RU2260748C2 - Камера сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents
Камера сгорания газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2260748C2 RU2260748C2 RU2003135113/06A RU2003135113A RU2260748C2 RU 2260748 C2 RU2260748 C2 RU 2260748C2 RU 2003135113/06 A RU2003135113/06 A RU 2003135113/06A RU 2003135113 A RU2003135113 A RU 2003135113A RU 2260748 C2 RU2260748 C2 RU 2260748C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cavity
- cooling
- combustion chamber
- flame tube
- flame
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения и позволяет повысить надежность и технологичность конструкции. В камере сгорания газотурбинного двигателя с жаровыми трубами, расположенными в воздушной полости между наружным и внутренним корпусами, охлаждающие полости жаровых труб выполнены сужающимися от входа к выходу с соотношением высоты полости на входе Н к высоте полости h на выходе H/h=1,4...2,0/. Радиальное ребро со стороны входа в охлаждающую полость выполнено утолщенным с толщиной Т по отношению к толщине t стенки жаровой трубы между охлаждающими полостями T/t=1,3...2,1. Угол между периферийной поверхностью охлаждающей полости и внутренней поверхностью стенки жаровой трубы между охлаждающими полостями равен α=8...120. Соотношение диаметра d отверстий подвода воздуха в охлаждающую полость к толщине стенки t жаровой трубы равно d/t=0,7...1,4. Изобретение повышает надежность и технологичность конструкции камеры сгорания. 2 ил.
Description
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения.
Известна камера сгорания газотурбинного двигателя, жаровые трубы которой выполнены в виде отдельных кольцевых секций, соединенных между собой с помощью неразъемного соединения (сварки) с образованием между собой охлаждающих полостей [1].
Недостатком известной конструкции является ее низкая надежность из-за повышенных температур стенок жаровых труб камеры сгорания вследствие их повышенного термического сопротивления в местах неразъемного соединения отдельных секций.
Наиболее близкой к предложенному изобретению является камера сгорания, в жаровой трубе которой поперечное сечение охлаждающих полостей выполнено в виде окружностей, оси которых равноудалены от охлаждаемой поверхности [2].
Недостатком известной конструкции, принятой за прототип, является низкая ее надежность вследствие пониженной технологичности изготовления такой жаровой трубы, отдельные секции которой для образования охлаждающей полости соединяются между собой с помощью неразъемного соединения, например сварки, которая является концентратором напряжений вследствие образования повышенных термических напряжений.
Техническая задача, которую решает заявляемое изобретение, заключается в повышении надежности и технологичности конструкции камеры сгорания за счет исключения неразъемных соединений при изготовлении охлаждающих полостей жаровой трубы при высокой эффективности системы охлаждения этих полостей и жаровой трубы в целом.
Сущность изобретения заключается в том, что в камере сгорания газотурбинного двигателя с жаровыми трубами, расположенными в воздушной полости между наружным и внутренним корпусами, согласно изобретению, охлаждающие полости жаровых труб выполнены сужающимися от входа к выходу с соотношением высоты полости на входе Н к высоте полости h на выходе Н/h=1,4...2,0, при этом радиальное ребро со стороны входа в охлаждающую полость выполнено утолщенным с толщиной Т по отношению к толщине t стенки жаровой трубы между охлаждающими полостями T/t=1,3...2,1, а угол между периферийной поверхностью охлаждающей полости и внутренней поверхностью стенки жаровой трубы между охлаждающими полостями α=8...12°, и соотношение диаметра d отверстий подвода воздуха в охлаждающую полость к толщине стенки t жаровой трубы d/t=0,7...1,4.
Выполнение охлаждающих полостей сужающимися от входа к выходу способствует равномерному, с минимальными гидравлическими потерями распределению охлаждающего воздуха, поступающего через отверстия на вход в охлаждающую полость, и созданию равномерной заградительной воздушной пленки стенки жаровой трубы со стороны ее газовой полости.
При Н/h<1,4 - снижается надежность камеры сгорания из-за повышения неравномерности воздушной заградительной пленки и перегрева стенки жаровой трубы.
При Н/h>2,0 - снижается надежность камеры сгорания из-за увеличенных гидравлических потерь на выходе из охлаждающей полости, утончения заградительной пленки и перегрева стенок жаровой трубы.
Утолщенное радиальное ребро со стороны входа в охлаждающую полость препятствует распространению трещин на основную стенку жаровой трубы в случае растрескивания козырька, что способствует повышению надежности камеры сгорания.
При T/t<1,3- снижается надежность камеры сгорания из-за возможного распространения термоусталостных трещин с козырька на основную стенку жаровой трубы.
При T/t>2,1 - излишне увеличивается вес жаровой трубы камеры сгорания.
Повышению эффективности пленочного заградительного охлаждения способствует \прилипание\ воздушной заградительной пленки к охлаждаемой поверхности, а также минимальная турбулентность этой пленки, чему способствует минимальная величина угла α к между периферийной поверхностью охлаждаемой полости и внутренней поверхностью стенки жаровой трубы, а также отсутствие уступов между этими поверхностями. Одновременно угол α должен быть достаточным для подхода режущего инструмента при выполнении охлаждающей полости.
При α<8° - снижается надежность и технологичность камеры сгорания из-за ухудшения условий обработки внутренних поверхностей охлаждающей полости.
При α>12° - возможен отрыв заградительной воздушной пленки от внутренней поверхности жаровой трубы.
Охлаждающий воздух в охлаждающую полость поступает через отверстия, через которые осуществляется охлаждение козырьков путем преимущественно лобового натекания на них холодного воздуха.
При D/t<0,7 - снижается надежность камеры сгорания из-за уменьшения величины перемычек между отверстиями и образование трещин между ними.
При D/t>1,4 - снижается надежность камеры сгорания из-за увеличения неравномерности по толщине воздушной заградительной пленки.
На фиг.1 изображен продольный разрез камеры сгорания газотурбинного двигателя.
На сриг.2 - элемент I на фиг.1 в увеличенном виде.
Камера сгорания 1 газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса 2 и внутреннего корпуса 3, в воздушной полости 4, между которыми установлены жаровые трубы 5 и газосборник 6. Воздух 7 поступает в полость 4 через закомпрессорный диффузор 8 и далее обтекает жаровую трубу 5 по внешней 9 ее поверхности, осуществляя конвективное охлаждение ее стенок 10, расположенных между охлаждающими полостями 11. Охлаждающие полости 11 выполнены сужающимися от входа 12 к выходу 13 и ограничены со стороны входа утолщенным радиальным ребром 14, с внутренней стороны - козырьком 15 и с внешней стороны - периферийной стенкой 16 с отверстиями подвода воздуха 17. Периферийная поверхность 18 охлаждающей полости 11 выполнена под углом α=8...12° к внутренней поверхности 19 стенки 10 жаровой трубы 5, что позволяет выполнять охлаждающие полости 11 механической обработкой с последующей пластической деформацией козырька 15 из положения 20 в положение 21. Радиальные ребра 14 совместно с периферийной стенкой 16 образуют внешние выступы 22, способствующие турбулизации потока охлаждающего воздуха 7 и улучшению охлаждения внешней поверхности 9 стенки 10 жаровой трубы 5.
Работает устройство следующим образом. При работе камеры сгорания 1 газотурбинного двигателя охлаждающий воздух 7 обтекает жаровую трубу 5 и, турбулизируясь на выступах 22 жаровой трубы 5, осуществляет интенсивное конвективное охлаждение внешней ее поверхности 9. Через отверстия 17 воздух 7 интенсивно охлаждает козырек 15, а затем истекает на выходе 13 охлаждающей полости 11, образуя равномерную воздушную заградительную пленку на внутренней поверхности 19 стенки 10 жаровой трубы 5 со стороны газовой полости 23. Охлаждающие полости 11, выполненные сужающимися от входа 12 к выходу 13 путем пластической деформации козырька 15, способствуют равномерному распределению охлаждающего воздуха 7 на выходе 13 из полости 11. Утолщенное радиальное ребро 14 способствует стабильности геометрии жаровой трубы при ее работе, а также предотвращает распространение термоусталостных трещин с козырька 15 на стенку 10. Отсутствие в конструкции жаровой трубы неразъемных соединений (например, сварки) способствует повышению надежности жаровой трубы и камеры сгорания в целом.
Источники информации
1. Авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель Д-30, 1971 г., стр.47, рис.40.
2. Патент RU №2066423, F 23 R 3/06 - прототип.
Claims (1)
- Камера сгорания газотурбинного двигателя с жаровыми трубами, расположенными в воздушной полости между наружным и внутренним корпусами, отличающаяся тем, что охлаждающие полости жаровых труб выполнены сужающимися от входа к выходу с отношением высоты Н полости на входе к высоте h полости на выходе H/h=1,4...2,0, при этом радиальное ребро со стороны входа в охлаждающую' полость выполнено утолщенным с толщиной Т по отношению к толщине t стенки жаровой трубы между охлаждающими полостями T/t=1,3...2,1, а угол между периферийной поверхностью охлаждающей полости и внутренней поверхностью стенки жаровой трубы между охлаждающими полостями α=8...12° и отношение диаметра d отверстий подвода воздуха в охлаждающую полость к толщине t стенки жаровой трубы d/t=0,7...1,4.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003135113/06A RU2260748C2 (ru) | 2003-12-02 | 2003-12-02 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2003135113/06A RU2260748C2 (ru) | 2003-12-02 | 2003-12-02 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003135113A RU2003135113A (ru) | 2005-05-10 |
RU2260748C2 true RU2260748C2 (ru) | 2005-09-20 |
Family
ID=35746672
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003135113/06A RU2260748C2 (ru) | 2003-12-02 | 2003-12-02 | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2260748C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2626876C2 (ru) * | 2012-05-25 | 2017-08-02 | Снекма | Обечайка камеры сгорания турбомашины |
RU2718371C2 (ru) * | 2015-06-03 | 2020-04-02 | Сафран Эркрафт Энджинз | Кольцевая стенка камеры сгорания с оптимизированным охлаждением |
RU201848U1 (ru) * | 2020-08-12 | 2021-01-15 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Ульяновский государственный технический университет" | Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения |
-
2003
- 2003-12-02 RU RU2003135113/06A patent/RU2260748C2/ru active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2626876C2 (ru) * | 2012-05-25 | 2017-08-02 | Снекма | Обечайка камеры сгорания турбомашины |
RU2718371C2 (ru) * | 2015-06-03 | 2020-04-02 | Сафран Эркрафт Энджинз | Кольцевая стенка камеры сгорания с оптимизированным охлаждением |
RU201848U1 (ru) * | 2020-08-12 | 2021-01-15 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Ульяновский государственный технический университет" | Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2003135113A (ru) | 2005-05-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6865528B2 (ja) | クロスフロー導管熱交換器内の管 | |
US11226098B2 (en) | Film-cooled multi-walled structure with one or more indentations | |
JP6824623B2 (ja) | フレア状先端を有するロータブレード | |
JP2016014521A (ja) | 管状ラジアルダクト熱交換器の方法及びシステム | |
US20120201674A1 (en) | Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system | |
EP2236750B1 (en) | An impingement cooling arrangement for a gas turbine engine | |
JP2013007381A (ja) | タービンエーロフォイル | |
RU2004121114A (ru) | Устройство для пассивного регулирования теплового расширения удлинительного корпуса турбореактивного двигателя | |
JPH10252501A (ja) | 燃焼タービン部品を冷却するための冷却マニホルドアセンブリ及び燃焼タービン | |
US10378361B2 (en) | Gas turbine blade | |
RU2260748C2 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
Nesterenko et al. | Improvement of the design and methods of designing tubular air-to-air heat exchangers cooling systems of gas turbines | |
US20200182471A1 (en) | Turbine scroll assembly for gas turbine engine | |
ES2261667T3 (es) | Boquilla de salida y procedimiento de fabricacion de la misma. | |
JP2870766B2 (ja) | タービン間ダクト | |
EP1491752B1 (fr) | Canaux de ventilation sur tôle de confluence d'une chambre de post-combustion | |
RU195178U1 (ru) | Упругое соединение жаровой трубы камеры сгорания и газосборника газотурбинного двигателя | |
US11098600B2 (en) | Transition piece | |
JPS603404A (ja) | ガスタ−ビン冷却翼 | |
US20170226862A1 (en) | Fluid cooled rotor for a gas turbine | |
RU2085810C1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя | |
RU222426U1 (ru) | Устройство подвода охлаждающего воздуха к надроторным вставкам | |
US11333173B2 (en) | Inter-compressor cross-over pipe heat exchanger | |
RU2261399C2 (ru) | Кольцевая камера сгорания | |
CN117662302A (zh) | 一种可调高压气冷的燃气轮机 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |