RU2457400C2 - Камера сгорания для газотурбинного двигателя - Google Patents
Камера сгорания для газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2457400C2 RU2457400C2 RU2007104608/06A RU2007104608A RU2457400C2 RU 2457400 C2 RU2457400 C2 RU 2457400C2 RU 2007104608/06 A RU2007104608/06 A RU 2007104608/06A RU 2007104608 A RU2007104608 A RU 2007104608A RU 2457400 C2 RU2457400 C2 RU 2457400C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- holes
- cracks
- hole
- slots
- Prior art date
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
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23D—BURNERS
- F23D2211/00—Thermal dilatation prevention or compensation
-
- 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
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Laser Beam Processing (AREA)
Abstract
Камера сгорания газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, содержит стенки, представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах посредством кольцевой донной стенки камеры сгорания. Внутренняя и наружная стенки содержат отверстия для входа первичного воздуха и входа воздуха разбавления, сформированные посредством штамповки и содержащие кромки, выступающие во внутреннюю полость камеры сгорания. Камера сгорания содержит средства релаксации или уменьшения механических напряжений в кромках или в непосредственной близости от этих кромок, по меньшей мере, для части отверстий. Средства релаксации или уменьшения механических напряжений содержат для каждого отверстия одну, две или три щели, сформированные в кромке или вокруг части кромки упомянутого отверстия. Каждая из щелей связана, по меньшей мере, одним из своих концов, с отверстием, предназначенным для остановки распространения трещин. Стенки содержат отверстия микроперфораци для прохода охлаждающего воздуха, наклоненные по отношению к нормали к внешней поверхности стенки внутрь. Щели и отверстия остановки распространения трещин в стенке расположены параллельно соседним отверстиям микроперфорации таким образом, что щели и отверстия остановки распространения трещин участвуют в охлаждении камеры посредством циркуляции воздуха через эти отверстия. Изобретение позволяет снизить температуру пера лопатки и обойтись в некоторых случаях без заградительного охлаждения, что способствует повышению работоспособности лопатки и увеличению ее ресурса. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к кольцевой камере сгорания газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель.
Указанная камера сгорания содержит стенки, представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах при помощи кольцевой донной стенки этой камеры сгорания, содержащей отверстия, предназначенные для подвода воздуха, и средства, предназначенные для подачи топлива.
Внутренняя и наружная стенки этой камеры сгорания содержат отверстия, предназначенные для входа первичного воздуха и для входа воздуха разбавления и представляющие кромки, выступающие во внутреннюю полость камеры сгорания для улучшения условий проникновения воздуха в эту камеру и для направления этого воздуха в центральную часть и даже в фокус зоны горения в этой камере.
Эти отверстия, предназначенные для входа воздуха, обычно имеют круглую форму и выполнены путем штамповки, что создает зоны значительной концентрации механических напряжений на уровне кромок этих отверстий.
В процессе функционирования газотурбинного двигателя внутренняя и наружная стенки камеры сгорания испытывают тепловое расширение и подвергаются сильному вибрационному воздействию, что порождает существенные механические напряжения на уровне кромок упомянутых отверстий, способные вызвать появление трещин или надрывов на этих кромках, и, следовательно, привести к сокращению срока службы камеры сгорания.
Стенки камеры сгорания также могут содержать наклонные отверстия мультиперфорации, предназначенные для прохождения охлаждающего воздуха и сформированные на некотором расстоянии от выступающих кромок упомянутых отверстий, вследствие чего они не позволяют обеспечить требуемое в данном случае охлаждение зон, непосредственно примыкающих к этим отверстиям. Достигаемая в этих зонах температура может приводить к прожогам и локальной коррозии металла, что влечет за собой образование трещин.
Технической задачей данного изобретения является создание простой, эффективной и экономичной камеры сгорания газотурбинного двигателя.
Для решения этой технической задачи согласно изобретению предложена камера сгорания газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, содержащая стенки, представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах при помощи кольцевой донной стенки этой камеры сгорания, причем внутренняя и наружная стенки содержат отверстия, предназначенные для входа первичного воздуха и воздуха разбавления, сформированные путем штамповки и содержащие кромки, выступающие во внутреннюю полость камеры сгорания, характеризующаяся тем, что содержит средства релаксации или снижения механических напряжений в упомянутых кромках или в непосредственной близости от кромок по меньшей мере некоторых из этих отверстий, причем упомянутые средства релаксации или снижения механических напряжений содержат, для каждого отверстия, одну, две или три щели, сформированные в самой кромке или вокруг некоторой части кромки упомянутого отверстия, и каждая щель связана, по меньшей мере одним из своих концов, с отверстием остановки распространения трещин.
Средства релаксации или снижения механических напряжений в соответствии с предлагаемым изобретением препятствуют образованию надрывов и трещин на кромках отверстий, предназначенных для входа первичного воздуха и воздуха разбавления, и увеличивают тем самым срок службы камеры сгорания. Эти средства расположены в зонах кромок отверстий, которые в процессе функционирования подвергаются наиболее жестким воздействиям, то есть в зонах, где отверстия мультиперфорации не могут быть сформированы и где могут появиться трещины или надрывы.
В соответствии с первым вариантом реализации предлагаемого изобретения средства релаксации или снижения механических напряжений содержат щели, которые проходят от кромок отверстий, предназначенных для входа воздуха, до отверстий остановки распространения трещин. Эти отверстия остановки распространения трещин выполняются круглыми и их диаметр превышает ширину упомянутых щелей для того, чтобы уменьшить и распределить локальные механические напряжения на концах щелей, а также воспрепятствовать распространению трещин или надрывов на этих концах.
Эти щели образуют разрывы в зонах, подвергающихся воздействию механических напряжений, и придают кромкам упомянутых отверстий относительную гибкость, что позволяет этим зонам свободно расширяться под действием высокой температуры и деформироваться по отношению друг к другу в процессе функционирования газотурбинного двигателя. Это позволяет исключить образование и распространение надрывов и трещин в этих зонах и позволяет увеличить срок службы камеры сгорания.
Щели, сформированные в кромке отверстия, предназначенного для входа воздуха, обычно выполняются в количестве, например, одной, двух или трех, при том, что размерные параметры, геометрическая форма и ориентация каждой щели определяются таким образом, чтобы кромка этого отверстия обладала достаточной гибкостью при условии сохранения своей основной функции обеспечения соответствующей ориентации потока воздуха в камере сгорания.
Щели, сформированные в кромке того или иного отверстия, предпочтительным образом являются симметричными по отношению к плоскости, проходящей через ось этого отверстия и через продольную ось камеры сгорания. Эти щели могут быть равномерно распределены относительно оси данного отверстия и могут быть прямолинейными или могут иметь искривленную форму.
В соответствии с одним из возможных вариантов реализации предлагаемого изобретения упомянутые щели сформированы на некотором расстоянии от кромок отверстий и вокруг некоторой части этих кромок и содержат на каждом из своих концов цилиндрическое отверстие, диаметр которого превышает ширину этой щели, чтобы воспрепятствовать распространению трещин, исходящих от щели. Эти щели придают стенке камеры сгорания, окружающей эти отверстия, относительную гибкость, позволяющую обеспечить свободное тепловое расширение и свободную деформацию в процессе функционирования газотурбинного двигателя.
В этом случае некоторая часть щели предпочтительно представляет собой дугу окружности, центрированной на оси данного отверстия. Концевые части этой щели предпочтительно ориентированы в направлении наружу по отношению к оси данного отверстия, то есть в направлении тех зон, где механические напряжения являются менее значительными. Эти щели предпочтительно имеют волнистую форму и имеют также тройную кривизну, причем средняя область этой кривизны проходит вокруг некоторой части данного отверстия.
Упомянутые щели и отверстия остановки распространения трещин в камере сгорания предпочтительно ориентированы параллельно линиям отверстий микроперфорации, сформированных в стенке камеры сгорания для обеспечения ее охлаждения. При этом воздух имеет возможность проникать во внутреннюю полость камеры сгорания через эти щели и эти отверстия остановки распространения трещин и принимать, таким образом, участие в охлаждении этой камеры сгорания. Эти щели и/или отверстия остановки распространения трещин формируются, например, при помощи лазерной резки.
Отверстия, предназначенные для входа воздуха и сформированные при помощи штамповки, по существу могут иметь овальную форму, причем большая ось этой овальной формы располагается в плоскости, параллельной или перпендикулярной по отношению к продольной оси камеры сгорания, причем большие стороны этих отверстий располагаются в зонах, в наибольшей степени подверженных возможности образования надрывов или трещин.
Предлагаемое изобретение относится также к газотурбинному двигателю типа авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, характеризующемуся тем, что он содержит камеру сгорания описанного выше типа.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания не являющихся ограничительными примеров его реализации со ссылками на приведенные чертежи, на которых:
Фиг.1 изображает схематично осевой разрез камеры сгорания газотурбинного двигателя согласно изобретению,
Фиг.2 - общий вид стенок камеры сгорания,
Фиг.3 - общий вид части стенок камеры сгорания согласно изобретению,
Фиг.4-6 - общие виды, соответствующие виду, показанному на фиг.3, и представляющие возможные варианты реализации предлагаемого изобретения,
Фиг.7 и 8 - общие виды, соответствующие виду, показанному на фиг.3, и представляющие другие возможные варианты реализации изобретения.
Камера 10 сгорания (фиг.1) газотурбинного двигателя размещена на выходной части диффузора 12, который в свою очередь расположен на выходе компрессора (не показан) и содержит внутреннюю 14 и наружную 16 стенки, представляющие собой тела вращения, связанные в передней по потоку части с кольцевой донной стенкой 18 камеры сгорания и закрепленные в своей задней по потоку части при помощи внутреннего 20 и наружного 22 кольцевых фланцев соответственно на внутренней конической оболочке 24 диффузора и на конце наружного кожуха 26 камеры сгорания, причем передний по потоку конец кожуха 26 связан с наружной конической оболочкой 28 диффузора.
Кольцевая донная стенка 18 камеры сгорания содержит отверстия 30 (фиг.1 и 2), через которые проходит воздух, поступающий из диффузора 12, и топливо, подводимое при помощи топливных форсунок 32, закрепленных на наружном кожухе 26 и равномерно распределенных по окружности камеры сгорания вокруг ее продольной оси 34. Каждая топливная форсунка 32 содержит головку 36 впрыскивания топлива, установленную в отверстии 30 кольцевой стенки 18 и расположенную на одной линии с осью 38 отверстия 30.
Некоторая часть потока воздуха, подаваемого компрессором и выходящего из диффузора 12 (эта часть потока воздуха обозначена стрелками 40), проходит через отверстия 30 и питает камеру 10 сгорания (эти потоки воздуха обозначены стрелками 42), причем другая часть этого потока воздуха питает внутренние 44 и наружные 46 кольцевые каналы, охватывающие камеру 10 сгорания (эти потоки воздуха обозначены стрелками 48).
Внутренний канал 44 сформирован между внутренней оболочкой 24 диффузора 12 и внутренней стенкой 14 камеры сгорания, и поток воздуха, который проходит через этот канал, разделяется на поток 50, который проникает в камеру 10 сгорания через отверстия 52, 54, выполненные в ее внутренней стенке 14, и поток 56, который проходит через отверстия 58, выполненные во внутреннем фланце 20 камеры сгорания, чтобы обеспечить охлаждение компонентов двигателя (не показаны), располагающихся по потоку позади этой камеры сгорания.
Наружный канал 46 сформирован между наружным кожухом 26 и наружной стенкой 16 камеры сгорания, и поток воздуха, который проходит через этот канал, разделяется на поток 60, который проникает в камеру 10 сгорания через отверстия 52, 54, выполненные в ее наружной стенке 16, и поток 62, который проходит через отверстия 64, выполненные в наружном фланце 22, чтобы обеспечить охлаждение компонентов двигателя, располагающихся по потоку позади камеры сгорания.
Отверстия 52, называемые отверстиями входа первичного воздуха, равномерно распределены по окружностям внутренней стенки 14 и наружной стенки 16 соответственно, центрированных на продольной оси 34 камеры сгорания, и отверстия 54, называемые отверстиями входа воздуха разбавления, равномерно распределены по окружностям внутренней стенки 14 и наружной стенки 16 соответственно, центрированных на продольной оси 34 камеры сгорания и расположенных по потоку позади упомянутых выше отверстий 52.
Каждое отверстие 52, 54 имеет круглую форму и выполнено посредством штамповки с отогнутой кромкой, то есть кольцевой кромкой 66, которая выступает внутрь камеры 10 сгорания. Ось 68 каждого отверстия 52, 54 перпендикулярна по отношению к стенке 14, 16.
Вследствие того, что отверстия 52, 54 выполнены посредством штамповки, на уровне кромок 66 этих отверстий создаются значительные остаточные механические напряжения, которые добавляются к тем механическим напряжениям, которые возникают в процессе функционирования двигателя и могут вызвать появление трещин или надрывов на этих кромках.
В соответствии с предлагаемым изобретением средства релаксации или ослабления механических напряжений сформированы при помощи щелей 80, 90, 100, 110, выполненных в кромках 66, или вокруг этих кромок 66 отверстий (фиг.3-6), и/или при помощи удлинения этих отверстий (фиг.7 и 8).
В вариантах реализации, представленных на фиг.3-5, упомянутые средства содержат щели 80, 90, 100, сформированные в кромках 66 отверстий 52, 54, имеющих круглую форму, и завершающиеся цилиндрическим отверстием 82, 92, 102, которое имеет диаметр, превышающий ширину соответствующей щели 80, 90, 100 и представляет собой отверстие, предназначенное для остановки распространения надрывов и трещин.
Как показано на фиг.3, каждое из отверстий 54, предназначенных для входа воздуха разбавления, содержит три прямолинейные щели 80, проходящие по существу в радиальном направлении по отношению к отверстию 54 и равномерно распределенные вокруг оси 68 этого отверстия.
Одна из щелей 80 ориентирована в направлении против потока и проходит параллельно продольной оси камеры сгорания, а две другие щели 80 ориентированы в целом по потоку. Кромка 66 каждого отверстия 54 разделена на три одинаковые части, которые могут подвергаться тепловому расширению и свободно деформироваться независимо друг от друга в процессе функционирования данного газотурбинного двигателя. Отверстия 82 остановки распространения трещин, сформированные на концах этих щелей 80, расположены на одинаковых расстояниях от оси 68.
Щели 80 также могут быть сформированы в кромках отверстий 52, предназначенных для входа первичного воздуха и выполненных в наружной стенке 16 и в кромках отверстий 52, 54, выполненных во внутренней стенке 14.
Кромка 66 (фиг.4) отверстий 52, 54 содержит две по существу прямолинейные щели 90, которые проходят в радиальном направлении по отношению к оси 68 данного отверстия и которые расположены симметрично по отношению к плоскости, проходящей через эту ось 68 и через продольную ось камеры сгорания. Отверстия 92 остановки распространения трещин, сформированные на концах этих щелей 90, расположены на одинаковых расстояниях от оси 68 упомянутого отверстия.
В представленном примере реализации щели 90 проходят в направлении по потоку от данного отверстия и расположены под углом 90° друг по отношению к другу. Эти щели могут быть сформированы в кромках отверстий 52, предназначенных для входа первичного воздуха, и/или в кромках отверстий 54, предназначенных для входа воздуха разбавления, выполненных в стенках 14, 16 камеры сгорания.
Кромка 66 (фиг.5) отверстий 52, 54 содержит две щели 100, которые отличаются от щелей 90 на фиг.4 тем, что они имеют искривленную форму.
Щели 100 искривлены примерно на 45°, и часть каждой такой щели 100, исходящая из кромки отверстия, проходит по существу в радиальном направлении по отношению к оси 68 этого отверстия, причем другой конец этой щели ориентирован в сторону, противоположную другой щели 100.
Щели 100 проходят в направлении по потоку от соответствующего отверстия, и их концы, связанные с кромкой этого отверстия, расположены под углом около 90° относительно друг друга. Эти щели могут быть сформированы в кромках отверстий 52, предназначенных для входа первичного воздуха, и/или в кромках отверстий 54, предназначенных для входа воздуха разбавления, выполненных в стенках камеры сгорания.
В варианте реализации на фиг.6 средства релаксации или уменьшения механических напряжений содержат щели 110, имеющие волнистую форму, выполненные вокруг некоторой части кромок 66 отверстий 52, 54 круглой формы и содержащие на своих концах отверстия 112 остановки распространения трещин, имеющие диаметр, превышающий ширину трещины 110.
В описываемом примере реализации щель 110, имеющая тройную кривизну, сформирована по потоку спереди от кромки 66 отверстий 52, 54 и содержит среднюю часть 114, выполненную в виде дуги окружности, центрированной на оси 68 соответствующего отверстия, причем концы 118 этой щели 110 проходят по существу в направлении наружу в радиальном направлении по отношению к оси 68 этого отверстия.
Часть стенки камеры сгорания, располагающаяся по потоку спереди от кромки 66 соответствующего отверстия, приобретает таким образом относительную гибкость, которая позволяет ей лучше переносить тепловые расширения и более свободно деформироваться в процессе функционирования двигателя.
Стенки 14, 16 камеры сгорания содержат отверстия микроперфорации 88, предназначенные для прохождения охлаждающего воздуха, причем эти отверстия микроперфорации выполнены наклоненными, примерно под углом 60° по отношению к перпендикуляру относительно наружной поверхности соответствующей стенки камеры сгорания (фиг.3-6).
Щели 80, 90, 100, 110 и отверстия 82, 92, 102, 112 остановки распространения трещин могут быть расположены на одной линии с рядами отверстий микроперфорации 88 и на достаточно большом расстоянии от этих отверстий микроперфорации 88, чтобы не делать излишне хрупкими те части стенок камеры 10 сгорания, которые расположены в непосредственной близости от щелей и отверстий остановки распространения трещин. Таким образом, эти щели и отверстия остановки распространения трещин могут быть использованы для охлаждения камеры сгорания путем циркуляции воздуха через эти отверстия.
В одном из возможных вариантов реализации щели 80, 90, 100, 110 имеют ширину, составляющую менее 1 мм и, например, порядка 0,5 мм, а отверстия 82, 92, 102, 112 при этом имеют диаметр в диапазоне от около 1 мм до 2 мм.
В вариантах реализации, представленных на фиг.7 и 8, отверстия 52, 54 камеры сгорания имеют овальную или эллиптическую форму и средства релаксации или уменьшения механических напряжений сформированы посредством больших сторон 70 кромок отверстий, располагающихся по одну и по другую стороны от большой оси 72 овала. Стороны 70, которые имеют достаточно большой радиус кривизны, позволяют наилучшим образом распределить и уменьшить механические напряжения, возникающие в кромках этих отверстий.
Отверстия 52 (фиг.7), предназначенные для входа первичного воздуха, выполнены круглыми, а отверстия 54, предназначенные для входа воздуха разбавления, имеют овальную или эллиптическую форму, причем большая ось 72 этих отверстий ориентирована параллельно продольной оси камеры сгорания таким образом, чтобы большие стороны 70 кромок этих отверстий, располагающиеся по одну и по другую стороны от их большой оси, препятствовали образованию надрывов или трещин в направлении, поперечном по отношению к продольной оси камеры сгорания.
Отверстия 52 (фиг.8), предназначенные для входа первичного воздуха, являются идентичными отверстиям 54 на фиг.7, а отверстия 54, предназначенные для входа воздуха разбавления, имеют овальную или эллиптическую форму, причем большая ось 72 этих отверстий ориентирована поперечно по отношению к продольной оси камеры сгорания, и большие стороны 70 кромок этих отверстий препятствуют образованию надрывов или трещин в направлении, параллельном оси камеры сгорания.
Разумеется, предлагаемое изобретение не ограничивается описанными в предшествующем изложении способами его реализации и представленными чертежами. Например, отверстия 52, 54, выполненные в стенках камеры сгорания, могут иметь овальную форму и могут содержать также щели 80, 90, 100, 110, сформированные в их кромках или в непосредственной близости от кромок этих отверстий.
Claims (15)
1. Камера сгорания газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, содержащая стенки (14, 16), представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах посредством кольцевой донной стенки (18) камеры сгорания, причем внутренняя (14) и наружная (16) стенки содержат отверстия (52, 54) для входа первичного воздуха и входа воздуха разбавления, сформированные посредством штамповки и содержащие кромки (66), выступающие во внутреннюю полость камеры (10) сгорания, отличающаяся тем, что камера сгорания содержит средства релаксации или уменьшения механических напряжений в кромках (66) или в непосредственной близости от этих кромок, по меньшей мере, для части отверстий, причем средства релаксации или уменьшения механических напряжений содержат для каждого отверстия одну, две или три щели (80, 90, 100, 110), сформированные в кромке (66) или вокруг части кромки упомянутого отверстия (52, 54), причем каждая из щелей связана, по меньшей мере, одним из своих концов с отверстием, предназначенным для остановки распространения трещин, при этом стенки содержат отверстия (88) микроперфорации для прохода охлаждающего воздуха, эти отверстия микроперфорации наклонены по отношению к нормали к внешней поверхности стенки внутрь, при этом указанные щели и отверстия остановки распространения трещин в указанной стенке расположены параллельно отверстиям микроперфорации соседним таким образом, что щели и отверстия остановки распространения трещин участвуют в охлаждении камеры посредством циркуляции воздуха через эти отверстия.
2. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100) проходят от кромок (66) соответствующих отверстий до отверстий остановки распространения трещин.
3. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100), выполненные в кромке отверстия, являются симметричными по отношению к плоскости, проходящей через ось (68) этого отверстия и через продольную ось (34) камеры сгорания.
4. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что щели (80), выполненные в кромке (66) отверстия, равномерно распределены вокруг оси (68) этого отверстия.
5. Камера сгорания по п.2, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100) являются прямолинейными или имеют искривленную форму.
6. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели (110) сформированы вокруг части кромок отверстий (52, 54) и содержат на каждом из своих концов отверстие (112), предназначенное для остановки распространения трещин.
7. Камера сгорания по п.6, отличающаяся тем, что часть каждой щели (110) имеет волнистую форму и имеет тройную кривизну.
8. Камера сгорания по п.6, отличающаяся тем, что часть каждой щели (110) сформирована в виде дуги окружности, центрированной на оси (68) упомянутого отверстия.
9. Камера сгорания по п.8, отличающаяся тем, что концевые части щели (110), сформированной вокруг кромки (66) отверстия, ориентированы в направлении наружу по отношению к оси (68) этого отверстия.
10. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что отверстия (82, 92, 102, 112), предназначенные для остановки распространения трещин, имеют диаметр в диапазоне около от 1 мм до 2 мм.
11. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели (80, 90, 100, 110) имеют ширину менее 1 мм, и например 0,5 мм.
12. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что щели и/или отверстия, предназначенные для остановки распространения трещин, сформированы при помощи лазерного резания.
13. Камера сгорания по п.1, отличающаяся тем, что по меньшей мере часть отверстий (52, 54) для входа воздуха имеет овальную форму, большая ось которой (72) расположена в плоскости, параллельной или перпендикулярной продольной оси (34) камеры сгорания.
14. Камера сгорания по п.13, отличающаяся тем, что большие стороны отверстий (52, 54) расположены в зонах, в наибольшей степени подверженных образованию надрывов или трещин.
15. Газотурбинный двигатель, например авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающийся тем, что двигатель содержит камеру (10) сгорания, выполненную в соответствии с п.1.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0601097A FR2897143B1 (fr) | 2006-02-08 | 2006-02-08 | Chambre de combustion d'une turbomachine |
FR0601097 | 2006-02-08 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007104608A RU2007104608A (ru) | 2008-08-20 |
RU2457400C2 true RU2457400C2 (ru) | 2012-07-27 |
Family
ID=37106971
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007104608/06A RU2457400C2 (ru) | 2006-02-08 | 2007-02-06 | Камера сгорания для газотурбинного двигателя |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7942005B2 (ru) |
EP (1) | EP1818613B1 (ru) |
JP (1) | JP4982203B2 (ru) |
CN (1) | CN101016997B (ru) |
CA (1) | CA2577507C (ru) |
FR (1) | FR2897143B1 (ru) |
RU (1) | RU2457400C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2581267C2 (ru) * | 2013-11-12 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства" (ФГБНУ ВИЭСХ) | Устройство камеры сгорания с регулируемым завихрителем для микро газотурбинного двигателя, где турбиной и компрессором является турбокомпрессор от двс |
Families Citing this family (33)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2920032B1 (fr) * | 2007-08-13 | 2014-08-22 | Snecma | Diffuseur d'une turbomachine |
US8127554B2 (en) * | 2007-11-29 | 2012-03-06 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
US8616004B2 (en) * | 2007-11-29 | 2013-12-31 | Honeywell International Inc. | Quench jet arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
US8091367B2 (en) * | 2008-09-26 | 2012-01-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Combustor with improved cooling holes arrangement |
US8640464B2 (en) * | 2009-02-23 | 2014-02-04 | Williams International Co., L.L.C. | Combustion system |
US8171740B2 (en) * | 2009-02-27 | 2012-05-08 | Honeywell International Inc. | Annular rich-quench-lean gas turbine combustors with plunged holes |
US8141365B2 (en) * | 2009-02-27 | 2012-03-27 | Honeywell International Inc. | Plunged hole arrangement for annular rich-quench-lean gas turbine combustors |
FR2948988B1 (fr) * | 2009-08-04 | 2011-12-09 | Snecma | Chambre de combustion de turbomachine comprenant des orifices d'entree d'air ameliores |
US8739546B2 (en) * | 2009-08-31 | 2014-06-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine combustor with quench wake control |
FR2953907B1 (fr) * | 2009-12-11 | 2012-11-02 | Snecma | Chambre de combustion pour turbomachine |
FR2972027B1 (fr) * | 2011-02-25 | 2013-03-29 | Snecma | Chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des orifices de dilution ameliores |
US8794544B2 (en) * | 2011-06-06 | 2014-08-05 | General Electric Company | Combustor nozzle and method for modifying the combustor nozzle |
US9322554B2 (en) * | 2011-07-29 | 2016-04-26 | United Technologies Corporation | Temperature mixing enhancement with locally co-swirling quench jet pattern for gas turbine engine combustor |
US9145778B2 (en) * | 2012-04-03 | 2015-09-29 | General Electric Company | Combustor with non-circular head end |
WO2014149081A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-25 | Rolls-Royce Corporation | Counter swirl doublet combustor |
US9709274B2 (en) * | 2013-03-15 | 2017-07-18 | Rolls-Royce Plc | Auxetic structure with stress-relief features |
EP3022421B1 (en) * | 2013-07-17 | 2020-03-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine comprising a cooling airflow conduit |
EP4242520A3 (en) | 2013-10-24 | 2023-11-01 | RTX Corporation | Combustor for gas turbine engine with quench jet pattern |
EP3032174B1 (en) * | 2014-12-10 | 2019-11-06 | Rolls-Royce Corporation | Counter-swirl doublet combustor with plunged holes |
US20160178199A1 (en) * | 2014-12-17 | 2016-06-23 | United Technologies Corporation | Combustor dilution hole active heat transfer control apparatus and system |
GB201514390D0 (en) * | 2015-08-13 | 2015-09-30 | Rolls Royce Plc | A combustion chamber and a combustion chamber segment |
FR3045137B1 (fr) * | 2015-12-11 | 2018-05-04 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion de turbomachine |
JP6763519B2 (ja) * | 2016-03-31 | 2020-09-30 | 三菱パワー株式会社 | 燃焼器およびガスタービン |
US10197279B2 (en) * | 2016-06-22 | 2019-02-05 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
US11022313B2 (en) | 2016-06-22 | 2021-06-01 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
US10941939B2 (en) * | 2017-09-25 | 2021-03-09 | General Electric Company | Gas turbine assemblies and methods |
US10816202B2 (en) * | 2017-11-28 | 2020-10-27 | General Electric Company | Combustor liner for a gas turbine engine and an associated method thereof |
CN107975822B (zh) * | 2017-12-19 | 2023-03-14 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种燃气轮机的燃烧室及使用其的燃气轮机 |
US20200041127A1 (en) * | 2018-08-01 | 2020-02-06 | General Electric Company | Dilution Structure for Gas Turbine Engine Combustor |
US11255543B2 (en) | 2018-08-07 | 2022-02-22 | General Electric Company | Dilution structure for gas turbine engine combustor |
CN110736109B (zh) * | 2019-09-29 | 2021-01-08 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种有利于燃烧室出口温场调节的火焰筒 |
US11965653B2 (en) | 2021-06-23 | 2024-04-23 | General Electric Company | Dilution air inlets with notched tip and slotted tail for combustor |
CN116221774A (zh) * | 2021-12-06 | 2023-06-06 | 通用电气公司 | 用于燃烧器衬里的变化的稀释孔设计 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3019605A (en) * | 1956-11-21 | 1962-02-06 | Rolls Royce | Combustion apparatus of gas turbine engines with means controlling air flow conditions in the combustion apparatus |
SU1036121A1 (ru) * | 1981-07-16 | 1984-05-30 | Московский Ордена Ленина Авиационный Институт Им.Серго Орджоникидзе | Камера сгорани газотурбинного двигател |
EP0552477A1 (en) * | 1992-01-21 | 1993-07-28 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine dual fuel nozzle |
GB2287310A (en) * | 1994-03-01 | 1995-09-13 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor heatshield |
GB2306594A (en) * | 1995-10-25 | 1997-05-07 | Europ Gas Turbines Ltd | Interconnecting and sealing two tubular structures |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1391442A (en) * | 1971-07-02 | 1975-04-23 | Lucas Industries Ltd | Flame tubes |
JPS591932B2 (ja) * | 1977-09-28 | 1984-01-14 | 三菱重工業株式会社 | ガスタ−ビン燃焼器 |
DE2932318A1 (de) * | 1979-08-09 | 1981-02-26 | Motoren Turbinen Union | Brennkammer fuer gasturbinentriebwerke mit einrichtungen zur flammrohrwandkuehlung |
JPS6158572U (ru) * | 1984-09-19 | 1986-04-19 | ||
US5138841A (en) * | 1990-01-23 | 1992-08-18 | The Commonwealth Of Australia | Gas turbine engines |
JP3733576B2 (ja) * | 1995-06-20 | 2006-01-11 | 石川島播磨重工業株式会社 | 二重ライナの端部構造 |
US6260359B1 (en) * | 1999-11-01 | 2001-07-17 | General Electric Company | Offset dilution combustor liner |
DE10020598A1 (de) * | 2000-04-27 | 2002-03-07 | Rolls Royce Deutschland | Gasturbinenbrennkammer mit Zuleitungsöffnungen |
US6553767B2 (en) * | 2001-06-11 | 2003-04-29 | General Electric Company | Gas turbine combustor liner with asymmetric dilution holes machined from a single piece form |
US6681577B2 (en) * | 2002-01-16 | 2004-01-27 | General Electric Company | Method and apparatus for relieving stress in a combustion case in a gas turbine engine |
US7093439B2 (en) * | 2002-05-16 | 2006-08-22 | United Technologies Corporation | Heat shield panels for use in a combustor for a gas turbine engine |
-
2006
- 2006-02-08 FR FR0601097A patent/FR2897143B1/fr active Active
-
2007
- 2007-01-30 EP EP07290121.8A patent/EP1818613B1/fr active Active
- 2007-02-02 US US11/670,519 patent/US7942005B2/en active Active
- 2007-02-05 JP JP2007025124A patent/JP4982203B2/ja active Active
- 2007-02-06 RU RU2007104608/06A patent/RU2457400C2/ru active
- 2007-02-08 CN CN2007100879042A patent/CN101016997B/zh active Active
- 2007-02-08 CA CA2577507A patent/CA2577507C/fr active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3019605A (en) * | 1956-11-21 | 1962-02-06 | Rolls Royce | Combustion apparatus of gas turbine engines with means controlling air flow conditions in the combustion apparatus |
SU1036121A1 (ru) * | 1981-07-16 | 1984-05-30 | Московский Ордена Ленина Авиационный Институт Им.Серго Орджоникидзе | Камера сгорани газотурбинного двигател |
EP0552477A1 (en) * | 1992-01-21 | 1993-07-28 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine dual fuel nozzle |
GB2287310A (en) * | 1994-03-01 | 1995-09-13 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine combustor heatshield |
GB2306594A (en) * | 1995-10-25 | 1997-05-07 | Europ Gas Turbines Ltd | Interconnecting and sealing two tubular structures |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2581267C2 (ru) * | 2013-11-12 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное научное учреждение "Всероссийский научно-исследовательский институт электрификации сельского хозяйства" (ФГБНУ ВИЭСХ) | Устройство камеры сгорания с регулируемым завихрителем для микро газотурбинного двигателя, где турбиной и компрессором является турбокомпрессор от двс |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2007212126A (ja) | 2007-08-23 |
EP1818613B1 (fr) | 2018-10-10 |
CA2577507C (fr) | 2015-10-13 |
CA2577507A1 (fr) | 2007-08-08 |
FR2897143A1 (fr) | 2007-08-10 |
US20070193248A1 (en) | 2007-08-23 |
FR2897143B1 (fr) | 2012-10-05 |
RU2007104608A (ru) | 2008-08-20 |
EP1818613A1 (fr) | 2007-08-15 |
CN101016997A (zh) | 2007-08-15 |
EP1818613A8 (fr) | 2007-09-26 |
JP4982203B2 (ja) | 2012-07-25 |
CN101016997B (zh) | 2010-08-18 |
US7942005B2 (en) | 2011-05-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2457400C2 (ru) | Камера сгорания для газотурбинного двигателя | |
US10094564B2 (en) | Combustor dilution hole cooling system | |
CN105371300B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的燃烧器的下游喷嘴以及延迟贫喷射器 | |
US10378774B2 (en) | Annular combustor with scoop ring for gas turbine engine | |
US10101030B2 (en) | Gas turbine engines with plug resistant effusion cooling holes | |
JP2008286199A (ja) | タービンエンジンを冷却する方法及び装置 | |
US10145561B2 (en) | Fuel nozzle assembly with resonator | |
US10415831B2 (en) | Combustor assembly with mounted auxiliary component | |
TWI576509B (zh) | 噴嘴、燃燒器、及燃氣渦輪機 | |
US20170268780A1 (en) | Bundled tube fuel nozzle with vibration damping | |
US11242994B2 (en) | Combustion chamber for a turbomachine | |
US11415079B2 (en) | Turbo-shaft ejector with flow guide ring | |
US20110162378A1 (en) | Tunable transition piece aft frame | |
CA2937405C (en) | Cooling passages in a turbine component | |
JP6599167B2 (ja) | 燃焼器キャップ組立体 | |
CA2936200C (en) | Combustor cooling system | |
JP6659269B2 (ja) | 燃焼器キャップ組立体及び、燃焼器キャップ組立体を備える燃焼器 | |
JP2012140955A (ja) | タービンエンジン用燃焼器組立体及びその組み立て方法 | |
CN107940502B (zh) | 燃烧动力缓解系统 | |
US10330204B2 (en) | Burner seal of a gas turbine and method for manufacturing the same | |
CN112005051A (zh) | 用于涡轮发动机环形燃烧室的喷射系统 | |
US20140318140A1 (en) | Premixer assembly and mechanism for altering natural frequency of a gas turbine combustor | |
US9291102B2 (en) | Interface ring for gas turbine fuel nozzle assemblies | |
US11300296B2 (en) | Combustion chamber of a turbomachine | |
JP2022159047A (ja) | 後流エナジャイザを備えた燃焼器 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |