RU2498163C2 - Камера сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents

Камера сгорания газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2498163C2
RU2498163C2 RU2008130846/06A RU2008130846A RU2498163C2 RU 2498163 C2 RU2498163 C2 RU 2498163C2 RU 2008130846/06 A RU2008130846/06 A RU 2008130846/06A RU 2008130846 A RU2008130846 A RU 2008130846A RU 2498163 C2 RU2498163 C2 RU 2498163C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
chamber
combustion chamber
crankcase
Prior art date
Application number
RU2008130846/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008130846A (ru
Inventor
Патрис Андре КОММАРЕ
Сильвэн ДЮВАЛЬ
Дидье Ипполит ЭРНАНДЕЗ
Ианн Франсуа Жан-Клод ВЮИЛЛЬМЕНО
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2008130846A publication Critical patent/RU2008130846A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2498163C2 publication Critical patent/RU2498163C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • 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
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2260/00—Function
    • F05B2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05B2260/301—Retaining bolts or nuts
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/50—Kinematic linkage, i.e. transmission of position
    • F05D2260/56—Kinematic linkage, i.e. transmission of position using cams or eccentrics
    • 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)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Газотурбинный двигатель содержит кольцевую камеру сгорания, содержащую образованные вращением стенки, соответственно радиально внутреннюю и радиально наружную по отношению к оси газотурбинного двигателя, соединенные на своих входных концах кольцевым дном камеры, оборудованным средствами впрыска топлива. Газотурбинный двигатель содержит средства подвески входного конца камеры сгорания к наружному картеру. Средства подвески содержат, по меньшей мере, одну тягу, шарнирно соединенную своими концами со стенкой камеры сгорания и с наружным картером. Каждый конец тяги шарнирно устанавливают вокруг поперечной оси на цилиндрическом стержне, установленном в отверстиях проушины наружной стенки камеры или картера соответственно. Выходной конец камеры сгорания соединен с внутренним или наружным картером гибкими соединениями или опорами. Изобретение направлено на повышение эффективности и экономичности работы двигателя. 12 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к газотурбинному двигателю, такому как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, оборудованный кольцевой камерой сгорания.
Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит две образованные вращением коаксиальные стенки - внутреннюю и наружную, - соединенные на своих входных концах жесткой кольцевой стенкой дна камеры и содержащие на своих выходных концах фланцы крепления к внутреннему и наружному картерам. Она содержит также входной кольцевой обтекатель, закрепленный на дне камеры и предназначенный для направления воздушного потока на входе и/или вокруг камеры сгорания. Стенка дна камеры и обтекатель содержат отверстия, обеспечивающие проход воздуха в камеру и введение форсунок, подающих топливо в камеру сгорания.
На выходе камера соединена наружным фланцем с наружным картером турбинной секции, находящейся на выходе камеры сгорания.
Монтаж этой камеры на внутреннем и наружном картерах, а также ее крепление имеют ряд недостатков, которые приводят к ухудшению характеристик газотурбинного двигателя.
Действительно, из-за способа крепления камеры расположение форсунок по отношению к камере, необходимое для нормального горения, не является оптимальным. Действительно, последовательные крепления различных деталей камеры, то есть крепления внутренней и наружной образованных вращением стенок на дне камеры, затем крепление внутреннего и наружного фланцев на картерах газотурбинного двигателя приводит к накоплению производственных и монтажных допусков деталей и, следовательно, порождают неточность позиционирования камеры в картерах. Вследствие этого крепление форсунок на картере и выравнивание их головок по оси камеры сгорания невозможно осуществить достаточно точно, что не позволяет обеспечить идеальный процесс горения в камере и снижает характеристики газотурбинного двигателя.
В современной технике различают два типа камер сгорания, в зависимости от того, являются ли они расходящимися или сходящимися, то есть в зависимости то того, приближаются ли они или удаляются от оси газотурбинного двигателя в направлении от входа к выходу.
Как правило, камеру сгорания устанавливают в наружный картер со стороны выхода, что не представляет особой сложности в случае расходящихся камер.
В некоторых случаях сходящиеся камеры сгорания являются более предпочтительными, чем расходящиеся камеры, так как они имеют меньшие осевые габариты. Установка этих камер в наружный картер со стороны выхода требует увеличения выходного диаметра наружного картера камеры, что приводит к увеличению радиального габарита, массы и стоимости. Увеличение выходного диаметра картера приводит также к нарушению выравнивания наружного картера камеры с наружным картером турбинной секции, что снижает аэродинамические характеристики. Наконец, крепление камеры со стороны входа для устранения вышеуказанных проблем нежелательно, так как это потребовало бы использования внутреннего и наружного фланцев, закрепленных на входной части камеры сгорания в огибающем ее потоке, с точками крепления в зоне крепления форсунок, что создало бы механические проблемы и проблемы прохождения воздушного потока вокруг камеры.
Во время работы перепад температур между камерой и наружным картером тоже может привести к нарушению выравнивания форсунок по отношению к оси камеры по причине осевого расширения камеры, которое может достигать нескольких миллиметров.
Объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, в частности, со сходящейся кольцевой камерой, который позволяет просто, эффективно и экономично избежать вышеуказанных недостатков известных технических решений.
В этой связи изобретением предлагается газотурбинный двигатель, включающий в себя кольцевую камеру сгорания, содержащую образованные вращением стенки, соответственно радиально внутреннюю и радиально наружную по отношению к оси газотурбинного двигателя, соединенные на своих входных концах кольцевым дном камеры, оборудованным средствами впрыска топлива, отличающийся тем, что содержит средства подвески входного конца камеры сгорания к наружному картеру, при этом упомянутые средства содержат, по меньшей мере, одну тягу, шарнирно соединенную своими концами со стенкой камеры сгорания и с наружным картером, при этом выходной конец камеры сгорания соединен с внутренним или наружным картером гибкими соединениями или опорами.
Подвеску камеры к наружному картеру осуществляют на уровне входного конца камеры, что позволяет производить установку камеры со стороны входа в наружный картер и избежать увеличения выходного диаметра наружного картера. Выравнивание наружного картера камеры с наружным картером турбинной секции улучшает аэродинамические характеристики газотурбинного двигателя. Подвеска камеры на ее входном конце улучшает положение ее входной части и позволяет, таким образом, точно выровнять головки форсунок с отверстиями дна камеры и, следовательно, оптимизировать горение топлива. Отказ от фланцев, соединяющих выходную часть камеры с наружным и внутренним картерами, позволяет уменьшить массу газотурбинного двигателя.
Эта тяга идеально вписывается в механическую среду форсунок и входной части камеры сгорания и не мешает воздушному потоку, огибающему камеру сгорания. Соединение камеры с наружным картером при помощи одной или нескольких тяг позволяет устранить радиальные напряжения, действующие на камеру во время работы.
Предпочтительно тяга расположена в плоскости, проходящей через ось газотурбинного двигателя.
Согласно другому отличительному признаку настоящего изобретения, один конец тяги шарнирно соединяют с входным концом образованной вращением наружной стенки, а ее другой конец шарнирно устанавливают в приливе картера, выступающем наружу. Каждый конец тяги шарнирно устанавливают вокруг поперечной оси на цилиндрическом стержне, установленном в отверстиях проушины наружной стенки камеры или картера соответственно.
Шарнирное соединение тяги с камерой выполнено на входном конце образованной вращением наружной стенки, поскольку эта часть является более холодной, чем другие части камеры, что позволяет ограничить деформации проушин при нагревании камеры во время работы и оптимизировать, таким образом, положение форсунок по отношению к камере.
В отверстия проушин можно вставить направляющие втулки, что обеспечивает хорошее позиционирование стержней на проушинах круглой наружной стенки и позволяет, таким образом, оптимально позиционировать камеру на наружном картере.
Согласно другому отличительному признаку, концы тяги шарнирно соединяют с цилиндрическими стержнями при помощи шаровых опор, через которые проходят стержни.
Установка шаровых опор внутри проушин обеспечивает поворотные движения стержней в проушинах, что позволяет компенсировать дефекты формы деталей, а также дефекты посадки камеры по отношению к наружному картеру.
В предпочтительном варианте выполнения изобретения камера сгорания содержит три тяги, распределенные на верхней полуокружности наружной стенки камеры, при этом одна тяга находится в вертикальной плоскости, проходящей через ось газотурбинного двигателя, а две другие тяги расположены симметрично по обе стороны от этой вертикальной плоскости.
Тяги могут быть по существу параллельными оси газотурбинного двигателя, что позволяет ограничить осевые перемещения камеры сгорания и оптимизировать расположение форсунок относительно камеры при ее нагревании во время работы.
Согласно другому отличительному признаку настоящего изобретения, тяги могут содержать средства, например винтовые, регулировки длины, позволяющие лучше регулировать положение камеры в картерах.
Предпочтительно тяги соединены с наружной стенкой камеры между топливными форсунками для повышения точности расположения форсунок по отношению к камере.
Согласно другому отличительному признаку настоящего изобретения, по меньшей мере, одна из стенок, внутренняя или наружная, камеры сгорания содержит на своем выходном конце гибкую деталь соединения или опоры на наружный или внутренний картер. Гибкую соединительную деталь крепят сваркой или пайкой на камере, и она опирается по существу в радиальном направлении на картер.
Использование гибких деталей позволяет ограничить вибрации на выходе камеры во время работы газотурбинного двигателя. Такие детали можно выполнять из более легких материалов, чем фланцы из известных технических решений, так как механическая прочность в основном обеспечивается средствами подвески на входе камеры сгорания.
Выходной конец внутренней стенки камеры может быть соединен с внутренним картером при помощи гибкого металлического фланца.
В случае кольцевой камеры сгорания, сходящейся в направлении оси газотурбинного двигателя, ее можно устанавливать в наружный картер со стороны входа.
Настоящее изобретение, его другие детали, преимущества и отличительные признаки будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - схематичный вид в осевом полуразрезе камеры сгорания газотурбинного двигателя из предшествующего уровня техники.
Фиг.2 - схематичный вид в осевом полуразрезе камеры сгорания газотурбинного двигателя в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.3 - схематичный вид в перспективе в разборе со стороны выхода системы подвески камеры сгорания в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.4 - частичный схематичный вид в перспективе со стороны входа части камеры сгорания и ее системы подвески в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.5 - частичный схематичный увеличенный вид сбоку системы подвески камеры сгорания в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.6 - вид в разрезе по линии А-А входной части камеры сгорания, показанной на фиг.5.
Фиг.7 - вид в разрезе по линии В-В входной части камеры сгорания, показанной на фиг.5.
Фиг.8 - схематичный вид в поперечном разрезе камеры сгорания, иллюстрирующий угловое распределение тяг.
На фиг.1 показана известная сходящаяся кольцевая камера 10 сгорания, в которой центробежный диффузор 12, установленный на выходе не показанного компрессора высокого давления, питает воздухом кольцевое пространство 13, которое ограничено двумя коаксиальными картерами, - одним картером 14, радиально внутренним по отношению к оси 16 газотурбинного двигателя, и другим, радиально наружным картером 18, и которое содержит камеру 10 сгорания. Эта камера 10 сгорания установлена на входе турбинной секции 20, окруженной наружным картером 22, и содержит образованные вращением две, по существу, цилиндрические и коаксиальные стенки, внутреннюю 24 и наружную 26, и входную кольцевую стенку 28 дна камеры, на которой закреплен кольцевой обтекатель 30, направленный в сторону входа. Выходные концы стенок 24, 26 соединены с картерами 14 и 18 соответственно кольцевыми фланцами 32 и 34. Входные концы радиально внутренней 24 и радиально наружной 26 круглых стенок закреплены на радиально внутреннем и радиально наружном бортиках стенки дна 28 камеры и обтекателя 30, соответственно, при помощи болтов 36.
В стенке дна 28 камеры установлены головки форсунок 38, которые выходят в камеру 10 сгорания и которые направлены вдоль оси 40 этой камеры 10. Каждая форсунка 38 проходит через отверстие обтекателя 30 и содержит изогнутую часть, которая огибает входной наружный край обтекателя 30 и соединена со средствами 42 подачи топлива, установленными на наружном картере 18. Эти средства 42 подачи топлива закреплены на приливе 44 наружного картера 18.
Во время работы воздушный поток, создаваемый компрессором высокого давления и выходящий из диффузора 12, направляется обтекателем 30 и делится на одну часть (стрелки А), которая проходит через входные воздушные отверстия обтекателя 30 и через соответствующие отверстия 46 дна 28 камеры для питания камеры 10 сгорания, и на две части (стрелки В), которые огибают камеру 10 сгорания.
В известном техническом решении камеру 10 сгорания устанавливают со стороны выхода и крепят выходными фланцами 32, 34 на наружных 18, 22 и внутреннем 14 картерах. Если камера 10 является сходящейся, как показано на фиг.1, камеру можно ввести между внутренним 14 и наружным 18 картерами только при условии увеличения выходного диаметра наружного картера 18, чтобы выходной диаметр R1 наружного картера 18 был больше, чем диаметр R2 дна 28 камеры, что приводит к увеличению массы, габаритов и стоимости. Это увеличение диаметра приводит также к нарушению выравнивания между наружными картерами 18 и 22, в результате чего нарушается воздушный поток в тракте, расположенном между наружной стенкой 26 и наружными картерами 18, 22.
Переднее крепление камеры сгорания, как расходящейся, так и сходящейся, невозможно выполнить при помощи фланца, аналогичного фланцу, используемому для заднего крепления. Действительно, это предполагает размещение фланца в зоне вокруг камеры 10, что привело бы к возмущению воздушного потока, и крепление этого фланца в зоне крепления форсунок 38, что практически невозможно осуществить.
Согласно изобретению, эти недостатки, а также упомянутые выше, можно устранить за счет того, что, как показано на фиг.2, камера 48 сгорания соединена своим входным концом с наружным картером 18 при помощи средств подвески.
Эти средства подвески содержат, по меньшей мере, одну тягу 50, расположенную в плоскости, проходящей через ось 16 газотурбинного двигателя, при этом концы тяги шарнирно установлены на наружной стенке 26 камеры 48 сгорания и на наружном картере 18. Применение тяг 50 на входе камеры 48 позволяет восстановить выравнивание между наружными картерами 18 и 22, что дает существенный выигрыш в массе. Кроме того, тяги 50 не мешают воздушному потоку (стрелки В), огибающему камеру 48.
Каждая тяга 50 содержит отверстие 52 на каждом из своих концов, в которое вставляют шаровую опору 54, содержащую отверстие и удерживаемую в положении в отверстии 52 поворотом на 90°.
Передний конец каждой тяги 50 вставляют между двух проушин 56 наружной круглой стенки 18, выполненных по существу в радиальном направлении (фиг.3 и 4). Каждая проушина 56 содержит поперечное отверстие, выровненное с отверстием соседней проушины 56 и предназначенное для крепления тяги 50. Радиально внутренняя часть каждой проушины содержит бортик 55 с плоской поверхностью. В каждом отверстии установлена втулка 58 причем втулка затянута так чтобы образовать бортик 60 на противоположных сторонах проушин 56. Крепление тяги 50 обеспечивается при помощи стержня 62, проходящего через отверстия проушин 56 и отверстие шаровой опоры 54 тяги 50. Стержень 62 содержит резьбовой конец 64, на который навинчивают крепежную гайку 66, а другой конец содержит головку 68 с двумя фасками, одна из которых взаимодействует с бортиком 55 проушины, препятствуя повороту стержня 62 и его отвинчиванию во время работы газотурбинного двигателя.
Задний конец каждой тяги 50 вставляют в прилив 72 наружного картера, который выступает наружу и имеет L-образую форму. Прилив 72 содержит два коаксиальных отверстия, в которые вставляют втулку 58, чтобы образовать буртики 60 внутри прилива 72. Аналогично проушинам 56 прилив содержит плоские части 74, одна из которых предназначена для взаимодействия с фаской 70 резьбового стержня 62. Крепежная гайка 66 позволяет удерживать резьбовой стержень 62 в положении в отверстиях прилива 72 и в отверстии шаровой опоры 54 тяги 50.
Как показано на фиг.3, прилив 72 расположен между двумя последовательными форсунками 38, что позволяет установить тягу 50 как можно ближе к форсункам 38, чтобы обеспечить очень точное расположение форсунок 38 относительно камеры 48 сгорания. Таким образом, можно регулировать заглубление форсунок 38 для оптимизации горения топлива.
Шаровые опоры 54 застопорены с каждой стороны блокировочными юбками 60 втулок 58. Эти втулки 58 обеспечивают правильное расположение стержней 62 в отверстиях. Втулки 58 прилива 72 обеспечивают также герметичность по отношению к воздуху, огибающему камеру 48 сгорания (фиг.5-7).
Тяга 50 направлена по существу параллельно оси 16 газотурбинного двигателя, что позволяет ограничить движения камеры 48 сгорания в осевом направлении. Использование шарнирно установленной тяги 50 позволяет поглощать радиальные напряжения, действующие на камеру 48 во время работы.
Крепление тяг 50 на входном конце наружной стенки 26, соответствующем наиболее холодной зоне камеры 48 сгорания, ограничивает тепловое расширение камеры 48 на проушинах, что позволяет сохранять выравнивание между форсунками 38 и осью 40 камеры 48 и оптимизировать горение топлива.
Чтобы ограничить вибрации на выходе камеры 48, между выходным концом наружной круглой стенки 26 и наружным картером 18 устанавливают гибкую деталь 76. Эта деталь 76 содержит кольцевой буртик 78 на своем внутреннем конце, закрепленный сваркой или пайкой на наружной стенке 26, и ветви 80, направленные наружу и сопрягающиеся своими наружными концами с буртиками 82, опирающимися на внутреннюю поверхность наружного картера 18.
Если газотурбинный двигатель не работает, гибкая деталь 76 находится под небольшим предварительным напряжением между наружной круглой стенкой 26 и наружным картером 18. Во время работы газотурбинного двигателя гибкая деталь 76 позволяет поглощать, по меньшей мере, часть вибраций на выходе камеры. Особая форма гибких деталей с отстоящими друг от друга наружными концами, позволяет обеспечивать постоянный контакт между наружным картером 18 и наружной стенкой 26.
В варианте выполнения, показанном на чертежах, внутренняя круглая стенка 24 соединена с внутренним картером 14 при помощи кольцевого фланца 32.
В варианте выполнения обе образованные вращением стенки, внутреннюю 24 и наружную 26, соединяют при помощи гибких деталей 76 с внутренним 14 и наружным 18 картерами соответственно.
В отдельном варианте выполнения изобретения, показанном на фиг.8, камеру соединяют с наружным картером при помощи трех тяг 50, распределенных по верхней полуокружности наружной стенки 26 камеры 48. Одна тяга 84 находится в вертикальной плоскости, проходящей через ось 16 газотурбинного двигателя, тогда как две другие тяги 86, 88 расположены симметрично по отношению к этой вертикальной плоскости. Две симметричные тяги 86, 88 находятся на угловом расстоянии примерно 80° от тяги 84, оптимально обеспечивая, таким образом, функцию подвески.
Предпочтительно тяги 50 могут содержать винты регулировки по длине, чтобы обеспечить оптимальное выравнивание камеры в картере.
Как вариант переднее крепление тяги 50 выполняют на наружном картере 18, а заднее крепление тяги 50 выполняют на наружной стенке 26 камеры 48.
Изобретение находит свое предпочтительное применение в газотурбинном двигателе со сходящейся камерой сгорания, обеспечивая ее введение со стороны входа, однако его можно также применять для расходящейся камеры сгорания, чтобы повысить точность расположения форсунок относительно камеры.

Claims (13)

1. Газотурбинный двигатель, содержащий кольцевую камеру (48) сгорания, содержащую образованные вращением стенки, соответственно радиально внутреннюю (24) и радиально наружную (26) по отношению к оси (16) газотурбинного двигателя, соединенные на своих входных концах кольцевым дном (28) камеры, оборудованный средствами впрыска топлива, отличающийся тем, что содержит средства (50) подвески входного конца камеры (48) сгорания к наружному картеру (18), при этом упомянутые средства содержат, по меньшей мере, одну тягу, шарнирно соединенную своими концами со стенкой камеры (48) сгорания и с наружным картером, при этом каждый конец тяги (50) шарнирно устанавливают вокруг поперечной оси на цилиндрическом стержне (62), установленном в отверстиях проушины (56) наружной стенки (26) камеры или картера (18) соответственно, при этом выходной конец камеры (48) сгорания соединен с внутренним (14) или наружным (18) картером гибкими соединениями или опорами (32, 76).
2. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что тяга (50) расположена в плоскости, проходящей через ось (16) газотурбинного двигателя.
3. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что один конец тяги (50) шарнирно соединяют с входным концом наружной, образованной вращением стенки (26), а ее другой конец шарнирно устанавливают в приливе (72) картера (18), выступающем наружу.
4. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в отверстия проушин (56) устанавливают внатяг направляющие втулки (58).
5. Газотурбинный двигатель по п.4, отличающийся тем, что концы тяги (50) шарнирно соединяют с цилиндрическими стержнями (62) при помощи шаровых опор (54), через которые проходят стержни (62).
6. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что содержит три тяги (84, 86, 88), распределенные на верхней полуокружности наружной стенки (26) камеры, при этом одна тяга (84) находился в вертикальной плоскости, проходящей через ось (16) газотурбинного двигателя, а две другие тяги (86, 88) расположены симметрично по обе стороны от этой вертикальной плоскости.
7. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каждая тяга (50) установлена, по существу, параллельно оси (16) газотурбинного двигателя.
8. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что каждая тяга (50) содержит средства, например винтовые, регулировки длины.
9. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что тяга или каждая тяга (50) соединена с наружной стенкой (26) камеры между топливными форсунками (38).
10. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что, по меньшей мере, одна из стенок, наружная (26) или внутренняя (24), камеры сгорания содержит на своем выходном конце гибкую деталь (76) соединения или опоры на наружный (18) или внутренний (14) картер.
11. Газотурбинный двигатель по п.10, отличающийся тем, что гибкую соединительную деталь (76) крепят сваркой или пайкой на камере, и она опирается, по существу, в радиальном направлении на картер.
12. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что выходной конец внутренней стенки (24) камеры соединяют с внутренним картером (14) при помощи гибкого металлического фланца (32).
13. Газотурбинный двигатель по п.1, отличающийся тем, что кольцевая камера (48) является сходящейся, и ее устанавливают в наружный картер (18) со стороны входа.
RU2008130846/06A 2007-07-26 2008-07-25 Камера сгорания газотурбинного двигателя RU2498163C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0705452 2007-07-26
FR0705452A FR2919380B1 (fr) 2007-07-26 2007-07-26 Chambre de combustion d'une turbomachine.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008130846A RU2008130846A (ru) 2010-01-27
RU2498163C2 true RU2498163C2 (ru) 2013-11-10

Family

ID=39125163

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008130846/06A RU2498163C2 (ru) 2007-07-26 2008-07-25 Камера сгорания газотурбинного двигателя

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8028530B2 (ru)
EP (1) EP2019264B1 (ru)
JP (1) JP5024218B2 (ru)
CA (1) CA2637646C (ru)
FR (1) FR2919380B1 (ru)
RU (1) RU2498163C2 (ru)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU191265U1 (ru) * 2019-02-14 2019-07-31 Общество с ограниченной ответственностью "Сатурн" Камера сгорания для газотурбинного двигателя
RU2718375C2 (ru) * 2015-10-06 2020-04-02 Сафран Хеликоптер Энджинз Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя
RU2774090C1 (ru) * 2021-12-01 2022-06-15 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Кожух камеры сгорания газотурбинного двигателя

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2927951B1 (fr) * 2008-02-27 2011-08-19 Snecma Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine
FR2944090B1 (fr) * 2009-04-07 2015-04-03 Snecma Turbomachine a chambre annulaire de combustion
GB0920371D0 (en) 2009-11-23 2010-01-06 Rolls Royce Plc Combustor system
WO2014197081A2 (en) * 2013-03-15 2014-12-11 United Technologies Corporation Integrated flex support and front center body
US9458737B2 (en) 2013-10-04 2016-10-04 Siemens Energy, Inc. Adjustable bracing apparatus and assembly method for gas turbine exhaust diffuser
US10145251B2 (en) * 2016-03-24 2018-12-04 General Electric Company Transition duct assembly
FR3096115B1 (fr) * 2019-05-14 2022-12-09 Safran Aircraft Engines Fixation de chambre de combustion de turbomachine
CN115355540B (zh) * 2022-08-05 2023-06-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机三旋流主燃烧室

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR686683A (fr) * 1929-12-16 1930-07-29 Violon électromagnétique transmettant les sons aux haut-parleurs
US4597258A (en) * 1984-11-26 1986-07-01 United Technologies Corporation Combustor mount
RU2028488C1 (ru) * 1988-06-30 1995-02-09 Блинчевский Мнахем Яковлевич Прямоточный двигатель
EP1777460A1 (fr) * 2005-10-18 2007-04-25 Snecma Fixation d'une chambre de combustion à l'intérieur de son carter
EP1793095A1 (en) * 2005-11-30 2007-06-06 General Electric Company Apparatus for assembling a gas turbine engine
RU2365827C2 (ru) * 2008-06-20 2009-08-27 Валерий Игнатьевич Гуров Устройство для изменения температуры воздуха помещения

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR962862A (ru) * 1946-10-26 1950-06-22
FR1160826A (fr) * 1956-11-12 1958-08-11 Snecma Dispositif de suspension de réacteurs
US3007308A (en) * 1959-08-31 1961-11-07 Westinghouse Electric Corp Turbine apparatus
FR1551357A (ru) * 1967-12-28 1968-12-27
US3481146A (en) * 1967-12-28 1969-12-02 Lucas Industries Ltd Combustion apparatus for gas turbine engines
GB2115877B (en) * 1982-03-04 1985-05-01 Gen Electric Aft mounting system for gas turbine combustion transition duct members
GB2135440B (en) * 1983-02-19 1986-06-25 Rolls Royce Mounting combustion chambers
US5088279A (en) * 1990-03-30 1992-02-18 General Electric Company Duct support assembly
FR2686683B1 (fr) * 1992-01-28 1994-04-01 Snecma Turbomachine a chambre de combustion demontable.
DE4340530A1 (de) * 1993-11-29 1995-06-01 Abb Management Ag Vorrichtung zur Abstützung dünner Liner
US6442946B1 (en) * 2000-11-14 2002-09-03 Power Systems Mfg., Llc Three degrees of freedom aft mounting system for gas turbine transition duct
DE10058688B4 (de) * 2000-11-25 2011-08-11 Alstom Technology Ltd. Dämpferanordnung zur Reduktion von Brennkammerpulsationen
FR2825784B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine utilisant les trous de dilution
FR2825781B1 (fr) * 2001-06-06 2004-02-06 Snecma Moteurs Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique
US7024863B2 (en) * 2003-07-08 2006-04-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Combustor attachment with rotational joint
GB2422874A (en) * 2005-02-05 2006-08-09 Alstom Technology Ltd Gas turbine burner expansion bar structure
US7493771B2 (en) * 2005-11-30 2009-02-24 General Electric Company Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR686683A (fr) * 1929-12-16 1930-07-29 Violon électromagnétique transmettant les sons aux haut-parleurs
US4597258A (en) * 1984-11-26 1986-07-01 United Technologies Corporation Combustor mount
RU2028488C1 (ru) * 1988-06-30 1995-02-09 Блинчевский Мнахем Яковлевич Прямоточный двигатель
EP1777460A1 (fr) * 2005-10-18 2007-04-25 Snecma Fixation d'une chambre de combustion à l'intérieur de son carter
EP1793095A1 (en) * 2005-11-30 2007-06-06 General Electric Company Apparatus for assembling a gas turbine engine
RU2365827C2 (ru) * 2008-06-20 2009-08-27 Валерий Игнатьевич Гуров Устройство для изменения температуры воздуха помещения

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2718375C2 (ru) * 2015-10-06 2020-04-02 Сафран Хеликоптер Энджинз Кольцевая камера сгорания для газотурбинного двигателя
RU191265U1 (ru) * 2019-02-14 2019-07-31 Общество с ограниченной ответственностью "Сатурн" Камера сгорания для газотурбинного двигателя
RU2774090C1 (ru) * 2021-12-01 2022-06-15 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Кожух камеры сгорания газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
JP2009030965A (ja) 2009-02-12
JP5024218B2 (ja) 2012-09-12
RU2008130846A (ru) 2010-01-27
CA2637646C (fr) 2015-09-01
EP2019264B1 (fr) 2016-04-13
CA2637646A1 (fr) 2009-01-26
EP2019264A1 (fr) 2009-01-28
US8028530B2 (en) 2011-10-04
FR2919380B1 (fr) 2013-10-25
FR2919380A1 (fr) 2009-01-30
US20100043449A1 (en) 2010-02-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2498163C2 (ru) Камера сгорания газотурбинного двигателя
US7024863B2 (en) Combustor attachment with rotational joint
RU2471122C2 (ru) Газотурбинный двигатель с кольцевой камерой сгорания
RU2446296C2 (ru) Система вентиляции стенки камеры сгорания в газотурбинном двигателе, газотурбинный двигатель, содержащий указанную систему
US6442946B1 (en) Three degrees of freedom aft mounting system for gas turbine transition duct
US8353166B2 (en) Gas turbine combustor and fuel manifold mounting arrangement
US5524430A (en) Gas-turbine engine with detachable combustion chamber
RU2347978C2 (ru) Камера сгорания, содержащая гибкое соединение между головкой и стенкой камеры
US7909573B2 (en) Casing cover in a jet engine
US10077681B2 (en) Compliant heat shield liner hanger assembly for gas turbine engines
US9803498B2 (en) One-piece fuel nozzle for a thrust engine
US20110067407A1 (en) Flame-holder device comprising an arm support and a heat-protection screen that are in one piece
US7523616B2 (en) Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine
US20120201654A1 (en) Turbine engine compressor having air injections
US8875517B2 (en) Diffuser for turbine engine including indented annular webs
US5572863A (en) Resilient annular mounting member for a transition duct of a combustion chamber
JP5013479B2 (ja) ガスタービンエンジンディフューザおよび燃焼室およびそれらを備えるガスタービンエンジン
US11248497B2 (en) Gas turbine engine yoke and build support
US10036283B2 (en) System and method for diffuser AFT plate assembly
US20190271469A1 (en) Combustion system with deflector
US10287920B2 (en) System of supporting turbine diffuser
US11365650B2 (en) Mounting apparatus for a gas turbine engine
JP6736301B2 (ja) 燃焼器後方装着組立体

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner