RU2003102603A - Система охлаждения для струйного сопла с дожиганием газотурбинного двигателя - Google Patents

Система охлаждения для струйного сопла с дожиганием газотурбинного двигателя

Info

Publication number
RU2003102603A
RU2003102603A RU2003102603/06A RU2003102603A RU2003102603A RU 2003102603 A RU2003102603 A RU 2003102603A RU 2003102603/06 A RU2003102603/06 A RU 2003102603/06A RU 2003102603 A RU2003102603 A RU 2003102603A RU 2003102603 A RU2003102603 A RU 2003102603A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
cooling system
protective thermal
air
protective
Prior art date
Application number
RU2003102603/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2301904C2 (ru
Inventor
ВЕРДУЗАН Леопольд Жан-Мари Де
Морис ФЛОРЕАНИ
Жак Андре Мишель РОШ
Original Assignee
Снекма Мотёр
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from FR0201122A external-priority patent/FR2835288B1/fr
Application filed by Снекма Мотёр filed Critical Снекма Мотёр
Publication of RU2003102603A publication Critical patent/RU2003102603A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2301904C2 publication Critical patent/RU2301904C2/ru

Links

Claims (4)

1. Система охлаждения для струйного сопла (1) с дожиганием, причем указанное струйное сопло (1) содержит первичный газовый канал (2), по которому проходит первичный поток газа, вторичный канал (3) для воздуха, по которому проходит вторичный поток воздуха, причем указанный вторичный канал (3) для воздуха окружает указанный первичный газовый канал (2) и отделен от него защитным тепловым кожухом (4), указанный вторичный канал (3) для воздуха включает концевой участок (За), расположенный ниже по потоку воздуха, регуляторы (5) тяги, окружающие выходную секцию первичного газового канала (2), систему охлаждения, содержащую защитную тепловую оболочку (7) во вторичном канале (3) для воздуха в концевом участке (За), расположенном ниже по потоку, указанного канала, отличающаяся тем, что на защитной тепловой оболочке (7) установлена кольцевая диафрагма (8), выходящая наружу перед регуляторами (5) тяги, и в которой сформированы установочные сектора (11) и зоны (9) между секторами, в которых выполнены прорези (15), указанные зоны (9) между секторами формируют промежутки (16) между кольцевой диафрагмой (8) и защитным тепловым кожухом.
2. Система охлаждения по п.1, отличающаяся тем, что диафрагма (8) закреплена на защитной тепловой оболочке (7) и обеспечивает возможность защитному тепловому кожуху (4) смещаться относительно установочных секторов (11).
3. Система охлаждения по п.1 или 2, отличающаяся тем, что защитная тепловая оболочка (7) содержит держатели крепления, установленные на корпусе (13), окружающем наружную сторону канала (3) для воздуха.
4. Система охлаждения по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что вокруг защитной тепловой оболочки (7) расположен теплоизолирующий материал (14).
RU2003102603/06A 2002-01-31 2003-01-30 Система охлаждения для струйного сопла с дожиганием газотурбинного двигателя RU2301904C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0201122A FR2835288B1 (fr) 2002-01-31 2002-01-31 Systeme de refroidissement pour une tuyere de post-combustion de turbomachine
FR0201122 2002-01-31

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2003102603A true RU2003102603A (ru) 2004-11-10
RU2301904C2 RU2301904C2 (ru) 2007-06-27

Family

ID=8871437

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2003102603/06A RU2301904C2 (ru) 2002-01-31 2003-01-30 Система охлаждения для струйного сопла с дожиганием газотурбинного двигателя

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6792748B2 (ru)
EP (1) EP1333172B1 (ru)
DE (1) DE60300423T2 (ru)
ES (1) ES2239300T3 (ru)
FR (1) FR2835288B1 (ru)
RU (1) RU2301904C2 (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2835288B1 (fr) * 2002-01-31 2006-04-28 Snecma Moteurs Systeme de refroidissement pour une tuyere de post-combustion de turbomachine
FR2855559B1 (fr) * 2003-05-27 2005-07-15 Snecma Moteurs Systeme d'etancheite du flux secondaire a l'entree d'une tuyere d'une turbomachine avec chambre de post-combustion
FR2860045B1 (fr) * 2003-09-24 2006-01-06 Snecma Moteurs Systeme de ventilation pour une tuyere d'ejection convergente divergente
FR2877052B1 (fr) * 2004-10-26 2007-04-20 Snecma Moteurs Sa Tuyere a section variable de turbomachine a support de levier de commande monobloc
FR2877402B1 (fr) * 2004-10-29 2007-05-11 Snecma Moteurs Sa Tuyere a section variable de turbomachine
US7739872B2 (en) * 2005-02-14 2010-06-22 United Technologies Corporation Cooled dual wall liner closeout
RU2516760C1 (ru) * 2013-04-11 2014-05-20 Оао Умпо Регулируемое сопло турбореактивного двигателя
US10451003B2 (en) 2014-10-28 2019-10-22 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Nozzle support system
FR3047768B1 (fr) * 2016-02-17 2019-02-01 Safran Power Units Dispositif de liaison et d'etancheite entre deux modules d'un conduit d'echappement d'une turbomachine
RU2729214C1 (ru) * 2019-09-04 2020-08-07 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Регулируемое сверхзвуковое сопло турбореактивного двигателя
CN114776462B (zh) * 2022-04-14 2024-06-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种喉道可调单边膨胀喷管

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2910828A (en) * 1956-08-24 1959-11-03 United Aircraft Company Convergent-divergent variable area propulsion nozzle
GB851225A (en) * 1957-07-17 1960-10-12 Havilland Engine Co Ltd Adjustable propulsion nozzles
GB878195A (en) * 1959-03-16 1961-09-27 Rolls Royce Improvements in or relating to gas-turbine jet-propulsion engines
US3243126A (en) * 1963-09-18 1966-03-29 United Aircraft Corp Variable area exhaust nozzle
US3612400A (en) * 1970-06-02 1971-10-12 Gen Motors Corp Variable jet propulsion nozzle
FR2191025B1 (ru) * 1972-07-04 1975-03-07 Aerospatiale
FR2470253A1 (fr) * 1979-11-23 1981-05-29 Snecma Tuyere orientable pour propulseur a reaction
US4718230A (en) * 1986-11-10 1988-01-12 United Technologies Corporation Augmentor liner construction
US5586431A (en) * 1994-12-06 1996-12-24 United Technologies Corporation Aircraft nacelle ventilation and engine exhaust nozzle cooling
US6301877B1 (en) * 1995-11-13 2001-10-16 United Technologies Corporation Ejector extension cooling for exhaust nozzle
US5690279A (en) * 1995-11-30 1997-11-25 United Technologies Corporation Thermal relief slot in sheet metal
US5813609A (en) * 1996-12-11 1998-09-29 General Electric Company Hinged lined exhaust nozzle
US6177200B1 (en) * 1996-12-12 2001-01-23 United Technologies Corporation Thermal barrier coating systems and materials
FR2835288B1 (fr) * 2002-01-31 2006-04-28 Snecma Moteurs Systeme de refroidissement pour une tuyere de post-combustion de turbomachine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4083717B2 (ja) 燃焼器の断熱シールドパネルおよび断熱シールドパネルとシェルとの組み合わせ
RU2003102603A (ru) Система охлаждения для струйного сопла с дожиганием газотурбинного двигателя
US8205336B2 (en) Method for manufacturing a combustor heat shield
JP2005195000A (ja) 拡張インピンジメント冷却構造およびその冷却方法
RU2005112912A (ru) Кольцевой корпус статора газовой турбины и устройство охлаждения кольцевого корпуса
JP4526976B2 (ja) ターボ機械の高圧タービンのリングスペーサセクタを軸方向に保持するための装置
JP2814082B2 (ja) 耐熱締結構造
US3990232A (en) Combustor dome assembly having improved cooling means
JP2006189028A (ja) 排気ライナアッセンブリ
UA83835C2 (ru) Система охлаждения неподвижно установленного стяжного кольца газовой турбины
ATE380286T1 (de) Effusionsgekühlter übergangskanal mit geformten kühllöchern
GB2296084B (en) Means for cooling the backplate of the flame tube of a combustion chamber for gas turbine engines
RU2005113664A (ru) Устройство для подачи воздуха и топлива к кольцу форсунок в форсажной камере
KR970700845A (ko) 가스 터빈용 연소실(combustion chamber for a gas turbine)
KR100497779B1 (ko) 연소 터빈 구성요소를 냉각시키기 위한 냉각 공급 매니폴드 어셈블리
CA2429425A1 (en) Combustor turbine successive dual cooling
RU2301904C2 (ru) Система охлаждения для струйного сопла с дожиганием газотурбинного двигателя
WO2001055273A3 (de) Hitzeschildanordnung für eine heissgas führende komponente, insbesondere für strukturteile von gasturbinen
RU2004123918A (ru) Форсажное кольцо для двухконтурного турбореактивного двигателя, форсажное устройство и турбореактивный двигатель
GB2319307B (en) Gas turbine engine cooling air flow control
GB2003989A (en) Cooled air inlet tube for a gas turbine combustor
DE60222315D1 (de) Gasturbinenbrennkammer, insbesondere für einen Flugzeugmotor
NO20005115A (no) Anordning ved projektor
RU2215348C2 (ru) Свеча зажигания газотурбинного двигателя
JP2610348B2 (ja) ガスタービンの火炎伝播管