RU2429418C2 - Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2429418C2
RU2429418C2 RU2007105075/06A RU2007105075A RU2429418C2 RU 2429418 C2 RU2429418 C2 RU 2429418C2 RU 2007105075/06 A RU2007105075/06 A RU 2007105075/06A RU 2007105075 A RU2007105075 A RU 2007105075A RU 2429418 C2 RU2429418 C2 RU 2429418C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
chamber
sectors
sector
gas turbine
Prior art date
Application number
RU2007105075/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007105075A (ru
Inventor
СУЗА Марио ДЕ (FR)
СУЗА Марио ДЕ
Дидье ЭРНАНДЕС (FR)
Дидье ЭРНАНДЕС
Томас НОЭЛЬ (FR)
Томас НОЭЛЬ
Original Assignee
Снекма
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 filed Critical Снекма
Publication of RU2007105075A publication Critical patent/RU2007105075A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2429418C2 publication Critical patent/RU2429418C2/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
    • F23R3/002—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
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • 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
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с основной осью содержит внутреннюю и внешнюю стенки, основание камеры, которое располагается между вышеупомянутыми стенками в передней части камеры, и две крепежные скобы. Крепежные скобы установлены позади камеры и обеспечивают крепление, соответственно, стенок к другим частям газотурбинного двигателя. Каждая стенка разделена на множество граничащих друг с другом секторов. Каждый сектор крепится к основанию камеры и к одной из крепежных скоб. Боковые края секторов наклонены по окружности относительно вышеупомянутой основной оси. Изобретение позволяет соответствующим образом реагировать на возникающие расхождения значений линейного расширения между внешней и внутренней стенками, с одной стороны, и основанием камеры и крепежными скобами с другой стороны. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к кольцевой камере сгорания газотурбинного двигателя, обычно включающей в себя внутреннюю стенку, внешнюю стенку, основание камеры, расположенное между вышеупомянутыми стенками в передней части вышеназванной камеры, и две крепежные скобы, размещаемые позади основания камеры и обеспечивающие крепление, соответственно, вышеупомянутых стенок к другим деталям газотурбинного двигателя, как правило, к внутреннему и внешнему картерам, окружающим камеру сгорания.
Вышеупомянутые внутренняя и внешняя стенки камеры сгорания ранее изготавливались из металла или металлических сплавов. В связи с этим возникла необходимость охлаждать эти стенки для того, чтобы они могли выдерживать температуры, достигаемые во время работы газотурбинного двигателя.
В настоящее время с целью уменьшения количества воздуха, направляемого на охлаждение стенок, данные стенки изготавливаются преимущественно из керамических материалов, а не из металла. На практике, керамические материалы лучше выдерживают высокие температуры и обладают более низким по сравнению с обычно используемыми материалами объемным весом. Применение воздуха для охлаждения, а также других материалов позволяет повысить коэффициент полезного действия газотурбинного двигателя. Следует отметить, что используемые керамические материалы преимущественно представляют собой композитные материалы, основной структурной составляющей которых является керамика, которая была выбрана благодаря присущим ей хорошим механическим свойствам.
В соответствии с достигнутым уровнем техники основание камеры и крепежные скобы изготавливаются предпочтительнее из металла или из металлических сплавов, чем из керамики, поскольку это дает возможность применять известные и апробированные на настоящий момент методы крепления, позволяющие прикреплять крепежные скобы к металлическому картеру камеры сгорания, а элементы системы впрыска к основанию камеры. Речь может идти, например, о сварном или болтовом соединении.
Кроме того, используемая при изготовлении стенок керамика часто обладает коэффициентом линейного расширения, который приблизительно в три раза меньше, чем у металлов, используемых при изготовлении основания камеры и вышеупомянутых скоб. Такое расхождение является причиной возникновения напряжения в деталях, соединяемых друг с другом в процессе сборки, а также в случае увеличения их температуры в процессе эксплуатации. Подобное напряжение может привести к образованию трещин в крепежных скобах или в стенках, если эти скобы не обладают достаточной гибкостью, при этом керамические материалы по своей природе являются достаточно хрупкими.
В патенте FR 2 855 249 дано описание варианта решения данной проблемы, в соответствии с которым необходимо было иметь множество гибких кронштейнов крепления, соединяющих основание камеры с вышеупомянутыми стенками, при этом такие кронштейны могли бы упруго деформироваться в зависимости от разницы линейного расширения этих деталей.
Известны также решения (их описания представлены в заявках на патент FR 2 825 781 и FR 2 825 784), суть которых состоит в прикреплении стенок к картерам камеры сгорания посредством многочисленных гибких кронштейнов крепления, упруго деформируемых и заменяющих кольцевые крепежные скобы.
Согласно всем этим патентам, которые базируются на существующем уровне техники, внутренние и внешние стенки камеры сгорания выполнены как единый элемент, имеющий форму усеченного конуса.
Основным недостатком известных специалистам конструкций, в которых применяются гибкие кронштейны крепления, является плохая динамическая устойчивость этих кронштейнов крепления в процессе работы газотурбинного двигателя, в результате чего часто возникает необходимость использования систем амортизации, позволяющих уменьшить деформацию этих кронштейнов крепления и возникающую вибрацию.
Кроме того, как показано в патенте FR 2 855 249, на уровне основания камеры между кронштейнами крепления существуют пространства, в которые попадает приточный воздух, что может уменьшить коэффициент полезного действия камеры сгорания и привести к образованию вредных для окружающей среды выбросов, как например, не до конца сожженных веществ и (или) одноокиси углерода.
Задача данного изобретения состоит в устранении отмеченных недостатков или, по меньшей мере, в уменьшении их последствий, и в создании камеры сгорания, конструкция которой представляет собой альтернативный вариант конструкции с гибкими кронштейнами крепления, способную соответствующим образом реагировать на возникающие расхождения значений линейного расширения между внутренней и внешней стенками, с одной стороны, и основанием камеры и крепежными скобами, с другой стороны.
Для решения задачи предлагается кольцевая камера сгорания вышеупомянутого типа, отличающаяся тем, что каждая стенка камеры разделена на множество граничащих друг с другом секторов, каждый из которых крепится к основанию камеры и к одной из крепежных скоб.
Стенки в результате их деления на секторы могут деформироваться в зависимости от линейного расширения основания камеры и крепежных скоб (такое линейное расширение больше, чем линейное расширение стенок). Например, при повышении температуры, во время которого происходит расширение основания камеры и (или) крепежных скоб (т.е. увеличение их диаметров), граничащие друг с другом секторы стенок расходятся между собой по окружности, что приводит к увеличению диаметра этих стенок. Таким образом, в этих деталях удается избежать возникновения проблем термомеханического характера.
Предпочтительно не использовать гибкие узловые соединения для прикрепления секторов стенок к основанию камеры и крепежным скобам. Наоборот, их следует жестко прикреплять к этим элементам, например, методом болтового соединения. Таким образом, в процессе эксплуатации данная конструкция обладает более хорошей динамической устойчивостью по сравнению с конструкцией, снабженной гибкими кронштейнами крепления.
Предпочтительно, чтобы сектора стенок имели боковые края, а боковые края двух соседних секторов находили друг на друга и ограничивали тем самым прохождение между секторами приточного воздуха, поступающего внутрь камеры сгорания снаружи. Действительно, такое прохождение воздуха, если он не контролируется, приводит к поступлению в камеру очень большого количества воздуха, что вызывает образование вредных для окружающей среды выбросов, например, не сожженных полностью веществ и(или) одноокиси углерода, и снижает тем самым коэффициент полезного действия камеры сгорания. И наоборот, контролируемое количество воздуха может использоваться для охлаждения стенок, как это было описано выше.
Предпочтительно, чтобы предпринимались попытки осуществить охлаждение внутренней поверхности внутренней и внешней стенок. В связи с этим необходимо, чтобы на эти поверхности подавалось определенное количество приточного воздуха.
Известный специалистам способ решения проблемы состоит в изготовлении множества маленьких отверстий в вышеупомянутых стенках, через которые проходит строго определенное количество приточного воздуха. Обычно принято говорить о множестве отверстий. Вместе с тем недостатками такого решения являются значительное увеличение себестоимости вышеупомянутых стенок, существенное ухудшение устойчивости и возникновение механических повреждений.
Для решения этой дополнительно возникшей проблемы в настоящем изобретении предлагается экономически более выгодная альтернатива варианту изготовления множества отверстий.
Эта задача решается благодаря наличию радиального зазора (в направлении, перпендикулярном оси вращения газотурбинного двигателя) между соседними секторами, которые находят друг на друга, при этом данный зазор обеспечивает поступление приточного воздуха внутрь вышеупомянутой камеры извне и охлаждение внутренней поверхности, по меньшей мере, одного из секторов.
В связи с тем что сектора перекрывают друг друга, приточный воздух, подаваемый внутрь камеры извне, перемещается не в радиальном направлении, а по окружности, перемещаясь, по меньшей мере, частично вдоль внутренней поверхности внутренней и внешней стенок и обеспечивая тем самым возможность их охлаждения. Кроме того, используя этот радиальный зазор, удается контролировать количество охлаждающего воздуха, поступающего внутрь камеры.
Для увеличения площади внутренней поверхности стенок, подвергаемых охлаждению, боковые края секторов наклонены по окружности относительно основной оси камеры сгорания, при этом основная ось соответствует оси вращения газотурбинного двигателя.
В настоящей заявке на патент направление по окружности относительно какой-либо точки, расположенной на поверхности стенки камеры, определяется как касательное по отношению к стенке направление и в плоскости, перпендикулярной оси вращения газотурбинного двигателя. Таким образом, если внутренняя и внешняя стенки в целом образуют форму усеченного конуса, то считается, что один боковой край сектора наклонен по окружности относительно оси вращения газотурбинного двигателя, если данный край наклонен относительно образующей вышеупомянутой стенки.
Следует отметить, что наличие между секторами радиального зазора само по себе не исключает возможности существования множества отверстий в этих секторах.
Сущность изобретения и его преимущества станут более понятными после изучения приводимого ниже детального описания камеры сгорания согласно предлагаемому изобретению, которое может рассматриваться в качестве примера, не имеющего ограничительного характера. К данному описанию прилагаются чертежи, в числе которых:
фиг.1 изображает в схематичном виде половинный разрез, выполненный в плоскости оси, части газотурбинного двигателя с камерой сгорания согласно настоящему изобретению;
фиг.2 - частичный вид в изометрии камеры сгорания, показанной на фиг.1 (вид спереди);
фиг.3 - частичный вид в изометрии камеры сгорания, показанной на фиг.1 (вид сзади);
фиг.4 - вид в разрезе половины камеры сгорания, показанной на фиг.2, выполненный по оси в плоскости IV-IV;
фиг.5 - детальный вид части детали, изображенной и обозначенной на фиг.2 символом V.
На фиг.1 изображена выполненная в осевом половинном сечении часть газотурбинного двигателя (турбореактивный и турбовинтовой двигатели, наземная газотурбинная установка), включающая в себя:
- внутренний кольцевой кожух или внутренний картер 12 (изготовлен из металлических сплавов), основная ось которого 10 соответствует оси вращения газотурбинного двигателя;
- соосно установленный внешний кольцевой кожух или внешний картер 14 (также изготовлен из металлических сплавов);
- кольцевое пространство 16, расположенное между двумя картерами 12 и 14, в которое под давлением, обычно воздуха, из зоны, находящейся перед компрессором (не показан) газотурбинного двигателя, через кольцевой канал рассеивания 18 подается окислитель топлива.
Пространство 16, если следовать в направлении от передней к задней части камеры сгорания (передняя и задняя части определяются относительно обозначенного стрелками F направления нормального истечения газов внутри газотурбинного двигателя), включает в себя:
- системный комплекс впрыска, состоящий из множества систем впрыска 20, равномерно расположенных вокруг канала 18, каждая из которых содержит сопло топливного инжектора 22, установленное на внешнем картере 14 (в целях упрощения чертежа система обслуживания 19, смеситель 21 и, возможно, дефлектор 23, сопряженные с каждым соплом инжектора 22, на фиг.1 не показаны, но эти детали изображены на фиг.2 и 3);
- камеру сгорания 24, содержащую круговую стенку 26, расположенную ближе к центру окружности, и круговую стенку 28, расположенную дальше от центра окружности, которые смонтированы соосно относительно оси 10, а также поперечную стенку, образующую основание 30 данной камеры сгорания и содержащую две перегородки 32 и 34, крепящиеся, соответственно, к передним краям стенок 26, 28. В основании камеры 30 имеются отверстия 40, через которые осуществляется впрыск топлива и частично окислителя в камеру сгорания;
- внутренняя 27 и внешняя 29 крепежные скобы, соединяющие, соответственно, внутреннюю 26 и внешнюю 28 стенки с внутренним 12 и внешним 14 картерами;
- кольцевое направляющее устройство 42 (изготовлено из металлических сплавов), образующее входной каскад газотурбины высокого давления (не показана) и включающее в себя, как правило, множество неподвижных лопаток 44, установленных между внутренней кольцевой платформой 46 и внешней кольцевой платформой 48. Направляющее устройство 42 закрепляется на картерах 12 и 14 газотурбинного двигателя посредством соответствующих средств крепления.
Основание 30 камеры и крепежные скобы 27 и 29 изготавливаются из металлических сплавов, а стенки 26 и 28 камеры 24 - из композитных материалов, основной структурной составляющей которых является керамика.
Стенки 26 и 28 делятся соответственно на множество граничащих друг с другом секторов 126 и 128. Каждый сектор 126 (128) одной стороной крепится к основанию 30 камеры, а другой стороной - к одной из крепежных скоб 27 (29). По меньшей мере, один из секторов может содержать множество отверстий.
В процессе эксплуатации могут иметь место попытки совершения основанием 30 камеры оборота вокруг основной оси 10 и углового смещения относительно скоб 27 и 29. С целью не допустить подобной ситуации каждый сектор стенки 126 (128) крепится к основанию 30 камеры или к одной из крепежных скоб 27 (29), по меньшей мере, в двух точках фиксации. Таким образом, исключается возможность совершения секторами поворота относительно основания камеры и (или) вышеупомянутой скобы, что в свою очередь препятствует угловому смещению основания 30 камеры. В данном примере каждый сектор 126 (128) прикреплен к основанию камеры 30 и к крепежной скобе 27 (29) в двух точках фиксации 36 и 361.
Предпочтительно, чтобы, по меньшей мере, в одной 361 из этих двух точек фиксации применялся метод болтового соединения, заключающийся в пропускании болта 52 сквозь, по меньшей мере, одно овальное отверстие 50. Это овальное отверстие 50 может быть выполнено в перегородке 32 (34) основания 30 камеры, в секторе 126 (128) или в этих двух деталях одновременно. Данное овальное отверстие 50 вытянуто вдоль окружности, и болт 52 может таким образом перемещаться вдоль окружности внутри отверстия 50, как это обозначено двойной стрелкой В на фиг.4. В примере, изображенном на чертежах, во всех точках фиксации 36, 361 используется метод болтового соединения, но только в одной из двух точек фиксации 361 болт пропускается через овальное отверстие 50. С целью упрощения чертежей болты 52 изображены только на фиг.4.
При таком типе крепления, когда основания 30 камеры или скобы 27, 29 в зависимости от изменения температуры увеличиваются или уменьшаются в размерах, точки фиксации 36, 361 удаляются или приближаются друг к другу, что позволяет избежать возникновения термомеханического напряжения в каждом из секторов стенки 126, 128.
Далее, со ссылкой на фиг.2 и 5, будет представлено описание варианта выполнения, в котором боковые края 128а (126а) двух соседних секторов стенки 128 (126) находят друг на друга. Каждый сектор 128 (126) содержит гребень 60, располагаемый вдоль одного из боковых краев 128а (126а), предпочтительно, на всю его длину. Другой боковой край сектора не имеет гребня и в дальнейшем будет называться простым краем 128b (126b).
Гребень 60 выступает относительно одной из поверхностей (внутренней или внешней) сектора 128 (126) и прикрывает простой край 128b (126b) граничащего с ним сектора. Иначе говоря, гребень 60 смещен вдоль радиуса, к центру или наружу, относительно сектора 128. В примере, показанном на фиг.5, гребень 60 смещен (наружу) относительно внешней поверхности сектора 128. Он может быть также смещен (в сторону центра) относительно внутренней поверхности сектора. При этом внешняя 126 и внутренняя 128 поверхности сориентированы, соответственно, в направлении внешней стороны камеры сгорания 24 и внутрь камеры сгорания 24.
Гребень 60 может изготавливаться как непосредственно в процессе производства сектора 128 (126), так и на этапе последующей его обработки. Гребень 60 может также иметь форму планки, прикрепляемой к боковому краю 128а (126а) сектора, например, способом приклеивания.
Рассматривая различные случаи, представленные на чертежах, отмечается наличие радиального зазора J (положительного или нулевого) между гребнем 60 и поверхностью простого края 128b (126b), как это показано на фиг.5. Данный зазор J в случае, если он положительный, обеспечивает прохождение поступающего снаружи приточного воздуха внутрь камеры сгорания 24 в направлении, обозначенном стрелками F1. Этот приточный воздух проходит между гребнем 60 и простым краем 128b, а затем через щель 66 между двумя соседними секторами, при этом ширина L данной щели 66 может быть различной и зависеть от расхождения секторов 128 (126) друг от друга. Действительно, ширина L меняется в зависимости от расхождения значений линейного расширения между основанием камеры 30, крепежными скобами 27, 29 и сегментами стенок 126, 128. Таким образом, чем выше температура внутри камеры 24, тем больше расходятся сектора 128 (126)(т.е. ширина L увеличивается) и тем лучше охлаждение. В связи с этим интенсивность охлаждения стенок камеры определяется температурой внутри камеры. Подобный метод охлаждения позволяет сократить объем воздуха, используемого для охлаждения в случае, если температура внутри камеры небольшая. Система, снабженная исключительно множеством отверстий, не предоставляет таких преимуществ.
Приточный воздух за пределами камеры 24 перемещается в направлении, обозначенном на фиг.1 стрелками F, т.е. больше в осевом, чем в радиальном направлении. Зазор J и щель 66 образуют канал, в котором происходит определенное отклонение поступающего в камеру сгорания 24 потока приточного воздуха F1. Таким образом, данный поток воздуха F1 сохраняет достаточное отклонение относительно радиального направления (фиг.1 и 4), позволяющее, с одной стороны, как можно меньше препятствовать поступлению топлива внутрь камеры 24 и, с другой стороны, создавать защитный слой приточного воздуха вдоль внутренней поверхности сегментов стенки 126, 128, не допускающего нагревания этих сегментов.
В соответствии с другим аспектом предлагаемого изобретения, как это показано на фиг.2, боковые края 126а, 126b, 128а, 128b секторов 126, 128 наклонены по окружности относительно основной оси 10 камеры сгорания. Как это отмечалось ранее, такой наклон по окружности соответствует углу наклона y боковых краев относительно образующей G стенок 126, 128. Поток приточного воздуха F, циркулирующего за пределами камеры 24, перемещается из передней в заднюю часть. Обеспечение наклона боковых краев 126а, 126b, 128а, 128b, а также наличие щелей 66, через которые пропускается приточный воздух, позволяет распределить поток приточного воздуха F1, поступающего в камеру 24, и сформировать более обширные зоны охлаждения Z, чем, если бы вышеупомянутые боковые края были расположены вдоль образующей G. На фиг.2 данная зона охлаждения Z заштрихована. При этом, чем больше угол наклона боковых краев 126, 128, тем больше вытянута зона Z и тем лучше охлаждение секторов стенок 126, 128.
Таким образом, настоящее изобретение позволяет контролировать охлаждение стенок 126, 128, используя, с одной стороны, зазор J и ширину L щелей 66, а с другой стороны, угол наклона y данных щелей относительно основной оси 10.

Claims (9)

1. Кольцевая камера сгорания (24) газотурбинного двигателя с основной осью (10), содержащая внутреннюю стенку (26), внешнюю стенку (28), основание (30) камеры, которое располагается между вышеупомянутыми стенками в передней части вышеназванной камеры, и две крепежные скобы (27, 29), установленные позади камеры и обеспечивающие крепление соответственно вышеупомянутых стенок к другим частям (12, 14) газотурбинного двигателя, отличающаяся тем, что каждая стенка разделена на множество граничащих друг с другом секторов (126, 128), при этом каждый сектор крепится к основанию (30) камеры и к одной из крепежных скоб (27, 29), боковые края (126а, 126b, 128а, 128b) секторов наклонены по окружности относительно вышеупомянутой основной оси (10).
2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что секторы (126, 128) имеют боковые края (126а, 126b, 128а, 128b), а боковые края двух соседних секторов находят друг на друга.
3. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что между двумя соседними секторами (126, 128), которые находят друг на друга, предусмотрен радиальный зазор (J), обеспечивающий поступление снаружи приточного воздуха (F') внутрь вышеназванной камеры.
4. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что каждый сектор (126, 128) включает в себя гребень (60), располагаемый вдоль одного из боковых краев (126а, 128а), при этом данный гребень выступает относительно одной из поверхностей сектора и прикрывает боковой край (126b, 128b) соседнего сектора.
5. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что каждый сектор (126, 128) стенки прикреплен к основанию (30) камеры или к одной из крепежных скоб (27, 29), по меньшей мере, в двух точках фиксации (36, 36').
6. Камера сгорания по п.5, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, в одной точке фиксации (36') используется метод болтового соединения путем пропускания болта (52) через, по меньшей мере, одно овальное отверстие (50).
7. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что основание камеры (30) и крепежные скобы (27, 29) изготовлены из металла, а сектора стенки (126, 128) - из композитных материалов, основной структурной составляющей которых является керамика.
8. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один из секторов (126, 128) снабжен множеством отверстий.
9. Газотурбинный двигатель, содержащий камеру сгорания (24) согласно любому из предыдущих пп.1-8.
RU2007105075/06A 2006-02-10 2007-02-09 Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя RU2429418C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0650475A FR2897418B1 (fr) 2006-02-10 2006-02-10 Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
FR0650475 2006-02-10

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007105075A RU2007105075A (ru) 2008-08-20
RU2429418C2 true RU2429418C2 (ru) 2011-09-20

Family

ID=37102414

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007105075/06A RU2429418C2 (ru) 2006-02-10 2007-02-09 Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US7788928B2 (ru)
EP (1) EP1818612B1 (ru)
JP (1) JP2007212129A (ru)
CA (1) CA2577520C (ru)
DE (1) DE602007009436D1 (ru)
FR (1) FR2897418B1 (ru)
RU (1) RU2429418C2 (ru)

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2920525B1 (fr) * 2007-08-31 2014-06-13 Snecma Separateur pour alimentation de l'air de refroidissement d'une turbine
US8266914B2 (en) * 2008-10-22 2012-09-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Heat shield sealing for gas turbine engine combustor
US10240790B2 (en) 2013-11-04 2019-03-26 United Technologies Corporation Turbine engine combustor heat shield with multi-height rails
EP3066390B1 (en) 2013-11-04 2020-10-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine wall assembly with offset rail
EP3084310A4 (en) 2013-12-19 2017-01-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine wall assembly with circumferential rail stud architecture
US10234140B2 (en) 2013-12-31 2019-03-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine wall assembly with enhanced flow architecture
DE102014204482A1 (de) * 2014-03-11 2015-09-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennkammer einer Gasturbine
US9752447B2 (en) * 2014-04-04 2017-09-05 United Technologies Corporation Angled rail holes
US10648669B2 (en) 2015-08-21 2020-05-12 Rolls-Royce Corporation Case and liner arrangement for a combustor
US20170059159A1 (en) 2015-08-25 2017-03-02 Rolls-Royce Corporation Cmc combustor shell with integral chutes
FR3045137B1 (fr) * 2015-12-11 2018-05-04 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion de turbomachine
US10473332B2 (en) 2016-02-25 2019-11-12 General Electric Company Combustor assembly
US10393380B2 (en) * 2016-07-12 2019-08-27 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Combustor cassette liner mounting assembly
GB201613299D0 (en) 2016-08-02 2016-09-14 Rolls Royce Plc A method of assembling an annular combustion chamber assembly
US10670269B2 (en) 2016-10-26 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Cast combustor liner panel gating feature for a gas turbine engine combustor
US10669939B2 (en) 2016-10-26 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Combustor seal for a gas turbine engine combustor
US10830448B2 (en) 2016-10-26 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Combustor liner panel with a multiple of heat transfer augmentors for a gas turbine engine combustor
US10823410B2 (en) 2016-10-26 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Cast combustor liner panel radius for gas turbine engine combustor
US10935243B2 (en) 2016-11-30 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Regulated combustor liner panel for a gas turbine engine combustor
CN106812556B (zh) * 2017-03-16 2018-05-25 中国科学院工程热物理研究所 一种燃气轮机热端冷却结构及具有其的燃气轮机
US10598380B2 (en) * 2017-09-21 2020-03-24 General Electric Company Canted combustor for gas turbine engine
US11073285B2 (en) * 2019-06-21 2021-07-27 Raytheon Technologies Corporation Combustor panel configuration with skewed side walls
CN112902230A (zh) * 2021-03-11 2021-06-04 西北工业大学 一种倾斜式入口双头部的双级旋流器燃烧室
US11747019B1 (en) * 2022-09-02 2023-09-05 General Electric Company Aerodynamic combustor liner design for emissions reductions

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2544538A (en) * 1948-12-01 1951-03-06 Wright Aeronautical Corp Liner for hot gas chambers
US3854503A (en) * 1971-08-05 1974-12-17 Lucas Industries Ltd Flame tubes
US4543781A (en) * 1981-06-17 1985-10-01 Rice Ivan G Annular combustor for gas turbine
US5025622A (en) * 1988-08-26 1991-06-25 Sol-3- Resources, Inc. Annular vortex combustor
US5636508A (en) * 1994-10-07 1997-06-10 Solar Turbines Incorporated Wedge edge ceramic combustor tile
FR2825779B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Chambre de combustion munie d'un systeme de fixation de fond de chambre
FR2825781B1 (fr) 2001-06-06 2004-02-06 Snecma Moteurs Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique
FR2825784B1 (fr) 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine utilisant les trous de dilution
FR2855249B1 (fr) 2003-05-20 2005-07-08 Snecma Moteurs Chambre de combustion ayant une liaison souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre

Also Published As

Publication number Publication date
CA2577520A1 (fr) 2007-08-10
CA2577520C (fr) 2015-03-31
US7788928B2 (en) 2010-09-07
US20070186559A1 (en) 2007-08-16
RU2007105075A (ru) 2008-08-20
DE602007009436D1 (de) 2010-11-11
JP2007212129A (ja) 2007-08-23
EP1818612B1 (fr) 2010-09-29
FR2897418A1 (fr) 2007-08-17
EP1818612A1 (fr) 2007-08-15
FR2897418B1 (fr) 2013-03-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2429418C2 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя
RU2435107C2 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель
US7093440B2 (en) Floating liner combustor
RU2416028C2 (ru) Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
US11156359B2 (en) Combustor liner panel end rail with diffused interface passage for a gas turbine engine combustor
RU2470169C2 (ru) Турбомашина с диффузором
EP2430297B1 (en) Turbine engine with a structural attachment system for transition duct outlet
EP1424469B1 (en) Combustor sealing arrangement
EP3066386B1 (en) Turbine engine combustor heat shield with multi-height rails
US10941937B2 (en) Combustor liner with gasket for gas turbine engine
CN101016998A (zh) 带有交替固定件的涡轮发动机环形燃烧室
EP3361158B1 (en) Combustor for a gas turbine engine
US10816212B2 (en) Combustion chamber having a hook and groove connection
US20140130501A1 (en) Combustion chamber tile of a gas turbine
US10808937B2 (en) Gas turbine engine wall assembly with offset rail
US20150285498A1 (en) Grommet assembly and method of design
EP3090208A1 (en) Gas turbine engine wall assembly with enhanced flow architecture
EP1041249B1 (en) Interlocked compressor stator
US11725822B2 (en) Combustion module for a gas turbo engine with chamber bottom stop
US10830433B2 (en) Axial non-linear interface for combustor liner panels in a gas turbine combustor
US10935236B2 (en) Non-planar combustor liner panel for a gas turbine engine combustor
US10935235B2 (en) Non-planar combustor liner panel for a gas turbine engine combustor
US10655856B2 (en) Dilution passage arrangement for gas turbine engine combustor
EP3502561B1 (en) Gas turbine engine and assembly with liner and airflow deflector
US20200271318A1 (en) Combustion chamber assembly with shingle member and base bodies aligned therewith, each carrying a fastening element, and method of manufacturing

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner