RU1309687C - Входной радиально-осевой патрубок турбины газотурбинной установки - Google Patents
Входной радиально-осевой патрубок турбины газотурбинной установкиInfo
- Publication number
- RU1309687C RU1309687C SU3919190A RU1309687C RU 1309687 C RU1309687 C RU 1309687C SU 3919190 A SU3919190 A SU 3919190A RU 1309687 C RU1309687 C RU 1309687C
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- inlet
- branch pipe
- gas
- combustion products
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к газотурбостроению и позволяет уменьшить радиальную неравномерность температурного поля на входе в турбину. Криволинейный канал 6 образован кожухом 4 и внешним обводом 5 и заглушен со стороны выходного участка (У) 2, а обвод 5 снабжен поперечными рядами равномерно расположенных отверстий. Диаметр и шаг отверстий выполнены увеличивающимися от входного У 1 к выходному У 2. Продукты сгорания (ПС) из камеры сгорания поступают в патрубок и из него в турбину. На переходном У 3 патрубка из канала 6 через отверстия обвода 5 в поток ПС вдувается вторичный воздух, который, смешиваясь с ПС, формирует заданное в радиальном направлении температурное поле на входе в турбину. 1 з. п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к газотурбо-строению, в частности к входным радиально-осевым патрубкам турбин газотурбинных установок.
Целью настоящего изобретения является уменьшение радиальной неравномерности температурного поля на входе в турбину.
На фиг. 1 изображен входной радиально-осевой патрубок турбины газотурбинной установки, продольный разрез; на фиг.2 вид А на фиг.1.
Входной радиально-осевой патрубок содержит входной 1, выходной 2 и переходный 3 участки, последний из которых снабжен кожухом 4, образующим с внешним обводом 5 переходного участка 3 криволинейный канал 6, сообщенный с трактом вторичного воздуха камеры сгорания. Канал 6 заглушен со стороны выходного участка 2, а внешний обвод 5 снабжен поперечными рядами равномерно расположенных отверстий 7, которые имеют переменные диаметр d и шаг t, увеличивающиеся в направлении от входного участка 1 к выходному участку 2.
В этом же направлении выполнена уменьшающейся высота h переходного участка 3 и увеличивающимися его ширина S и суммарная площадь отверстий 7 в ряду. При этом суммарные площади отверстий 7 в рядах связаны между собой соотношением
< 
где Fj, Fj+1, Fj+2 суммарные площади отверстий 7 в j, j+1, j+2 рядах, пронумерованных в направлении от входного участка 1 к выходному участку 2.
При работе газотурбинной установки продукты сгорания из камеры сгорания поступают в патрубок и из него в турбину. На переходном участке 3 патрубка из канала 6 через отверстия 7 внешнего обвода 5 в поток продуктов сгорания вдувается вторичный воздух, который, смешиваясь с продуктами сгорания, формирует заданное в радиальном направлении температурное поле на входе в турбину.
Claims (2)
1. ВХОДНОЙ РАДИАЛЬНО-ОСЕВОЙ ПАТРУБОК ТУРБИНЫ ГАЗОТУРБИННОЙ УСТАНОВКИ, содержащий входной, выходной и переходный участки, последний из которых снабжен кожухом, образующим с внешним обводом переходного участка криволинейный канал, сообщенный с трактом вторичного воздуха камеры сгорания, отличающийся тем, что, с целью уменьшения радиальной неравномерности температурного поля на входе в турбину, канал заглушен со стороны выходного участка, а внешний обвод снабжен поперечными рядами равномерно расположенных отверстий.
2. Патрубок по п. 1, отличающийся тем, что отверстия имеют переменные диаметр и шаг, увеличивающиеся от входного участка к выходному.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU3919190 RU1309687C (ru) | 1985-06-26 | 1985-06-26 | Входной радиально-осевой патрубок турбины газотурбинной установки |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU3919190 RU1309687C (ru) | 1985-06-26 | 1985-06-26 | Входной радиально-осевой патрубок турбины газотурбинной установки |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU1309687C true RU1309687C (ru) | 1995-12-10 |
Family
ID=21185659
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU3919190 RU1309687C (ru) | 1985-06-26 | 1985-06-26 | Входной радиально-осевой патрубок турбины газотурбинной установки |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU1309687C (ru) |
-
1985
- 1985-06-26 RU SU3919190 patent/RU1309687C/ru active
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| Пчелкин Ю.М. Камеры сгорания газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1984, с.80. * |
| Шубенко-Шубин Л.А. Газотурбинные установки. Атлас конструкций и схем. М.: Машиностроение, 1976, с.40. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| DE4316475C2 (de) | Gasturbinen-Brennkammer | |
| RU2135898C1 (ru) | Камера сгорания газовой турбины и топливный инжектор газотурбинного двигателя | |
| DE69205576T3 (de) | Gasturbinenbrennkammer. | |
| GB2278431A (en) | A gas turbine engine combustion chamber | |
| DE644994T1 (de) | Brennkammer und verfahren dafür. | |
| US3938326A (en) | Catalytic combustor having a variable temperature profile | |
| CZ2008257A3 (cs) | Zarízení ke zlepšení distribuce vzdušného proudení do nízko emisního spalovacího zarízení | |
| RU2569015C2 (ru) | Диффузор для стационарной газотурбинной установки | |
| US2907171A (en) | Combustion chamber inlet for thermal power plants | |
| US4651534A (en) | Gas turbine engine combustor | |
| JPS5714106A (en) | Method and apparatus for combustion with low nox in radiant tube burner | |
| RU2195575C2 (ru) | Способ сжигания с низким уровнем звуковых эффектов (варианты) | |
| GB1177080A (en) | Method and Device for Distributing Fluid Flow in a Ducting Component | |
| EP0178820A1 (en) | Impingement cooled gas turbine combustor with internal film cooling | |
| GB703002A (en) | Improvements in or relating to gas turbines | |
| RU1309687C (ru) | Входной радиально-осевой патрубок турбины газотурбинной установки | |
| GB2035540A (en) | A gas turbine engine fuel injector | |
| CA2246218C (en) | Gas turbine combustor | |
| US4194359A (en) | Means for improving the performance of burner shroud diffusers | |
| WO1999006771A1 (en) | Rib turbulators for combustor external cooling | |
| US2752753A (en) | Air swirler surrounding fuel nozzle discharge end | |
| RU2343356C1 (ru) | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя и способ ее работы | |
| US4145880A (en) | Vorbix augmenter configuration with diffuser and vorbix swirler | |
| GB2097113A (en) | Low NOx combustor | |
| RU95109827A (ru) | Камера сгорания газовой турбины энергетической установки |