Система сжигания топлива газотурбинного двигателя



Система сжигания топлива газотурбинного двигателя
Система сжигания топлива газотурбинного двигателя
Система сжигания топлива газотурбинного двигателя
Система сжигания топлива газотурбинного двигателя
Система сжигания топлива газотурбинного двигателя
Система сжигания топлива газотурбинного двигателя
Система сжигания топлива газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2507451:

СИМЕНС АКЦИЕНГЕЗЕЛЛЬШАФТ (DE)

Система сжигания топлива газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере один резонатор, расположенный на стенке системы сжигания топлива, ограничивающей канал течения потока горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания. Объем резонатора ограничен стенками, одна из которых примыкает к стенке системы сжигания топлива или образована этой стенкой. Резонатор имеет узкое соединительное отверстие в виде узкой соединительной щели, открытое в направлении канала течения потока, и по меньшей мере одно отверстие для подачи охлаждающей текучей среды, открытое в направлении источника охлаждающей текучей среды. На пути течения потока расположено только одно отверстие резонатора в виде одной узкой соединительной щели. Изобретение направлено на создание эффективной системы сжигания топлива для газотурбинного двигателя, содержащей резонатор, который позволяет продувать узкое отверстие охлаждающим воздухом. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Изобретение относится к системе сжигания топлива газотурбинного двигателя, в частности, к системе сжигания топлива газотурбинного двигателя, содержащей резонатор. Кроме того, изобретение относится к газотурбинному двигателю.

В системах сжигания топлива газотурбинного двигателя, использующих метод сжигания бедной предварительно приготовленной смеси, существует тенденция генерирования самовозбуждающихся акустических колебаний. Причина этого явления заключается в изменении давления в системе сжигания топлива в зависимости от тепловыделения, возникающего при сгорании топлива. При определенных условиях могут генерироваться колебания давления, которые могут привести к акустическому шуму в камере сгорания. При определенных частотах может происходить усиление таких колебаний давления, приводящее к очень высоким уровням акустического давления в камере сгорания, что вынуждает прекращать работу двигателя во избежание разрушения конструкции камеры сгорания.

Резонаторы являются известными средствами дополнительного демпфирования (гашения) и рассогласования колебаний давления при частотах, которые могут возбуждаться в системах сжигания топлива газотурбинных двигателей. В частности, в камерах сгорания современных газотурбинных двигателей часто используют резонаторы, предотвращающие развитие высоких частот.

Из патентного документа US 6530221 B1 известна система сжигания топлива, содержащая резонаторы. Описанные в указанном документе резонаторы содержат большое количество отверстий для подачи охлаждающего воздуха и ряд узких соединительных отверстий, соединяющих объем резонатора с пространством камеры сгорания системы сжигания топлива, где необходимо демпфировать акустические колебания. Чтобы предотвратить поступление в указанные узкие соединительные отверстия газообразных продуктов сгорания, эти отверстия продувают охлаждающим воздухом. Однако резонаторы, для которых необходим охлаждающий воздух, могут создавать препятствие для формирования теплозащитного покрытия на внутренней футеровке камеры сгорания, там, где они установлены. Таким образом, резонаторы могут уменьшить срок службы внутренней футеровки камеры сгорания вследствие локального перегрева, если камера сгорания не может быть надлежащим образом обеспечена охлаждающим воздухом или теплозащитным покрытием. Кроме того, указанный ряд узких соединительных отверстий трудно маскировать перед последующим нанесением теплозащитного покрытия. При небольшом диаметре указанных соединительных отверстий маскирование должно производиться тщательно, поскольку частота, при которой резонаторы являются наиболее эффективными, в значительной степени зависит от фактической глубины соединительных отверстий, зависящей от толщины теплозащитного покрытия. Если толщина нанесенного экранирующего покрытия превышает установленный допуск, то это может препятствовать формированию теплозащитного покрытия. В этом случае может произойти перегрев внутренней футеровки камеры сгорания, поскольку созданное давление охлаждающего воздуха может быть по существу достаточно высоким для продувки узких соединительных отверстий, но при этом массовый расход может быть недостаточным для обеспечения достаточного охлаждения конструкции.

Таким образом, задача настоящего изобретения заключается в создании эффективной системы сжигания топлива для газотурбинного двигателя, содержащей резонатор, который позволяет продувать узкое отверстие охлаждающим воздухом. Другая задача настоящего изобретения заключается в создании эффективного газотурбинного двигателя.

Первая поставленная задача решается в системе сжигания топлива газотурбинного двигателя, характеризующейся совокупностью признаков пункта 1 представленной формулы изобретения, а вторая задача решается в газотурбинном двигателе, характеризующемся совокупностью признаков пункта 11. Признаки, характеризующие предпочтительные варианты осуществления изобретения, приведены в зависимых пунктах формулы.

Система сжигания топлива газотурбинного двигателя согласно настоящему изобретению содержит по меньшей мере один резонатор, расположенный на стенке системы сжигания топлива, ограничивающей канал течения потока горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания, объем которого ограничен стенками резонатора. Одна из стенок резонатора прилегает к стенке системы сжигания топлива или образована стенкой системы сжигания топлива, называемой в дальнейшем стенкой системы сжигания топлива. Резонатор имеет узкое соединительное отверстие, открытое в направлении канала течения потока, и по меньшей мере одно отверстие для подачи охлаждающей текучей среды, открытое в направлении источника охлаждающей текучей среды. Указанное узкое соединительное отверстие выполнено в виде узкой соединительной щели.

В соответствии с изобретением большое количество узких отверстий резонатора, используемых в известных решениях, заменено одной щелью. Площадь проходного сечения узкой соединительной щели выбирают в зависимости от демпфируемой частоты, объема резонатора и глубины узкой соединительной щели резонатора, которая определяется толщиной стенки системы сжигания топлива, толщиной подходящего с точки зрения акустики теплозащитного покрытия и толщиной стенки резонатора (если она имеется), прилегающей к стенке системы сжигания топлива, а также эффектами акустического излучения на входе и выходе указанной узкой соединительной щели. При нанесении покрытия на внутреннюю поверхность стенки системы сжигания топлива узкая соединительная щель легко может быть снабжена маскировочным покрытием в отличие от случая использования ряда относительно небольших отверстий. Таким образом, стенка системы сжигания топлива может быть легче по сравнению с существующими аналогами и защищена теплозащитными покрытиями в тех местах, где размещены резонаторы. Поверхности, которые не могут быть покрыты теплозащитным покрытием из-за маскировочного покрытия, могут эффективно охлаждаться охлаждающей текучей средой, используемой для продувки щели, поскольку участки, не защищенные теплозащитным покрытием из-за нанесения маскировочного покрытия, находятся в непосредственной близости от указанной соединительной щели.

Преимущества, достигаемые в настоящем изобретении, реализуются наиболее эффективно в том случае, если в каждом резонаторе имеется только одна узкая соединительная щель, т.е. указанная узкая соединительная щель резонатора является единственным отверстием в соответствующем резонаторе на пути течения потока горячих газообразных продуктов сгорания.

В дополнение к узкому соединительному отверстию по меньшей мере одно отверстие для подачи охлаждающей текучей среды может быть выполнено в виде щели, называемой в дальнейшем также щелью для подачи охлаждающей текучей среды. Подобно узкой щели, являющейся единственным отверстием резонатора на пути течения потока, щель для подачи может быть единственным отверстием резонатора для подачи охлаждающей текучей среды.

Независимо от выполнения по меньшей мере одного отверстия для подачи охлаждающей текучей среды, это отверстие предпочтительно расположено в той стенке резонатора, которая находится напротив стенки резонатора, в которой имеется узкая соединительная щель. В частности, по меньшей мере одно отверстие для подачи охлаждающей текучей среды может быть расположено напротив узкой соединительной щели, в частности, за счет выполнения одной щели для подачи охлаждающей текучей среды в качестве отверстия для подачи охлаждающей текучей среды, которая расположена напротив узкой соединительной щели, или за счет наличия ряда отверстий для подачи охлаждающей текучей среды в качестве отверстий для подачи охлаждающей текучей среды, которые расположены по линии напротив узкой щели. Таким образом, в соответствии с вышеописанным осуществлением настоящего изобретения большое количество отверстий для подачи охлаждающей текучей среды, используемых в решениях, известных из уровня техники, заменено на небольшое количество отверстий или на единственную щель, эффективно обеспечивающих подачу продувочного воздуха к узкой соединительной щели для того, чтобы избежать поступления внутрь резонатора (через эту щель) горячего газа.

В соответствии с еще одним вариантом выполнения системы сжигания топлива газотурбинного двигателя резонатор содержит по меньшей мере одну боковую стенку, а узкая соединительная щель расположена вблизи указанной боковой стенки и проходит вдоль нее. Таким же образом могут быть расположены щель для подачи охлаждающей текучей среды или отверстия для подачи охлаждающей текучей среды, расположенные вдоль одной линии. Следует отметить, что резонатор имеет одну боковую стенку, если его форма является цилиндрической, две боковые стенки, если его форма является кольцеобразной, и три или большее количество боковых стенок, если его форма является многогранником. В соответствии с указанной геометрией щель или линия из отверстий могут быть прямолинейными щелью или линией из отверстий, прерывистыми щелью или линией из отверстий или дугообразными щелью или линией из отверстий.

Если резонатор содержит по меньшей мере две боковые стенки, например, четыре боковые стенки, за счет чего он имеет форму параллелепипеда, узкая соединительная щель может быть расположена вблизи первой одной из боковых стенок и проходит вдоль нее, и по меньшей мере одно отверстие для подачи охлаждающей текучей среды может быть расположено вблизи второй боковой стенки и проходить вдоль нее. Вторая боковая стенка может быть, в частности, расположена напротив первой боковой стенки. При таком взаимном расположении стенок необходимо, чтобы охлаждающая текучая среда протекала вдоль стенки резонатора, имеющей узкую соединительную щель, к которой протекает горячий газ для того, чтобы эта стенка охлаждалась охлаждающей текучей средой перед продувкой узкой соединительной щели.

В системе сжигания топлива согласно изобретению стенка системы сжигания топлива может, в частности, иметь внутреннюю горячую поверхность, которая соприкасается с потоком горячих газообразных продуктов сгорания и снабжена теплозащитным покрытием. За счет наличия теплозащитного покрытия можно избежать перегрева стенки системы сжигания топлива, в особенности, когда охлаждающий воздух в объеме резонатора протекает вдоль указанной стенки системы сжигания топлива перед осуществлением продувки узкой соединительной щели.

Газотурбинный двигатель согласно изобретению содержит описанную выше систему сжигания топлива согласно изобретению. В таком газотурбинном двигателе возбуждение акустических колебаний может быть подавлено без уменьшения срока службы стенки системы сжигания топлива в тех местах, где находятся резонаторы.

Другие особенности, характеристики и преимущества настоящего изобретения будут понятны из дальнейшего описания вариантов его осуществления со ссылками на чертежи.

На фиг.1 схематично и упрощенно показан газотурбинный двигатель, вид в разрезе;

на фиг.2 - схематическое изображение участка системы сжигания топлива газотурбинного двигателя согласно первому варианту осуществления изобретения;

на фиг.3 - резонатор согласно первому варианту осуществления изобретения, вид в поперечном разрезе;.

на фиг.4 - то же, но в альтернативном выполнении;

на фиг.5 - схематическое изображение участка системы сжигания топлива газотурбинного двигателя согласно второму варианту осуществления изобретения, вид в перспективе.

На фиг.6 - то же, но в альтернативном выполнении;

На фиг.7 - схематическое изображение участка системы сжигания топлива газотурбинного двигателя согласно третьему варианту осуществления изобретения, вид в перспективе.

Как показано на фиг.1, газотурбинный двигатель 1 содержит секцию 3 компрессора, секцию 5 камеры сгорания и секцию 7 турбины. Через все указанные секции проходит ротор 9, на котором в секции 3 компрессора расположены венцы рабочих лопаток 11 компрессора, а в секции 7 турбины расположены венцы рабочих лопаток 13 турбины. Между соседними венцами рабочих лопаток 11 компрессора и между соседними венцами рабочих лопаток 13 турбины размещены венцы направляющих лопаток 15 компрессора и направляющих лопаток 17 турбины, соответственно, проходящие от корпуса 19 газотурбинного двигателя 1 радиально внутрь в направлении ротора 9.

Между секцией 3 компрессора и секцией 7 турбины расположена секция 5 камеры сгорания. Она содержит систему сжигания топлива с по меньшей мере одной камерой 8 сгорания, к которой присоединены одна или несколько форсунок 6. В по меньшей мере одну форсунку 6 поступает газообразное или жидкое топливо из системы топливоподачи. Кроме того, указанная по меньшей мере одна форсунка 6 сообщается по текучей среде с секцией 3 компрессора для поступления к форсунке сжатого в компрессоре воздуха. Камера 8 сгорания сообщается по текучей среде с секцией 7 турбины для подачи горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания, полученных в результате сжигания топливовоздушной смеси в камере 8 сгорания, к рабочим лопаткам 13 турбины.

При работе газотурбинного двигателя 1 происходит забор воздуха через впускной воздушный патрубок 21 секции 3 компрессора. В компрессоре воздух сжимают и направляют в секцию 5 камеры сгорания с помощью вращающихся рабочих лопаток 11 компрессора. В секции 5 камеры сгорания происходит перемешивание воздуха с газообразным или жидким топливом, и полученную смесь сжигают в по меньшей мере одной камере 8 сгорания. Горячие и находящиеся под давлением газообразные продукты сгорания, полученные в результате сжигания топливовоздушной смеси, направляются в секцию 7 турбины. При прохождении через секцию 7 турбины горячий и находящийся под давлением газ, расширяясь и охлаждаясь, передает кинетическую энергию рабочим лопаткам 13 турбины, сообщая тем самым вращательное движение ротору 9, который приводит во вращение компрессор, и потребителю энергии, например, генератору для выработки электрической энергии или промышленной машине. Венцы направляющих лопаток 17 турбины выполняют функцию соплового аппарата, направляющего горячие и находящиеся под давлением газообразные продукты сгорания таким образом, чтобы оптимизировать передачу кинетической энергии рабочим лопаткам 13 турбины. Затем, расширенные и охлажденные газообразные продукты сгорания покидают секцию 7 -турбины через выпускной патрубок 23.

Первый вариант выполнения системы сжигания топлива газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением представлен на фиг.2 и фиг.3. На фиг.2 схематически показан участок стенки или внутренней футеровки 25 камеры сгорания, на которой расположен резонатор, а на фиг.3 в поперечном разрезе показаны резонатор 27 и стенка или внутренняя футеровка 25 камеры сгорания. Несмотря на то, что в описании здесь и далее для всех вариантов осуществления изобретения упоминается «стенка камеры сгорания» 25, термин «стенка камеры сгорания» будет также включать в себя понятие «внутренняя футеровка камеры сгорания».

В рассматриваемом варианте осуществления изобретения стенка системы сжигания топлива, являющаяся стенкой 25 камеры сгорания, ограничивает канал течения горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания. Поток горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания показан стрелкой 29. Резонатор 27 прилегает к стенке 25 камеры сгорания таким образом, что стенка 25 камеры сгорания и противолежащая стенка 33 резонатора, вместе с боковыми стенками 35 резонатора, расположенными между указанными стенкой 25 камеры сгорания и противолежащей стенкой 33 резонатора, ограничивают объем 31 резонатора.

В стенке 25 камеры сгорания выполнена щель 37, соединяющая объем 31 резонатора с каналом течения потока горячих и сжатых газообразных продуктов сгорания 29. Щель 37, расположенная вблизи боковой стенки 35 резонатора 27 и представляющая собой узкое соединительное отверстие резонатора, открыта в направлении канала течения потока горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания. Глубина узкой соединительной щели 37 определяется суммой толщин стенки 25 камеры сгорания и теплозащитного покрытия 39 нанесенного на внутреннюю поверхность стенки камеры сгорания, т.е. на поверхность стенки камеры сгорания, которая обращена к горячим и сжатым газообразным продуктам сгорания. За счет соответствующего выбора глубины щели резонатора, величины объема резонатора и площади проходного сечения узкой соединительной щели резонатор может быть настроен на определенную демпфируемую частоту.

Для того чтобы нагнетаемый компрессором охлаждающий воздух мог проходить через объем 31 резонатора и узкую соединительную щель 37 в канал течения горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания 27 для продувки узкой соединительной щели 37 в стенке 33 резонатора, которая расположена напротив стенки 25 камеры сгорания, выполнен ряд отверстий 41 для подачи охлаждающего воздуха. Отверстия 41 для подачи охлаждающего воздуха расположены по линии напротив узкой соединительной щели 37 таким образом, чтобы охлаждающий воздух 43, поступающий в объем 31 резонатора через отверстия 41, мог беспрепятственно проходить объем 31 резонатора для продувки узкой щели 37, как это показано стрелками 45. За счет обеспечения эффективной продувки охлаждающим воздухом узкой соединительной щели 37 можно избежать проникновения горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания в объем 31 резонатора.

На фиг.4 показано альтернативное выполнение первого варианта осуществления настоящего изобретения, в котором вместо ряда из отверстий 41 в стенке 33 резонатора может быть выполнена щель 47 для подачи охлаждающего воздуха. Дополнительно в данном выполнении с щелью 47 в качестве отверстия для подачи охлаждающей текучей среды, выполненной вместо отверстий 41, резонатор 27 имеет также дополнительную стенку 49, которая прилегает к стенке 25 камеры сгорания, т.е. находится напротив стенки 33 резонатора, в которой выполнена щель 47 для подачи охлаждающего воздуха. Таким образом, узкая соединительная щель 37 проходит не только через стенку 25 камеры сгорания и теплозащитное покрытие 39, но также и через дополнительную стенку 49 резонатора, которая увеличивает глубину узкой соединительной щели 37.

На фиг.5 второй вариант выполнения системы сжигания топлива газотурбинного двигателя согласно изобретению. Конструктивные элементы во втором варианте, идентичные элементам первого варианта, обозначены на фигуре такими же ссылочными номерами позиции, что и в первом варианте, и для них не будут вновь даны соответствующие пояснения.

Отличие второго варианта от первого заключается в ориентации узкой соединительной щели 137 и линии из отверстий 141 для подачи охлаждающего воздуха по отношению к направлению течения потока горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания 29. В то время как узкая соединительная щель 37 и линия из отверстий 41 для подачи охлаждающего воздуха в первом варианте ориентированы параллельно направлению потока горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания, согласно второму варианту направление узкой соединительной щели 137 и линии из отверстий 141 для подачи охлаждающего воздуха перпендикулярно направлению течения горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания 29. Как и в первом варианте, узкая соединительная щель 137 и отверстия 141 находятся напротив друг друга и расположены вблизи боковой стенки 35 резонатора.

Альтернативное выполнение второго варианта осуществления изобретения показано на фиг.6. В данном случае вместо отверстий 141 для подачи охлаждающего воздуха выполнена щель 147 для подачи охлаждающего воздуха, которая находится на напротив узкой соединительной щели 137.

Третий вариант системы сжигания топлива газотурбинного двигателя согласно изобретению показан на фиг.7. Конструктивные элементы в третьем варианте, идентичные элементам первого и второго вариантов, обозначены на фигуре такими же ссылочными номерами позиции, что и в первом и втором вариантах, и для них не будут вновь даны соответствующие пояснения.

Третий вариант отличается от второго варианта, представленного на фиг.6, тем, что щель 247 для подачи охлаждающей текучей среды, которая, имеет одинаковую ориентацию с узкой соединительной щелью 137, не находится напротив узкой соединительной щели 137. В этом случае щель 247 для подачи охлаждающего воздуха расположена вблизи второй боковой стенки 35', противоположной стенке 35, вблизи которой расположена узкая соединительная щель 137. Таким образом, охлаждающий воздух 43, который поступает в объем резонатора 31 через щель 147, протекает через объем резонатора вдоль стенки 25 камеры сгорания к узкой соединительной щели 137. При протекании вдоль стенки 25 камеры сгорания охлаждающий воздух может воспринимать теплоту и, следовательно, охлаждать стенку 25 камеры сгорания перед проведением продувки узкой соединительной щели 137.

Следует отметить, что во всех вариантах осуществления изобретения стенка резонатора, лежащая напротив стенки 33 резонатора, в которой имеется отверстие или щель для подачи охлаждающей текучей среды, может быть образована или стенкой 25 камеры сгорания, как показано на фиг.3, или собственной стенкой 49 резонатора, как это показано на фиг.4.

Настоящее изобретение, раскрытое выше с помощью описанных вариантов его осуществления, улучшает систему сжигания топлива газотурбинного двигателя, содержащую резонаторы, за счет того, что перед покрытием стенки на узкую соединительную щель легче нанести маскировочное покрытие, чем на ряд небольших узких соединительных отверстий. Таким образом, покрытие может легко защитить материал внутренней футеровки или материал стенки от перегрева на том участке, где установлены резонаторы. Охлаждающий воздух может быть направлен к узкой соединительной щели, что приводит к эффективной продувке указанной щели воздухом и эффективному охлаждению остального материала внутренней футеровки или материала стенки, который может быть не покрыт теплозащитным слоем из-за использования маскировочного покрытия.

1. Система сжигания топлива газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере один резонатор (27), расположенный на стенке (25) системы сжигания топлива, ограничивающей канал течения потока горячих и находящихся под давлением газообразных продуктов сгорания (29), причем объем (31) резонатора ограничен стенками (25, 33, 35, 49), одна из которых (25, 49) примыкает к стенке (25) системы сжигания топлива или образована этой стенкой, при этом резонатор (27) имеет узкое соединительное отверстие в виде узкой соединительной щели (37, 137), открытое в направлении канала течения потока, и по меньшей мере одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подачи охлаждающей текучей среды, открытое в направлении источника охлаждающей текучей среды, отличающаяся тем, что на пути течения потока расположено только одно отверстие резонатора (27) в виде одной узкой соединительной щели (37, 137).

2. Система сжигания топлива по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно отверстие для подачи охлаждающей текучей среды выполнено в виде щели (47, 147, 247).

3. Система сжигания топлива по п.2, отличающаяся тем, что единственным отверстием резонатора для подачи охлаждающей текучей среды является только одна щель (47, 147, 247).

4. Система сжигания топлива по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подачи охлаждающей текучей среды выполнено в стенке (33) резонатора, расположенной напротив стенки (25, 49) резонатора, в которой выполнена узкая соединительная щель (37, 137).

5. Система сжигания топлива по п.4, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подачи охлаждающей текучей среды расположено напротив узкой соединительной щели (37, 137).

6. Система сжигания топлива по п.4, отличающаяся тем, что в стенке (33) резонатора, противоположной стенке резонатора, которая имеет узкую соединительную щель (37, 137), выполнен, по меньшей мере, ряд отверстий (41, 141) для подачи охлаждающей текучей среды, которые расположены по линии напротив узкой щели (37, 137).

7. Система сжигания топлива по любому из пп.1-3, 5, 6, отличающаяся тем, что резонатор (27) имеет, по меньшей мере, одну боковую стенку (35), при этом узкая соединительная щель (37, 137) расположена вблизи этой стенки (35) и проходит вдоль нее.

8. Система сжигания топлива по п.4, отличающаяся тем, что резонатор (27) имеет, по меньшей мере, одну боковую стенку (35), при этом узкая соединительная щель (37, 137) расположена вблизи этой стенки (35) и проходит вдоль нее.

9. Система сжигания топлива по п.7, отличающаяся тем, что резонатор (27) имеет, по меньшей мере, две боковые стенки (35), при этом узкая соединительная щель (37, 137) расположена вблизи первой боковой стенки (35) и проходит вдоль нее, а, по меньшей мере, одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подвода охлаждающей текучей среды расположено вблизи второй боковой стенки (35') и проходит вдоль нее.

10. Система сжигания топлива по п.8, отличающаяся тем, что резонатор (27) имеет, по меньшей мере, две боковые стенки (35), при этом узкая соединительная щель (37, 137) расположена вблизи первой боковой стенки (35) и проходит вдоль нее, а, по меньшей мере, одно отверстие (41, 47, 141, 147, 247) для подвода охлаждающей текучей среды расположено вблизи второй боковой стенки (35') и проходит вдоль нее.

11. Система сжигания топлива по п.9, отличающаяся тем, что вторая боковая стенка (35') расположена напротив первой боковой стенки (35).

12. Система сжигания топлива по п.10, отличающаяся тем, что вторая боковая стенка (35') расположена напротив первой боковой стенки (35).

13. Система сжигания топлива по любому из пп.1-3, 5, 6, 8-12, отличающаяся тем, что внутренняя сторона стенки (25) системы сжигания топлива, соприкасающаяся с потоком горячих газообразных продуктов сгорания, снабжена теплозащитным покрытием (39).

14. Система сжигания топлива по п.4, отличающаяся тем, что внутренняя сторона стенки (25) системы сжигания топлива, соприкасающаяся с потоком горячих газообразных продуктов сгорания, снабжена теплозащитным покрытием (39).

15. Система сжигания топлива по п.7, отличающаяся тем, что внутренняя сторона стенки (25) системы сжигания топлива, соприкасающаяся с потоком горячих газообразных продуктов сгорания, снабжена теплозащитным покрытием (39).

16. Газотурбинный двигатель, содержащий систему сжигания топлива по любому из пп.1-10.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к горелке для газотурбинного двигателя. Горелка содержит радиальную центробежную форсунку для создания завихренной топливовоздушной смеси, камеру сгорания, в которой происходит сгорание завихренной топливовоздушной смеси, и предкамеру.

Горелка // 2459146
Изобретение относится к области энергетики. .

Изобретение относится к машинному компоненту с изготовленным из основного материала основным телом, которое снабжено на части своей поверхности бронированием из нанесенного материала с большей по сравнению с основным материалом твердостью.

Изобретение относится к области ракетных или реактивных двигательных установок. .

Изобретение относится к устройствам и способам для получения воздушного потока с заданными параметрами при стендовых испытаниях и может быть использовано для нагрева текучих сред, в частности, в аэродинамических трубах.

Установка содержит газотурбинный двигатель, имеющий компрессор, турбину, камеру сгорания, расположенную за компрессором перед турбиной, систему ввода текучей среды, резонатор с изменяемой геометрией и контроллер, выполненный с возможностью настройки указанного резонатора в соответствии с сигналом обратной связи. Система ввода текучей среды выполнена с возможностью ввода одной или более текучих сред в камеру сгорания. Резонатор с изменяемой геометрией присоединен к системе ввода текучей среды и содержит резонатор Гельмгольца. Изобретение направлено на уменьшение создаваемых камерой сгорания колебаний путем флуктуации давления внутри средств подачи текучей среды. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Устройство с теплозащитным экраном состоит из несущей конструкции и закрепленного на ней теплозащитного экрана с прилегающей к несущей конструкции, огибающей боковой стенкой и с обращенным к несущей конструкции внутренним пространством и кромками паза, образованными основанием паза и боковой стенкой. Боковая стенка, по меньшей мере, на отдельных участках имеет паз. Паз охватывает уплотнение, по меньшей мере, двумя противоположными кромками. Уплотнение установлено в пазу с натяжением таким образом, что при монтаже теплозащитного экрана на несущей конструкции, по меньшей мере, две противоположные кромки загибаются на кромки паза. Это обеспечивает обкат уплотнения но несущей конструкции и обеспечивает ее уплотняющую функцию также при эксплуатации. Другими объектами изобретения являются камера сгорания с несущей конструкцией, содержащая описанное выше устройство, и газовая турбина с такой камерой сгорания. Изобретение позволяет повысить коэффициент полезного действия. 3 н. и 22 з.п. ф-лы, 7 ил.

Резонатор с приспосабливаемой частотой (f) резонатора для поглощения звука, создаваемого газовым потоком газовой турбины (110), при этом резонатор (100) содержит горловинную секцию (102), камеру (101) и деформируемый элемент (103), выполненный с возможностью деформации под действием изменения температуры газовой турбины, при этом деформируемый элемент (103) содержит биметаллический элемент и образует спираль (300). Форма деформируемого элемента (103) предварительно задана с учетом соответствующей температуры газовой турбины. Горловинная секция (102) и камера (101) образуют объем резонатора (100). Горловинная секция (102) образует проход, соединяющий объем с газовой турбиной (110). Деформируемый элемент (103) выполнен с возможностью термической связи с температурой газовой турбины (110) так, что форма деформируемого элемента (103) зависит от соответствующей температуры газовой турбины. Деформируемый элемент (103) установлен в горловинной секции (102) так, что эффективный диаметр (D2,eff) горловинной секции (102) зависит от температуры газовой турбины. Форма спирали (300) зависит от соответствующей температуры газовой турбины для избирательного приспосабливания эффективного диаметра (D2,eff) горловинной секции. Изобретение направлено на создание акустической демпфирующей системы для газовой турбины, которая может быть расположена в зонах с высокой температурой. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 8 ил.

Система (1) элементов теплозащитного экрана, включающая один элемент (3) теплозащитного экрана для расположенного на несущей структуре (30) теплозащитного экрана, и способ ее монтажа. Элемент (3) теплозащитного экрана на каждой из двух проходящих параллельно монтажным пазам (40) противоположных сторонах снабжен, по меньшей мере, одним сквозным отверстием (29) под головку болта. Отверстие практически перпендикулярно проходит через холодную сторону (4) и горячую сторону (2) элемента (3) теплозащитного экрана. Через это отверстие головка (27) соответствующего болта (28) может быть доступна и/или свободно опускаться до несущей структуры (30). Под болтом (28) расположен пружинный элемент (37, 44), который проходит вдоль горячей стороны (4) элемента (3) теплозащитного экрана и параллельного монтажного паза (40) несущей структуры (30). Наружный конец пружинного элемента (37, 44) выполнен в виде зажимного крепежного крючка (36, 46), который предназначен для входа в зацепление в выемку бокового крепежного паза (34) элемента (3) теплозащитного экрана. Упрощается монтаж и демонтаж теплозащитного экрана. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания газовой турбины, у которой предусмотрены вставка для горелки, которая имеет стенку с холодной и горячей сторонами и край, ограничивающий стенку вставки для горелки. Край имеет, по меньшей мере, частично охватывающее, выступающее над холодной стороной крайнее ребро, при этом крайнее ребро имеет отверстия по всему краю. В стенке вставки для горелки выполнено отверстие для вставления в него горелки. Также представлена газовая турбина, содержащая камеру сгорания согласно изобретению. Изобретение позволяет создать эффективную камеру сгорания. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Способ диагностирования склонности камеры сгорания к гудению в рабочем состоянии, включающий следующие этапы: эксплуатацию камеры сгорания в рабочем состоянии; регистрацию термоакустической величины газового объема камеры сгорания и/или величины колебаний конструкции камеры сгорания в рабочем состоянии и определение параметрической величины по термоакустической величине и/или по величине колебаний; определение спектра параметрической величины в рабочем состоянии в виде ее амплитудной характеристики в зависимости от времени; идентификацию первого и второго резонансов параметрической величины с помощью спектра; определение амплитудного значения первого резонанса и амплитудного значения второго резонанса; расчет параметра стабильности в качестве функции амплитудного значения первого резонанса и амплитудного значения второго резонанса; определение нижнего и/или верхнего значения расстояния, на которое параметр стабильности лежит выше нижнего заданного порогового и/или ниже верхнего заданного порогового значения. Пороговые значения выбраны таким образом, что в случае эксплуатации камеры сгорания в рабочем состоянии с еще допустимо высокой склонностью к гудению параметр стабильности в этом рабочем состоянии имеет одно из пороговых значений. Определяют квантификацию склонности к гудению посредством нижнего и/или верхнего значения расстояния. При этом параметрической величиной является звуковое давление в камере сгорания, измеряемое с помощью, по меньшей мере, одного микрофона. Изобретение направлено на создание способа диагностирования, при котором камера сгорания может эксплуатироваться с достаточно низкой склонностью к гудению. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 4 ил.

Элемент теплозащитного экрана камеры сгорания газотурбинного двигателя (14) с боковой стенкой (16), имеющей углубление (4) с ориентированным в направлении несущей конструкции (17) пропускным отверстием (30). В это углубление (4) может устанавливаться крепежный винт (18), который при этом проходит через пропускное отверстие (30) так, что закрепляется элемент теплозащитного экрана вертикально на резьбовом соединении (19), предусмотренном в несущей конструкции. Пропускное отверстие (30) имеет в боковой стенке (16) предохранительное устройство (41, 44), образующееся посредством боковой стенки (16). Посредством предохранительного устройства (41, 44) при монтаже предотвращается выпадение крепежного винта (18) сбоку из пропускного отверстия (30). Достигается упрощение монтажа теплозащитного экрана. 3 з.п. ф-лы, 4 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