RU2206025C1 - Камера сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents
Камера сгорания газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2206025C1 RU2206025C1 RU2002103540A RU2002103540A RU2206025C1 RU 2206025 C1 RU2206025 C1 RU 2206025C1 RU 2002103540 A RU2002103540 A RU 2002103540A RU 2002103540 A RU2002103540 A RU 2002103540A RU 2206025 C1 RU2206025 C1 RU 2206025C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel
- combustion chamber
- tube
- hole
- annular cavity
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус с закрепленным в нем штуцером и трубку для подачи топлива, закрепленную входным концом в штуцере. В штуцере за местом закрепления трубки по ходу топлива выполнена кольцевая полость, в которой установлены фиксирующие кольца и размещенная между ними демпфирующая втулка. Второе по ходу топлива кольцо расположено от входного сечения кольцевой полости на расстоянии не меньше двух диаметров трубки. Кольцевая полость выполнена с уступом в выходной части. Первое по ходу топлива кольцо установлено с упором в данный уступ. Оба кольца установлены с натягом в штуцере и с зазором относительно трубки. Демпфирующая втулка изготовлена из упругого материала и установлена с натягом в местах контакта со штуцером и трубкой. На наружной поверхности штуцера в зоне входного сечения кольцевой полости выполнено глухое радиальное отверстие, а напротив него в корпусе камеры сгорания - паз. В отверстии с зазором относительно паза закреплен фиксирующий цилиндрический стержень. Диаметры отверстия и стержня равны половине диаметра трубки, а глубина отверстия выполнена с размером 0,4-0,6 диаметра трубки. Изобретение позволяет повысить надежность работы камеры сгорания за счет снижения напряжений. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано при создании камер сгорания газотурбинных двигателей.
Известна камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус с закрепленным в нем штуцером и трубку для подачи топлива, закрепленную входным концом в штуцере (см. патент Великобритании 829132, МПК F 23 F 3/00, 24.02.1960).
В данной камере сгорания наблюдается растрескивание трубки в месте заделки в штуцере, что снижает надежность конструкции.
Задачей изобретения является повышение надежности работы камеры сгорания за счет снижения напряжений.
Указанный технический результат достигается тем, что камера сгорания содержит корпус с закрепленным в нем штуцером и трубку для подачи топлива, закрепленную входным концом в штуцере. В штуцере за местом закрепления трубки по ходу топлива выполнена кольцевая полость, в которой установлены фиксирующие кольца и размещенная между ними демпфирующая втулка. Второе по ходу топлива кольцо расположено от входного сечения кольцевой полости на расстоянии не меньше двух диаметров трубки. Кольцевая полость выполнена с уступом в выходной части, первое по ходу топлива кольцо установлено с упором в данный уступ, при этом оба кольца установлены с натягом в штуцере и с зазором относительно трубки. Демпфирующая втулка изготовлена из упругого материала и установлена с натягом в местах контакта со штуцером и трубкой.
На наружной поверхности штуцера в зоне входного сечения кольцевой полости выполнено глухое радиальное отверстие, а напротив него в корпусе камеры сгорания - паз, при этом в отверстии с зазором относительно паза закреплен фиксирующий цилиндрический стержень, причем диаметры отверстия и стержня равны половине диаметра трубки, а глубина отверстия выполнена с размером от 0,4 до 0,6 диаметра трубки.
Изобретение поясняется чертежами.
На фиг. 1 представлен общий вид корпуса камеры сгорания со штуцером и трубкой для подачи топлива; на фиг.2 - продольный разрез штуцера совместно с трубкой, а на фиг.3 - вид А фиг.2.
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус 1 с закрепленным в нем штуцером 2 и трубку 3 для подачи топлива, закрепленную входным концом 4 в штуцере 2. В штуцере 2 за местом закрепления трубки 3 по ходу топлива выполнена кольцевая полость 5, в которой установлены фиксирующие кольца 6, 7 и размещенная между ними демпфирующая втулка 8, причем второе по ходу топлива кольцо 7 расположено от входного сечения кольцевой полости 5 на расстоянии 1, не меньше двух диаметров трубки 3 (т.е. 1≥2d). Кольцевая полость 5 выполнена с уступом 9 в выходной части. Первое по ходу топлива кольцо 6 установлено с упором в данный уступ 9, при этом оба кольца 6, 7 установлены с натягом в штуцере 2 и с зазором относительно трубки 3. Демпфирующая втулка 8 изготовлена из упругого материала и установлена с натягом в местах контакта со штуцером 2 и трубкой 3. На наружной поверхности штуцера 2 в зоне входного сечения кольцевой полости 5 выполнено глухое радиальное отверстие 10 диаметром D, а напротив него в корпусе 1 камеры сгорания - паз 11, при этом в отверстии 10 с зазором относительно паза 11, например, равным 0,25 мм, закреплен фиксирующий цилиндрический стержень (палец) 12, причем диаметры отверстия D и стержня 12 равны половине диаметра d трубки 3, а глубина h отверстия 10 выполнена с размером от 0,4 до 0,6 диаметра d трубки 3.
При работе камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя топливо к форсункам (на чертеже не показаны) поступает через штуцер 2 по трубке 3, при этом закрепление трубки 3 в штуцере 2 во входной его части и фиксация в выходной части посредством демпфирующей втулки 8, установленной между двумя фиксирующими кольцами 6 и 7, позволяет уменьшить напряжения в месте заделки трубки 3 и избежать ее разрушения.
Установка в отверстии 10 фиксирующего стержня 12 предохраняет штуцер от его скручивания, что позволяет снизить уровень напряжений при сборке.
При работе камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя топливный коллектор испытывает значительные тепловые перегрузки, что, как правило, приводит к трещинам в местах заделки трубки 3. Для предотвращения возможности возникновения трещин перемещение трубки 3 относительно штуцера 2 ограничивают демпфирующей втулкой 8 и фиксирующими кольцами 6, 7.
При этом, как показывают расчеты и эксперименты, при изменении величины l/d от 1 до 2 происходит резкое падение напряжения в заделке независимо от величины деформации трубки 3 и начального диаметра трубки d. При увеличении l/d от 2 до 3.5 падение напряжения заметно уменьшается и при дальнейшем росте l/d становится несущественным. При сохранении l/d<1 при испытании камеры трубка 3 разрушалась.
Демпфирующая трубка 8 может быть изготовлена из упругого материала, например из прессованных спиралей тонкой проволоки. Втулка 8 устанавливается с натягом как в месте контакта с трубкой 3, так и в месте контакта со штуцером 2. Такое выполнение камеры сгорания позволяет повысить надежность ее работы.
Изобретение может быть использовано как в основных камерах сгорания газотурбинных двигателей, так и в форсажных камерах сгорания.
Claims (3)
1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус с закрепленным в нем штуцером и трубку для подачи топлива, закрепленную входным концом в штуцере, отличающаяся тем, что в штуцере за местом закрепления трубки по ходу топлива выполнена кольцевая полость, в которой установлены фиксирующие кольца и размещенная между ними демпфирующая втулка, причем второе по ходу топлива кольцо расположено от входного сечения кольцевой полости на расстоянии не меньше двух диаметров трубки.
2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что кольцевая полость выполнена с уступом в выходной части, первое по ходу топлива кольцо установлено с упором в данный уступ, при этом оба кольца установлены с натягом в штуцере и с зазором относительно трубки, а демпфирующая втулка изготовлена из упругого материала и установлена с натягом в местах контакта со штуцером и трубкой.
3. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что на наружной поверхности штуцера в зоне входного сечения кольцевой полости выполнено глухое радиальное отверстие, а напротив него в корпусе камеры сгорания - паз, при этом в отверстии закреплен с зазором относительно паза фиксирующий цилиндрический стержень, причем диаметры отверстия и стержня равны половине диаметра трубки, а глубина отверстия выполнена с размером 0,4 - 0,6 диаметра трубки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002103540A RU2206025C1 (ru) | 2002-02-14 | 2002-02-14 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2002103540A RU2206025C1 (ru) | 2002-02-14 | 2002-02-14 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2206025C1 true RU2206025C1 (ru) | 2003-06-10 |
Family
ID=29211512
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002103540A RU2206025C1 (ru) | 2002-02-14 | 2002-02-14 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2206025C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20240141802A1 (en) * | 2022-10-28 | 2024-05-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Conduit bushing with cellular material |
-
2002
- 2002-02-14 RU RU2002103540A patent/RU2206025C1/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20240141802A1 (en) * | 2022-10-28 | 2024-05-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Conduit bushing with cellular material |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA2608287C (en) | Fuel nozzle flange with reduced heat transfer | |
US4528959A (en) | Seal for an internal combustion engine | |
US6098407A (en) | Premixing fuel injector with improved secondary fuel-air injection | |
JP4272451B2 (ja) | ガスタービンエンジンのライナポート内に点火器を配置するための装置 | |
JP5685412B2 (ja) | 燃料ノズルシールスペーサ及びその設置方法 | |
CN108006696B (zh) | 燃烧器组件和燃烧器 | |
CN102042595A (zh) | 燃料喷嘴唇形密封件 | |
US6442929B1 (en) | Igniter assembly having spring biasing of a semi-hemispherical mount | |
CN107152701B (zh) | 燃料供给导管组件 | |
GB2488216A (en) | Fuel Injector with Insulating Air Cavity and Means to Prevent Fuel Entry | |
US10215413B2 (en) | Bundled tube fuel nozzle with vibration damping | |
JP2006512546A (ja) | 流体を制御するための弁 | |
US8033113B2 (en) | Fuel injection system for a gas turbine engine | |
US9416969B2 (en) | Gas turbine transition inlet ring adapter | |
KR102112908B1 (ko) | 가스 터빈 연소기 | |
US20180112875A1 (en) | Combustor assembly with air shield for a radial fuel injector | |
CN108291512B (zh) | 带热保护套筒的喷射器组件 | |
RU2380546C2 (ru) | Газотурбинный двигатель, содержащий два узла, соединенных под осевым усилием | |
RU2206025C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
JPH09507280A (ja) | ガスタービンエンジン燃焼器に用いられるイグナイタプラグガイド | |
KR20040063159A (ko) | 연료분사장치 | |
KR20030036022A (ko) | 교차점화 튜브 및 연소기와 교차점화 튜브 조립체 | |
RU2290565C1 (ru) | Топливная форсунка камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
US8733800B1 (en) | Tube having an integral, spring-loaded, spherical joint | |
KR100651820B1 (ko) | 가스터빈의 스크롤 냉각장치 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070215 |
|
QB4A | License on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20101216 |