Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха



Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха
Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха
Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха
Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха
Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха
Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха
Стенка камеры сгорания турбомашины с единым кольцевым рядом отверстий для входа первичного и смесительного воздуха

 


Владельцы патента RU 2511778:

СНЕКМА (FR)

Кольцевая камера (10) сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержит коаксиальные стенки (14, 16) в виде тел вращения, расположенные одна в другой, с отверстиями (66) для входа первичного воздуха и отверстиями (66) для входа смесительного воздуха в камеру. Отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха каждой стенки, по существу, выровнены одни с другими вокруг продольной оси (34) камеры и образуют единый кольцевой ряд отверстий (66). Камера содержит стенку днища (18) камеры, соединяющую входные края ее стенок (14, 16) в виде тел вращения и содержащую отверстия (30), в которых установлены системы (36) впрыска топлива и дефлекторы (70). Расстояние (L) между кольцевым рядом отверстий (66) и дефлектором, измеренное вдоль оси (38) отверстия, по существу, равно половине высоты (Н) первичной зоны сгорания в камере. Изобретение позволяет уменьшить выбросы окиси азота из камеры сгорания турбомашины простым, эффективным и экономичным образом. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Настоящее изобретение касается кольцевой камеры сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель.

Такая камера сгорания содержит две коаксиальные стенки в виде тел вращения, расположенные друг в друге и входные концы которых соединены кольцевой стенкой днища камеры, содержащей отверстия, в которых установлены системы впрыска топлива.

Внутренняя и внешняя стенки камеры содержат отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха. В известном уровне техники каждая стенка камеры содержит кольцевой ряд отверстий для входа первичного воздуха и кольцевой ряд отверстий для входа смесительного воздуха, при этом ряд отверстий для входа первичного воздуха расположен выше по потоку, чем ряд отверстий для входа смесительного воздуха. Воздух, поступающий через отверстия для входа первичного воздуха, предназначен для предотвращения образования зон рециркуляции в камере и питания воздухом камеры для обеспечения стехиометрического сгорания топлива, а воздух, который входит в отверстия для входа смесительного воздуха камеры, позволяет контролировать состояние температуры в камере, уменьшая температуру горючих газов до температуры, приемлемой для турбины турбомашины, установленной на выходе камеры.

Окислы азота (NOx) производятся в зоне стехиометрического горения и в соседних зонах, где насыщенность смеси воздух-топливо составляет от 0,7 до 1,3, и выбрасываются в атмосферу. Окислы азота производятся, в основном, в промежуточном объеме камеры, расположенном между рядом отверстий для входа первичного воздуха и рядом отверстий для входа смесительного воздуха.

Для уменьшения выброса загрязняющих компонентов была уже предложена камера сгорания типа RQL (Rich Quench Lean), содержащая первичную камеру сгорания, где насыщенность превышает стехиометрию, за которой следует зона захвата, содержащая отверстия впрыска первичного воздуха для осуществления быстрого смешения. Во всяком случае это решение способствует образованию копоти в первичной зоне и создает проблемы тепловой устойчивости зоны захвата.

Другое известное решение состоит в осуществлении ступенчатого сгорания в камере с двойной головкой, содержащей две серии систем впрыска и две зоны сгорания, оптимизированные для низких режимов и для повышенных режимов соответственно. Недостатком этого решения является его повышенные масса, стоимость и сложность регулирования камеры.

Другая известная техника состоит в использовании многоточечной камеры, в которую весь первичный воздух вводится через днище камеры через систему впрыска для образования обедненной смеси при повышенных режимах и локально обогащенных зон при замедлении (см., например, документ US 2004-025508 Заявителя и документ ЕР 1235032). Эта техника позволяет уменьшить образование окислов азота, но остается сложной и дорогостоящей.

Предложено также уменьшать упомянутый промежуточный объем камеры сгорания путем смещения к входу ряда отверстий для входа смесительного воздуха, то есть уменьшать расстояние между рядами отверстий для первичного воздуха и смесительного воздуха. Однако такое решение не позволяет значительно уменьшить выбросы окислов азота.

Целью изобретения является уменьшение выбросов окислов азота из камеры сгорания турбомашины простым, эффективным и экономичным образом.

Для достижении этой цели в изобретении предлагается кольцевая камера сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащая коаксиальные стенки в виде тел вращения, расположенные одна в другой и содержащие отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха в камеру, отличающаяся тем, что отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха каждой камеры расположены на одной линии одни с другими и образуют единый ряд кольцевых отверстий.

Каждая стенка камеры сгорания по изобретению содержит, таким образом, один ряд отверстий для входа первичного воздуха и смесительного воздуха против двух рядов в известном уровне техники. Изобретение позволяет, таким образом, устранить (а не уменьшить, как в известном уровне техники) промежуточный объем камеры и, таким образом, значительно уменьшить выбросы окислов азота из камеры. Оно, кроме того, позволяет уменьшить стоимость изготовления стенок камеры благодаря отсутствию выполнения кольцевого ряда отверстий.

Отверстия каждой стенки камеры служат одновременно для входа в камеру первичного воздуха и смесительного воздуха. Только часть расхода первичного воздуха, проходящая через отверстия для входа первичного воздуха в известном уровне техники, предназначена для прохода в камеру через отверстия для первичного и смесительного воздуха. Другая часть расхода первичного воздуха предназначена для питания систем впрыска топлива, установленных в стенке днища камеры сгорания. Часть расхода первичного воздуха проходит через отверстия по изобретению, предназначена только для того, чтобы помешать образованию зон рециркуляции в камере и составляет примерно 25% от общего расхода первичного воздуха. Часть первичного воздуха, проходящая через системы впрыска камеры, обеспечивает питание камеры воздухом и составляет примерно 75% общего расхода первичного воздуха. Изобретение позволяет, таким образом, разграничить две упомянутые функции, которые в известном уровне техники осуществлялись единственными отверстиями для входа первичного воздуха в камеру.

Отверстия каждой стенки камеры расположены на одной кривой, центрированной на продольной оси камеры. В варианте осуществления отверстия расположены, по существу, по кольцевой линии. Отверстия, таким образом, расположены в поперечной плоскости, причем эта плоскость может быть перпендикулярной к оси камеры.

Как вариант, по меньшей мере, некоторые из отверстий каждой стенки камеры могут быть расположены по линии, образованной дугами окружности или волнами.

Стенки камеры могут, кроме того, содержать множество перфораций для прохода охлаждающего воздуха.

Отверстия для входа первичного и смесительного воздуха каждой стенки, предпочтительно, равномерно распределены вокруг продольной оси камеры.

Форма и/или размеры отверстий каждой стенки могут быть, по существу, идентичными или же различными в зависимости, в частности, от положения отверстий относительно систем впрыска топлива, установленных на входе в камеру.

Предпочтительно, количество отверстий для входа первичного и смесительного воздуха в каждой стенке камеры равно k раз числа систем впрыска, где k равно 2, 3 или 4.

Отверстия для входа первичного и смесительного воздуха, предпочтительно, имеют диаметр, составляющий от 5 до 20 мм и, предпочтительно, от 10 до 15 мм.

Камера сгорания содержит стенку днища камеры, соединяющую входные края ее стенок в виде тел вращения и содержащую отверстия, в которых установлены системы впрыска топлива и дефлекторы. Расстояние между кольцевым рядом отверстий каждой стенки и этим дефлектором, измеренное вдоль оси отверстия, предпочтительно, по существу, равно половине высоты первичной зоны сгорания в камере для обеспечения того, чтобы расход первичного воздуха и расход смесительного воздуха поступал в камеру через упомянутые отверстия.

Упомянутые системы впрыска топлива могут содержать средства питания воздухом камеры частью расхода первичного воздуха, предназначенной для поступления в камеру, при этом другая часть расхода первичного воздуха предназначена для прохода через отверстия в каждой стенке камеры, как это было ранее описано.

Изобретение касается также турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающейся тем, что она содержит описанную выше камеру сгорания.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

- фиг. 1 схематично изображает вид в аксиальном разрезе камеры сгорания турбомашины из известного уровня техники;

- фиг. 2 схематично изображает частичный вид в изометрии стенок камеры по фиг. 1;

- фиг. 3 схематично изображает вид в аксиальном разрезе камеры сгорания турбомашины по изобретению;

- фиг. 4 схематично изображает частичный вид в перспективе стенок камеры по фиг. 3;

- фиг. 5 схематично изображает вид кольцевой стенки камеры по изобретению, вид в радиальном направлении;

- фиг. 6 и 7 изображают виды, соответствующие фиг. 5 и представляющие вариант осуществления стенки камеры по изобретению.

Обратимся вначале к фиг. 1, которая изображает кольцевую камеру 10 сгорания турбомашины, которая установлена на выходе диффузора 12, который сам расположен на выходе компрессора, не изображенного на чертеже, и которая содержит внутренние 14 и внешние 16 стенки в виде тел вращения, соединенные на входе кольцевой стенкой 18 днища камеры. Стенки 14, 16 камеры на выходе скреплены кольцевыми внутренним 20 и внешним 22 фланцами соответственно на внутренней стенке 24 диффузора в форме усеченного конуса и на конце внешнего кожуха 26 камеры, при этом входной конец этого кожуха 26 соединен с внешней стенкой 28 диффузора в форме усеченного конуса.

Стенка 18 днища камеры содержит отверстия 30 (фиг. 1 и 2), через которые проходит воздух из диффузора 12 и топливо, поступающее из инжекторов 32, закрепленных на внешнем кожухе 26 и равномерно распределенных по окружности вокруг продольной оси 34 камеры. Каждый инжектор 32 содержит головку 36 впрыска топлива, установленную в отверстии 30 кольцевой стенки 18 на одной линии с осью 38 этого отверстия 30.

Часть расхода воздуха, подаваемая компрессором и выходящая из диффузора 12 (стрелки 40), проходит через отверстия 30 и питает камеру 10 сгорания (стрелки 42), при этом другая часть расхода воздуха питает внутренние 44 и внешние 46 кольцевые каналы, окружающие камеру 10 сгорания (стрелки 48).

Внутренний канал 44 образован между внутренней стенкой 24 диффузора 12 и внутренней стенкой 14 камеры, и воздух, который поступает в этот канал, разделяется на расход 50, который поступает в камеру 10 через два ряда отверстий 52, 54 внутренней стенки 14, и на расход 57, который поступает через отверстия 58 во внутреннем фланце 20 камеры для обеспечения охлаждения не изображенных на чертеже компонентов, расположенных на выходе этой камеры.

Внешний канал 46 образован между внешним кожухом 26 и внешней стенкой 16 камеры, и воздух, который проходит в этом канале, разделяется на расход 60, который поступает в камеру 10 через два ряда отверстий 52, 54 внешней стенки 16, и на расход 62, который поступает через отверстия 64 наружного фланца 22 для охлаждения компонентов на выходе.

Два ряда отверстий 52, 54 каждой стенки 14, 16 камеры являются кольцевыми и отстоят аксиально один от другого, как это хорошо видно на фиг. 1 и 2. Отверстия 52 входного кольцевого ряда являются отверстиями для входа первичного воздуха и подают в камеру расход воздуха, обеспечивающий стехиометрическое сгорание топлива внутри камеры. Отверстия 54 выходного кольцевого ряда являются отверстиями для входа смесительного воздуха для охлаждения горючих газов до температуры, приемлемой для турбины турбомашины, установленной на выходе камеры и не изображенной на чертежах.

Кроме того, стенки 14, 16 камеры содержат множество перфораций (не изображены на фиг. 1 и схематично представленные позицией 56 на фиг. 2), служащих для прохода воздуха охлаждения этих стенок.

Расход воздуха, проходящий через отверстия 52, и расход воздуха 42, проходящий через систему впрыска, составляют каждый от 15 до 20% расхода 40 воздуха, подаваемого диффузором.

Расход воздуха, проходящий через отверстия 54 для смесительного воздуха, составляет, примерно, от 20 до 30%, и расход воздуха, проходящий через множество перфораций 56 и через отверстия для охлаждения днища камеры 18, составляет, примерно, от 30 до 40% общего расхода 40.

Изобретение позволяет значительно уменьшить выбросы окислов азота из кольцевой камеры сгорания путем исключения промежуточного объема V между двумя кольцевыми рядами отверстий для первичного воздуха и смесительного воздуха. Для этого выходной ряд отверстий смесительного воздуха совмещен с входным рядом отверстий для первичного воздуха для формирования единого ряда, отверстия которого служат одновременно для входа первичного воздуха и смесительного воздуха.

В примере осуществления изобретения, изображенного на фиг. 3 и 4, каждая стенка 14, 16 камеры содержит единый кольцевой ряд отверстий для входа первичного воздуха и смесительного воздуха, причем эти отверстия обозначены единой позицией 66, так как каждое из них выполняет двойную функцию питания камеры первичным воздухом и смесительным воздухом.

Стенки 14, 16 камеры содержат, кроме того, множество перфораций 56 для прохода воздуха для охлаждения этих стенок.

Расход воздуха, проходящего через отверстия 66, составляет примерно от 25 до 50%, предпочтительно от 30 до 35%, например, 32%, расхода воздуха 40, поступающего из диффузора. Этот расход воздуха включает в себя расход смесительного воздуха (примерно от 20 до 30%) и расход первичного воздуха (примерно от 2 до 12%). Расход воздуха 42 составляет от 30 до 40%, например, 38% (этот расход составляет, примерно, от 13 до 23% первичного воздуха) расхода 40, а расход воздуха охлаждения днища камеры, и воздуха, проходящего через множество перфораций 56, составляет примерно 30% от общего расхода.

Расход воздуха (25-50%), проходящий через отверстия 66, превышает, таким образом, расход воздуха (15-25%), проходящего через отверстия 52 первичного воздуха камеры из известного уровня техники, а расход воздуха 42, проходящего через систему впрыска (30-40%), в данном случае также превышает расход воздуха 42 (15-25%) из известного уровня техники. Повышение расхода воздуха, проходящего через систему впрыска топлива, способствует уменьшению выбросов окислов азота, а повышение расхода воздуха, проходящего через отверстия 66, позволяет лучше управлять уровнем температуры турбины на выходе камеры сгорания.

Кроме того, часть расхода первичного воздуха (примерно 1/4 общего расхода первичного воздуха) проходит через отверстия 66 и предназначается для устранения зон рециркуляции в камере, а остаток расхода первичного воздуха (составляющий, таким образом, 3/4 общего расхода первичного воздуха) проходит через системы впрыска топлива для питания воздухом камеры.

Осевое положение ряда отверстий 66 предпочтительно находится между осевыми положениями рядов отверстий 52, 54 из известного уровня техники. Это позволяет компенсировать уменьшение области обратного зажигания в камере, вызванное увеличением расхода воздуха, участвующего в горении в первичной зоне камеры.

В примере осуществления изобретения осевое положение отверстий 66 на каждой стенке таково, что осевое расстояние L между осями 66 и дефлекторами 70, установленными в отверстиях 30 стенки 18 днища камеры (измеренное вдоль оси 38 отверстия 30), по существу равно половине высоты Н первичной зоны горения (фиг. 3), то есть расстоянию между внутренней 14 и внешней 16 стенками камеры (измеренными в плоскости, перпендикулярной оси 38).

Отверстия 66 могут иметь идентичные или различные форму и/или размеры. Они могут иметь любую форму: кольцевую, вытянутую и т.д. Их диаметр составляет от 5 до 20 мм и, предпочтительно, от 10 до 15 мм. В частном примере осуществления изобретения отверстия 66 внешней стенки имеют диаметр 14,5 мм, а отверстия внешней стенки имеют диаметр, примерно, 12 мм.

Количество отверстий 66 в каждой стенке 14, 16 может быть определено в зависимости от количества инжекторов 32, которыми оборудована турбомашина. Количество отверстий каждой стенки 14, 16 равно, например, k раз количества инжекторов, где k равно 2, 3 или 4.

Обратимся теперь к фиг. 5-7, которые изображают варианты осуществления стенок 14, 16 камеры по изобретению.

Стенки 14, 16 на фиг. 5 подобны стенкам из примера осуществления по фиг. 3 и 4 и содержат кольцевой ряд отверстий 66, которые равномерно распределены по окружности с центром на продольной оси 34 камеры.

Отверстия 66 размещены в одной плоскости, по существу, перпендикулярной оси 34, и на одной, по существу, кольцевой линии относительно друг друга. Если смотреть на стенку 14, 16 в радиальном направлении (снаружи в случае внешней стенки 16), эта линия является, по существу, прямой и перпендикулярной оси 34 камеры.

В варианте осуществления по фиг. 6 отверстия 66 размещены по кривой линии, которая образует дугу окружности на стенке, если смотреть на нее в радиальном направлении. Отверстия 66, изображенные сплошной линией, расположены на кривой, вогнутость которой обращена к выходу, а отверстия, изображенные пунктирной линией, расположены на кривой, вогнутость которой обращена к входу. Линия, на которой размещены отверстия 66, может образовывать волны на стенке по всей окружности последней.

Отверстия 66 могут быть, например, расположены таким образом, что наиболее ближние к входу (или наиболее ближние к выходу) отверстия выровнены в осевом направлении с инжекторами 32.

Отверстия 66 по варианту на фиг. 7 отличаются от отверстий по фиг. 5 тем, что их диаметр изменяется в зависимости от их положения относительно инжекторов 32. Отверстия 66, размещенные вблизи инжекторов, в представленном примере имеют диаметр, больший диаметра других отверстий.

1. Кольцевая камера (10) сгорания турбомашины, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащая коаксиальные стенки (14, 16) в виде тел вращения, расположенные одна в другой, с отверстиями (66) для входа первичного воздуха и отверстиями (66) для входа смесительного воздуха в камеру, отличающаяся тем, что отверстия для входа первичного воздуха и отверстия для входа смесительного воздуха каждой стенки, по существу, выровнены одни с другими вокруг продольной оси (34) камеры и образуют единый кольцевой ряд отверстий (66), причем камера содержит стенку днища (18) камеры, соединяющую входные края ее стенок (14, 16) в виде тел вращения и содержащую отверстия (30), в которых установлены системы (36) впрыска топлива и дефлекторы (70), при этом расстояние (L) между кольцевым рядом отверстий (66) и дефлектором, измеренное вдоль оси (38) отверстия, по существу, равно половине высоты (Н) первичной зоны сгорания в камере.

2. Камера по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой ряд отверстий (66) каждой стенки (14, 16) расположен, по существу, по окружности.

3. Камера по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой ряд отверстий (66) каждой стенки (14, 16) образован дугами окружности или волнами.

4. Камера по п.1, отличающаяся тем, что стенки (14, 16) камеры содержат, кроме того, множество перфораций (56) для прохода охлаждающего воздуха.

5. Камера по п.1, отличающаяся тем, что форма и/или размеры отверстий (66) каждой стенки (14, 16) являются, по существу, идентичными.

6. Камера по п.1, отличающаяся тем, что форма и/или размеры отверстий (66) каждой стенки (14, 16) отличаются друг от друга, в частности, в зависимости от положения этих отверстий относительно систем (32) впрыска топлива, расположенных на входе в камеру.

7. Камера по п.1, отличающаяся тем, что отверстия (66) имеют диаметр, составляющий от 5 до 20 мм и, предпочтительно, от 10 до 15 мм.

8. Камера по п.1, отличающаяся тем, что количество отверстий (66) каждой стенки (14, 16) равно k раз числа систем (32) впрыска топлива, установленных на входе в камеру, где k равно 2, 3 или 4.

9. Камера по п.1, отличающаяся тем, что системы (36) впрыска содержат средства питания воздухом камеры частью расхода первичного воздуха, предназначенного для прохода в камеру, при этом другая часть расхода первичного воздуха предназначена для прохода через отверстия (66) каждой стенки камеры.

10. Камера по п.1, отличающаяся тем, что она расположена на выходе диффузора (12), через который поступает расход воздуха (40), проходящий через отверстия (66), включающий в себя расход первичного воздуха и расход смесительного воздуха, причем отверстия (66) выбраны таковыми, что расход воздуха, проходящего через них, составляет от 25 до 50% от расхода воздуха (40), поступающего с диффузора (12).

11. Камера по п.10, отличающаяся тем, что отверстия (30), предусмотренные в стенке днища камеры, выбраны таковыми, что расход проходящего через них воздуха (42) составляет от 30 до 40% расхода воздуха (40), поступающего с диффузора.

12. Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающаяся тем, что она содержит камеру сгорания (10) по п.1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения. .

Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей, в частности к жаровым трубам камер сгорания, и может быть использовано в авиационной промышленности, энергетике, судостроении и других областях техники.

Изобретение относится к машиностроению, а именно к устройствам, предназначенным для сжигания топливно-воздушной смеси, в которых применяется пленочное охлаждение, организуемое с помощью отверстий в стенке, направляющих воздух вдоль охлаждаемой поверхности, а также и других отраслях техники, например в ГТД, в котельных установках и т.п.

Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя выполнена кольцевой относительно продольной оси А, определена внешней боковой стенкой, внутренней боковой стенкой и торцевой стенкой кольцевой камеры, соединяющей один конец внешней боковой стенки с одним концом внутренней боковой стенки. Внешняя боковая стенка содержит распределенные по ее окружности свечи зажигания, первичные отверстия и отверстия разбавления, расположенные ниже по потоку от первичных отверстий в направлении продольной оси А. Первичные отверстия, расположенные в каждой из примыкающих зон, примыкающих к одной из свечей зажигания расположены дальше ниже по потоку, чем первичные отверстия, расположенные вне этих зон. Изобретение направлено на создание камеры сгорания, допускающей повторное зажигание на большой высоте. 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Кольцевая стенка камеры сгорания газотурбинного двигателя имеет холодную и горячую стороны и содержит множество первичных отверстий, множество отверстий разбавления и множество отверстий охлаждения. Множество первичных отверстий распределено в соответствии с окружным рядом для обеспечения возможности прохода воздуха, циркулирующего с холодной стороны кольцевой стенки, к горячей стороне для создания воздушно-топливной смеси. Множество отверстий разбавления распределено в соответствии с окружным рядом для обеспечения возможности прохода воздуха, циркулирующего с холодной стороны кольцевой стенки, к горячей стороне для обеспечения разбавления воздушно-топливной смеси. Множество отверстий охлаждения предназначено для обеспечения возможности прохода воздуха, циркулирующего с холодной стороны кольцевой стенки, к горячей стороне для образования пленки охлаждающего воздуха вдоль указанной кольцевой стенки. Отверстия охлаждения распределены в соответствии с множеством окружных рядов, расположенных на расстоянии друг от друга, определяемом в аксиальном направлении. Геометрические оси каждого из указанных отверстий охлаждения наклонены в аксиальном направлении D потока газообразных продуктов сгорания под углом θ1 относительно нормали N к указанной кольцевой стенке. Кольцевая стенка камеры сгорания дополнительно содержит множество дополнительных отверстий охлаждения, расположенных, с одной стороны, по потоку непосредственно позади от первичных отверстий и, с другой стороны, по потоку непосредственно позади от отверстий разбавления и распределенных в соответствии с множеством окружных рядов, расположенных на расстоянии друг от друга, определяемом в аксиальном направлении. Геометрические оси каждого из дополнительных отверстий охлаждения расположены в плоскости, перпендикулярной к аксиальному направлению D, и наклонены под углом θ2 относительно нормали N к кольцевой стенке. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения, снижение стоимости и уменьшение сроков изготовления кольцевой стенки камеры сгорания. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Камера сгорания для газовой турбины содержит внутренний корпус и наружный корпус. Внутренний корпус содержит внутренний стеночный элемент, который содержит группу первых отверстий и группу вторых отверстий. Внутренний стеночный элемент охватывает объем горения камеры сгорания. Группа первых отверстий содержит первые отверстия, через которые протекает текучая среда и которые расположены в первой поверхностной плотности. Группа вторых отверстий содержит вторые отверстия, через которые протекает текучая среда и которые расположены во второй поверхностной плотности. Первая поверхностная плотность отличается от второй поверхностной плотности. Наружный корпус содержит наружный стеночный элемент, который содержит группу дополнительных первых отверстий и группу дополнительных вторых отверстий. Наружный стеночный элемент наружного корпуса, по меньшей мере, частично охватывает внутренний стеночный элемент внутреннего корпуса, так что между внутренним стеночным элементом и наружным стеночным элементом образуется зазор. Группа дополнительных первых отверстий содержит дополнительные первые отверстия, через которые протекает текучая среда и которые расположены в дополнительной первой поверхностной плотности. Группа дополнительных вторых отверстий содержит дополнительные вторые отверстия, через которые протекает текучая среда и которые расположены в дополнительной второй поверхностной плотности. Дополнительная первая поверхностная плотность отличается от дополнительной второй поверхностной плотности. Изобретение направлено на создание камеры сгорания с пониженными нестабильностями горения и меньшими выделениями. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Кольцевая стенка для кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере один кольцевой ряд впускных отверстий охлаждения воздухом, содержащий два типа отверстий, различающихся площадью своего сечения, а именно отверстий с большей площадью сечения и отверстий с меньшей площадью сечения, и мультиперфорацию для охлаждения этой стенки. Мультиперфорация образована микроперфорациями, площадь сечения которых меньше, чем площадь каждого из этих впускных отверстий охлаждения воздухом, и которые распределены в форме кольцевого ряда выше по потоку и кольцевого ряда ниже по потоку, сформированных на стороне выше по потоку и стороне ниже по потоку, соответственно от ряда впускных отверстий охлаждения воздухом, и по меньшей мере одного промежуточного кольцевого ряда, прерываемого этими впускными отверстиями охлаждения воздухом. Для каждого из этих впускных отверстий охлаждения воздухом геометрическое соотношение определено как частное от деления максимального расстояния между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренного в направлении, параллельном центральной оси стенки, на максимальное расстояние между любыми двумя точками на кромке этого отверстия, измеренное в направлении, перпендикулярном центральной оси стенки. Геометрическое отношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения больше или равно 1. Геометрическое соотношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с меньшей площадью сечения больше, чем геометрическое соотношение для впускных отверстий охлаждения воздухом с большей площадью сечения. Изобретение улучшает охлаждение перфорации вокруг отверстий охлаждения простыми, экономичными и эффективными средствами. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх