RU172391U1 - REMOTE COMBUSTION CAMERA OF A GAS-TURBINE ENGINE - Google Patents
REMOTE COMBUSTION CAMERA OF A GAS-TURBINE ENGINE Download PDFInfo
- Publication number
- RU172391U1 RU172391U1 RU2016131676U RU2016131676U RU172391U1 RU 172391 U1 RU172391 U1 RU 172391U1 RU 2016131676 U RU2016131676 U RU 2016131676U RU 2016131676 U RU2016131676 U RU 2016131676U RU 172391 U1 RU172391 U1 RU 172391U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas
- combustion chamber
- walls
- wall
- gas collector
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД) наземного или морского применения, содержащим выносную камеру сгорания.Техническим результатом, на достижения которого направлена полезная модель, является повышение эффективности конвективного охлаждения газосборника и снижение потерь давления в камере сгорания.Технический результат достигается тем, что в выносной камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус, расположенный между компрессором и турбиной и снабженный диффузором и окнами, окантованными фланцами, на которых установлены кожухи, внутри которых размещены жаровые трубы, соединенные с сопловым аппаратом турбины газосборниками в виде переходных каналов с наружными стенками, эквидистантно отстоящими от внутренних стенок и образующих с внутренними стенками каналы для прохода охлаждающего воздуха из внутренней полости корпуса в кольцевые полости между кожухами и жаровыми трубами, в отличие от известной наружная стенка газосборника выполнена в виде двух симметричных половин, скрепленных по стыкам продольными планками и соединенных между собой опорными полукольцами, состоящими из внутреннего и наружного полуколец, которые соединены между собой радиальными стойками и боковыми стенками, при этом внутренние полукольца входят в проточки внутренних стенок газосборников, кроме этого, в стыке кожухов с фланцами корпуса камеры сгорания размещен подвижный уплотнительный элемент, сопряженный с наружной стенкой газосборника и разделяющий внутреннюю полость корпуса камеры сгорания и внутренние полости кожухов снаружи наружной стенки газосборника.The utility model relates to turbine engineering, in particular to gas turbine engines (GTE) of land or sea applications containing an external combustion chamber. The technical result, which the utility model aims to achieve, is to increase the efficiency of convective cooling of the gas collector and reduce pressure losses in the combustion chamber. is achieved by the fact that in a remote combustion chamber of a gas turbine engine containing a housing located between the compressor and the turbine and equipped with a diffuser and windows edged with flanges, on which housings are installed, inside which there are flame tubes connected to the turbine nozzle apparatus by gas collectors in the form of transition channels with external walls equidistantly spaced from the internal walls and forming channels with internal walls for the passage of cooling air from the internal cavity of the housing into annular cavities between the shells and the heat pipes, in contrast to the known outer wall of the gas collector, are made in the form of two symmetrical halves fastened at the joints of the laths and interconnected supporting half rings, consisting of inner and outer half rings, which are interconnected by radial struts and side walls, while the inner half rings enter the grooves of the inner walls of the gas collectors, in addition, a movable a sealing element interfaced with the outer wall of the gas collector and separating the internal cavity of the housing of the combustion chamber and the internal cavities of the casings outside the outer wall of the gas collector rnika.
Description
Полезная модель относится к турбостроению, в частности к газотурбинным двигателям (ГТД) наземного или морского применения, содержащим выносную камеру сгорания.The utility model relates to turbine construction, in particular to gas turbine engines (GTE) of land or sea applications, containing a remote combustion chamber.
Известна выносная камера сгорания (патент № 31816, МПК F02C 3/00, опубл. 27.08.2003), содержащая корпус, снаружи которого установлены кожухи с жаровыми трубами, соединенными с турбиной газосборниками в виде переходных каналов переменной формы от кольцевого входного участка, примыкающего к жаровой трубе до коробчатого выходного участка, примыкающего к сопловому аппарату турбины. Такая конструкция камеры сгорания сокращает общую длину двигателя и позволяет выполнить разборку камеры сгорания в эксплуатации с целью ремонта ее частей.Known external combustion chamber (patent No. 31816, IPC
Недостатком такой конструкции является недостаточное охлаждение газосборника воздухом после компрессора конвективным способом из-за наличия застойных зон во внутренней полости корпуса камеры сгорания.The disadvantage of this design is the insufficient cooling of the gas collector by air after the compressor in a convective manner due to the presence of stagnant zones in the internal cavity of the combustion chamber body.
Наиболее близкой к заявленной конструкции является конструкция выносной камеры сгорания ГТД (патент 2496990, МПК F01D 9/02, опубл. 27.10.2013), включающая в себя корпус, расположенный между компрессором и турбиной и снабженный диффузором и окнами, окантованными фланцами, на которых установлены кожухи, внутри которых размещены жаровые трубы, соединенные с сопловым аппаратом турбины двухстеночными газосборниками в виде переходных каналов с наружными стенками, эквидистантно отстоящими от внутренних стенок и образующих с внутренними стенками каналы для прохода охлаждающего воздуха из внутренней полости корпуса в кольцевые полости между кожухами и жаровыми трубами. В данной конструкции газосборник снабжен наружными турбулизаторами спиралевидной формы и дополнительной стенкой с отверстиями, примыкающей к наружным торцам турбулизаторов. Благодаря этому часть воздуха после компрессора принудительно протекает по спиралевидным каналам между стенками газосборника, охлаждая его внутреннюю стенку. Недостатком данной конструкции является то, что в такой камере сгорания имеются повышенные потери давления из-за турбулизации воздушного потока, охлаждающего газосборник, и из-за его последующего смешения с другой частью воздуха, поступающего непосредственно из внутренней полости корпуса камеры сгорания в жаровую трубу. Кроме этого, эффективность охлаждения газосборника недостаточно высока, т.к. скорость течения воздуха по спиралевидным каналам мала из-за низкого перепада давления между входом и выходом спиралевидных каналов и из-за того, что в охлаждении газосборника участвует только часть общего воздушного потока.Closest to the claimed design is the design of an external combustion chamber of a gas turbine engine (patent 2496990, IPC F01D 9/02, publ. 10/27/2013), which includes a housing located between the compressor and the turbine and equipped with a diffuser and windows edged with flanges on which are installed housings inside which flame tubes are placed connected to the turbine nozzle apparatus by two-wall gas collectors in the form of transition channels with external walls equidistantly spaced from the internal walls and forming channels d with the internal walls I cooling air passage from the interior of the housing into the annular space between the covers and flue. In this design, the gas collector is equipped with external spiral turbulators and an additional wall with holes adjacent to the outer ends of the turbulators. Due to this, part of the air after the compressor forcibly flows through the spiral channels between the walls of the gas collector, cooling its inner wall. The disadvantage of this design is that in such a combustion chamber there are increased pressure losses due to turbulization of the air flow cooling the gas collector, and because of its subsequent mixing with another part of the air coming directly from the internal cavity of the combustion chamber body into the flame tube. In addition, the cooling efficiency of the gas collector is not high enough, because the speed of air flow through the spiral channels is low due to the low pressure drop between the inlet and outlet of the spiral channels and due to the fact that only part of the total air flow is involved in the cooling of the gas collector.
Техническим результатом, на достижения которого направлена полезная модель, является повышение эффективности конвективного охлаждения газосборника и снижение потерь давления в камере сгорания за счет использования всего потока воздуха от компрессора, протекающего через канал, образованный внутренней и наружной стенками газосборника.The technical result, which the utility model aims to achieve, is to increase the efficiency of convective cooling of the gas collector and to reduce the pressure loss in the combustion chamber by using the entire air stream from the compressor flowing through the channel formed by the inner and outer walls of the gas collector.
Технический результат достигается тем, что в выносной камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей корпус, расположенный между компрессором и турбиной и снабженный диффузором и окнами, окантованными фланцами, на которых установлены кожухи, внутри которых размещены жаровые трубы, соединенные с сопловым аппаратом турбины двухстеночными газосборниками в виде переходных каналов с наружными стенками, эквидистантно отстоящими от внутренних стенок и образующих с внутренними стенками каналы для прохода охлаждающего воздуха из внутренней полости корпуса в кольцевые полости между кожухами и жаровыми трубами в отличие от известной наружная стенка газосборника выполнена в виде двух симметричных половин, скрепленных по стыкам продольными планками и соединенных между собой опорными полукольцами, состоящими из внутреннего и наружного полуколец, которые соединены между собой радиальными стойками и боковыми стенками, при этом внутренние полукольца входят в проточки внутренних стенок газосборников, кроме этого, в стыке кожухов с фланцами корпуса камеры сгорания размещен подвижный уплотнительный элемент, сопряженный с наружной стенкой газосборника и разделяющий внутреннюю полость корпуса камеры сгорания и внутренние полости кожухов снаружи наружной стенки газосборника. Между стенками газосборника установлены направляющие пластины, присоединенные неподвижно к наружной стенке газосборника.The technical result is achieved in that in a remote combustion chamber of a gas turbine engine, comprising a housing located between the compressor and the turbine and equipped with a diffuser and windows edged with flanges on which housings are installed, inside which are placed flame tubes connected to the turbine nozzle by two-wall gas collectors in the form transition channels with outer walls equidistant from the inner walls and forming channels with the inner walls for the passage of cooling air from the inside in contrast to the well-known outer wall of the gas collector, made in the form of two symmetrical halves, fastened at the joints by longitudinal bars and interconnected by support half rings, consisting of internal and external half rings, which are interconnected by radial struts and side walls, while the inner half rings enter the grooves of the inner walls of the gas collectors, in addition, at the junction of the casings with the flanges of the combustion chamber housing A movable sealing element coupled to the outer wall of the gas collector and separating the internal cavity of the combustion chamber body and the internal cavities of the casings outside the outer wall of the gas collector is provided. Between the walls of the gas collector, guide plates are mounted fixedly attached to the outer wall of the gas collector.
Заявляемое решение поясняется чертежами, на которых изображены: фиг. 1 - продольный разрез выносной камеры сгорания; фиг. 2 - сечение А-А; фиг. 3-сечение Б-Б.The claimed solution is illustrated by drawings, which depict: FIG. 1 is a longitudinal section of a remote combustion chamber; FIG. 2 - section aa; FIG. 3-section BB.
Выносная камера сгорания (фиг. 1) включает в себя корпус 1, на который установлены кожухи 2 с размещенными в них жаровыми трубами 3. Жаровые трубы 3 соединены с сопловым аппаратом 4 турбины газосборниками 5, состоящими из внутренней стенки 6, являющейся каналом для подвода газов от жаровой трубы к сопловому аппарату, и наружной стенки 7, эквидистантно отстоящей от внутренней стенки. Таким образом, между стенками газосборника образован канал 9 для прохода всего воздуха, поступающего от компрессора через диффузор 8 во внутреннюю полость корпуса камеры сгорания.The external combustion chamber (Fig. 1) includes a
Наружная стенка 7 состоит из двух симметричных половин (фиг. 2), скрепленных между собой двумя планками 10 и 11. Стенки газосборника (фиг. 3) скреплены между собой двумя опорными полукольцами 12, состоящих из внутреннего 13 и наружного 14 полуколец, соединенных между собой радиальными 15 и боковыми 16 стойками. При этом вход в канал 9 выполнен со стороны турбины, а выход расположен на участке соединения внутренней стенки 6 газосборника с жаровой трубой 3, где и происходит соединение стенок газосборника с помощью двух опорных полуколец 12.The outer wall 7 consists of two symmetrical halves (Fig. 2), fastened together by two
Опорные полукольца 12 смонтированы в проточку внутренней стенки газосборника и соединены между собой боковыми стенками 16. Наружная стенка газосборника телескопически соединена с опорными полукольцами и закреплена на них винтами 17. Для исключения перетекания воздуха к жаровой трубе помимо канала газосборника в стык кожуха поставлен уплотнительный элемент 18, телескопически соединенный с наружной стенкой 7 газосборника, состоящей из двух симметричных половин 19 и 20. При этом в канале 9 на наружной стенке 7 газосборника могут быть установлены направляющие пластины 21.The supporting
В результате наружная и внутренняя стенки газосборника, эквидистантно отстоящие друг от друга, образуют канал для прохода всего воздуха, поступающего от компрессора. При этом вход в канал выполнен со стороны турбины, а выход расположен на участке соединения внутренней стенки газосборника с жаровой трубой, где и происходит соединение стенок газосборника с помощью двух опорных полуколец. Для предотвращения перетекания воздуха помимо указанного канала в стыках кожухов с корпусом КС установлен подвижный уплотнительный элемент, сопряженный одновременно с наружной стенкой газосборника. Для целенаправленного течения воздуха в канале на наружной стенке газосборника, состоящей из двух симметричных половин, соединенных между собой продольными планками, могут быть установлены направляющие пластины.As a result, the outer and inner walls of the gas collector, which are equidistant from each other, form a channel for the passage of all air coming from the compressor. In this case, the entrance to the channel is made from the turbine side, and the exit is located at the site of connection of the inner wall of the gas collector with the flame tube, where the walls of the gas collector are connected using two supporting half rings. In order to prevent air overflow, in addition to the specified channel, a movable sealing element is installed at the joints of the housings with the casing of the compressor assembly, coupled simultaneously with the outer wall of the gas collector. For targeted air flow in the channel on the outer wall of the gas collector, consisting of two symmetrical halves connected by longitudinal bars, guide plates can be installed.
Таким образом, данное техническое решение позволяет обеспечить повышение эффективности конвективного охлаждения газосборника и снижение потерь давления в камере сгорания.Thus, this technical solution allows to increase the efficiency of convective cooling of the gas collector and reduce pressure losses in the combustion chamber.
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016131676U RU172391U1 (en) | 2016-08-01 | 2016-08-01 | REMOTE COMBUSTION CAMERA OF A GAS-TURBINE ENGINE |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2016131676U RU172391U1 (en) | 2016-08-01 | 2016-08-01 | REMOTE COMBUSTION CAMERA OF A GAS-TURBINE ENGINE |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU172391U1 true RU172391U1 (en) | 2017-07-06 |
Family
ID=59310361
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016131676U RU172391U1 (en) | 2016-08-01 | 2016-08-01 | REMOTE COMBUSTION CAMERA OF A GAS-TURBINE ENGINE |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU172391U1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2698542C1 (en) * | 2018-11-15 | 2019-08-28 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Intermediate housing assembly of gas turbine engine |
RU2774090C1 (en) * | 2021-12-01 | 2022-06-15 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Casing of the combustion chamber of a gas turbine engine |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4292991A (en) * | 1979-12-17 | 1981-10-06 | Masoneilan International, Inc. | Erosion resistant valve |
SU1760806A1 (en) * | 1988-07-26 | 1995-11-10 | Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Gas-turbine engine with auxiliary loop |
US20020152755A1 (en) * | 2001-02-14 | 2002-10-24 | Johnson Robert Alan | Method and apparatus for enhancing heat transfer in a combustor liner for a gas turbine |
US20050262844A1 (en) * | 2004-05-28 | 2005-12-01 | Andrew Green | Combustion liner seal with heat transfer augmentation |
RU2291887C2 (en) * | 2002-06-10 | 2007-01-20 | ОАО "Завод технического углерода" | Device for producing industrial hydrogen |
RU2496990C2 (en) * | 2007-05-18 | 2013-10-27 | Дженерал Электрик Компани | Gas turbine engine transition compartment and gas turbine engine |
-
2016
- 2016-08-01 RU RU2016131676U patent/RU172391U1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4292991A (en) * | 1979-12-17 | 1981-10-06 | Masoneilan International, Inc. | Erosion resistant valve |
SU1760806A1 (en) * | 1988-07-26 | 1995-11-10 | Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Gas-turbine engine with auxiliary loop |
US20020152755A1 (en) * | 2001-02-14 | 2002-10-24 | Johnson Robert Alan | Method and apparatus for enhancing heat transfer in a combustor liner for a gas turbine |
RU2291887C2 (en) * | 2002-06-10 | 2007-01-20 | ОАО "Завод технического углерода" | Device for producing industrial hydrogen |
US20050262844A1 (en) * | 2004-05-28 | 2005-12-01 | Andrew Green | Combustion liner seal with heat transfer augmentation |
RU2496990C2 (en) * | 2007-05-18 | 2013-10-27 | Дженерал Электрик Компани | Gas turbine engine transition compartment and gas turbine engine |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2698542C1 (en) * | 2018-11-15 | 2019-08-28 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Intermediate housing assembly of gas turbine engine |
RU2774090C1 (en) * | 2021-12-01 | 2022-06-15 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Casing of the combustion chamber of a gas turbine engine |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10012106B2 (en) | Enclosed baffle for a turbine engine component | |
US20180363555A1 (en) | Combustion Section Heat Transfer System for a Propulsion System | |
RU2015130230A (en) | GAS TURBINE ASSEMBLY AND COOLING AIR FOR EXHAUST SECTION | |
RU2519014C2 (en) | Turbine combustion chamber diffuser (versions) and turbine combustion chamber | |
US20170138211A1 (en) | Ring segment cooling structure and gas turbine having the same | |
RU2569015C2 (en) | Diffuser for fixed gas turbine plant | |
RU2686246C2 (en) | Combustor of gas turbine with pressure drop optimized liner cooling | |
RU2004121114A (en) | DEVICE FOR PASSIVE REGULATION OF HEAT EXTENSION OF THE EXTENSION HOUSING OF THE TURBOREACTIVE ENGINE | |
RU172391U1 (en) | REMOTE COMBUSTION CAMERA OF A GAS-TURBINE ENGINE | |
US8961118B2 (en) | Structural cooling fluid tube for supporting a turbine component and supplying cooling fluid | |
US10648667B2 (en) | Combustion chamber with double wall | |
RU2398160C1 (en) | Gas turbine engine combustion chamber (versions) | |
RU2698542C1 (en) | Intermediate housing assembly of gas turbine engine | |
RU138296U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE TURBINE | |
RU2278277C1 (en) | Steam turbine cylinder | |
RU2626180C2 (en) | Remote combustion chamber | |
CN113107679A (en) | Transition section part for composite tangential air inlet of small gas turbine | |
RU2289029C2 (en) | Device to supply cooling air to working of turbine wheel | |
US9103282B2 (en) | Structural cooling fluid tube for supporting a turbine component and supplying cooling fluid to transition section | |
RU167640U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE ROTOR COOLING COOLING DEVICE | |
RU2710642C1 (en) | Tubular combustion chamber of gas turbine engine | |
RU2821680C1 (en) | Gas turbine engine annular combustion chamber diffuser | |
RU207006U1 (en) | Double-walled flame tube of a high-temperature continuous combustion chamber | |
RU2819326C1 (en) | Small-size gas turbine plant | |
WO2019040316A1 (en) | Turbine blade with leading edge showerhead hole arrangement |