Инжектор камеры сгорания газовой турбины с двойной топливной системой и камера сгорания, снабженная, по меньшей мере, одним таким инжектором



Инжектор камеры сгорания газовой турбины с двойной топливной системой и камера сгорания, снабженная, по меньшей мере, одним таким инжектором
Инжектор камеры сгорания газовой турбины с двойной топливной системой и камера сгорания, снабженная, по меньшей мере, одним таким инжектором
Инжектор камеры сгорания газовой турбины с двойной топливной системой и камера сгорания, снабженная, по меньшей мере, одним таким инжектором

 


Владельцы патента RU 2584741:

ТУРБОМЕКА (FR)

Инжектор камеры сгорания газовой турбины содержит двойную цепь впрыска топлива и воздушный контур. Цепи впрыска топлива состоят из топливной системы запуска и главной цепи питания топливом, предназначенной для работы во всех режимах полета после воспламенения. Топливные системы имеют параллельные линии, образованные в общей трубе по продольной оси. Пусковая цепь открывается одним концом, по существу, в центре корпуса сферического инжектора, продолжающего общую трубу. На конце трубопровод содержит инжекторную рампу для привода топлива во вращение перед впрыском его внутрь камеры по центральному каналу, проходящему через центральную стенку завихрителя. Канал главной цепи открывается в кольцевой канал, образованный в корпусе напротив каналов жиклеров, размещенных радиально в главной стенке вокруг центрального канала. Воздушная цепь направлена между двумя частями концентрических сфер, образованных корпусом инжектора и оболочкой, окружающей корпус инжектора и имеющей отверстие, которым открывается завихритель. Изобретение направлено на расширение диапазонов работы без дополнительных затрат и увеличение массы. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ

Изобретение касается инжектора камеры сгорания газовой турбины, в частности газотурбинного двигателя с двойной системой впрыска топлива. Изобретение касается также камеры сгорания, снабженной, по меньшей мере, одним таким инжектором с двойной топливной системой и одноконтурными инжекторами.

Смесь сжатого воздуха и соответствующего воздуха обычно вводится в камеру сгорания с использованием множества инжекторов. Инжекторы установлены в стенке жаровой трубы, предпочтительно, в нижней части камеры. Это позволяет равномерно смешивать топливо, поступающее из разных инжекторов.

В каждом инжекторе топливо поступает через жиклер, размещенный на конце трубы. Поступление топлива регулируется в центрирующей направляющей. Воздух поступает из последней ступени компрессора газовой машины и вводится в кольцевой инжектор. Воздух и топливо обычно вводятся в завихрители с встречным вращением или скручиванием, затем частицы топлива впрыскиваются в воздух через смеситель. Смесь, воспламеняемая свечой зажигания, расположенной на заданном расстоянии, сжигается в камере сгорания. Генерируемые газы обладают высокой кинетической энергией, которая используется для получения поступательного движения или механической энергии.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

В современных системах воспламенение в камере сгорания осуществляется двумя инжекторами, предназначенными для запуска, при этом каждый пусковой инжектор связан со свечой. Другие инжекторы предназначены для режимов после запуска: переходные режимы ускорения или замедления и режим стабильного полета. Такая структура требует размещения специальных пусковых инжекторов и, таким образом, дополнительной массы, специальных монтажных отверстий для инжекторов на жаровой трубе, которая несет систему инжекторов, а также, вследствие этого, введения дополнительных элементов управления.

Однако существуют, камеры сгорания, снабженные инжекторами с двойной системой питания топливом - главной и вспомогательной цепями питания. Вспомогательный контур предназначен для работы при замедлении, то есть при малой нагрузке, тогда как основная цепь или обе цепи требуются в промежуточных и стабильных режимах. При полной нагрузке отношения дебитов между двумя цепями меняются местами и основная цепь становится доминирующим или единственным поставщиком топлива. Такое распределение описано, например, в патентном документе FR 2906868 или FR 2896030, поданном от имени заявителя.

Однако эти инжекторы с двойной питающей системой не подходят для использования в фазе запуска, так как их конструкция не позволяет осуществить выброс смеси с повышенной скоростью при запуске. Поэтому наличие специфических инжекторов продолжает указанные выше недостатки.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Задачей настоящего изобретения является разрешение вышеуказанной проблемы и разработка запускающего инжектора, который может быть также использован во всех режимах полета без дополнительных затрат или дополнительной массы. Для этого пусковой инжектор имеет особую конфигурацию двойной топливной цепи и цепи подачи воздуха.

Более конкретно, объектом настоящего изобретения является инжектор камеры сгорания газовой турбины, содержащий двойную систему впрыска топлива и воздушный контур. Схема впрыска топлива включает в себя схему для пускового топлива, способную вызвать воспламенение в камере, затем работать во всех режимах полета, и главную топливную цепь, работающую во всех режимах полета после запуска. Топливные системы имеют параллельные линии, образованные в общей трубе по продольной оси. Канал пусковой цепи открывается на одном конце, по существу, в центре сферического тела корпуса инжектора, продолжающего общую трубу. На этом конце трубопровод образует инжекторную рампу, предназначенную для обеспечения вращения топлива перед его впрыском внутрь камеры по центральному каналу, проходящему через центральную стенку завихрителя. Основной канал контура открывается в кольцевой канал, образованный в корпусе напротив каналов жиклеров, размещенных радиально в основной стенке вокруг центрального канала. Воздушный поток направляется между двумя частями концентрических сфер, образованных корпусом инжектора, и трубкой, окружающей корпус инжектора и имеющей отверстие, в которое открывается завихритель.

Таким образом, инжектор по изобретению имеет значительно меньшие размеры благодаря двойной сферической структуре.

Кроме того, центральная цепь запуска термически защищена от коксования благодаря циркуляции топлива в кольцевом канале главной цепи. Сама главная цепь термически защищена потоком периферийного воздуха, циркулирующего в межсферическом пространстве.

Предпочтительно, завихритель расположен в наклонном положении относительно продольной оси инжектора. Этот наклон позволяет разместить конец запускающей цепи в центре последнего и ориентировать струи воздуха и топлива в направлении соответствующей свечи зажигания, расположенной в дне камеры.

В соответствии с предпочтительными формами воплощения:

- топливопровод пусковой цепи имеет на конце цилиндрическую выемку для размещения рампы;

- центральный канал выполнен конической формы, сужающейся по направлению к внутренней части камеры сгорания, в которую он открывается;

- радиальные каналы имеют наклонную ориентацию относительно оси центрального канала с противовращением относительно направления ребер завихрителя; поток воздуха на входе из инжектора образует, таким образом, воздушный конус, охватывающий топливный конус от главной цепи;

- инжекционная рампа пусковой цепи является спиральной;

- кольцевой канал главной топливной цепи не замыкается на самого себя и его концы не образуют «мертвую» зону, где топливо может застаиваться;

- число радиальных каналов равно кратному количеству ребер завихрителя.

Изобретение относится также к камере сгорания, снабженной, по меньшей мере, одним инжектором с представленной выше с двойной топливной системой и одноконтурными инжекторами. Все инжекторы установлены в одну линию на кожухе, окружающем камеру сгорания, и проходят через жаровую трубу через отверстия, образованные, по меньшей мере, вдоль линии, параллельной продольной оси жаровой трубы.

Двухконтурные инжекторы ориентированы к свече зажигания таким образом, что эти инжекторы способны направлять конус воздух/топливо с выхода завихрителя к нижней части камеры сгорания.

В предпочтительном варианте осуществления камера сгорания снабжена двумя инжекторами с двойной топливной системой, не смежными на линии инжекторов.

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

- фиг.1а и 1b изображают в разобранном виде в разрезе пример инжектора с двойном топливной системой по изобретению,

- фиг.2а и 2b изображают вид в изометрии и вид в разрезе одного из вариантов предыдущего примера; и

- фиг.3 изображает частичный вид в изометрии камеры сгорания, оснащенной представленными выше инжекторами с двойной топливной системой и одноконтурными инжекторами.

ДЕТАЛЬНОЕ ОПИСАНИЕ

Со ссылками на вид в разобранном состоянии и на вид в разрезе, соответствующих фиг.1а и 1b, инжектор 1 по изобретению содержит фиксирующий фланец 10 на кожухе 2 кольцевой камеры сгорания 3, общую трубу 11 по продольной оси X'X соответствующего инжектора и кольцевой завихритель 4 с центральной стенкой 14 по оси симметрии Y'Y, наклоненной относительно оси Х'Х. Эта центральная стенка 14 позволяет выпускать через отверстие 15 оболочки 5 смесь воздух/топливо в жировую трубу 6, которая опирается на оболочку 5. Завихритель 4 размещен таким образом, что ребра 40 этого завихрителя равномерно распределены по периферии центральной стенки 14, самонастраиваясь и самоцентрируясь с опорой на край отверстия 15.

Двойная система впрыска топлива состоит из пусковой топливной цепи С1, предназначенной для воспламенения камеры 3 и работы во всех режимах полета, и основной цепи С2, предназначенной во всех режимах полета после запуска.

Цепи С1 и С2 соединены с трубками питания топливом (не изображенными на чертеже). Эти цепи образованы отверстиями для доступа 2а, 2b, выполненными в фиксирующем фланце 10 в связи с продольными параллельными каналами 12а и 12b, расположенными в трубе 11 с опорой на герметизирующие втулки 13а и 13b, расположенные в этой трубе. Эти каналы проходят в трубу 11 параллельно продольной оси X'X и открываются в камеру сгорания через центральную стенку 14.

Что касается пусковой цепи С1, то трубопровод 12а открывается через конец 12е, по существу, в центр полусферического корпуса 11s инжектора в продолжение трубы 11. Кроме того, на этом конце трубопровод 12а содержит - в цилиндрической полости 21 по наклоненной оси, совмещенной с осью Y'Y завихрителя 4 - спиральную рампу топлива 7. Предпочтительно, полость 21 имеет конический конец 21с, соединенный через центральную стенку 14 завихрителя 4 с центральным каналом 41 оси, совпадающей с осью Y'Y завихрителя 4 или полости 21. Этот центральный канал 41 открывается в камеру сгорания 3.

Что касается центральной цепи С2, то жиклер 8 предпочтительно установлен в отверстии доступа 2b фланца 10. Этот жиклер позволяет калибровать расход топлива, который изменяется в зависимости от этапов полета. После изгиба 12с продольный канал 12b ориентирован в конечную часть 12f параллельно оси Y'Y и открывается в кольцевой канал 16, выполненный в сферическом корпусе 11s. Этот кольцевой канал 16, предпочтительно, имеет два конца 16е. Другими словами, этот канал не образует замкнутую петлю. Так, не образуется никакой «мертвой» зоны, где топливо могло бы застаиваться.

Кольцевой канал 16 припаян к центральной стенке с помощью соответствующего припоя 20, который показывает непетлевую форму кольцевого канала 16. Этот кольцевой канал 16 сообщается с каналами жиклеров 42, расположенных радиально и распределенных эквидистантно вокруг центрального канала 41. Предпочтительно, эти каналы жиклеров имею одинаковый диаметр. Радиальные каналы 42, предпочтительно, ориентированы относительно осей K'K, симметрично наклонных относительно оси Y'Y центрального канала 41(см., в частности, фиг.1b) и в противовращении относительно наклона ребер 40 завихрителя 4. Предпочтительно, количество каналов 42 равно кратному числу ребер 40 завихрителя 4.

Однако поток воздуха на входе FE - поступающий из первой ступени компрессора - проходит через отверстие 170, выполненное в расширяющейся крышке 17, продолжающей трубку 11, и затем направляется в воздушную цепь С3, циркулируя в межсферическом пространстве «Е». Это пространство «Е» образовано между двумя концентрическими сферами, сформированными корпусом инжектора 11s и частично оболочкой 5 в сферической части 5s, окружающей корпус инжектора 11s. Оболочка имеет также цилиндрическую часть с концентрическим сечением 5c, которая позволяет обеспечить опору жаровой трубы 6 и расширяющейся крышки 17 трубы 11. Так, инжектор по изобретению имеет минимальные габаритные размеры благодаря этому межсферическому проходу.

Более того, центральная пусковая цепь С1 термически защищена от коксования циркуляцией топлива в кольцевом канале 16 основной цепи С2, эта основная цепь термически защищена потоком периферийного воздуха F, циркулирующего в межсферическом пространстве Е воздуховода С3.

На выходе инжектора 1 поток воздуха Fs, проходя между ребрами 40, образует, предпочтительно, воздушный конус Са, охватывающий выходной топливный конус Cs основной цепи С2.

В соответствии с вариантам воплощения со ссылками на виды в перспективе и в разрезе фиг.2а и 2b изображенный инжектор 1' содержит элементы предыдущего примера. Эти элементы идентичны и обозначены одинаковыми позициями: предшествующее описание этих элементов применимо непосредственно к фиг.2а и 2b по структуре и функции.

Изменения касаются, в основном, конфигурации соединения между продольной трубой 11 и оболочкой 5. В примере, изображенном на фиг.2а и 2b, труба 11' не имеет расширяющейся крышки 17 для образования отверстий 170 для доступа потока воздуха FE в цепи С3. В данном случае труба 11' продолжена непосредственно сферическим корпусом 11s. И оболочка 5' проходит в его цилиндрическую часть до обеспечения крепления к фланцу 10. Отверстия 170' для прохождения воздушного потока FE в цепь С3' затем выполняются в цилиндрической части оболочки 5' со стороны фланца 10. Коническая концевая часть 21С выемки 21 проходит через центральную стенку 14 завихрителя 4 и действует как центральный канал 41.

На фиг.3 показан частичный вид в перспективе камеры сгорания 3, снабженной инжекторами, установленными на стенке жаровой трубы 6: два инжектора 1 с двойной системой питания и семь инжекторов 100 с простой системой питания. Камера частично срезана, чтобы показать некоторые инжекторы полностью и свечи 101 вокруг нижней стороны 3f камеры.

Все инжекторы 1, 100 равномерно размещены по кольцевой окружности камеры 3. В трубе 6 выполнены отверстия 60 для размещения оболочек 5 инжекторов 1, 100.

Инжекторы 1 с двойной системой питания ориентированы к свече зажигания 101. Благодаря наклонной ориентации каналов жиклеров 42 и центральных каналов 41 инжекторы 1 с двойной системой питания предназначены для образования конусов воздух/топливо Са/Cs на выходе завихрителей в сторону дна 3f камеры сгорания 3. После воспламенения пламя направляется к дну 3f, возвращается и выходит через противоположный выход 3s.

В представленном примере два инжектора 1 с двойной питающей цепью разделены простым инжектором с одиночной цепью 100 для того, чтобы облегчить ориентацию инжекторов 1 с двойной питающей цепью к свече зажигания 101.

Изобретение не ограничено описанным и представленным примером воплощения. Например, корпус инжектора может образовывать часть более или менее полной сферы в соответствии с размером отверстия или диаметра общей трубы, возможно также выполнение нескольких линий инжекторов в жаровой трубе.

1. Инжектор (1, 1') камеры сгорания (3) газовой турбины, содержащий двойную цепь впрыска топлива (С1, С2) и воздушный контур (С3), отличающийся тем, что цепи впрыска топлива (С1, С2) состоят из топливной системы запуска (С1), способной вызвать воспламенение в камере (3) и далее работать во всех режимах полета, и главной цепи питания топливом (С2), предназначенной для работы во всех режимах полета после воспламенения, причем топливные системы (С1, С2) имеют параллельные линии (12а, 12b), образованные в общей трубе (11, 11') по продольной оси (X'X), пусковая цепь (12а) открывается одним концом (12е), по существу, в центре корпуса сферического инжектора (11s), продолжающего общую трубу (11, 11'), на конце (12е) трубопровод содержит инжекторную рампу (7) для привода топлива во вращение перед впрыском его внутрь камеры (3) по центральному каналу (41), проходящему через центральную стенку (14) завихрителя (4), канал (12b) главной цепи (С2) открывается в кольцевой канал (16), образованный в корпусе (11s) напротив каналов жиклеров (42), размещенных радиально в главной стенке (14) вокруг центрального канала (41), а воздушная цепь (С3) направлена между двумя частями концентрических сфер, образованных корпусом инжектора (11s) и оболочкой (5, 5'), окружающей корпус инжектора (11s) и имеющей отверстие (15), которым открывается завихритель (4).

2. Инжектор по п.1, в котором завихритель (4) находится в наклонном положении (Y'Y) относительно продольной оси инжектора (X'X) для размещения конца (12е) запускающего контура (12а) в его центре и ориентации струи воздуха (Са) и топлива (Cs) на выходе инжектора в направлении свечи зажигания (101), размещенной в дне камеры (3f).

3. Инжектор по п.1, в котором трубопровод (12а) пусковой цепи (С1) имеет на конце (12е) цилиндрическую выемку (21) для размещения рампы (7).

4. Инжектор по п.1, в котором центральный канал (41) выполнен конической формы, сужаясь внутрь камеры сгорания (3), в которую он открывается.

5. Инжектор по п.1, в котором завихритель (4), содержащий наклонные ребра (40), имеет радиальные каналы (42) с наклонной ориентацией (K'K) относительно оси (Y'Y) центрального канала (41) и с противовращением относительно наклона ребер (40) завихрителя (4).

6. Инжектор по п.1, в котором инжекторная рампа (7) пусковой цепи (С1) выполнена спиральной.

7. Инжектор по п.1, в котором кольцевой канал (16) главной топливной цепи (С2) не замкнут на самого себя и имеет концы (16е), чтобы не образовывать «мертвую» зону, где топливо могло бы застаиваться.

8. Инжектор по п.5, в котором количество радиальных каналов (42) равно кратному количеству ребер (40) завихрителя (4).

9. Камера сгорания, снабженная, по меньшей мере, одним инжектором (1, 1') с двойной топливной системой по п.1 и инжекторами (100) с простой топливной системой, отличающаяся тем, что все инжекторы (1, 1'; 100) установлены в одну линию на кожухе (2), охватывающем камеру сгорания (3), и проходят в жаровую трубу (6) через отверстия (60), выполненные, по меньшей мере, вдоль линии, параллельной продольной оси жаровой трубы (6).

10. Камера сгорания по п.9, в которой инжекторы (1, 1') с двойной топливной системой ориентированы к свече зажигания (101) так, что эти инжекторы образуют конус воздух/топливо (Са, Cs) на выходе из завихрителя (4), направленный к дну (3f) камеры сгорания (3).

11. Камера сгорания по п.9, отличающаяся тем, что она снабжена двумя инжекторами с двойной системой питания (1, 1'), не совпадающими с линией инжекторов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к энергетике. Система впрыска топлива для турбореактивного двигателя, включающая в себя неподвижную часть и скользящую траверсу, дополнительно содержащую центрирующий конус, предназначенный для центрирования инжектора топлива относительно системы впрыска, причем неподвижная часть и скользящая траверса проходят по оси отсчета, причем неподвижная часть содержит полость, ограниченную в осевом направлении дном и закрывающим желобом, при этом скользящая траверса имеет реборду, содержащуюся в полости.

Изобретение относится к узлу камеры сгорания, в частности, для нагревательного прибора автомобиля. Узел содержит корпус (12) камеры сгорания со стенкой (16), охватывающей камеру сгорания, причем на участке стенки (16) корпуса выполнено отверстие (28) для запального элемента и в отверстии (28) для запального элемента установлен запальный элемент (30) с крепежным участком (44), причем отверстие (28) для запального элемента выполнено с внутренним профилем (54) в виде кругового клина, при этом крепежный участок запального элемента, установленного в этом отверстии, выполнен с наружным профилем в виде кругового клина и находится в крепежном зацеплении с внутренним профилем (54) в виде кругового клина.

Камера сгорания газотурбинного двигателя имеет стенку, вентиляционный канал, жестко соединенный с этой стенкой. Вентиляционный канал образует полость для свечи зажигания, открывающуюся в камеру сгорания.

Устройство для уменьшения износа в системе сгорания газовой турбины включает Н-образный блок, вставку и твердый припой. Н-образный блок выполнен для скрепления переходного патрубка топки газовой турбины с элементом крепежной оснастки.

Изобретение относится к области энергетики. Горелка содержит монтажную вставку, имеющую сквозные отверстия, предназначенные для подачи воздуха для горения в зону камеры сгорания, направляющий конус.

Изобретение относится к способам и устройствам, которые вызывают движение текучей среды. Устройство, выполненное с возможностью приводить в движение газ, содержащее: по меньшей мере, первый слой и второй слой, скомпонованные в стопку, и средство для нагрева и/или охлаждения первого и второго слоев для образования горячего слоя и холодного слоя, в котором холодный слой имеет более низкую температуру, чем горячий слой; и по меньшей мере, одно сквозное отверстие в стопке, в котором: поверхность каждого горячего слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и поверхность каждого холодного слоя открыта внутрь сквозного отверстия; и в котором: общая длина сквозного отверстия составляет до 10-ти средних длин свободного пробега газа, в которое погружено устройство, и/или не больше, чем 1500 нм.

Изобретение касается монтажного устройства, предназначенного для монтажа теплозащитного экрана. Монтажное устройство для монтажа, выполненного плоскостным, элемента (14) теплозащитного экрана, содержащего множество элементов теплозащитного экрана, установленных рядом друг с другом, с помощью по меньшей мере одного болтового соединения в направлении, перпендикулярном к поверхности несущей структуры (17), при этом в элементе (14) теплозащитного экрана имеется по меньшей мере одно входное отверстие, предназначенное для продевания винтового инструмента (6).

Система теплозащитного экрана с элементом для теплозащитного экрана имеет большое количество смежно расположенных на несущей структуре элементов теплозащитного экрана.

Элемент (1) теплозащитного экрана имеет большое число соседних с несущей конструкцией (16) элементов теплозащитного экрана и имеет горячую сторону (9) и холодную сторону (4), а также образующую горячую сторону плиту (10) теплозащитного экрана и образующую холодную сторону несущую плиту (5).

Устройство впрыска топлива для кольцевой камеры сгорания турбомашины содержит управляющую цепь, постоянно питающую инжектор, выходящий в первую трубку Вентури, и многоточечную цепь.

Способ зажигания для камеры сгорания газотурбинного двигателя, питаемой топливом через форсунки и имеющей свечу зажигания, содержит первоначальную фазу, во время которой в камеру впрыскивают топливо с постоянным расходом одновременно с активизацией свечи зажигания, и, - при отсутствии воспламенения в камере в конце первоначальной фазы, - вторую фазу.

Система сгорания содержит корпус, камеру сгорания, расположенную внутри корпуса, разделительную стенку и клапан, расположенный на корпусе, для обеспечения прохождения выходного потока текучей среды из внутреннего объема корпуса наружу корпуса, в зависимости от рабочего положения клапана.

Камера сгорания, в частности для газотурбинного двигателя, имеет кольцевую форму вокруг оси и содержит внутреннюю кольцевую стенку, наружную кольцевую стенку и кольцевую торцевую стенку камеры, продолжающиеся вокруг указанной оси.

Способ сжигания предварительно подготовленной “бедной” топливовоздушной смеси в двухконтурной малоэмиссионной горелке с регулировкой расхода пилотного топлива заключается в регулировании расхода пилотного топлива независимо от расхода основного топлива из условия получения минимальной эмиссии оксидов азота при сохранении устойчивости горения топливовоздушной смеси в дополнительной циркуляционной зоне, в уменьшении относительного расхода пилотного топлива с увеличением температуры воздуха и температуры “бедной” топливовоздушной смеси при сохранении устойчивости горения топливовоздушной смеси в дополнительной циркуляционной зоне.

Способ сжигания предварительно подготовленной “бедной” топливовоздушной смеси в малоэмиссионной горелке заключается в регулировании относительного расхода пилотного топлива на всех возможных режимах работы малоэмиссионной горелки независимо от расхода основного топлива с учетом температуры воздуха и температуры “бедной” топливовоздушной смеси из условия получения минимальной концентрации оксидов азота при сохранении устойчивости горения топливовоздушной смеси в дополнительной циркуляционной зоне.

Горелка // 2562900
Горелка выполнена с топливораспределительным кольцом, некоторым количеством топливных форсунок, смонтированных в направлении потока на топливораспределительном кольце, имеющем в направлении потока кольцеобразную поверхность.

Горелка предварительного смешивания многоконусного типа для газовой турбины содержит множество кожухов, расположенных вокруг центральной оси горелки и являющихся частями виртуального аксиально продолжающегося общего конуса , открытого в направлении вниз по потоку.

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит группу горелок, расположенных в одной плоскости на передней стенке камеры сгорания, по меньшей мере, двумя соосными кольцами.

Камера сгорания газотурбинного двигателя имеет стенку, вентиляционный канал, жестко соединенный с этой стенкой. Вентиляционный канал образует полость для свечи зажигания, открывающуюся в камеру сгорания.

Газовая турбина содержит жаровую трубу, корпус, окружающий жаровую трубу, кольцевое уплотнение, выполненное с возможностью упругого соединения с задним концом жаровой трубы и приема выхлопных газов, и заднее концевое опорное устройство жаровой трубы, расположенное в области ниже по потоку от области, в которой на наружной поверхности жаровой трубы достигается наибольшая температура, и выше по потоку от участка присоединения кольцевого уплотнения к жаровой трубе и выполненное с обеспечением поддержания жаровой трубы в корпусе с возможностью перемещения. Жаровая труба выполнена с возможностью приема сжатого газа и топлива у верхнего по потоку конца, так что смесь сжатого газа и топлива сжигается в центральной области жаровой трубы, и с возможностью выпуска выхлопных газов у заднего конца, противоположного верхнему по потоку концу. Заднее концевое опорное устройство содержит по меньшей мере три отдельных опорных элемента, выполненных с обеспечением возможности перемещения части отдельных опорных элементов в направлении потока относительно жаровой трубы, или корпуса, или относительно жаровой трубы и корпуса. Каждый из отдельных опорных элементов содержит пружину, частично приваренную к поверхности кожуха или к поверхности жаровой трубы или и к поверхности кожуха, и к поверхности жаровой трубы. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности износа отдельных опорных элементов в стопорном опорном устройстве жаровой трубы. 7 н. и 4 з.п. ф-лы, 17 ил.
Наверх