющего аппарата 210 секции 200 сгорания этот угол приводится к 0°. Наконец, на уровне входа турбинной секции 300 неподвижные лопатки 310 направляющего аппарата 308 этой секции меняют направление газообразных продуктов сгорания, придавая им вращательное движение с наклоном относительно продольной оси Х-Х, превышающим 70°.

Согласно изобретению, предусмотрена новая конструкция камеры 202 сгорания, которая может питаться воздухом, совершающим движение вращения вокруг продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя. Благодаря такой конструкции, можно сохранять естественный наклон сжатого воздуха, поступающего из последней ступени секции сжатия, не выпрямляя его вдоль продольной оси Х-Х. Точно так же нет необходимости в таком большом наклоне неподвижных лопаток 310 направляющего аппарата 308 турбинной секции 300 для обеспечения угла атаки, необходимого для механической силы приведения во вращение подвижного колеса 302 первой ступени турбинной секции.

Для этого камера 202 сгорания в соответствии с настоящим изобретением содержит внутреннюю кольцевую стенку 212, сцентрированную по продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя, и наружную кольцевую стенку 214, также сцентрированную по продольной оси Х-Х и охватывающую внутреннюю стенку, таким образом, чтобы ограничить совместно с ней кольцевое пространство 216, образующее жаровую трубу.

Камера 202 сгорания в соответствии с настоящим изобретением дополнительно содержит отверстие 218 впуска воздуха, которое выходит в жаровую трубу 216 на ее переднем конце по существу в продольном направлении. Сечение этого отверстия впуска воздуха выполнено с возможностью обеспечения работы жаровой трубы.

В частности, как показано на фиг.1, камера сгорания не содержит стенки (называемой дном камеры), соединяющей в поперечном направлении передние продольные концы внутренней и наружной стенок, и это отверстие 218 впуска воздуха образовано между передними концами внутренней 212 и наружной 214 стенок камеры сгорания.

Камера 202 сгорания в соответствии с настоящим изобретением содержит также множество систем 220 впрыска топлива, распределенных на наружной стенке 214 вокруг продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя и выходящих в жаровую трубу 216 по существу в радиальном направлении.

Как показано на фиг.2 и 3, системы 220 впрыска топлива содержат пилотные форсунки 220а, чередующиеся в окружном направлении с форсунками 220b полного газа, при этом форсунки полного газа предпочтительно смещены в осевом направлении назад относительно пилотных форсунок.

Классически пилотные форсунки 220а обеспечивают запуск и этапы малого газа газотурбинного двигателя, а форсунки 220b полного газа начинают работать на этапах взлета, набора высоты и полета на крейсерской скорости. Как правило, пилотные форсунки питаются топливом постоянно, тогда как питание взлетных форсунок начинается только после достижения определенного режима.

Согласно предпочтительному отличительному признаку настоящего изобретения, системы 220 впрыска топлива не содержат связанных с ними воздушных систем, таких как завихрители воздуха, которые, как известно, позволяют создавать вращающийся воздушный поток внутри жаровой трубы с целью стабилизации пламени горения.

Таким образом, пилотные форсунки и форсунки полного газа камеры сгорания отличаются простой конструкцией и надежной работой, так как их функция сводится к более простой задаче, а именно к впрыску топлива. Кроме того, пилотные форсунки 220а являются форсунками того же типа, что и форсунки 220b полного газа.

Согласно изобретению, наружная стенка 214 камеры сгорания содержит множество пилотных полостей 222, равномерно распределенных вокруг продольной оси Х-Х.

Как показано на фиг.2, каждая пилотная полость 222 проходит, с одной стороны, продольно между двумя продольными (передним и задним) концами наружной стенки 214 и, с другой стороны, радиально наружу этой стенки. Иначе говоря, наружная стенка 214 выполнена профилированной с множеством полостей 222, выступающих наружу стенки.

В частности, пилотные полости 222 ограничены, каждая, в окружном направлении двумя перегородками 224, каждая из которых выступает радиально наружу относительно наружной стенки 214. Как показано на фиг.2 и 5, одна из этих перегородок содержит множество отверстий 226 нагнетания воздуха, которые позволяют нагнетать наружный воздух по отношению к камере сгорания в пилотную полость в окружном направлении.

Необходимо отметить, что окружное нагнетание воздуха происходит в одном и том же направлении вращения (по часовой стрелке в примере выполнения, показанном на фиг.2 и 3) для всех пилотных полостей 222 камеры сгорания. Кроме того, направление вращения для окружного нагнетания воздуха в пилотные полости является направлением сжатого воздуха, поступающего из секции сжатия газотурбинного двигателя.

Пилотные полости 222 питаются топливом через пилотные форсунки 220а, каждая из которых выходит в радиальном направлении в одну из этих полостей. Что касается форсунок 220b полного газа, то каждая из них выходит в радиальном направлении в жаровую трубу между двумя смежными пилотными полостями.

Предпочтительно каждая пилотная полость 222 закрыта на своем переднем конце радиальной перегородкой 228 и открыта на своем заднем конце (см., в частности, фиг.2 и 5). Таким образом, воздух, проникающий в жаровую трубу 216 через отверстие 218 впуска воздуха, не возмущает воздушный поток, входящий в пилотные полости 222 через отверстия 226 нагнетания воздуха.

Камера сгорания работает следующим образом: сжатый воздух, поступающий из секции 100 сжатия и вращающийся вокруг продольной оси Х-Х, проникает в секцию 200 сгорания. Этот воздух распределяется на два потока: «внутренний» поток и «внешний» поток. Внешний поток огибает камеру 202 сгорания и питает пилотные полости 222 после охлаждения наружной стенки 214 камеры сгорания и наружного картера 204 секции сгорания. Этот внешний воздух нагнетается в эти пилотные полости через отверстия 226 нагнетания воздуха по направлению вращения воздуха на его входе в секцию сгорания. В этих пилотных полостях воздух смешивается и сгорает с топливом, впрыскиваемым пилотными форсунками 220а. Что касается внутреннего потока, который является основным потоком, то он проникает в жаровую трубу 216 через отверстие 218 впуска воздуха, затем смешивается и сгорает с топливом, впрыскиваемым форсунками 220b полного газа. Стабилизация пламени горения достигается за счет «карбюрации» пилотных полостей.

Далее следует описание вариантов выполнения камеры сгорания в соответствии с настоящим изобретением.

В примере выполнения, показанном на фиг.2 и 3, продольная перегородка 224 каждой пилотной полости 222, не содержащая отверстий нагнетания воздуха, имеет в поперечном разрезе по существу криволинейное сечение (в отличие от другой стенки, которая по существу является плоской). Кривизна этих стенок обеспечивает сопровождение движения вращения воздуха, нагнетаемого в пилотные полости через отверстия 226 нагнетания воздуха.

В варианте выполнения, показанном на фиг.6, наоборот, две продольные перегородки 224, ограничивающие в окружном направлении каждую пилотную полость 222, являются по существу плоскими и выполнены, каждая, в радиальном направлении.

Как правило, число и геометрические размеры пилотных полостей 222 камеры сгорания могут меняться в зависимости от потребностей. Это же относится и к числу, размерам и расположению отверстий 226 нагнетания воздуха в этих полостях.

Как показано на фиг.1, камера 202 сгорания может также содержать внутренний кольцевой обтекатель 230, который установлен на внутренней стенке 212 в ее переднем продолжении, и наружный кольцевой обтекатель 232, который установлен на наружной стенке 214 в ее переднем продолжении. Наличие этих обтекателей 230, 232 позволяет регулировать расход воздуха, поступающего в камеру 202 сгорания, и воздуха, огибающего эту камеру.

Наконец, наружная стенка 214 камеры сгорания может содержать на своем заднем конце кольцевой фланец 234, выполненный радиально наружу стенки, причем этот фланец оборудован множеством отверстий 236, равномерно распределенных вокруг продольной оси Х-Х и предназначенных для подачи охлаждающего воздуха в турбинную секцию 300.

1. Камера (202) сгорания газотурбинного двигателя, содержащая:
- внутреннюю кольцевую стенку (212) с продольной осью (Х-Х),
- наружную кольцевую стенку (214), сцентрированную по продольной оси и охватывающую внутреннюю стенку таким образом, чтобы ограничить совместное с ней кольцевое пространство (216), образующее жаровую трубу, и
- множество систем (220) впрыска топлива, содержащих пилотные форсунки (220а), чередующиеся в окружном направлении с форсунками (220b) полного газа,
отличающаяся тем, что дополнительно содержит, по меньшей мере, одно отверстие впуска воздуха (218), выходящее в жаровую трубу на ее переднем конце и, по существу, в продольном направлении;
тем, что наружная стенка (214) содержит множество пилотных полостей (222), равномерно распределенных вокруг продольной оси, при этом каждая пилотная полость проходит в продольном направлении между двумя продольными концами наружной стенки и в радиальном направлении наружу этой стенки, при этом пилотные полости питаются воздухом, наружным по отношению к камере сгорания, в одном и том же, по существу, окружном направлении; и
тем, что каждая пилотная форсунка (220а) выходит в радиальном направлении в пилотную полость (222), а каждая форсунка (220b) полного газа выходит в радиальном направлении между двумя смежными пилотными полостями.

2. Камера сгорания по п.1, в которой каждая пилотная полость (222) закрыта на своем переднем конце и открыта на своем заднем конце.

3. Камера сгорания по одному из пп.1 и 2, в которой каждая пилотная полость (222) ограничена в окружном направлении двумя, по существу, радиальными перегородками (224), при этом одна из этих перегородок содержит множество отверстий (226) нагнетания воздуха, открывающихся наружу камеры сгорания и выходящих в указанную пилотную полость.

4. Камера сгорания по п.3, в которой другая перегородка каждой пилотной полости (222) в поперечном разрезе имеет, по существу, криволинейное сечение.

5. Камера сгорания по п.1, в которой форсунки (220b) полного газа смещены в осевом направлении назад относительно пилотных форсунок (220а).

6. Камера сгорания по п.1, которая дополнительно содержит внутренний кольцевой обтекатель (230), установленный на внутренней стенке (212) в ее переднем продолжении, и наружный кольцевой обтекатель (232), установленный на наружной стенке (214) в ее переднем продолжении.

7. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит камеру (202) сгорания по любому из пп.1-6.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано для пламенного непрерывного сжигания подготовленных топливовоздушных смесей (ТВС) газообразных топлив в камерах сгорания газотурбинных двигателей (ГТД), газотурбинных установок (ГТУ), печах, котлах и других типах энергоустановок.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано в камерах сгорания авиационных ГТД и наземных установок. .

Изобретение относится к газотурбинным двигателям (ГТД) и может быть использовано в основных и межтурбинных камерах сгорания авиационных ГТД и наземных ГТУ. .

Изобретение относится к устройствам подогрева воздуха, подаваемого на вход авиационного газотурбинного двигателя, установленного на испытательном стенде для имитации условий работы двигателя в полете.

Камера сгорания газотурбинного двигателя выполнена кольцевой и содержит внешнюю стенку, внутреннюю стенку, стенку, связывающую обе стенки и образующую днище камеры, и, по меньшей мере, два дефлектора, вставленные в днище камеры. Каждый дефлектор содержит часть стенки, параллельную днищу камеры с отверстием для прохода инжектора камеры сгорания, два продольных ребра и два поперечных ребра. По меньшей мере, одно из продольных ребер первого дефлектора содержит стыковую планку, образующую посадочное место вдоль упомянутого ребра, в которое вставлены соответствующий продольный выступ или ребро второго примыкающего дефлектора для уплотнения соединения между двумя ребрами и обеспечения возможности их взаимного скольжения при объемном расширении стенки днища камеры сгорания. Изобретение направлено на обеспечение оптимальной работы камеры сгорания на различных режимах работы двигателя. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

Газотурбинный двигатель содержит кольцевую камеру сгорания, содержащую образованные вращением стенки, соответственно радиально внутреннюю и радиально наружную по отношению к оси газотурбинного двигателя, соединенные на своих входных концах кольцевым дном камеры, оборудованным средствами впрыска топлива. Газотурбинный двигатель содержит средства подвески входного конца камеры сгорания к наружному картеру. Средства подвески содержат, по меньшей мере, одну тягу, шарнирно соединенную своими концами со стенкой камеры сгорания и с наружным картером. Каждый конец тяги шарнирно устанавливают вокруг поперечной оси на цилиндрическом стержне, установленном в отверстиях проушины наружной стенки камеры или картера соответственно. Выходной конец камеры сгорания соединен с внутренним или наружным картером гибкими соединениями или опорами. Изобретение направлено на повышение эффективности и экономичности работы двигателя. 12 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к энергетике. Корпус камеры сгорания, образованный внешним кожухом камеры сгорания с внутренней полостью и внутренним кожухом камеры сгорания с внутренней полостью, причем внешний кожух камеры сгорания и внутренний кожух камеры сгорания содержат каждый по одному открытому к торцевой стороне, сплошному, проходящему по окружности пазу, обращенному в сторону внутренней полости кожуха, причем в пазах предусмотрена установка сменной прокладки из двух частей, причем указанная прокладка соединена с внешним кожухом камеры сгорания и внутренним кожухом камеры сгорания с возможностью разъединения. Также представлена газовая турбина, содержащая корпус согласно настоящему изобретению. Изобретение позволяет упростить демонтаж прокладки, а также исключить износ мест стыка между кольцами из уголкового материала и внешним или внутренним кожухами камеры сгорания. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх