RU2446297C2 - Система вентиляции стенки камеры сгорания, газотурбинный двигатель, содержащий такую систему, и кольцевой отсек для указанной системы - Google Patents
Система вентиляции стенки камеры сгорания, газотурбинный двигатель, содержащий такую систему, и кольцевой отсек для указанной системы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2446297C2 RU2446297C2 RU2007127556/06A RU2007127556A RU2446297C2 RU 2446297 C2 RU2446297 C2 RU 2446297C2 RU 2007127556/06 A RU2007127556/06 A RU 2007127556/06A RU 2007127556 A RU2007127556 A RU 2007127556A RU 2446297 C2 RU2446297 C2 RU 2446297C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- diffuser
- compartment
- flange
- combustion chamber
- wall
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/08—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising at least one radial stage
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. 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
- 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
- F23R3/26—Controlling the air flow
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/18—Two-dimensional patterned
- F05D2250/182—Two-dimensional patterned crenellated, notched
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор, питающий через диффузор кольцевую камеру сгорания, имеет кольцевой отсек, расположенный в осевом направлении от диффузора до зоны, соседней с выходом камеры сгорания и с задним концом фланца диффузора. Кольцевой фланец диффузора выполнен по существу L-образного сечения, расположен сзади и вдоль крыльчатки центробежного компрессора и образует радиальный кольцевой канал для воздушного потока, сообщающийся своим радиально наружным концом с выходом компрессора. Кольцевой отсек расположен радиально между камерой сгорания и фланцем диффузора. При этом отсек содержит радиально наружную кольцевую стенку для направления воздушного потока, выходящего из диффузора, вдоль радиально внутренней стенки камеры сгорания, и радиально внутреннюю кольцевую стенку, ограничивающую вместе с фланцем диффузора кольцевой проход для воздуха, выходящего из диффузора. Изобретение направлено на улучшение характеристик системы вентиляции стенки камеры сгорания, повышение эффективности работы газотурбинного двигателя. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Настоящее изобретение касается системы вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор и диффузор, питающий воздухом кольцевую камеру сгорания.
Как известно, кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя находится в кольцевом пространстве, ограниченном наружным картером, на котором установлен диффузор, содержащий кольцевой фланец, выполненный сзади и вдоль ротора или крыльчатки центробежного компрессора.
Выходящий из диффузора воздух в первую очередь предназначен для подачи в камеру сгорания и для смешивания с топливом и последующего сжигания и, во-вторых, для обдувания камеры сгорания и питания первичных и разбавляющих отверстий камеры и средств нагнетания воздуха для вентиляции и/или охлаждения турбины, находящейся на выходе камеры сгорания (см., например, патент US-А-5555721).
Воздух, обдувающий камеру, проходя между ней и фланцем диффузора, специально не направляется и подвержен завихрениям, срывам потока и существенным потерям напора, которые снижают эффективность работы газотурбинного двигателя.
Небольшая часть воздушного потока, выходящего из компрессора, не поступает в диффузор и проходит в радиальный кольцевой канал, образованный между крыльчаткой компрессора и фланцем диффузора, причем этот воздух является относительно горячим по причине его вязкого сдвига между крыльчаткой и фланцем диффузора.
Задачей настоящего изобретения является улучшение характеристик этих вентиляционных систем и устранение недостатков известных технических решений.
В этой связи его объектом является система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор, питающий через диффузор кольцевую камеру сгорания, при этом диффузор содержит кольцевой фланец по существу L-образного сечения, расположенный сзади и вдоль крыльчатки центробежного компрессора и образующий радиальный кольцевой канал для воздушного потока, сообщающийся своим радиально наружным концом с выходом компрессора, отличающаяся тем, что радиально между камерой сгорания и фланцем диффузора выполнен кольцевой отсек, расположенный в осевом направлении от отсека до зоны, соседней с выходом камеры сгорания и с задним концом фланца диффузора, при этом отсек содержит радиально наружную кольцевую стенку для направления воздушного потока, выходящего из диффузора, вдоль радиально внутренней стенки камеры сгорания, и радиально внутреннюю кольцевую стенку, ограничивающую вместе с фланцем диффузора кольцевой проход для воздуха, выходящего из диффузора.
Отсек в соответствии с настоящим изобретением обеспечивает стабильное прохождение воздушного потока без отрыва и с минимальными потерями напора вдоль внутренней стенки камеры сгорания, что позволяет осуществлять оптимальное питание средств нагнетания воздуха и первичных и разбавляющих отверстий внутренней стенки камеры.
Воздух, циркулирующий между отсеком в соответствии с настоящим изобретением и фланцем диффузора, обеспечивает также охлаждение и вентиляцию фланца диффузора и может, таким образом, поглощать часть тепла, генерируемого при сдвиге воздуха, выходящего из компрессора и проходящего между крыльчаткой компрессора и фланцем диффузора.
Предпочтительно, чтобы радиально наружная стенка отсека была выполнена по существу параллельно внутренней стенке камеры сгорания, а радиально внутренняя стенка отсека была выполнена по существу параллельно фланцу диффузора.
Кольцевые стенки отсека предпочтительно содержат отверстия балансировки давления для ограничения их деформаций во время работы.
Предпочтительно, чтобы отсек содержал переднюю и заднюю цилиндрические реборды, центрированные и удерживаемые соответственно на диффузоре и на кольцевой обечайке внутренней стенки камеры сгорания.
Реборды отсека можно крепить путем посадки внатяг на диффузоре и на кольцевой обечайке внутренней стенки камеры сгорания соответственно.
Предпочтительно, чтобы передняя цилиндрическая реборда отсека была выполнена зубчатой и образовывала отверстия, направляющие выходящий из диффузора воздух в воздушный проход вдоль фланца диффузора.
Предпочтительно, чтобы отсек был выполнен из двух половин, соединяемых поперечно друг с другом, что облегчает монтаж отсека в газотурбинном двигателе. Для крепления двух соединенных половин на задней цилиндрической реборде кессона в осевом направлении устанавливают цилиндрическое кольцо, которое крепят, например, при помощи сварки.
Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающийся тем, что содержит описанную выше систему вентиляции.
Наконец, объектом настоящего изобретения является кольцевой отсек для системы вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, отличающийся тем, что содержит две коаксиальные кольцевые стенки, расположенные одна внутри другой, при этом передние концы этих стенок соединены друг с другом осевой цилиндрической ребордой, направленной в сторону входа, и задние концы этих стенок соединены друг с другом осевой цилиндрической ребордой, направленной в сторону выхода.
Целесообразно, чтобы радиально наружная стенка отсека по существу имела форму усеченного конуса, и радиально внутренняя стенка отсека имела по существу U-образное сечение. Предпочтительно, чтобы эти стенки содержали отверстия для балансировки давления во время работы.
Для облегчения монтажа отсека его выполняют из двух половин, соединяемых поперечно и удерживаемых в собранном положении цилиндрическим кольцом, устанавливаемым в осевом направлении и закрепленным, например, сваркой на задней цилиндрической реборде отсека.
Другие детали, отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые фигуры чертежей, в числе которых:
Фиг. 1 изображает частичный схематичный вид в осевом разрезе системы вентиляции в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг. 2 - схематичный вид сзади в изометрии и в разборе кольцевого отсека системы, показанной на фиг. 1.
На фиг. 1 показана часть газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащая от входа к выходу, - если рассматривать направление потока газов внутри газотурбинного двигателя, - центробежный компрессор 10, диффузор 12 и камеру 14 сгорания.
Вход 18 центробежного компрессора 10 направлен вперед по существу параллельно оси газотурбинного двигателя, и его выход 20 направлен наружу по существу перпендикулярно к оси газотурбинного двигателя и находится на одной линии с радиальной частью 22 диффузора 12. Диффузор в основном имеет форму, изогнутую под углом 90°, и содержит выходную осевую часть 24, которая соединена с радиальной частью 22 и расположена вдоль наружного картера 28, выходя своим радиально задним концом снаружи входа камеры 14 сгорания.
Диффузор 12 установлен на наружном картере 28, который охватывает снаружи компрессор 10, диффузор 12 и камеру 14 сгорания.
Диффузор 12 содержит по существу цилиндрическую переднюю перегородку 30, закрепленную на наружном картере 28 при помощи соответствующих средств типа винт-гайка.
Диффузор 12 содержит также задний кольцевой фланец 26 по существу L-образного сечения, который содержит переднюю радиальную часть 36, выполненную внутрь от входа 22 диффузора, и по существу цилиндрическую заднюю часть, выполненную в сторону выхода от радиально внутреннего конца радиальной части 36 и содержащую на своем заднем конце кольцевой фланец 40 крепления на средствах 42 нагнетания вентилирующего и/или охлаждающего воздуха в компоненты, находящиеся сзади камеры 14 сгорания.
Радиальная часть 36 фланца диффузора выполнена на выходе ротора центробежного компрессора, называемого также «крыльчаткой», и расположена вдоль и на незначительном расстоянии от этого ротора, образуя радиальный кольцевой канал 70, сообщающийся своим радиально наружным концом с выходом 20 центробежного компрессора.
Камера 14 сгорания содержит две коаксиальные кольцевые стенки 44, 46, находящиеся одна внутри другой и соединенные своими передними концами со стенкой 48 дна камеры, при этом стенки 44, 46 и 48 ограничивают между собой кольцевое замкнутое пространство, в которое из форсунок (не показаны) поступает топливо.
Радиально наружная стенка 44 камеры крепится своим задним концом к наружному картеру 28, а радиально внутренняя стенка 46 соединена своим задним концом с обечайкой 52 в виде усеченного конуса, которая содержит на своем радиально внутреннем конце внутренний кольцевой фланец 54 крепления на вышеуказанных средствах 42 нагнетания воздуха.
Средства 42 нагнетания воздуха содержат кольцевой канал 64, выходящий своим передним концом радиально наружу сзади фланца 40 и спереди фланца 54 обечайки 52, соответственно, и своим задним концом в осевом направлении назад. Передняя концевая часть средств 42 содержит отверстия 66 для прохождения средств типа винт-гайка, которые расположены в соответствующих отверстиях фланцев 40 и 54.
Небольшая часть воздушного потока, выходящего из центробежного компрессора 10, проходит в радиальный канал 70, образованный между крыльчаткой компрессора и фланцем 26 диффузора. Этот воздух (стрелка 72) подвергается воздействию значительных сил сдвига, создаваемых вращением крыльчатки вблизи фланца 26 диффузора, что приводит к повышению температуры воздуха и к нагреву крыльчатки и фланца.
Воздух, выходящий из диффузора (стрелки 74), частично питает камеру 14 сгорания (стрелки 76) и частично - внутренний 78 и наружный 80 кольцевые контуры, огибающие камеру 14 сгорания (стрелки 82).
Наружный контур 80 образован между наружным картером 28 и наружной стенкой 44 камеры, и воздух, проходящий по этому пути, используют для охлаждения и/или вентиляции не показанных на чертеже компонентов, находящихся на выходе этой камеры.
Внутренний контур 78 образован между стенкой 48 дна камеры и радиальной стенкой 22 диффузора, и воздух, проходящий по этому контуру, делится на поток, питающий средства 42 нагнетания воздуха, и на поток, проходящий через первичные и разбавляющие отверстия (не показаны) камеры.
В известных технических решениях воздух, циркулирующий во внутреннем контуре 78, специально не направляется и подвергается завихрениям, срывам потока и существенным потерям напора, снижающим характеристики газотурбинного двигателя.
Система в соответствии с настоящим изобретением позволяет устранить эти недостатки путем образования каналов 86, 88 стабильного прохождения воздуха между фланцем 26 диффузора и внутренней стенкой 48 камеры за счет кольцевого отсека, выполненного в радиальном направлении между фланцем 26 и камерой 14 сгорания.
В примере, показанном на фиг. 1 и 2, кольцевой отсек 90 содержит радиально наружную кольцевую стенку 92 по существу в виде усеченного конуса, направленную в сторону выхода внутрь, и радиально внутреннюю кольцевую стенку 94 по существу U-образного сечения.
Наружная стенка 92 расположена по существу параллельно внутренней стенке 46 камеры и на расстоянии от нее для направления части 96 воздушного потока 82, огибающей камеру изнутри. Воздух в канале 86 направляется наружной стенкой 92 отсека и стенкой 46 камеры, что позволяет избежать срывов потока и ограничить завихрения и потери напора.
Внутренняя U-образная стенка 94 отсека содержит переднюю кольцевую часть 98, выполненную параллельно и на небольшом расстоянии от радиальной части 36 фланца и соединенную своим радиально наружным концом вместе с передним концом наружной стенки 92 с цилиндрической ребордой 104, направленной в сторону входа. Стенка 94 содержит также промежуточную цилиндрическую часть 100, выполненную вокруг и на небольшом расстоянии от фланца 26, и заднюю кольцевую часть 102 по существу в виде усеченного конуса, выполненную в сторону выхода и наружу вокруг средств 42 нагнетания воздуха и соединенную своим задним концом вместе с задним концом наружной стенки 92 с цилиндрической ребордой 106, направленной в сторону выхода.
Передняя реборда 104 отсека заходит сзади в кольцевой паз 108, выходящий назад и образованный на радиально внутреннем конце входа 22 диффузора, а задняя реборда 106 установлена на цилиндрической реборде 110, направленной в сторону входа, обечайки 52 камеры. Паз 108 и реборда 110 позволяют удерживать и центрировать отсек, что будет подробнее описано ниже.
Передняя реборда 104 отсека выполнена зубчатой и содержит вырезы или выемки 112, чередующиеся со сплошными частями 114 и равномерно распределенные вокруг оси отсека (фиг. 2). Вырезы 112 образуют отверстия для прохождения воздуха, и их осевой размер превышает осевой размер паза 108 диффузора таким образом, чтобы часть 116 воздушного потока 82, огибающая камеру изнутри, могла проходить через эти вырезы и циркулировать между внутренней стенкой 94 отсека и фланцем 26 диффузора с целью их охлаждения и для последующего питания средств 42 нагнетания.
Этот воздух 116 позволяет, в частности, вентилировать и охлаждать фланец 26 диффузора, который во время работы подвержен воздействию высоких температур воздуха 72, сдвигаемого между крыльчаткой компрессора и фланцем 26. Таким образом, фланец 26 может поглощать большую часть тепла, генерируемого этим сдвигом, и ограничивать нагрев крыльчатки компрессора, что способствует увеличению срока его службы.
Отсек 90 выполняют, по меньшей мере, из двух половин 117 (фиг. 2), соединяемых поперечно и удерживаемых цилиндрическим кольцом 118, устанавливаемым на задней цилиндрической реборде 106 отсека и закрепленным на этой реборде, например, при помощи сварки (фиг. 1).
Этот кессон 90 устанавливают в газотурбинный двигатель следующим образом:
После установки диффузора 12 на центробежном компрессоре 10 и перед соединением средств 42 нагнетания и камеры 14 сгорания с фланцем 26 диффузора две половины 117 подводят поперечно с двух сторон фланца 26 и соединяют, затем кольцо 118 заводят в осевом направлении и крепят на задней реборде 106 отсека. После этого реборду 104 отсека 90 вставляют в паз 108 диффузора. Средства 42 нагнетания соединяют с фланцем 40 фланца диффузора, затем камеру перемещают вперед и крепят на обечайке 52 на средствах 42 нагнетания, при этом реборда 110 этой обечайки 52 заходит радиально внутрь задней реборды 106 отсека для ее центровки.
Демонтаж отсека 90 можно осуществлять путем удаления кольца 118 и повторения вышеуказанных операций в обратном порядке.
Отсек 90 крепится путем горячей посадки внатяг во время работы в пазу 108 и на реборде 110. Для этого при температуре окружающей среды реборды 104, 106 имеют внутренние диаметры, меньшие внутреннего диаметра паза 108 и наружного диаметра реборды 110 соответственно. Посадка внатяг в паз 108 и на реборду 110 происходит за счет теплового расширения во время работы.
Кольцевые стенки 92 и 94 отсека предпочтительно содержат сквозные отверстия (показаны на фиг. 2 пунктирной линией и обозначены позицией 120) для балансировки давления внутри и снаружи отсека.
Claims (14)
1. Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, содержащем центробежный компрессор (10), питающий через диффузор (12) кольцевую камеру (14) сгорания, при этом диффузор содержит кольцевой фланец (26), по существу, L-образного сечения, расположенный сзади и вдоль крыльчатки центробежного компрессора и образующий радиальный кольцевой канал для воздушного потока, сообщающийся своим радиально наружным концом с выходом компрессора, отличающаяся тем, что радиально между камерой сгорания и фланцем диффузора выполнен кольцевой отсек (90), расположенный в осевом направлении от диффузора до зоны, соседней с выходом камеры сгорания и с задним концом фланца диффузора, при этом отсек содержит радиально наружную кольцевую стенку (92) для направления воздушного потока, выходящего из диффузора, вдоль радиально внутренней стенки (46) камеры сгорания, и радиально внутреннюю кольцевую стенку (94), ограничивающую вместе с фланцем диффузора кольцевой проход (88) для воздуха, выходящего из диффузора.
2. Система по п.1, отличающаяся тем, что отсек (90) выполнен из двух половин, поперечно соединяемых друг с другом.
3. Система по п.1, отличающаяся тем, что радиально наружная стенка (92) отсека выполнена по существу параллельной внутренней стенке (46) камеры сгорания.
4. Система по п.1, отличающаяся тем, что радиально внутренняя стенка (94) отсека выполнена по существу параллельной фланцу (26) диффузора.
5. Система по п.1, отличающаяся тем, что кольцевые стенки (92, 94) отсека содержат отверстия (120) балансировки давления.
6. Система по п.1, отличающаяся тем, что отсек содержит переднюю (104) и заднюю (106) цилиндрические реборды, центрированные и удерживаемые соответственно на диффузоре (12) и на кольцевой обечайке (52) внутренней стенки (46) камеры сгорания.
7. Система по п.6, отличающаяся тем, что реборды (104, 106) отсека крепят путем посадки в натяг на диффузоре (12) и на кольцевой обечайке (52) внутренней стенки (46) камеры сгорания соответственно.
8. Система по п.6, отличающаяся тем, что передняя цилиндрическая реборда (104) отсека выполнена зубчатой и образует отверстия, направляющие выходящий из диффузора воздух в воздушный проход (88) вдоль фланца (26) диффузора.
9. Система по п.6, отличающаяся тем, что отсек крепят при помощи цилиндрического кольца (118), устанавливаемого в осевом направлении и закрепляемого, например, при помощи сварки на задней цилиндрической реборде (106) отсека.
10. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит систему вентиляции по п.1.
11. Кольцевой отсек для системы вентиляции по п.1, отличающийся тем, что содержит две коаксиальные кольцевые стенки (92, 94), расположенные одна внутри другой, при этом передние концы этих стенок соединены друг с другом осевой цилиндрической ребордой (104), направленной в сторону входа, и задние концы этих стенок соединены друг с другом осевой цилиндрической ребордой (106), направленной в сторону выхода.
12. Отсек по п.11, отличающийся тем, что радиально наружная стенка (92), по существу имеет форму усеченного конуса, и радиально внутренняя стенка (94) имеет по существу, U-образное сечение.
13. Отсек по п.11, отличающийся тем, что кольцевые стенки (92, 94) содержат отверстия (120).
14. Отсек по п.11, отличающийся тем, что выполнен из двух половин (177), соединяемых поперечно.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR06/06542 | 2006-07-19 | ||
FR0606542A FR2904047B1 (fr) | 2006-07-19 | 2006-07-19 | Systeme de ventilation de paroi de chambre de combustion |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007127556A RU2007127556A (ru) | 2009-01-27 |
RU2446297C2 true RU2446297C2 (ru) | 2012-03-27 |
Family
ID=37833542
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007127556/06A RU2446297C2 (ru) | 2006-07-19 | 2007-07-18 | Система вентиляции стенки камеры сгорания, газотурбинный двигатель, содержащий такую систему, и кольцевой отсек для указанной системы |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7937944B2 (ru) |
EP (1) | EP1881180B1 (ru) |
JP (1) | JP4904592B2 (ru) |
CA (1) | CA2594146C (ru) |
FR (1) | FR2904047B1 (ru) |
RU (1) | RU2446297C2 (ru) |
Families Citing this family (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2904034B1 (fr) * | 2006-07-19 | 2010-11-12 | Snecma | Systeme de refroidissement d'une cavite aval de rouet de compresseur centrifuge. |
FR2920032B1 (fr) * | 2007-08-13 | 2014-08-22 | Snecma | Diffuseur d'une turbomachine |
FR2927951B1 (fr) * | 2008-02-27 | 2011-08-19 | Snecma | Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine |
FR2946687B1 (fr) * | 2009-06-10 | 2011-07-01 | Snecma | Turbomachine comprenant des moyens ameliores de reglage du debit d'un flux d'air de refroidissement preleve en sortie de compresseur haute pression |
FR2950656B1 (fr) * | 2009-09-25 | 2011-09-23 | Snecma | Ventilation d'une roue de turbine dans une turbomachine |
US20110088379A1 (en) * | 2009-10-15 | 2011-04-21 | General Electric Company | Exhaust gas diffuser |
WO2014133616A1 (en) * | 2013-03-01 | 2014-09-04 | Rolls-Royce North American Technologies,Inc. | Gas turbine engine impeller system for an intermediate pressure (ip) compressor |
FR3006369B1 (fr) * | 2013-06-04 | 2015-05-29 | Snecma | Turbomachine a etage de compression centrifuge |
US20160290174A1 (en) * | 2015-04-02 | 2016-10-06 | General Electric Company | Heat pipe aftercooling system for a turbomachine |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU556221A1 (ru) * | 1975-11-20 | 1977-04-30 | Уфимский авиационный институт им. Орджоникидзе | Устройство дл охлаждени диска турбомашины |
US4277222A (en) * | 1979-01-11 | 1981-07-07 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine compressor |
US5555721A (en) * | 1994-09-28 | 1996-09-17 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling supply circuit |
RU2130124C1 (ru) * | 1996-05-28 | 1999-05-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
US6257834B1 (en) * | 1998-02-10 | 2001-07-10 | Asea Brown Boveri Ag | Method and arrangement for the indirect cooling of the flow in radial gaps formed between rotors and stators of turbomachines |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3088279A (en) * | 1960-08-26 | 1963-05-07 | Gen Electric | Radial flow gas turbine power plant |
GB2108202B (en) * | 1980-10-10 | 1984-05-10 | Rolls Royce | Air cooling systems for gas turbine engines |
US4416111A (en) * | 1981-02-25 | 1983-11-22 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Air modulation apparatus |
US4462204A (en) * | 1982-07-23 | 1984-07-31 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling airflow modulator |
DE3514352A1 (de) * | 1985-04-20 | 1986-10-23 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Gasturbinentriebwerk mit einrichtungen zur abzweigung von verdichterluft zur kuehlung von heissteilen |
US5628193A (en) * | 1994-09-16 | 1997-05-13 | Alliedsignal Inc. | Combustor-to-turbine transition assembly |
JP3763610B2 (ja) * | 1996-06-24 | 2006-04-05 | 株式会社アイ・エイチ・アイ・エアロスペース | ガスタービンエンジン |
US5862666A (en) * | 1996-12-23 | 1999-01-26 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Turbine engine having improved thrust bearing load control |
US6722138B2 (en) * | 2000-12-13 | 2004-04-20 | United Technologies Corporation | Vane platform trailing edge cooling |
FR2839745B1 (fr) * | 2002-05-16 | 2005-05-20 | Snecma Moteurs | Turboreacteur avec un carenage stator dans la cavite sous chambre |
-
2006
- 2006-07-19 FR FR0606542A patent/FR2904047B1/fr active Active
-
2007
- 2007-06-22 EP EP07290779.3A patent/EP1881180B1/fr active Active
- 2007-07-16 CA CA2594146A patent/CA2594146C/fr active Active
- 2007-07-18 JP JP2007186670A patent/JP4904592B2/ja active Active
- 2007-07-18 RU RU2007127556/06A patent/RU2446297C2/ru active
- 2007-07-19 US US11/780,287 patent/US7937944B2/en active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU556221A1 (ru) * | 1975-11-20 | 1977-04-30 | Уфимский авиационный институт им. Орджоникидзе | Устройство дл охлаждени диска турбомашины |
US4277222A (en) * | 1979-01-11 | 1981-07-07 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine compressor |
US5555721A (en) * | 1994-09-28 | 1996-09-17 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling supply circuit |
RU2130124C1 (ru) * | 1996-05-28 | 1999-05-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор многоступенчатой турбины |
US6257834B1 (en) * | 1998-02-10 | 2001-07-10 | Asea Brown Boveri Ag | Method and arrangement for the indirect cooling of the flow in radial gaps formed between rotors and stators of turbomachines |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20080141680A1 (en) | 2008-06-19 |
FR2904047A1 (fr) | 2008-01-25 |
EP1881180B1 (fr) | 2018-01-03 |
JP4904592B2 (ja) | 2012-03-28 |
CA2594146C (fr) | 2014-11-25 |
US7937944B2 (en) | 2011-05-10 |
FR2904047B1 (fr) | 2013-03-01 |
JP2008025579A (ja) | 2008-02-07 |
EP1881180A3 (fr) | 2008-09-17 |
CA2594146A1 (fr) | 2008-01-19 |
RU2007127556A (ru) | 2009-01-27 |
EP1881180A2 (fr) | 2008-01-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2446297C2 (ru) | Система вентиляции стенки камеры сгорания, газотурбинный двигатель, содержащий такую систему, и кольцевой отсек для указанной системы | |
RU2532479C2 (ru) | Турбореактивный двигатель, содержащий улучшенные средства регулирования расхода потока воздуха охлаждения, отбираемого с выхода компрессора высокого давления | |
RU2433308C2 (ru) | Система охлаждения венца центробежного компрессора | |
RU2433309C2 (ru) | Система охлаждения задней полости крыльчатки центробежного компрессора | |
RU2437000C2 (ru) | Турбомашина, содержащая систему охлаждения нижней поверхности крыльчатки центробежного компрессора | |
US10907490B2 (en) | Turbine rotor coolant supply system | |
RU2303149C2 (ru) | Газотурбинный двигатель (варианты) и способ охлаждения размещенных внутри него деталей | |
JP4956809B2 (ja) | 遠心圧縮機のインペラの下流側空洞の換気システム | |
RU2447292C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с вентиляцией задней полости крыльчатки центробежного компрессора | |
JP2007155318A (ja) | タービンエンジン用の燃料ノズル及びタービンエンジン | |
US20160312615A1 (en) | Compressor rim thermal management | |
JP2009036193A (ja) | タービンエンジン内で流体を混合するための方法及び装置 | |
US9920708B2 (en) | Nose cone assembly and method of circulating air in a gas turbine engine | |
US20160298540A1 (en) | Nose cone assembly and method of circulating air in a gas turbine engine | |
JP6411754B2 (ja) | 二重壁タービン・シェルの熱制御用の流れスリーブおよび関連する方法 | |
US10436114B2 (en) | Combustor cooling system | |
US10941709B2 (en) | Gas turbine engine and cooling air configuration for turbine section thereof | |
RU2311549C2 (ru) | Турбореактивный двигатель с обтекателем статора во внутренней полости | |
US11255335B2 (en) | Blower assembly for use in an air handling system and method for assembling the same | |
US11746699B2 (en) | Gas turbine engine | |
WO2017190967A1 (en) | A combustor assembly with impingement plates for redirecting cooling air flow in gas turbine engines | |
CN109854376A (zh) | 用于燃气涡轮发动机的轴流压缩机和包括所述轴流压缩机的燃气涡轮发动机 | |
RU2803373C2 (ru) | Теплообменник воздух второго контура/текучая среда, способ его изготовления и двухконтурный газотурбинный двигатель, оснащенный таким теплообменником | |
US11333173B2 (en) | Inter-compressor cross-over pipe heat exchanger | |
RU2213875C1 (ru) | Система охлаждения подшипниковой опоры авиационного газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |