RU206240U1 - Узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя - Google Patents
Узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU206240U1 RU206240U1 RU2020140716U RU2020140716U RU206240U1 RU 206240 U1 RU206240 U1 RU 206240U1 RU 2020140716 U RU2020140716 U RU 2020140716U RU 2020140716 U RU2020140716 U RU 2020140716U RU 206240 U1 RU206240 U1 RU 206240U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- transition element
- flame tube
- combustion chamber
- wall
- nozzle apparatus
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области двигателестроения и преимущественно может найти применение в конструкциях жаровых труб камер сгорания газотурбинных двигателей.При работе газотурбинного двигателя в условиях вибрации и температурных нагружений в узле сопряжения жаровой трубы и соплового аппарата происходят микросмещения соединительных поверхностей. Вследствие малой амплитуды микросмещений соприкасающихся поверхностей повреждения концентрируются на небольших площадках действительного контакта. Разрушение контактирующих поверхностей проявляются в появлении мелких полостей, в которых накапливаются продукты износа. Эти продукты износа образуются вследствие разрушения зон сцепления, а также повреждения от усталости микронеровностей. Количество мелких полостей с продуктами износа возрастает и сливается друг с другом. Продукты износа, накапливающиеся в небольших полостях, создают в них повышенное давление, которое в свою очередь приводит к образованию микротрещин. Некоторые микротрещины сливаются, происходит откалывание отдельных объемов металла и накопление усталостных повреждений. Повреждения поверхностей вследствие износа служат концентраторами напряжений и снижают предел выносливости материала деталей.Техническим результатом, на который направлена полезная модель, является оптимизация конструкции переходного элемента с сохранением стабильности стыка корпуса соплового аппарата и стенки жаровой трубы камеры сгорания при одновременном повышении надежности работы камеры сгорания за счет уменьшения износа контактирующих поверхностей переходного элемента и возможности стабилизации терморегуляции элементов узла.Технический результат достигается тем, что в узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя, содержащий переходный элемент, соединяющий по контактирующим поверхностям корпус соплового аппарата и стенку жаровой трубы камеры сгорания, при этом переходный элемент выполнен в виде отдельной детали, спрофилированной для обеспечения обтекания газовоздушным потоком, переходной элемент имеет цилиндрический участок, соответствующий цилиндрическому участку жаровой трубы камеры сгорания, обеспечивающий стыковку, центрирование и герметичность газовоздушного тракта.Отличием заявляемой конструкции от прототипа является то, что переходный элемент состоит из сегментов, образующих тонкостенное кольцо со сферическим профилем и выполненными прорезями, делящими каждый сегмент на отдельные части в виде «лепестков», при этом сегменты установлены с зазором друг относительно друга с жестким неразъемным соединением с наружной поверхностью стенки жаровой трубы, при этом ширина зазора между сегментами соответствует ширине прорези.Через выполненные прорези, делящие каждый сегмент переходного элемента на отдельные части в виде «лепестков», поступает охлаждающий воздух стабилизирующий терморегуляцию переходного элемента.Для равномерности охлаждения переходного элемента ширина зазора между сегментами соответствует ширине прорези.Конструкция переходного элемента выполнена с максимальной возможностью уменьшения контактирующих поверхностей.
Description
Полезная модель относится к области двигателестроения и преимущественно может найти применение в конструкциях жаровых труб камер сгорания газотурбинных двигателей.
Известна конструкция газотурбинного двигателя, где стенка жаровой трубы телескопически установлена с корпусом соплового аппарата турбины с минимальным радиальным зазором для компенсации температурных расширений (патент на изобретение №2597322, заявка №2015116235, «Малоразмерный газотурбинный двигатель», дата подачи заявки 28.04.2015), при этом стенка жаровой трубы штампованная из листа, а корпус соплового аппарата обработан механическим способом.
Недостатком описанной конструкции является то, что минимальный зазор в месте соединения стенки жаровой трубы и корпуса соплового аппарата является не равномерным, т.к. стенка жаровой трубы, представляющая из себя штампованную конструкцию имеет отклонение от цилиндрической формы. Таким образом, при работе двигателя местно, зазор превращается в натяг под действием температурных напряжений, вследствие чего в месте соединения стенки жаровой трубы и корпуса соплового аппарата турбины возникают напряжения, которые приводят к выработке на поверхности стенки, вплоть до ее разрушения.
Наиболее близкой по назначению и совокупности существенных признаков является конструкция узла сопряжения соплового аппарата с камерой сгорания газовой турбины (патент на полезную модель РФ №122125, F02C 7/20, опубликовано 20.11.2012, заявка №2012102715, дата подачи 26.01.2012), содержащая переходный элемент, соединяющий по контактирующим поверхностям корпус соплового аппарата и стенку жаровой трубы камеры сгорания, при этом переходный элемент выполнен в виде отдельной детали, спрофилированной для обеспечения обтекания газовоздушным потоком, переходной элемент имеет цилиндрический участок, соответствующий цилиндрическому участку жаровой трубы камеры сгорания, обеспечивающий стыковку, центрирование и герметичность газовоздушного тракта.
Недостатком данного соединения является то, что система радиальных пазов и выступов переходного элемента увеличивает площадь контактирующих поверхностей соединения, что снижает ресурс работы камеры сгорания, вследствие износа контактирующих элементов.
При работе газотурбинного двигателя в условиях вибрации и температурных нагружений в узле сопряжения жаровой трубы и соплового аппарата происходят микросмещения соединительных поверхностей. Вследствие малой амплитуды микросмещений соприкасающихся поверхностей повреждения концентрируются на небольших площадках действительного контакта. Разрушение контактирующих поверхностей проявляются в появлении мелких полостей, в которых накапливаются продукты износа. Эти продукты износа образуются вследствие разрушения зон сцепления, а также повреждения от усталости микронеровностей. Количество мелких полостей с продуктами износа возрастает и сливается друг с другом. Продукты износа, накапливающиеся в небольших полостях, создают в них повышенное давление, которое в свою очередь приводит к образованию микротрещин. Некоторые микротрещины сливаются, происходит откалывание отдельных объемов металла и накопление усталостных повреждений. Повреждения поверхностей вследствие износа служат концентраторами напряжений и снижают предел выносливости материала деталей.
Техническим результатом, на который направлена полезная модель, является оптимизация конструкции переходного элемента с сохранением стабильности стыка корпуса соплового аппарата и стенки жаровой трубы камеры сгорания при одновременном повышении надежности работы камеры сгорания за счет уменьшения износа контактирующих поверхностей переходного элемента и возможности стабилизации терморегуляции элементов узла.
Технический результат достигается тем, что в узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя, содержащий переходный элемент, соединяющий по контактирующим поверхностям корпус соплового аппарата и стенку жаровой трубы камеры сгорания, при этом переходный элемент выполнен в виде отдельной детали, спрофилированной для обеспечения обтекания газовоздушным потоком, переходной элемент имеет цилиндрический участок, соответствующий цилиндрическому участку жаровой трубы камеры сгорания, обеспечивающий стыковку, центрирование и герметичность газовоздушного тракта.
Отличием заявляемой конструкции от прототипа является то, что переходный элемент состоит из сегментов, образующих тонкостенное кольцо со сферическим профилем и выполненными прорезями, делящими каждый сегмент на отдельные части в виде «лепестков», при этом сегменты установлены с зазором друг относительно друга с жестким неразъемным соединением с наружной поверхностью стенки жаровой трубы, при этом ширина зазора между сегментами соответствует ширине прорези.
Через выполненные прорези, делящие каждый сегмент переходного элемента на отдельные части в виде «лепестков», поступает охлаждающий воздух стабилизирующий терморегуляцию переходного элемента.
Для равномерности охлаждения переходного элемента ширина зазора между сегментами соответствует ширине прорези.
Конструкция переходного элемента выполнена с максимальной возможностью уменьшения контактирующих поверхностей.
Предложенное устройство поясняется следующими чертежами.
На фиг. 1 - переходный элемент соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя.
На фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1.
Позициями на фигурах обозначены:
1 - переходный элемент (фиг.1,2);
2 - корпус соплового аппарата (фиг.1);
3 - стенка жаровой трубы камеры сгорания (фиг.1);
4 - цилиндрический участок переходного элемента (фиг.1);
5 - цилиндрический участок жаровой трубы (фиг.1);
6 - сегмент (фиг.2);
7 - прорезь сегмента (фиг.2);
8 - зазор между сегментами (фиг.2).
Узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя содержит переходный элемент 1 (фиг.1,2), соединяющий по контактирующим поверхностям корпус 2 (фиг.1) соплового аппарата и стенку 3 (фиг.1) жаровой трубы камеры сгорания.
Переходный элемент 1 (фиг.1,2) выполнен в виде отдельной детали, спрофилированной для обеспечения обтекания газовоздушным потоком.
Переходной элемент 1 (фиг.1,2) имеет цилиндрический участок 4 (фиг.1) соответствующий цилиндрическому участку 5 (фиг.1) жаровой трубы камеры сгорания, обеспечивающий стыковку, центрирование и герметичность газовоздушного тракта.
Переходный элемент 1 (фиг.1,2) состоит из сегментов 6 (фиг.2), образующих тонкостенное кольцо со сферическим профилем и выполненными прорезями 7 (фиг.2), делящими каждый сегмент 6 (фиг.2) на отдельные части в виде «лепестков».
Сегменты 6 (фиг.2) установлены с зазором 8 (фиг.2) друг относительно друга при помощи жесткого неразъемного соединения с наружной поверхностью стенки 3 (фиг.1) жаровой трубы.
При этом ширина зазора 8 (фиг.2) между сегментами 6 (фиг.2) соответствует ширине прорези 7 (фиг.2).
Работа рассматриваемого узла соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата турбины газотурбинного двигателя заключается в следующем.
Узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя обеспечивает равномерное горение топливовоздушной смеси под высоким давлением.
В связи с этим конструкция переходного элемента 1 (фиг.1,2) должна обеспечивать стабильность стыка корпуса 2 (фиг.1) соплового аппарата и стенки 3 (фиг.1) жаровой трубы, а также отвечать условиям надежности.
Для сопловых аппаратов свойственны температурные нагрузки. Для обеспечения стабильности геометрии газовоздушного тракта цилиндрический участок 4 (фиг.1) переходного элемента 1 (фиг.1,2) имеет жесткое неразъемное соединение с цилиндрическим участком 5 (фиг.1) жаровой трубой камеры сгорания.
Через выполненные зазоры 8 (фиг.2) между сегментами 6 (фиг.2) поступает поток охлажденного воздуха, позволяющий стабилизировать терморегуляцию переходного элемента 1 (фиг.1,2).
Выполненные прорези 7 (фиг.1,2) сегмента 6 (фиг.1,2) делают переходный элемент упругим, что позволяет при различных температурных расширениях соплового аппарата и стенки жаровой трубы обеспечивать герметичность их стыка.
Применение заявляемой полезной модели позволяет при стабильности стыка корпуса соплового аппарата и стенки жаровой трубы камеры сгорания повысить надежность работы камеры сгорания за счет уменьшения износа контактирующих поверхностей переходного элемента и возможности стабилизации терморегуляции элементов узла.
Claims (1)
- Узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата турбины газотурбинного двигателя, содержащий переходный элемент, соединяющий по контактирующим поверхностям корпус соплового аппарата и стенку жаровой трубы камеры сгорания, при этом переходный элемент выполнен в виде отдельной детали, спрофилированной для обеспечения обтекания газовоздушным потоком, переходной элемент имеет цилиндрический участок, соответствующий цилиндрическому участку жаровой трубы камеры сгорания, обеспечивающий стыковку, центрирование и герметичность газовоздушного тракта, отличающийся тем, что переходный элемент состоит из сегментов, образующих тонкостенное кольцо со сферическим профилем и выполненными прорезями, делящими каждый сегмент на отдельные части в виде «лепестков», при этом сегменты установлены с зазором друг относительно друга с жестким неразъёмным соединением с наружной поверхностью стенки жаровой трубы, при этом ширина зазора между сегментами соответствует ширине прорези.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020140716U RU206240U1 (ru) | 2020-12-10 | 2020-12-10 | Узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020140716U RU206240U1 (ru) | 2020-12-10 | 2020-12-10 | Узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU206240U1 true RU206240U1 (ru) | 2021-09-01 |
Family
ID=77663439
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020140716U RU206240U1 (ru) | 2020-12-10 | 2020-12-10 | Узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU206240U1 (ru) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2465080A1 (fr) * | 1979-09-17 | 1981-03-20 | Snecma | Dispositif de suspension aval de chambre de combustion pour turbomachines |
| US20050120718A1 (en) * | 2003-12-03 | 2005-06-09 | Lorin Markarian | Gas turbine combustor sliding joint |
| US20110023499A1 (en) * | 2006-09-15 | 2011-02-03 | Nicolas Grivas | Gas turbine combustor exit duct and hp vane interface |
| RU2496017C1 (ru) * | 2012-03-27 | 2013-10-20 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | Уплотнение внутреннего стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины газотурбинного двигателя |
| RU159092U1 (ru) * | 2015-04-06 | 2016-01-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Упругое соединение жаровой трубы и газосборника камеры сгорания газотурбинного двигателя |
| RU195178U1 (ru) * | 2019-08-22 | 2020-01-16 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Упругое соединение жаровой трубы камеры сгорания и газосборника газотурбинного двигателя |
-
2020
- 2020-12-10 RU RU2020140716U patent/RU206240U1/ru active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2465080A1 (fr) * | 1979-09-17 | 1981-03-20 | Snecma | Dispositif de suspension aval de chambre de combustion pour turbomachines |
| US20050120718A1 (en) * | 2003-12-03 | 2005-06-09 | Lorin Markarian | Gas turbine combustor sliding joint |
| US20110023499A1 (en) * | 2006-09-15 | 2011-02-03 | Nicolas Grivas | Gas turbine combustor exit duct and hp vane interface |
| RU2496017C1 (ru) * | 2012-03-27 | 2013-10-20 | Открытое акционерное общество Конструкторско-производственное предприятие "Авиамотор" | Уплотнение внутреннего стыка камеры сгорания и соплового аппарата турбины газотурбинного двигателя |
| RU159092U1 (ru) * | 2015-04-06 | 2016-01-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Упругое соединение жаровой трубы и газосборника камеры сгорания газотурбинного двигателя |
| RU195178U1 (ru) * | 2019-08-22 | 2020-01-16 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Упругое соединение жаровой трубы камеры сгорания и газосборника газотурбинного двигателя |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8616007B2 (en) | Structural attachment system for transition duct outlet | |
| US9360217B2 (en) | Flow sleeve for a combustion module of a gas turbine | |
| US7874164B2 (en) | Fuel nozzle flange with reduced heat transfer | |
| US9464538B2 (en) | Shroud block segment for a gas turbine | |
| CA1115640A (en) | Turbine seal and vane damper | |
| US11008888B2 (en) | Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components | |
| CA2465071C (en) | Diametrically energized piston ring | |
| US20180100437A1 (en) | Combustor igniter cooling | |
| CN104632412A (zh) | 提供密封连接的柔性部件 | |
| US9828867B2 (en) | Bumper for seals in a turbine exhaust case | |
| US7752851B2 (en) | Fastening a combustion chamber inside its casing | |
| EP3315866B1 (en) | Combustor assembly with mounted auxiliary component | |
| US9803555B2 (en) | Fuel delivery system with moveably attached fuel tube | |
| US20210148252A1 (en) | Turbine shroud cartridge assembly with sealing features | |
| US20120055165A1 (en) | Combustor liner assembly with enhanced cooling system | |
| RU206240U1 (ru) | Узел соединения стенки жаровой трубы камеры сгорания и соплового аппарата газотурбинного двигателя | |
| CN109595591B (zh) | 一种带水冷幕墙的波纹板隔热屏 | |
| EP3309457A1 (en) | Combustion dynamics mitigation system | |
| EP3339609A1 (en) | Mounting assembly for gas turbine engine fluid conduit | |
| CN115789700A (zh) | 回流燃烧室大弯管与涡轮的连接结构及航空发动机 | |
| RU195178U1 (ru) | Упругое соединение жаровой трубы камеры сгорания и газосборника газотурбинного двигателя | |
| RU186048U1 (ru) | Узел упругого соединения жаровой трубы и газосборника камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
| KR101898389B1 (ko) | 브러시 실 어셈블리 | |
| RU2493388C1 (ru) | Уплотнение внутреннего стыка камеры сгорания и статора турбины газотурбинного двигателя | |
| RU182025U1 (ru) | Топливный коллектор камеры сгорания |