RU161011U1 - Камера сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents
Камера сгорания газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU161011U1 RU161011U1 RU2015117438/06U RU2015117438U RU161011U1 RU 161011 U1 RU161011 U1 RU 161011U1 RU 2015117438/06 U RU2015117438/06 U RU 2015117438/06U RU 2015117438 U RU2015117438 U RU 2015117438U RU 161011 U1 RU161011 U1 RU 161011U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wall
- flame tube
- slots
- gas turbine
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Gas Burners (AREA)
Abstract
1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус с установленными на нем форсунками, соединенный с корпусом соплового аппарата, к которому крепится кольцевая жаровая труба при помощи С-образного кольцевого компенсатора, расположенного в задней, по направлению потока, части наружной стенки жаровой трубы и имеющего внутреннюю цилиндрическую стенку с отверстиями, торообразную стенку и наружную цилиндрическую стенку с кольцевым фланцем, причём внутренняя стенка жаровой трубы своей задней частью телескопически соединена с сопловым аппаратом с возможностью взаимного перемещения, отличающаяся тем, что в торообразной стенке компенсатора выполнены прорези, а на наружной цилиндрической стенке выполнены отверстия.2. Камера сгорания газотурбинного двигателя по п. 1, отличающаяся тем, что окружной шаг прорезей и ширина прорези соответствуют соотношению:t/s=3,5...4,5,где t - окружной шаг прорезей; s - ширина прорези.
Description
Полезная модель относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей (ГТД) и может найти применение в области турбомашиностроения, в частности, двигателестроения.
Известна камера сгорания ГТД, включающая в себя корпус камеры сгорания с закрепленными на нем форсунками и установленную внутри него, с помощью радиально установленных фиксаторов, кольцевую жаровую трубу (С.И. Ловинский и др. Конструкция и основы проектирования авиационных ГТД М. Машиностроение 1977 стр. 104).
Недостатком такой камеры сгорания является затенение кольцевых каналов элементами фиксаторов, что при больших скоростях воздуха приводит к ухудшению охлаждения жаровой трубы в следе за фиксаторами и ухудшению равномерности температурного поля из-за нарушения втекания воздуха в основные отверстия жаровой трубы в следе за фиксаторами. (К. Винклер «25 опытов по физике полета» Учпедгиз. 1963 г.)
Наиболее близкой является конструкция камеры сгорания ГТД («Технологическое обеспечение проектирования и производства газотурбинных двигателей», под ред. Б.Н. Леонова и А.С. Новикова, изд.: ОАО «Рыбинский дом печати» 2000 г., стр. 44, рис. 2.6.г), содержащая корпус с установленными на нем форсунками, соединенный с корпусом соплового аппарата к которому крепится кольцевая жаровая труба при помощи С-образного кольцевого компенсатора, расположенного в задней, по направлению потока, части наружной стенки жаровой трубы. Компенсатор включает в себя внутреннюю цилиндрическую стенку с отверстиями, торообразную стенку и наружную цилиндрическую стенку с кольцевым фланцем, причем внутренняя стенка жаровой трубы своей задней частью телескопически соединена с сопловым аппаратом с возможностью взаимного перемещения.
В подобной конструкции тепловые радиальные расширения жаровой трубы обеспечиваются упругими деформациями кольцевого компенсатора в радиальном направлении. Компенсатор установлен в, так называемой, «застойной» зоне камеры сгорания, расположенной за основными отверстиями жаровой трубы, где скорости течения воздуха невелики, поэтому в этой конструкции элемент крепления не затеняет проточную часть камеры сгорания, что благоприятно влияет на ее характеристики.
Недостатком такой конструкции является то, что в результате упругих деформаций компенсатора при тепловых радиальных перемещениях жаровой трубы возникают значительные окружные напряжения, приводящие к трещинам по причине малоцикловой усталости материала, что понижает надежность конструкции.
Техническим результатом, на достижение которого направлена полезная модель, является повышение надежности конструкции камеры сгорания за счет исключения в ней термических напряжений и снижения, возникающих в компенсаторе, окружных напряжений.
Технический результат достигается тем, что в конструкции камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус с установленными на нем форсунками, соединенный с корпусом соплового аппарата к которому крепится кольцевая жаровая труба при помощи С-образного кольцевого компенсатора, расположенного в задней, по направлению потока, части наружной стенки жаровой трубы, и имеющего внутреннюю цилиндрическую стенку с отверстиями, торообразную стенку и наружную цилиндрическую стенку с кольцевым фланцем, причем внутренняя стенка жаровой трубы своей задней частью телескопически соединена с сопловым аппаратом с возможностью взаимного перемещения, в отличие от известной в торообразной стенке компенсатора выполнены прорези, а на наружной цилиндрической стенке выполнены отверстия. Окружной шаг прорезей и ширина прорези соответствуют соотношению:
t/s=3,5…4,5,
где t - окружной шаг прорезей;
s - ширина прорези.
Заявляемое решение поясняется чертежами, на которых изображены: фиг. 1 - продольный разрез камеры сгорания; фиг. 2 - вид А; фиг. 3-вид Б; фиг. 4 - жаровая труба с компенсатором.
Камера сгорания ГТД содержит (фиг. 1) форсунки 1, установленные на корпусе камеры сгорания 2, соединенном с корпусом соплового аппарата 3, жаровую трубу 4 с С-образным компенсатором 5. Компенсатор 5 включает в себя соединенную с фланцем 6 наружную цилиндрическую стенку 7, торообразную стенку 8 и внутреннюю цилиндрическую стенку 9 соединенную с задней частью наружной стенки жаровой трубы 4 (фиг. 2). На внутренней 9 и наружной 7 цилиндрических стенках компенсатора выполнены отверстия 10 и 11 соответственно. В торообразной стенке выполнены прорези 12. Внутренняя стенка жаровой трубы своей задней частью 13 телескопически соединена с сопловым аппаратом 14 с возможностью взаимного расширения.
Предложенная конструкция работает следующим образом.
В жаровую трубу 4 подается воздух из-за компрессора и топливо из форсунок 1, которые перемешиваются между собой и сгорают. За счет выделившегося тепла при сгорании топливо-воздушной смеси металлические стенки жаровой трубы 4 нагреваются и расширяются. Прорези 12 делят торообразную стенку 8 на множество криволинейных пластин, охлаждаемых воздухом, идущим на охлаждение турбины. Крепление жаровой трубы 4 с помощью С-образного кольцевого компенсатора 5 с выполненными прорезями 12 в его торообразной стенке 8 (с соотношением t/s=3,5÷4,5, где t - окружной шаг прорезей, s - ширина прорези) и отверстиями 11 в его наружной цилиндрической стенке 7 позволяет жаровой трубе 4 расширяться без повышенных термических напряжений, с сохранением взаимной центрации ее с корпусом 2, при этом прорези 12 также разгружают кольцевой компенсатор 5 от окружных напряжений, возникающих при деформациях его от тепловых радиальных перемещений жаровой трубы 4.
В результате взаимное перемещение между собой форсунок, завихрителей и жаровой трубы позволяет конструкции камеры сгорания длительно работать без повышенных напряжений, что способствует увеличению ее надежности.
Claims (2)
1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус с установленными на нем форсунками, соединенный с корпусом соплового аппарата, к которому крепится кольцевая жаровая труба при помощи С-образного кольцевого компенсатора, расположенного в задней, по направлению потока, части наружной стенки жаровой трубы и имеющего внутреннюю цилиндрическую стенку с отверстиями, торообразную стенку и наружную цилиндрическую стенку с кольцевым фланцем, причём внутренняя стенка жаровой трубы своей задней частью телескопически соединена с сопловым аппаратом с возможностью взаимного перемещения, отличающаяся тем, что в торообразной стенке компенсатора выполнены прорези, а на наружной цилиндрической стенке выполнены отверстия.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015117438/06U RU161011U1 (ru) | 2015-05-07 | 2015-05-07 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015117438/06U RU161011U1 (ru) | 2015-05-07 | 2015-05-07 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU161011U1 true RU161011U1 (ru) | 2016-04-10 |
Family
ID=55659835
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015117438/06U RU161011U1 (ru) | 2015-05-07 | 2015-05-07 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU161011U1 (ru) |
-
2015
- 2015-05-07 RU RU2015117438/06U patent/RU161011U1/ru active
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2375167B1 (en) | Combustor exit temperature profile control via fuel staging and related method | |
EP2481983B1 (en) | Turbulated Aft-End liner assembly and cooling method for gas turbine combustor | |
US9423135B2 (en) | Combustor having mixing tube bundle with baffle arrangement for directing fuel | |
US20090120093A1 (en) | Turbulated aft-end liner assembly and cooling method | |
US20180180289A1 (en) | Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor | |
US20130045450A1 (en) | System and method for reducing combustion dynamics in a combustor | |
RU2665199C2 (ru) | Горелочное устройство и способ работы горелочного устройства | |
EP3315866B1 (en) | Combustor assembly with mounted auxiliary component | |
US10295189B2 (en) | Combustion chamber arrangement | |
US3745766A (en) | Variable geometry for controlling the flow of air to a combustor | |
JP2017166479A (ja) | ガスタービンの流れスリーブの取り付け | |
US20120304654A1 (en) | Combustion liner having turbulators | |
RU2014110628A (ru) | Трубчато-кольцевая камера сгорания со ступенчатыми и тангенциальными топливовоздушными форсунками для использования в газотурбинных двигателях | |
JP2016121689A (ja) | 希釈用空気噴射部を有する軸方向段階混合器 | |
JP2018112386A (ja) | ラジアル燃料インジェクタ用のエアシールドを有する燃焼器アセンブリ | |
EP3460332B1 (en) | A combustion chamber | |
RU2604146C2 (ru) | Камера сгорания (варианты) и способ распределения топлива в камере сгорания | |
US2813397A (en) | Thermal expansion means for combustion chambers | |
CN104359127A (zh) | 一种燃气轮机燃烧室火焰筒的通道式冷却结构 | |
RU161011U1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
UA76298C2 (en) | Afterburner ring for two-contour turbo-jet engine, afterburner unit and turbo-jet engine | |
US3355884A (en) | Annular combustion chambers for gas turbine engines with improved guide vanes for mixing air with combustion gases | |
US9010083B2 (en) | Apparatus for mixing fuel in a gas turbine | |
RU195178U1 (ru) | Упругое соединение жаровой трубы камеры сгорания и газосборника газотурбинного двигателя | |
US20180106482A1 (en) | Combustor inlet flow conditioner |