RU2351849C2 - Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2351849C2
RU2351849C2 RU2005107793/06A RU2005107793A RU2351849C2 RU 2351849 C2 RU2351849 C2 RU 2351849C2 RU 2005107793/06 A RU2005107793/06 A RU 2005107793/06A RU 2005107793 A RU2005107793 A RU 2005107793A RU 2351849 C2 RU2351849 C2 RU 2351849C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
section
perforations
chamber
combustion chamber
essentially
Prior art date
Application number
RU2005107793/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2005107793A (ru
Inventor
Ив САЛАН (FR)
Ив САЛАН
Дени САНДЕЛИ (FR)
Дени САНДЕЛИ
Original Assignee
Снекма Мотер
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
Application filed by Снекма Мотер filed Critical Снекма Мотер
Publication of RU2005107793A publication Critical patent/RU2005107793A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2351849C2 publication Critical patent/RU2351849C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03041—Effusion cooled combustion chamber walls or domes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит наружную и внутреннюю осевые стенки и дно камеры, соединяющее осевые стенки. Дно камеры содержит множество форсуночных и множество перфорационных отверстий. Форсуночные отверстия предназначены, по меньшей мере, для впрыска топлива внутрь камеры сгорания. Перфорационные отверстия предназначены для пропускания потока воздуха, охлаждающего дно камеры. Дно камеры содержит, с одной стороны, наружный участок, в котором выполнены перфорационные отверстия с возможностью пропускания части потока охлаждающего воздуха в направлении наружной осевой стенки, и, с другой стороны, внутренний участок, в котором выполнены перфорационные отверстия с возможностью пропускания другой части потока охлаждающего воздуха в направлении внутренней осевой стенки. В любом осевом полусечении, проходящем между двумя непосредственно следующими друг за другом форсуночными отверстиями, значение острых углов, образованных между, по существу, центральной линией полусечения, находящейся между наружной осевой стенкой и внутренней осевой стенкой, и основными направлениями перфорационных отверстий наружного участка в этом полусечении меняется в сторону уменьшения в зависимости от удаленности перфорационных отверстий от этой, по существу, центральной линии. Значение острых углов, образованных между, по существу, центральной линией и основными направлениями перфорационных отверстий внутреннего участка в этом полусечении, меняется в сторону уменьшения в зависимости от удаленности перфорационных отверстий от этой, по существу, центральной линии. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения стенок камеры сгорания. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Настоящее изобретение, в целом, относится к области кольцевых камер сгорания газотурбинных двигателей и, в частности, к средствам, обеспечивающим теплозащиту этих камер сгорания.
Предшествующий уровень техники
Как правило, кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит наружную осевую стенку и внутреннюю осевую стенку, при этом данные стенки установлены концентрично и соединены между собой через дно камеры.
На уровне этого дна камеры, имеющего также кольцевую форму, камера сгорания содержит форсуночные отверстия, отстоящие друг от друга в угловом направлении, при этом каждое из них предназначено для установки топливной форсунки, чтобы обеспечить осуществление реакции горения внутри этой камеры сгорания. Кроме того, необходимо отметить, что эти форсунки могут также обеспечивать подачу, по меньшей мере, части воздуха, необходимого для горения, при этом горение происходит в первичной зоне камеры сгорания, находящейся перед вторичной зоной, называемой зоной разбавления.
В этой связи следует отметить, что кроме потребности в воздухе для обеспечения реакций горения внутри первичной зоны камеры сгорания в последней также возникает необходимость наличия разбавляющего воздуха, который, как правило, подается через отверстия для разбавляющего воздуха, выполненные в наружной и внутренней осевых стенках, а также охлаждающего воздуха для тепловой защиты всех элементов камеры сгорания.
Согласно известному техническому решению на дне камеры выполнены отражатели, защищающие его от теплового излучения. Каждый отражатель, называемый также тепловым сводом или тепловым экраном, содержит, по меньшей мере, одно форсуночное отверстие, предназначенное для установки топливной форсунки, а также множество отверстий, через которые внутрь камеры сгорания проходит охлаждающий воздух.
Однако добавление таких отражателей является причиной основных недостатков данного решения. Действительно, среди таких недостатков можно отметить то, что для охлаждения этих отражателей необходимо наличие значительного дополнительного потока охлаждающего воздуха. В этом случае поток охлаждающего воздуха, проходящий через конструктивные отверстия, удаляется в виде тоже значительного «потока под отражателями», порождающего явление затвердевания у стенки, сопровождающегося образованием веществ типа СО и СНх. В результате появление таких веществ внутри камеры сгорания приводит к существенному снижению КПД сжигания.
С другой стороны, отмечается также, что присутствие отражателей непосредственно выражается в возникновении значительного теплового градиента между холодными участками и горячими участками камеры, а также в значительном увеличении общей массы этой камеры сгорания.
Для устранения этих недостатков был предложен другой тип камеры сгорания без отражателей. Так, согласно этому решению форсуночные отверстия выполняют непосредственно в дне камеры так же, как и отверстия, предназначенные для прохождения потока воздуха, охлаждающего само дно камеры, при этом данный поток охлаждающего воздуха предпочтительно меньше, чем поток, необходимый в случае наличия отражателей.
Вместе с тем, в таком варианте выполнения обнаружилось, что наличие охлаждающих отверстий может привести либо к нарушению реакций горения в первичной зоне, либо к нарушению тепловой непрерывности на уровне сопряжении между дном камеры и внутренними, и наружными осевыми стенками.
Сущность изобретения
Задачей настоящего изобретения является создание кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя, которая, по меньшей мере, частично позволяет устранить вышеупомянутые недостатки известных из предшествующего уровня технических решений.
В частности, настоящим изобретением предлагается кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, в которой средства, используемые для охлаждения дна камеры, не порождают ни значительных нарушений реакций горения внутри камеры сгорания, ни нарушений непрерывности тепловых процессов на уровне сопряжении между дном камеры и внутренней, и наружной осевыми стенками.
В этой связи объектом настоящего изобретения является кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая наружную осевую стенку, внутреннюю осевую стенку и дно камеры, соединяющее осевые стенки, при этом дно камеры содержит множество форсуночных отверстий, а также множество перфорационных отверстий, при этом форсуночные отверстия предназначены, по меньшей мере, для впрыска топлива внутрь камеры сгорания, а перфорационные отверстия предназначены для пропускания потока воздуха, охлаждающего дно камеры. В соответствии с настоящим изобретением дно камеры содержит, с одной стороны, наружный участок, в котором выполнены перфорационные отверстия с возможностью пропускания части потока охлаждающего воздуха в направлении наружной осевой стенки, и, с другой стороны, внутренний участок, в котором выполнены перфорационные отверстия с возможностью пропускания другой части потока охлаждающего воздуха в направлении внутренней осевой стенки, при этом конструкцию камеры выполняют таким образом, чтобы в осевом полусечении, проходящем любым образом между двумя непосредственно следующими друг за другом форсуночными отверстиями, значение острых углов, образованных между, по существу, центральной линией полусечения, находящейся между наружной осевой стенкой и внутренней осевой стенкой, и основными направлениями перфорационных отверстий наружного участка в этом полусечении менялось в сторону уменьшения в зависимости от удаленности перфорационных отверстий от этой, по существу, центральной линии, а значение острых углов, образованных между, по существу, центральной линией и основными направлениями перфорационных отверстий внутреннего участка в этом полусечении, менялось в сторону уменьшения в зависимости от удаленности перфорационных отверстий от этой, по существу, центральной линии.
Другими словами, камеру сгорания в соответствии с настоящим изобретением выполняют таким образом, чтобы перфорационные отверстия, находящиеся вблизи сопряжения между дном камеры и наружным участком, и внутренним участком, то есть, по существу, напротив центрального кольца камеры сгорания, были больше наклонены в направлении осевых стенок, чем перфорационные отверстия, находящиеся вблизи этих же осевых стенок, то есть, по существу, напротив концевых колец этой же камеры сгорания.
Предпочтительно перфорационные отверстия, находящиеся вблизи сопряжения между дном камеры и наружным участком, и внутренним участком, могут иметь большой наклон в направлении осевых стенок и, следовательно, обеспечивать свободный и прямой проход поступающего из этих перфорационных отверстий охлаждающего воздуха вдоль внутренней поверхности дна камеры, по существу, в радиальном направлении до наружной и внутренней осевых стенок. Точно так же этот большой наклон показывает на то, что охлаждающий воздух только в очень незначительной степени проходит в направлении центра первичной зоны камеры сгорания и не приводит к значительным нарушениям реакций горения.
Кроме того, перфорационные отверстия, находящиеся вблизи осевых стенок, могут иметь лишь незначительный наклон в направлении этих осевых стенок таким образом, чтобы охлаждающий воздух, поступающий из этих перфорационных отверстий, мог свободно и напрямую проходить вдоль внутренних поверхностей этих же осевых стенок. При этом необходимо уточнить, что на этих уровнях дна камеры, где охлаждающий воздух может нагнетаться внутрь камеры сгорания, по существу, в осевом направлении последней, то есть, по существу, параллельно осевым стенкам, первичная зона является достаточно удаленной для того, чтобы охлаждающий воздух не мог значительно мешать реакциям горения.
С другой стороны, предпочтительно выполнять постепенный наклон этих перфорационных отверстий по мере того, как они приближаются к наружной и внутренней осевым стенкам, таким образом, чтобы получить, по существу, однородный охлаждающий поток по всей внутренней поверхности дна камеры, а также по всей внутренней поверхности горячих участков осевых стенок, находящихся вблизи дна камеры.
Таким образом, камера сгорания согласно настоящему изобретению полностью соответствует требованию значительного снижения нарушений реакций горения внутри первичной зоны, что имеет первостепенное значение для устойчивой работы и воспламенения в камере сгорания. Кроме того, особая конструкция этой камеры позволяет одновременно обеспечить достаточную термическую непрерывность на уровне сопряжений между дном камеры и наружной, и внутренней осевыми стенками.
Предпочтительно для двух любых непосредственно следующих друг за другом перфорационных отверстий наружного участка два острых угла, образованных между основными направлениями этих перфорационных отверстий и, по существу, центральной линией, имеют разные значения, и для двух любых непосредственно следующих друг за другом перфорационных отверстий внутреннего участка два острых угла, образованных между основными направлениями этих перфорационных отверстий и, по существу, центральной линией, имеют разные значения.
Такая специальная конструкция позволяет получить достаточно постепенный наклон перфорационных отверстий дна камеры. Само собой разумеется, что можно также предусмотреть другие решения, в которых несколько любых непосредственно следующих друг за другом перфорационных отверстий могут иметь одинаковый наклон в плоскости рассматриваемого осевого полусечения, не выходя при этом за рамки настоящего изобретения.
Предпочтительно дно камеры содержит несколько первичных секторов перфорационных отверстий, а также несколько вторичных секторов перфорационных отверстий, при этом первичные секторы находятся, по существу, между двумя непосредственно следующими друг за другом форсуночными отверстиями, а вторичные секторы находятся по обе стороны от каждого форсуночного отверстия, по существу, в радиальном направлении камеры сгорания.
Благодаря такой конструкции можно еще больше повысить однородность потока охлаждающего воздуха, поступающего в направлении наружной и внутренней осевых стенок камеры сгорания. Такой однородности можно, в частности, добиться благодаря тому, что перфорационные отверстия вторичных секторов имеют большие размеры, чем перфорационные отверстия первичных секторов, выполненные в большем количестве.
Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания, не носящего ограничительного характера.
Краткое описание чертежей
Настоящее описание приводится со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 - частичный вид в осевом полуразрезе кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя согласно предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения;
фиг.2 - частичный вид в разрезе по линии II-II фиг.1;
фиг.3 - вид в разрезе по линии III-III фиг.2;
фиг.4 - вид в разрезе по линии IV-IV фиг.2.
Подробное описание предпочтительного варианта выполнения
На фиг.1 и 2 показана кольцевая камера 1 сгорания газотурбинного двигателя согласно предпочтительному варианту выполнения настоящего изобретения.
Камера 1 сгорания содержит наружную осевую стенку 2, а также внутреннюю осевую стенку 4, при этом обе эти стенки 2 и 4 выполнены концентрично вокруг главной продольной оси 6 камеры 1, при этом данная ось 6 соответствует также главной продольной оси газотурбинного двигателя.
Осевые стенки 2 и 4 соединены между собой через дно 8 камеры, при этом последнее соединяют, например, при помощи сварки, с передней частью каждой из осевых стенок 2 и 4.
Предпочтительно дно 8 камеры выполняют в виде, по существу, плоского кольцевого венца, ось которого совпадет с главной продольной осью камеры 1. Разумеется, что дно 8 камеры может также иметь любые другие соответствующие формы, такие как усеченный конус с этой же осью, не выходя при этом за рамки настоящего изобретения.
Множество форсуночных отверстий 10, предпочтительно имеющих цилиндрическую форму и круглое сечение, выполнены в угловом направлении и равномерно распределены по дну 8 камеры. Каждое из этих форсуночных отверстий 10 выполняют с возможностью взаимодействия с топливной форсункой 12 для обеспечения реакций горения внутри этой камеры 1 сгорания. При этом следует уточнить, что форсунки 12 выполняют также с возможностью подачи, по меньшей мере, части воздуха, предназначенного для обеспечения горения, при этом горение происходит в первичной зоне 14, находящейся в передней части камеры 1 сгорания. Кроме того, необходимо также отметить, что воздух, предназначенный для обеспечения горения, может также подаваться внутрь камеры 1 через первичные отверстия 16, выполненные вокруг наружной 2 и внутренней 4 осевых стенок. Как показано на фиг.1, первичные отверстия 16 выполнены на входе множества отверстий 18 для разбавляющего воздуха, при этом последние находятся также вокруг наружной 2 и внутренней 4 осевых стенок и, главным образом, предназначены для питания воздухом зоны 20 разбавления, находящейся за первичной зоной 14.
Кроме того, необходимо уточнить, что другая часть воздуха, поступающая в камеру 1 сгорания, подается в виде потока D охлаждающего воздуха и, главным образом, предназначена для охлаждения внутренней поверхности 21 дна 8 камеры. В этой связи следует сказать, что даже если воздух, предназначенный для охлаждения дна 8 камеры, способствует также охлаждению переднего участка внутренних поверхностей 22 и 24 наружной 2 и внутренней 4 осевых стенок, то для того, чтобы охладить эти внутренние горячие поверхности 22 и 24 по всей их площади, все равно используют дополнительный поток охлаждающего воздуха (на чертеже не показан).
В частности, как показано на фиг.2, дно 8 камеры выполнено перфорированным, то есть содержит множество перфорационных отверстий 26, предпочтительно имеющих цилиндрическую форму и круглое сечение и предназначенных для обеспечения прохождения потока D охлаждающего воздуха внутрь камеры 1 сгорания.
Как видно на фиг.2, дно 8 камеры разделено на наружный участок 28, соединенный с наружной осевой стенкой 2, и внутренний участок 30, соединенный с внутренней осевой стенкой 4. Разумеется, что эти кольцевые участки 28 и 30 обычно образуют единую деталь, и их виртуальное разделение может быть представлено в виде круга С с центром, находящимся на главной продольной оси 6, и с радиусом R, соответствующим среднему радиусу между наружным радиусом и внутренним радиусом дна 8 камеры.
На этом дне 8 камеры перфорационные отверстия 26, находящиеся на наружном участке 28, выполнены с возможностью пропускания части D1 потока D охлаждающего воздуха в направлении наружной осевой стенки 2 для охлаждения всей поверхности этого наружного участка 28, а также переднего участка наружной осевой стенки 2. Точно так же перфорационные отверстия 26, находящиеся на внутреннем участке 30, выполнены с возможностью пропускания другой части D2 потока D охлаждающего воздуха в направлении внутренней осевой стенки 4 для охлаждения всей поверхности этого внутреннего участка 30, а также переднего участка внутренней осевой стенки 4.
Далее, как показано на фиг.3, в осевом полусечении перфорационные отверстия 26 наружного участка 28 выполнены таким образом, чтобы значение острых углов А, образованных между, по существу, центральной линией 32 полусечения и основными направлениями 34 перфорационных отверстий 26 в этом полусечении, менялось в сторону уменьшения в зависимости от удаления этих перфорационных отверстий 26 от этой, по существу, центральной линии 32.
Другими словами, в каждом осевом полусечении камеры 1 сгорания, взятом между двумя любыми форсуночными отверстиями 10, непосредственно следующими друг за другом, наклон перфорационных отверстий 26 относительно наружной осевой стенки 2 постепенно уменьшается по мере удаления этих перфорационных отверстий наружного участка 28 от, по существу, центральной линии 32, причем последняя указана в основном в качестве отправной ссылки.
Действительно, под понятием «по существу, центральной линии 32 полусечения» следует понимать то, что это - воображаемая линия, находящаяся примерно на равном расстоянии от передних частей наружной 2 и внутренней 4 осевых стенок, рассматриваемых в полусечении, причем эту линию 32 можно рассматривать и в том смысле, что она не только является осью симметрии показанного полусечения, но также виртуально разделяет наружный 28 и внутренний 30 участки дна 8 камеры.
Следует уточнить, что в описанном предпочтительном варианте выполнения эта, по существу, центральная линия 32, проходящая через круг С, является также, по существу, перпендикулярной дну 8 камеры, в силу того, что это дно является, по существу, перпендикулярным к осевым стенкам 2 и 4.
С другой стороны, необходимо отметить, что в осевом полусечении, показанном на фиг.3, основные направления 34 перфорационных отверстий 26 соответственно совпадают с их основными осями в том смысле, что плоскость сечения проходит через все эти отверстия 26 в диаметральном направлении. Вместе с тем, во всех других осевых полусечениях, в которых одно или несколько перфорационных отверстий 26 могут быть рассечены в направлении, отличном от диаметрального, каждое основное направление 34 может рассматриваться как линия, по существу, параллельная двум сегментам прямых, символизирующих рассматриваемое перфорационное отверстие 26.
Так, перфорационные отверстия 26, находящиеся вблизи, по существу, центральной линии 32, могут иметь сильный наклон, например, такой, при котором острый угол А достигает значения, примерно равного 60°. Следовательно, охлаждающий воздух, поступающий из этих перфорационных отверстий 26, может свободно и напрямую проходить вдоль внутренней поверхности 21 наружного участка 28 дна 8 камеры, по существу, в радиальном направлении к наружной осевой стенке 2, не мешая реакциям горения в первичной зоне 14.
Кроме того, перфорационные отверстия 26, находящиеся вблизи наружной осевой стенки 2, могут иметь незначительный наклон относительно этой стенки 2, например, таким образом, чтобы острый угол А достигал значения, примерно равного 5°. В этом случае охлаждающий воздух, поступающий из этих перфорационных отверстий 26, может свободно и напрямую проходить вдоль горячей внутренней поверхности 22 наружной осевой стенки 2, не застаиваясь на уровне сопряжения между дном 8 камеры и этой осевой стенкой 2.
Предусмотрев постепенное уменьшение значения острого угла А по мере приближения к наружной осевой стенке 2, можно получить достаточно однородную часть D1 охлаждающего потока D, не создающую нарушений термической непрерывности на уровне различных компонентов камеры 1 сгорания.
Точно так же, чтобы обеспечить такой же эффект на внутреннем участке 30 дна 8 камеры, а также на внутренней осевой стенке 4, в осевом полусечении перфорационные отверстия 26 внутреннего участка 30 выполняют таким образом, чтобы значение острых углов В, образованных между, по существу, центральной линией 32 и основными направлениями 36 перфорационных отверстий 26 в этом полусечении, изменялось в сторону уменьшения в зависимости от удаленности этих перфорационных отверстий 26 от этой, по существу, центральной линии 32.
Так же, как и в случае наружного участка 28 дна 8 камеры, значение острых углов В, образованных, с одной стороны, основными направлениями 36 перфорационных отверстий 26 внутреннего участка 30 и, с другой стороны, по существу, центральной линией 32, может постепенно меняться от около 60° до около 5° по мере приближения к внутренней осевой стенке 4.
Обратившись опять к фиг.2, можно увидеть, что дно 8 камеры содержит первичные секторы 38 перфорационных отверстий 26, причем эти первичные секторы 38 находятся, по существу, между двумя непосредственно следующими друг за другом форсуночными отверстиями 10. Как показано на фиг.2, по меньшей мере, часть перфорационных отверстий 26 каждого первичного сектора 38 (на фигуре показан только один из них) расположена таким образом, что определяет ряды, принимающие форму кривых линий с центром, совпадающим с центром форсуночного отверстия 10, вблизи которого находятся эти перфорационные отверстия 26.
Кроме того, дно 8 камеры содержит также вторичные секторы 40 перфорационных отверстий 26, при этом данные вторичные секторы 40 находятся между двумя последовательными первичными секторами 38 по обе стороны от форсуночного отверстия 10, по существу, в радиальном направлении камеры 1 сгорания.
Другими словами, в этом, по существу, радиальном направлении камеры 1 сгорания вторичный сектор 40 находится одновременно сверху и снизу рассматриваемого форсуночного отверстия 10.
В этой связи, как показано на фиг.4, можно точно так же предусмотреть, чтобы в осевом полусечении, проходящем через форсуночное отверстие 10, выполнять перфорационные отверстия 26 наружного участка 28 таким образом, чтобы острые углы С, образованные между, по существу, центральной линией 42 полусечения и основными направлениями 44 перфорационных отверстий 26 в этом полусечении, менялись в сторону уменьшения в зависимости от удаленности этих перфорационных отверстий 26 от этой, по существу, центральной линии 42.
Точно так же перфорационные отверстия 26 внутреннего участка 30 выполняют таким образом, чтобы значение острых углов D, образованных между, по существу, центральной линией 42 полусечения и основными направлениями 46 перфорационных отверстий 26 в этом полусечении, менялось в сторону уменьшения в зависимости от удаленности этих перфорационных отверстий 26 от этой, по существу, центральной линии 42.
Наконец, необходимо уточнить, что для того, чтобы части D1 и D2 потока были максимально однородными в окружном направлении, предпочтительно перфорационные отверстия 26 вторичных секторов 40 имеют большие размеры, чем перфорационные отверстия 26 первичных секторов, поскольку их выполняют в меньшем количестве.
Само собой разумеется, что специалисты могут вносить различные модификации в камеру 1 сгорания, описание которой представлено исключительно в качестве примера, не носящего ограничительного характера.

Claims (4)

1. Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, при этом упомянутая камера (1) содержит наружную осевую стенку (2), внутреннюю осевую стенку (4) и дно (8) камеры, соединяющее осевые стенки (2, 4), при этом дно (8) камеры содержит множество форсуночных отверстий (10), а также множество перфорационных отверстий (26), при этом упомянутые форсуночные отверстия (10) предназначены, по меньшей мере, для впрыска топлива внутрь камеры (1) сгорания, а упомянутые перфорационные отверстия (26) предназначены для пропускания потока (D) воздуха, охлаждающего дно камеры, отличающаяся тем, что дно (8) камеры содержит, с одной стороны, наружный участок (28), в котором выполнены перфорационные отверстия (26) с возможностью пропускания части (D1) потока (D) охлаждающего воздуха в направлении наружной осевой стенки (2), и, с другой стороны, внутренний участок (30), в котором выполнены перфорационные отверстия (26) с возможностью пропускания другой части (D2) потока (D) охлаждающего воздуха в направлении внутренней осевой стенки (4), и тем, что конструкцию камеры (1) выполняют таким образом, чтобы в любом осевом полусечении, проходящем между двумя непосредственно следующими друг за другом форсуночными отверстиями (10), значение острых углов (А), образованных между, по существу, центральной линией (32) полусечения, находящейся между наружной осевой стенкой (2) и внутренней осевой стенкой (4), и основными направлениями (34) перфорационных отверстий (26) наружного участка (28) в этом полусечении менялось в сторону уменьшения в зависимости от удаленности перфорационных отверстий (26) от этой, по существу, центральной линии (32), и значение острых углов (В), образованных между, по существу, центральной линией (32) и основными направлениями (36) перфорационных отверстий (26) внутреннего участка (30) в этом полусечении менялось в сторону уменьшения в зависимости от удаленности перфорационных отверстий (26) от этой, по существу, центральной линии (32).
2. Кольцевая камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что для двух любых непосредственно следующих друг за другом перфорационных отверстий (26) наружного участка (28) два острых угла (А), образованных между основными направлениями (34) этих перфорационных отверстий (26) и, по существу, центральной линией (32), имеют разные значения, и тем, что для двух любых непосредственно следующих друг за другом перфорационных отверстий (26) внутреннего участка (30) два острых угла (В), образованных между основными направлениями (36) этих перфорационных отверстий (26) и, по существу, центральной линией (32), имеют разные значения.
3. Кольцевая камера (1) сгорания по п.1 или 2, отличающаяся тем, что дно (8) камеры содержит несколько первичных секторов (38) перфорационных отверстий (26), а также несколько вторичных секторов (40) перфорационных отверстий (26), при этом первичные секторы (38) находятся, по существу, между двумя непосредственно следующими друг за другом форсуночными отверстиями (10), а вторичные секторы (40) находятся по обе стороны от каждого форсуночного отверстия (10), по существу, в радиальном направлении упомянутой камеры (1) сгорания.
4. Кольцевая камера (1) сгорания по п.3, отличающаяся тем, что перфорационные отверстия (26) вторичных секторов (40) имеют большие размеры, чем перфорационные отверстия (26) первичных секторов (38).
RU2005107793/06A 2003-06-18 2004-06-18 Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя RU2351849C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR03/50232 2003-06-18
FR0350232A FR2856467B1 (fr) 2003-06-18 2003-06-18 Chambre de combustion annulaire de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2005107793A RU2005107793A (ru) 2005-11-20
RU2351849C2 true RU2351849C2 (ru) 2009-04-10

Family

ID=33484726

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005107793/06A RU2351849C2 (ru) 2003-06-18 2004-06-18 Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7328582B2 (ru)
EP (1) EP1634021B1 (ru)
JP (1) JP2006527834A (ru)
KR (1) KR20060029203A (ru)
CN (1) CN1701203A (ru)
FR (1) FR2856467B1 (ru)
RU (1) RU2351849C2 (ru)
WO (1) WO2004113794A1 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2572736C2 (ru) * 2010-09-14 2016-01-20 Снекма Аэродинамический обтекатель задней части камеры сгорания турбомашины
RU2660729C2 (ru) * 2013-10-01 2018-07-09 Снекма Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива
RU2718375C2 (ru) * 2015-10-06 2020-04-02 Сафран Хеликоптер Энджинз Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2881813B1 (fr) * 2005-02-09 2011-04-08 Snecma Moteurs Carenage de chambre de combustion de turbomachine
US7540152B2 (en) * 2006-02-27 2009-06-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Combustor
US7654091B2 (en) * 2006-08-30 2010-02-02 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine combustors
US8438853B2 (en) * 2008-01-29 2013-05-14 Alstom Technology Ltd. Combustor end cap assembly
US8763399B2 (en) * 2009-04-03 2014-07-01 Hitachi, Ltd. Combustor having modified spacing of air blowholes in an air blowhole plate
FR2948988B1 (fr) 2009-08-04 2011-12-09 Snecma Chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices d'entree d'air ameliores
FR2958013B1 (fr) * 2010-03-26 2014-06-20 Snecma Chambre de combustion de turbomachine a compresseur centrifuge sans deflecteur
FR2980554B1 (fr) * 2011-09-27 2013-09-27 Snecma Chambre annulaire de combustion d'une turbomachine
US9377198B2 (en) * 2012-01-31 2016-06-28 United Technologies Corporation Heat shield for a combustor
US10267521B2 (en) 2015-04-13 2019-04-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor heat shield
US10808929B2 (en) * 2016-07-27 2020-10-20 Honda Motor Co., Ltd. Structure for cooling gas turbine engine
FR3070751B1 (fr) * 2017-09-01 2022-05-27 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion comportant une repartition amelioree de trous de refroidissement
US11313560B2 (en) 2018-07-18 2022-04-26 General Electric Company Combustor assembly for a heat engine
US20240200778A1 (en) * 2022-12-20 2024-06-20 General Electric Company Gas turbine engine combustor with a set of dilution passages

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5307637A (en) * 1992-07-09 1994-05-03 General Electric Company Angled multi-hole film cooled single wall combustor dome plate
DE19502328A1 (de) * 1995-01-26 1996-08-01 Bmw Rolls Royce Gmbh Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer
FR2733582B1 (fr) * 1995-04-26 1997-06-06 Snecma Chambre de combustion comportant une multiperforation d'inclinaison axiale et tangentielle variable
FR2751731B1 (fr) * 1996-07-25 1998-09-04 Snecma Ensemble bol-deflecteur pour chambre de combustion de turbomachine
US6155056A (en) * 1998-06-04 2000-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling louver for annular gas turbine engine combustion chamber
US6145319A (en) * 1998-07-16 2000-11-14 General Electric Company Transitional multihole combustion liner
US6546733B2 (en) * 2001-06-28 2003-04-15 General Electric Company Methods and systems for cooling gas turbine engine combustors
DE10158548A1 (de) * 2001-11-29 2003-06-12 Rolls Royce Deutschland Brennkammerschindel für eine Gasturbine mit mehreren Kühllöchern mit unterschiedlicher Winkelausrichtung
US6751961B2 (en) * 2002-05-14 2004-06-22 United Technologies Corporation Bulkhead panel for use in a combustion chamber of a gas turbine engine

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2572736C2 (ru) * 2010-09-14 2016-01-20 Снекма Аэродинамический обтекатель задней части камеры сгорания турбомашины
RU2660729C2 (ru) * 2013-10-01 2018-07-09 Снекма Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива
RU2718375C2 (ru) * 2015-10-06 2020-04-02 Сафран Хеликоптер Энджинз Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
US20070056289A1 (en) 2007-03-15
FR2856467A1 (fr) 2004-12-24
CN1701203A (zh) 2005-11-23
WO2004113794A1 (fr) 2004-12-29
KR20060029203A (ko) 2006-04-05
EP1634021B1 (fr) 2018-08-29
RU2005107793A (ru) 2005-11-20
EP1634021A1 (fr) 2006-03-15
US7328582B2 (en) 2008-02-12
FR2856467B1 (fr) 2005-09-02
JP2006527834A (ja) 2006-12-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2351849C2 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя
RU2413134C2 (ru) Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок
RU2632073C2 (ru) Узел впрыска топлива и установка, содержащая узел впрыска топлива
RU2468297C2 (ru) Система впрыска топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя, камера сгорания, оснащенная такой системой, и газотурбинный двигатель
JP5985514B2 (ja) デュアル燃料回路を有するガスタービンの燃焼室用の噴射装置および少なくとも１つのそのような噴射装置が設けられた燃焼室
RU2444680C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
CA2933536C (en) Fuel nozzle structure for air-assisted fuel injection
RU2435105C2 (ru) Конструкция камеры сгорания для газотурбинного двигателя, имеющей дефлектор с выступающей кромкой, камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая вышеуказанную конструкцию, и газотурбинный двигатель
JP4930921B2 (ja) ガスタービンエンジンの燃焼室のための燃料インジェクタ
US7412834B2 (en) Annular combustion chamber for a turbomachine with an improved inner fastening flange
US8579211B2 (en) System and method for enhancing flow in a nozzle
RU2006142825A (ru) Устройство впрыскивания смеси топлива с воздухом, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженный таким устройством
RU2606460C2 (ru) Кольцевая камера сгорания турбомашины
CA2551539A1 (en) Gas turbine engine combustor with improved cooling
KR100571902B1 (ko) 가스터빈엔진의연소실용스월러및그성형방법
JP2008286199A (ja) タービンエンジンを冷却する方法及び装置
US20180266324A1 (en) Combustor heat shield cooling hole arrangement
JP2003279041A (ja) 対向旋回アンニュラ燃焼器
RU2619673C2 (ru) Способ смешивания вступающих в реакцию горения веществ для камеры сгорания газотурбинного двигателя
RU2563424C2 (ru) Камера сгорания турбомашины с центробежным компрессором без дефлектора
US20170363294A1 (en) Pilot premix nozzle and fuel nozzle assembly
US20210341150A1 (en) Annular gas turbine combustor for use in aircraft
RU2435108C2 (ru) Камера сгорания, способ ее изготовления и турбореактивный двигатель, оборудованный такой камерой сгорания
US3238718A (en) Gas turbine engine
JP2007170808A (ja) ガスタービンエンジン用のスワラ／ノズル装置及びエンジンの再生ならびに再設計の方法

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PD4A Correction of name of patent owner