Claims (2)
1. Камера сгорания газовой турбины, включающая жаровые трубы, соединенные с кольцевым газосборником, скрепленным с внешним и внутренним корпусами, каждая из жаровых труб содержит на выходе в поперечном потоку направлении лобовую стенку, скрепленную со стенкой жаровой трубы и соединенную с газосборником, выше по потоку от лобовой стенки размещен ряд патрубков, а также фронтовое устройство с лопаточными завихрителями, отличающаяся тем, что стенка жаровой трубы выполнена с рядом наклонных к продольной оси фронтового устройства щелей, нижние по потоку края которых расположены между патрубками в одной меридианной плоскости, а верхние края щелей расположены выше по потоку от патрубков в другой меридианной плоскости, при этом угол наклона проекции продольных поверхностей наклонных щелей к продольной оси фронтового устройства составляет 30o. . . 75o, а продольные поверхности наклонных щелей расположены поперек углов установки лопаток завихрителей относительно продольной оси фронтового устройства и (или) поперек направления закрученного лопаточными завихрителями потока продуктов горения.1. The combustion chamber of a gas turbine, including flame tubes, connected to an annular gas collector, bonded to the outer and inner bodies, each of the flame tubes contains a frontal wall attached to the wall of the flame tube and connected to the gas collector, upstream, in the transverse flow direction from the frontal wall there are a number of nozzles, as well as a frontal device with scapular swirlers, characterized in that the flame tube wall is made with a number of slots inclined to the longitudinal axis of the frontal device, lower e downstream the edges of which are located between the nozzles in one meridian plane, and the upper edges of the slots are located upstream of the nozzles in the other meridian plane, while the projection angle of the longitudinal surfaces of the inclined slots to the longitudinal axis of the front device is 30 o . . . 75 o , and the longitudinal surfaces of the inclined slots are located across the angles of installation of the blades of the swirls relative to the longitudinal axis of the front device and (or) across the direction of the flow of combustion products swirled by the blade swirls.
2. Камера сгорания газовой турбины по п. 1, отличающаяся тем, что число наклонных щелей равно, по меньшей мере, числу патрубков, а суммарная площадь проходного сечения наклонных щелей составляет 0,8. . . 1,2 от суммарной площади проходного сечения патрубков. 2. The combustion chamber of a gas turbine according to claim 1, characterized in that the number of inclined slots is equal to at least the number of nozzles, and the total passage area of the inclined slots is 0.8. . . 1.2 of the total flow area of the nozzles.