RU2435108C2 - Камера сгорания, способ ее изготовления и турбореактивный двигатель, оборудованный такой камерой сгорания - Google Patents

Камера сгорания, способ ее изготовления и турбореактивный двигатель, оборудованный такой камерой сгорания Download PDF

Info

Publication number
RU2435108C2
RU2435108C2 RU2007145372/06A RU2007145372A RU2435108C2 RU 2435108 C2 RU2435108 C2 RU 2435108C2 RU 2007145372/06 A RU2007145372/06 A RU 2007145372/06A RU 2007145372 A RU2007145372 A RU 2007145372A RU 2435108 C2 RU2435108 C2 RU 2435108C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
combustion chamber
chamber
flat
ribs
reflectors
Prior art date
Application number
RU2007145372/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007145372A (ru
Inventor
Кристоф ПЬЕССЕРГ (FR)
Кристоф ПЬЕССЕРГ
Дени САНДЕЛИ (FR)
Дени САНДЕЛИ
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=38222462&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2435108(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2007145372A publication Critical patent/RU2007145372A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2435108C2 publication Critical patent/RU2435108C2/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
    • F23R3/02—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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • 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
    • F23R2900/00018—Manufacturing combustion chamber liners or subparts
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y10T29/49236—Fluid pump or compressor making

Landscapes

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

Abstract

Кольцевая камера сгорания турбореактивного двигателя ограничена наружной и внутренней стенками, имеющими форму усеченного конуса и соединенными на входе относительно потока газов в камере стенкой, образующей дно камеры. Камера сгорания содержит множество отражателей, выполненных в виде плоских пластин, закрепленных на стороне дна камеры, которая обращена внутрь камеры сгорания. Дно камеры, расширяющееся от входа к выходу, выполнено в виде детали, имеющей по существу форму усеченного конуса, образованной последовательно выполненными смежными плоскими участками, имеющими нервюры, выполненные радиально относительно оси камеры между упомянутыми плоскими участками. Изобретение позволяет сохранить постоянным расстояние между дном камеры и отражателями, что позволяет уменьшить затраты, связанные с изготовлением отражателей. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к области камер сгорания для турбореактивных двигателей. В частности, оно касается камеры сгорания и способа выполнения дна камеры. Наконец, оно касается турбореактивного двигателя, оборудованного такой камерой сгорания.
В дальнейшем тексте описания термины «осевой», «радиальный», «поперечный» соответствуют осевому направлению, радиальному направлению и поперечной плоскости турбореактивного двигателя, а термины «вход» и «выход» соответствуют направлению потока газов в турбореактивном двигателе.
Стандартная камера сгорания описана в опубликованной заявке на патент FR 2943119 и показана на фиг.6, где в осевом разрезе показана половина камеры сгорания, при этом подразумевается, что другая половина является симметричной относительно оси (не показана) турбореактивного двигателя. Камера 110 сгорания включена в диффузионную камеру 130, которая представляет собой кольцевое пространство, образованное между наружным картером 132 и внутренним картером 134, в которое подается сжатый окислитель, поступающий на вход от компрессора (не показан) через кольцевой диффузионный канал 136.
Камера 110 сгорания содержит наружную стенку 112 и внутреннюю стенку 114, которые являются коаксиальными и по существу коническими и которые расширяются от входа к выходу под углом конусности α, по существу находящимся в пределах от 10 до 12 градусов. Наружная 112 и внутренняя 114 стенки камеры 110 сгорания соединены между собой на входе камеры сгорания дном 116 камеры.
Дно 116 камеры является кольцевой деталью в форме усеченного конуса, расположенной между двумя по существу поперечными плоскостями, расширяясь от выхода к входу. Дно 116 камеры сопрягается с каждой из двух стенок, наружной 112 и внутренней 114, камеры 110 сгорания. Учитывая небольшой наклон камеры 110 сгорания, дно 116 камеры имеет небольшую конусность. Оно содержит впускные отверстия 118, через которые проходят инжекционные системы 120, которые впрыскивают топливо на входном конце камеры 110 сгорания, в которой происходят реакции сгорания.
В результате этих реакций сгорания от выхода к входу в направлении дна 116 камеры происходит излучение тепла. Чтобы избежать повреждения дна 116 камеры от нагрева, предусматривают теплозащитные экраны, называемые также отражателями 122. Эти отражатели 122 выполнены в виде по существу плоских пластин, закрепленных пайкой на дне 116 камеры. Они охлаждаются охлаждающими воздушными струями, проходящими в камеру 110 сгорания через отверстия 124 охлаждения, выполненные в дне 116 камеры. Эти воздушные струи, проходящие от входа к выходу, направляются обтекателями 126 камеры, проходят в дне 116 камеры через отверстия охлаждения и обдувают переднюю сторону отражателей 122.
В конструкциях турбореактивных двигателей, описанных в патентах FR 2935465, WO 2009163480 и в которых выход компрессора высокого давления является центробежным, средний диаметр на выходе компрессора высокого давления превышает средний диаметр на входе турбины высокого давления. Наружная и внутренняя стенки камеры сгорания имеют наклон, расширяясь от выхода к входу, а не от входа к выходу, как в ранее описанных традиционных камерах сгорания, с углом конуса, по существу находящимся в пределах от 25 до 35 градусов.
Такой значительный наклон камеры сгорания влияет на конусность дна камеры и на положение отражателей по отношению к дну камеры. Такая камера сгорания частично показана на фиг.7 в осевом разрезе. На этом чертеже показаны осевое направление 100, параллельное оси турбореактивного двигателя, главное направление 200 камеры 110 сгорания и угол α между этими двумя осями 100, 200. За счет значительного наклона камеры 110 сгорания дно 116 камеры имеет конусность, большую конусности дна традиционной камеры сгорания. Это влияет на расстояние D между дном камеры большой конусности и плоскими отражателями. В плоскости осевого разреза на фиг.7 расстояние D между дном 116 камеры и отражателями 122 выглядит постоянным. Но, как показано на фиг.8 в разрезе по плоскости VIII-VIII фиг.7, это расстояние D уменьшается вдоль окружной образующей дна 116 камеры до такой степени, что дно 116 камеры и отражатели 122 входят в контакт. Такой контакт между этими деталями мешает правильному монтажу отражателей в камере сгорания. Поэтому охлаждение дна 116 камеры при помощи отражателей 122 не происходит должным образом.
Задачей настоящего изобретение является устранение вышеуказанных недостатков путем выполнения камеры сгорания турбореактивного двигателя, в которой дно камеры выполнено таким образом, чтобы расстояние D между дном камеры и отражателями оставалось постоянным.
При этом камера сгорания является кольцевой деталью, ограниченной наружной стенкой и внутренней стенкой, при этом упомянутые наружная и внутренняя стенки имеют форму усеченного конуса и упомянутые наружная и внутренняя стенки соединены спереди стенкой, образующей упомянутое дно камеры,
при этом камера сгорания оборудована множеством отражателей, выполненных в виде плоских пластин, закрепленных на стороне упомянутого дна камеры, которая обращена внутрь камеры сгорания,
и отличается тем, что упомянутое дно камеры, расширяющееся от входа к выходу, выполнено в виде детали, по существу имеющей форму усеченного конуса и образованной последовательно выполненными смежными плоскими участками.
Каждый плоский участок имеет контур, опирающийся на угловой сектор, две стороны которого являются сегментами прямых, выходящих из одного центра.
Предпочтительно чтобы упомянутый контур плоского участка содержал четыре стороны, две из которых являлись бы дугами концентричных окружностей с одним центром, а две другие стороны являлись сегментами прямых, выходящих из упомянутого центра и соединяющих эти две дуги окружности.
Каждый плоский участок имеет контур с четырьмя сторонами, опирающийся на угловой сектор, две стороны которого являются дугами концентричных окружностей с одним центром и две другие стороны которого являются сегментами прямых, выходящих из одного центра и соединяющих эти дуги окружности.
По меньшей мере, через один из упомянутых плоских участков проходит впускное отверстие.
Кроме того, дно камеры содержит нервюры, выполненные в радиальном направлении между упомянутыми плоскими участками. Кроме того, дно камеры содержит отверстия охлаждения вдоль упомянутых нервюр. Предпочтительно чтобы упомянутые отверстия охлаждения были выполнены по двум линиям, расположенным с каждой стороны каждой нервюры.
Вторым объектом настоящего изобретения является способ изготовления дна камеры, являющегося первым объектом изобретения, который содержит, по меньшей мере, одну операцию вытяжки, во время которой первоначально плоское дно камеры деформируют с целью получения плоских участков.
Способ также содержит, по меньшей мере, одну операцию сверления для выполнения впускного отверстия, по меньшей мере, в одном плоском участке.
Во время упомянутой операции вытяжки выполняют нервюры между упомянутыми плоскими участками.
Способ также содержит, по меньшей мере, одну операцию сверления, предназначенную для выполнения отверстий охлаждения вдоль упомянутых нервюр.
Третьим объектом настоящего изобретения является камера сгорания, содержащая дно камеры с отражателями, выполненными в виде по существу плоских пластин, при этом число упомянутых отражателей равно числу плоских участков дна камеры, и каждый отражатель крепят на одном из упомянутых плоских участков на стороне, обращенной внутрь камеры сгорания.
Предпочтительно чтобы упомянутые отражатели содержали боковые бортики, предназначенные для взаимодействия с упомянутыми нервюрами с целью предотвращения боковых утечек.
Четвертым объектом настоящего изобретения является турбореактивный двигатель, оборудованный вышеупомянутой камерой сгорания.
Преимуществом настоящего изобретения является то, что оно позволяет сохранять постоянным расстояние D между дном камеры и отражателями, при этом используют плоские отражатели, аналогичные отражателям днищ известных камер сгорания, что позволяет избежать дополнительных затрат, связанных с изготовлением отражателей, имеющих сложную геометрическую форму.
Настоящее изобретение будет более очевидно из нижеследующего подробного описания частного варианта его осуществления, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, в числе которых:
Фиг.1 изображает вид в осевом разрезе турбореактивного двигателя, камера сгорания которого имеет значительный наклон, при этом на чертеже показана только половина камеры сгорания, поскольку другая ее половина является аналогичной в силу симметрии.
Фиг.2 - схематичный вид в изометрии дна камеры.
Фиг.2а - вид сверху плоского участка дна камеры.
Фиг.3 - схематичный вид дна камеры, показанного на фиг.2, в проекции сзади по стрелке III фиг.2.
Фиг.4 - более близкий к реальному схематичный вид в проекции сзади части дна камеры, показанного на фиг.3.
Фиг.5 - вид в разрезе по плоскости V-V фиг.3 этой части дна камеры, показанного на фиг.4.
Фиг.6 - уже описанный вид в осевом разрезе камеры сгорания из предшествующего уровня техники, имеющей незначительный наклон.
Фиг.7 - уже описанный вид в увеличенном масштабе в осевом разрезе части камеры сгорания из предшествующего уровня техники, имеющей значительный наклон.
Фиг.8 - уже описанный вид в увеличенном масштабе в разрезе по стрелкам VIII-VIII фиг.7 части камеры сгорания из предшествующего уровня техники, имеющей значительный наклон.
На фиг.1 показана часть турбореактивного двигателя 2, расположенного вдоль осевого направления 100, оборудованного камерой 10 сгорания и содержащего выход центробежного компрессора высокого давления. Эта камера 10 сгорания содержит наружную стенку 12 и внутреннюю стенку 15, которые являются коаксиальными и имеют по существу форму усеченного конуса и которые расширяются от выхода к входу с углом конуса α, по существу находящимся в пределах от 25 до 35 градусов.
Камера 10 сгорания включена в диффузионную камеру 30, которая представляет собой кольцевое пространство, образованное между наружным картером 32 и внутренним картером 34, в которое подается сжатый окислитель, поступающий на входе от компрессора (не показан) через кольцевой диффузионный канал 36. Учитывая наклон камеры сгорания 10, ее передний конец находится в большей степени снаружи в радиальном направлении, чем ее задний конец.
В передней части камеры сгорания наружная 12 и внутренняя 14 стенки камеры 10 сгорания соединены между собой дном 16 камеры, которое выполнено в виде по существу кольцевой детали, имеющей форму усеченного конуса, расположенной между двумя по существу поперечными плоскостями, расширяясь от входа к выходу. Дно 16 камеры сопрягается с каждой из двух внутренней 12 и наружной 14 стенок камеры 10 сгорания. Оно содержит впускные отверстия 18, через которые проходят инжекционные системы 20, которые проходят через наружный картер 32 и предназначены для подачи топлива на входе камеры 10 сгорания, в которой происходят реакции сгорания.
На фиг.2 схематично в изометрии показано дно 16 камеры, которое выполнено в виде детали, по существу имеющей форму усеченного конуса, ось 160 которой во время работы совпадает с осью турбореактивного двигателя. Дно 16 камеры содержит передний край 162 и задний край 164. Оно расширяется от переднего края 162 к заднему краю 164. Дно выполнено в виде оболочки в форме усеченного конуса, содержащей внутреннюю сторону 80 и наружную сторону 82. Корпус дна камеры не является непрерывно криволинейным, а содержит последовательные смежные плоские участки 166 или грани. На фиг.2а показан вид сверху плоского участка 166. Он содержит контур с четырьмя сторонами 172, 174, 176, 178, который опирается на угловой сектор, выходящий из точки 170. Две стороны 172, 176 являются дугами концентричных окружностей с центром в точке 170. Две другие стороны 174, 178 являются сегментами прямой, выходящими из точки 170 и опирающимися на угловой сектор, соединяя две дуги 172, 176 окружности.
На фиг.3 схематично в проекции сзади показано это же дно 16 камеры в направлении стрелки III фиг.2. На этом чертеже показаны плоские участки 166, равномерно выполненные на корпусе дна 16 камеры между его передним краем 162 и его задним краем 164.
На фиг.4 показан вид в проекции сзади, аналогичный фиг.3, но более близкий к реальности, части дна 16 камеры. Дно камеры содержит впускные отверстия 18, выполненные сквозными в каждом из плоских участков 166. Эти впускные отверстия 18 предназначены для размещения инжекционных систем 20, уже описанных со ссылками на фиг.1. Центр каждого впускного отверстия 19 по существу находится на соответствующем плоском участке 166. На стыке между двумя смежными плоскими участками 166 дно 16 камеры содержит нервюры 40, выполненные от его переднего края 162 до его заднего края 164 по существу в прямолинейном направлении, перпендикулярном к упомянутым краям 162, 164. Нервюры 40 образуют впадины на внутренней стороне 80 дна 16 камеры и выступы на его наружной стороне 82. В представленном примере нервюры 40 имеют по существу прямоугольную форму и относительно небольшую толщину, которая может колебаться от 0 до 2 или 3 мм. Они не доходят до каждого из двух переднего 162 и заднего 164 краев, а выполнены по длине на определенном расстоянии от них, по существу находящемся в пределах 0,5 до 2 мм. Вдоль нервюр 40 дно 16 камеры содержит отверстия 24 охлаждения, функция которых будет подробнее описана ниже. В представленном примере отверстия 24 охлаждения выполнены по обе стороны от каждой нервюры 40 в числе четырех с каждой стороны каждой нервюры 40.
На фиг.5 показано дно 16 камеры в разрезе по плоскости V-V фиг.3. Здесь показаны плоские участки 166 и на стыке между ними - выступы, образованные нервюрами 40 на наружной стороне дна 16 камеры. С каждой стороны каждой нервюры 40 показаны отверстия 24 охлаждения, выполненные сквозными в плоских участках 166. На фиг.5 показаны также отражатели 22, которые представляют собой по существу плоские пластины, закрепленные на дне 16 камеры. Эти отражатели содержат боковые бортики 222, выполненные вдоль края плоского участка, на который опирается отражатель 22. Взаимодействие этих боковых бортиков 222 с упомянутыми нервюрами 40 позволяет избежать боковых утечек. Каждый отражатель 22 содержит также по существу центральное отверстие 226, которое находится напротив впускного отверстия 18 плоского участка 166, взаимодействующего с отражателем 22, которое предназначено для прохождения соответствующей инжекционной системы 20 (см. фиг.1). В представленном примере центральные отверстия 226 являются отверстиями с вертикальными краями 224. Крепление отражателей 22 на дне 16 камеры предпочтительно осуществляют при помощи пайки на уровне центральных отверстий 226.
При такой конфигурации расстояние D, отделяющее каждый отражатель 22 от взаимодействующего с ним плоского участка 166, остается постоянным, и тем самым обеспечивается удовлетворительное охлаждение отражателей 22. Охлаждение схематично показано на фиг.5 стрелкой 44, символизирующей воздушную струю, поступающую от входа и проходящую через отверстия 24 охлаждения плоского участка 166 дна 16 камеры, обдувая отражатель 22, закрепленный на этом плоском участке 166.
Выполнение дна 16 камеры в соответствии с настоящим изобретением требует, по меньшей мере, одной операции деформации давлением и нескольких операций сверления. Вначале берут образованную вращением деталь в виде усеченного конуса, которую деформируют при помощи операции вытяжки для трансформации тела конуса в последовательность плоских участков, смежных друг с другом. Во время этой операции вытяжки между плоскими участками выполняют также нервюры.
После этого осуществляют операции сверления, во время которых выполняют впускные отверстия по существу в центре каждого плоского участка и выполняют отверстия охлаждения, распределенные в каждом участке вдоль каждой нервюры. Предпочтительно отверстия охлаждения сверлят с каждой стороны каждой нервюры. Число и положение отверстий охлаждения не ограничены.

Claims (12)

1. Кольцевая камера (10) сгорания турбореактивного двигателя (2), ограниченная наружной стенкой (12) и внутренней стенкой (14), имеющими форму усеченного конуса и соединенными на входе относительно потока газов в камере стенкой, образующей упомянутое дно (16) камеры, при этом камера сгорания содержит множество отражателей (22), выполненных в виде плоских пластин, закрепленных на стороне (80) дна (16) камеры, которая обращена внутрь камеры (10) сгорания, отличающаяся тем, что дно (16) камеры, расширяющееся от входа к выходу, выполнено в виде детали, имеющей, по существу, форму усеченного конуса, образованной последовательно выполненными смежными плоскими участками (166), имеющими нервюры (40), выполненные радиально относительно оси камеры между упомянутыми плоскими участками (166).
2. Камера (10) сгорания по п.1, в которой каждый плоский участок (166) дна камеры имеет контур, опирающийся на угловой сектор, две стороны (174, 178) которого являются сегментами прямых, исходящих из одного центра (170), находящегося на входе.
3. Камера (10) сгорания по п.2, в которой упомянутый контур плоского участка (166) содержит четыре стороны (172, 174, 176, 178), из которых две стороны (172, 176) являются дугами концентричных окружностей с одним центром (170), а две другие стороны (174, 178) являются сегментами прямых, исходящих из упомянутого центра (170) и соединяющих эти две дуги (172, 176) окружности.
4. Камера (10) сгорания по п.1, в которой, по меньшей мере, в одном из упомянутых плоских участков (166) выполняют сквозное впускное отверстие (18).
5. Камера (10) сгорания по п.1, которая содержит отверстия (24) охлаждения вдоль упомянутых нервюр (40).
6. Камера (10) сгорания по п.1, отличающаяся тем, что содержит отражатели (22), выполненные в виде, по существу, плоских пластин, при этом число упомянутых отражателей (22) равно числу плоских участков (166) дна (16) камеры, причем каждый отражатель (22) крепят на одном из плоских участков (166) на стороне (80), обращенной внутрь камеры (10) сгорания.
7. Камера (10) сгорания по п.6, в которой отражатели (22) содержат боковые бортики (222), взаимодействующие с упомянутыми нервюрами (40) с целью предотвращения боковых утечек.
8. Способ изготовления камеры сгорания по п.1, отличающийся тем, что производят, по меньшей мере, одну операцию вытяжки, во время которой первоначально плоское дно камеры деформируют с целью получения плоских участков (166).
9. Способ по п.8, отличающийся тем, что производят, по меньшей мере, одну операцию сверления для выполнения впускного отверстия (18), по меньшей мере, в одном плоском участке (166).
10. Способ по п.8, отличающийся тем, что во время упомянутой операции вытяжки выполняют нервюры (40) между упомянутыми плоскими участками (166).
11. Способ по п.10, отличающийся тем, что производят, по меньшей мере, одну операцию сверления, предназначенную для выполнения отверстий (24) охлаждения вдоль упомянутых нервюр (40).
12. Турбореактивный двигатель (2), отличающийся тем, что содержит камеру (10) сгорания по любому из пп.1-7.
RU2007145372/06A 2006-12-07 2007-12-06 Камера сгорания, способ ее изготовления и турбореактивный двигатель, оборудованный такой камерой сгорания RU2435108C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0655377A FR2909748B1 (fr) 2006-12-07 2006-12-07 Fond de chambre, procede de realisation de celui-ci, chambre de combustion le comportant et turboreacteur en etant equipe
FR0655377 2006-12-07

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007145372A RU2007145372A (ru) 2009-06-20
RU2435108C2 true RU2435108C2 (ru) 2011-11-27

Family

ID=38222462

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007145372/06A RU2435108C2 (ru) 2006-12-07 2007-12-06 Камера сгорания, способ ее изготовления и турбореактивный двигатель, оборудованный такой камерой сгорания

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7954327B2 (ru)
EP (1) EP1930659B1 (ru)
JP (1) JP4974295B2 (ru)
CA (1) CA2613268C (ru)
FR (1) FR2909748B1 (ru)
RU (1) RU2435108C2 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2918443B1 (fr) * 2007-07-04 2009-10-30 Snecma Sa Chambre de combustion comportant des deflecteurs de protection thermique de fond de chambre et moteur a turbine a gaz en etant equipe
FR2920525B1 (fr) * 2007-08-31 2014-06-13 Snecma Separateur pour alimentation de l'air de refroidissement d'une turbine
FR2921462B1 (fr) * 2007-09-21 2012-08-24 Snecma Chambre de combustion annulaire de moteur a turbine a gaz
FR2948988B1 (fr) 2009-08-04 2011-12-09 Snecma Chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices d'entree d'air ameliores
DE102010023816A1 (de) * 2010-06-15 2011-12-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammeranordnung
DE102011108887A1 (de) * 2011-07-28 2013-01-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenzentripetalringbrennkammer sowie Verfahren zur Strömungsführung
FR2982010B1 (fr) * 2011-10-26 2013-11-08 Snecma Chambre de combustion annulaire dans une turbomachine
US10234141B2 (en) * 2016-04-28 2019-03-19 United Technoloigies Corporation Ceramic and ceramic matrix composite attachment methods and systems

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2560207A (en) 1948-02-04 1951-07-10 Wright Aeronautical Corp Annular combustion chamber with circumferentially spaced double air-swirl burners
US2560223A (en) 1948-02-04 1951-07-10 Wright Aeronautical Corp Double air-swirl baffle construction for fuel burners
GB774592A (en) * 1954-05-18 1957-05-15 Havilland Engine Co Ltd Adjustable propulsion nozzles
US4454711A (en) * 1981-10-29 1984-06-19 Avco Corporation Self-aligning fuel nozzle assembly
US4567730A (en) * 1983-10-03 1986-02-04 General Electric Company Shielded combustor
US4843825A (en) * 1988-05-16 1989-07-04 United Technologies Corporation Combustor dome heat shield
US4914918A (en) * 1988-09-26 1990-04-10 United Technologies Corporation Combustor segmented deflector
US4934145A (en) * 1988-10-12 1990-06-19 United Technologies Corporation Combustor bulkhead heat shield assembly
FR2673454B1 (fr) * 1991-02-28 1995-01-13 Snecma Chambre de combustion comportant une paroi de fond comprenant une pluralite de troncs de cones partiels.
US5289687A (en) * 1992-03-30 1994-03-01 General Electric Company One-piece cowl for a double annular combustor
US5419115A (en) * 1994-04-29 1995-05-30 United Technologies Corporation Bulkhead and fuel nozzle guide assembly for an annular combustion chamber
DE4427222A1 (de) * 1994-08-01 1996-02-08 Bmw Rolls Royce Gmbh Hitzeschild für eine Gasturbinen-Brennkammer
US5581999A (en) 1994-12-15 1996-12-10 United Technologies Corporation Bulkhead liner with raised lip
US6070830A (en) * 1997-09-29 2000-06-06 General Electric Company Faceted exhaust nozzle
US6438958B1 (en) * 2000-02-28 2002-08-27 General Electric Company Apparatus for reducing heat load in combustor panels
US6557349B1 (en) * 2000-04-17 2003-05-06 General Electric Company Method and apparatus for increasing heat transfer from combustors
US6546733B2 (en) * 2001-06-28 2003-04-15 General Electric Company Methods and systems for cooling gas turbine engine combustors
US6792757B2 (en) * 2002-11-05 2004-09-21 Honeywell International Inc. Gas turbine combustor heat shield impingement cooling baffle
US7121095B2 (en) * 2003-08-11 2006-10-17 General Electric Company Combustor dome assembly of a gas turbine engine having improved deflector plates
US7093441B2 (en) * 2003-10-09 2006-08-22 United Technologies Corporation Gas turbine annular combustor having a first converging volume and a second converging volume, converging less gradually than the first converging volume
US7051532B2 (en) * 2003-10-17 2006-05-30 General Electric Company Methods and apparatus for film cooling gas turbine engine combustors
US7506511B2 (en) * 2003-12-23 2009-03-24 Honeywell International Inc. Reduced exhaust emissions gas turbine engine combustor
US6983599B2 (en) * 2004-02-12 2006-01-10 General Electric Company Combustor member and method for making a combustor assembly
US7140185B2 (en) * 2004-07-12 2006-11-28 United Technologies Corporation Heatshielded article
FR2888631B1 (fr) * 2005-07-18 2010-12-10 Snecma Turbomachine a distribution angulaire de l'air
FR2897145B1 (fr) * 2006-02-08 2013-01-18 Snecma Chambre de combustion annulaire de turbomachine a fixations alternees.
FR2897417A1 (fr) * 2006-02-10 2007-08-17 Snecma Sa Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
US8596071B2 (en) * 2006-05-05 2013-12-03 General Electric Company Method and apparatus for assembling a gas turbine engine
GB2455021B (en) * 2006-09-14 2011-03-23 Solar Turbines Inc Splash plate dome assembly for a turbine engine
US7665306B2 (en) * 2007-06-22 2010-02-23 Honeywell International Inc. Heat shields for use in combustors
US20100095680A1 (en) * 2008-10-22 2010-04-22 Honeywell International Inc. Dual wall structure for use in a combustor of a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
EP1930659A1 (fr) 2008-06-11
FR2909748A1 (fr) 2008-06-13
US20080134661A1 (en) 2008-06-12
CA2613268C (fr) 2015-02-03
JP4974295B2 (ja) 2012-07-11
CA2613268A1 (fr) 2008-06-07
JP2008145098A (ja) 2008-06-26
US7954327B2 (en) 2011-06-07
RU2007145372A (ru) 2009-06-20
EP1930659B1 (fr) 2017-06-07
FR2909748B1 (fr) 2009-07-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2435108C2 (ru) Камера сгорания, способ ее изготовления и турбореактивный двигатель, оборудованный такой камерой сгорания
US10968755B2 (en) Cooling structure for vane
RU2365822C2 (ru) Кольцевая камера сгорания для турбомашины с улучшенным внутренним крепежным фланцем
US8113003B2 (en) Transition with a linear flow path for use in a gas turbine engine
RU2406932C2 (ru) Обтекатель камеры сгорания газотурбинного двигателя, камера сгорания, включающая такой обтекатель, газотурбинный двигатель с такой камерой сгорания (варианты)
JP7098300B2 (ja) 燃料供給導管アセンブリにおける燃料流出物を消散させるためのシステム
US7076956B2 (en) Combustion chamber for gas turbine engine
US8065881B2 (en) Transition with a linear flow path with exhaust mouths for use in a gas turbine engine
EP0911486B1 (en) Gas turbine stationary blade cooling
RU2584741C2 (ru) Инжектор камеры сгорания газовой турбины с двойной топливной системой и камера сгорания, снабженная, по меньшей мере, одним таким инжектором
RU2413134C2 (ru) Усовершенствование характеристик камеры сгорания при помощи мультиперфорирования ее стенок
RU2470169C2 (ru) Турбомашина с диффузором
JPH1068523A (ja) 衝突／放出冷却燃焼器ライナー
US20110179794A1 (en) Production process
RU2527932C2 (ru) Камера сгорания турбомашины, содержащая улучшенные средства питания воздухом
CN109563995B (zh) 用于涡轮发动机的燃烧器中的燃料-空气混合器组件
RU2485405C2 (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя
US20190170001A1 (en) Impingement cooling of a blade platform
US11624286B2 (en) Insert for re-using impingement air in an airfoil, airfoil comprising an impingement insert, turbomachine component and a gas turbine having the same
RU2433347C2 (ru) Отражатель для дна камеры сгорания, камера сгорания, оборудованная таким отражателем, и двигатель, содержащий такую камеру
RU2461778C2 (ru) Диффузионная камера газотурбинного двигателя, камера сгорания и содержащий их газотурбинный двигатель
JP2006527834A (ja) タービンエンジンの環状燃焼室
RU2660729C2 (ru) Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива
US11396818B2 (en) Triple-walled impingement insert for re-using impingement air in an airfoil, airfoil comprising the impingement insert, turbomachine component and a gas turbine having the same
US10808929B2 (en) Structure for cooling gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner