RU2698150C2 - Уплотнительное устройство между системой впрыска и топливной форсункой авиационного газотурбинного двигателя - Google Patents

Уплотнительное устройство между системой впрыска и топливной форсункой авиационного газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2698150C2
RU2698150C2 RU2017129299A RU2017129299A RU2698150C2 RU 2698150 C2 RU2698150 C2 RU 2698150C2 RU 2017129299 A RU2017129299 A RU 2017129299A RU 2017129299 A RU2017129299 A RU 2017129299A RU 2698150 C2 RU2698150 C2 RU 2698150C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
sealing device
sealing
guide
downstream
Prior art date
Application number
RU2017129299A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017129299A (ru
RU2017129299A3 (ru
Inventor
Жозе Ролан РОДРИГ
Кристоф ШАБАЙ
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2017129299A publication Critical patent/RU2017129299A/ru
Publication of RU2017129299A3 publication Critical patent/RU2017129299A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2698150C2 publication Critical patent/RU2698150C2/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
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/283—Attaching or cooling of fuel injecting means including supports for fuel injectors, stems, or lances
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D11/00—Burners using a direct spraying action of liquid droplets or vaporised liquid into the combustion space
    • F23D11/36—Details, e.g. burner cooling means, noise reduction means
    • F23D11/38—Nozzles; Cleaning devices therefor
    • F23D11/383—Nozzles; Cleaning devices therefor with swirl means
    • 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
    • F23R3/10—Air inlet arrangements for primary air
    • F23R3/12—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex
    • F23R3/14—Air inlet arrangements for primary air inducing a vortex by using swirl vanes
    • 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
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • 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
    • F23R2900/00012—Details of sealing devices

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fuel-Injection Apparatus (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Nozzles (AREA)

Abstract

Изобретение относится к устройству (200) для камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя, включающему в себя систему впрыска и топливную форсунку, причем система впрыска содержит направляющую (26) для сопла форсунки, внутренняя поверхность (40) ограничивает отверстие для центрирования сопла (82), содержащего наружный корпус (85). Устройство содержит уплотнительное устройство (100) между внутренней поверхностью (40) направляющей (26) и наружным корпусом (85); указанное устройство (100) содержит: первую часть (102), расположенную в канавке (108) в наружном корпусе (85), частично ограниченной расположенной ниже по потоку ограничивающей поверхностью (108a), при этом первая часть (102) имеет первую уплотнительную поверхность (114), и вторую часть (104), имеющую вторую уплотнительную поверхность (116), причем система (18) для впрыска топливовоздушной смеси включает в себя расходящуюся чашу (28). 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Область техники
Изобретение относится к камерам сгорания авиационных газотурбинных двигателей. В частности, изобретение относится к топливным форсункам и системам впрыска для впрыска топливовоздушной смеси в такие камеры сгорания газотурбинных двигателей.
Предшествующий уровень техники
Обычная система впрыска топливовоздушной смеси в камеру сгорания авиационного газотурбинного двигателя известна, например, из документа EP 1731837 A2.
Система впрыска содержит часть, закрепленную относительно камеры сгорания. Закрепленная часть содержит смешивающую чашу, прикрепленную ко дну камеры сгорания, трубку Вентури и завихритель воздуха. Трубка Вентури и завихритель воздуха расположены выше по потоку от смешивающей чаши.
Система впрыска также содержит скользящий поперечный элемент, который перемещается относительно закрепленной части. Скользящий поперечный элемент, также называемый как «направляющая сопла форсунки», выполнен с возможностью механического соединения топливной форсунки с системой впрыска. Эта направляющая, в частности, предназначена для, по меньшей мере, частичной компенсации смещения форсунки относительно системы впрыска во время эксплуатации и/или во время сборки форсунки и системы впрыска в камере сгорания.
Направляющая имеет внутреннюю поверхность, ограничивающую центрирующее отверстие, в котором центрируют сопло форсунки. Сопло содержит наружный корпус, сцентрированный по продольной оси сопла форсунки. Таким образом, направляющая и наружный корпус сопла форсунки подвергаются износу на поверхности контакта, которая соответствует указанной внутренней поверхности направляющей. Этот износ возникает, в частности, из-за вибраций двигателя и усиливается смещением форсунки относительно системы впрыска.
Во время срока службы между направляющей и соплом форсунки образуется нежелательный зазор. Основным последствием указанного зазора является образование дополнительного неконтролируемого потока воздуха в направлении дна камеры сгорания. В общем, это ведет к ухудшению эксплуатационных характеристик камеры сгорания. Указанный нежелательный поток воздуха может создавать значительные препятствия для эксплуатации камеры сгорания, в частности, с точки зрения устойчивости пламени, риска срыва пламени в камере или способности к возобновлению горения в процессе полета.
Кроме того, чрезмерный износ может потребовать крупного ремонта сопла форсунки, например, замены ее наружного корпуса, что ведет к большим расходам.
Раскрытие изобретения
Изобретение направлено, по меньшей мере, для частичного решения проблем предшествующего уровня техники.
Для решения этой задачи первым объектом изобретения является устройство для камеры сгорания авиационного газотурбинного двигателя, включающее в себя систему для впрыска топливовоздушной смеси в камеру сгорания и топливную форсунку, содержащую сопло форсунки, причем система впрыска содержит направляющую для сопла форсунки, внутренняя поверхность которой ограничивает центрирующее отверстие, в которое помещено сопло форсунка, содержащее наружный корпус, центрированный по продольной оси сопла форсунки.
Согласно изобретению указанное устройство также содержит уплотнительное устройство между внутренней поверхностью направляющей и наружным корпусом сопла форсунки, причем уплотнительное устройство содержит:
- первую часть, расположенную в канавке в наружном корпусе, проходящей вокруг указанной продольной оси и частично ограниченной расположенной ниже по потоку ограничивающей поверхностью, причем первая часть имеет первую уплотнительную поверхность, опирающуюся в осевом направлении на указанную расположенную ниже по потоку ограничивающую поверхность канавки; и
- вторую часть, имеющую вторую уплотнительную поверхность, опирающуюся в радиальном направлении на указанную внутреннюю поверхность направляющей для сопла форсунки.
Следовательно, изобретение имеет характерную особенность, состоящую в том, что уплотнительное устройство установлено между соплом форсунки и направляющей во избежание/ограничения рисков образования дополнительного потока воздуха в направлении дна камеры сгорания. В общем, это обеспечивает повышение эксплуатационных характеристик и увеличение срока службы камеры сгорания.
Это уплотнительное устройство ограничивает износ между направляющей и соплом форсунки, и его использование в качестве индикатора износа может быть целесообразным во избежание выполнения трудоемких операций по ремонту сопла форсунки, которые необходимы согласно предшествующему уровню техники. Поскольку зазор предпочтительно обеспечен между наружным корпусом сопла форсунки и внутренней поверхностью направляющей, уплотнительное устройство согласно изобретению будет изнашиваться в первую очередь подобно защитной детали в качестве указателя износа. Таким образом, это устройство можно легко заменить, прежде чем сопло форсунки будет серьезно повреждено.
И, наконец, следует отметить, что решение, предложенное изобретением, имеет особое преимущество, поскольку масса уплотнительного устройства является незначительной.
Предпочтительно, изобретение также имеет, по меньшей мере, одну из следующих дополнительных особенностей, рассматриваемых по отдельности или в комбинации.
Указанные первая и вторая части уплотнительного устройства расположены приблизительно перпендикулярно друг другу и соединены скруглением между ними, причем указанная вторая часть проходит назад в осевом направлении от указанного соединительного скругления. Предпочтительно, первая и вторая части выполнены как единое целое. Взаимно перпендикулярная компоновка этих двух частей уплотнительного устройства преимущественно может образовывать полость, в которой воздух под давлением от компрессорного узла прикладывает комбинированное осевое и радиальное давление, увеличивающее контактные усилия на указанных первой и второй уплотнительных поверхностях уплотнительного устройства.
Указанная вторая часть содержит расположенный выше по потоку осевой край и расположенный ниже по потоку осевой край на соединительном скруглении, причем указанный расположенный выше по потоку осевой край загнут вниз радиально внутрь. Такой кольцевой изгиб облегчает извлечение уплотнительного устройства в направлении выше по потоку, используя соответствующий инструмент.
Указанное уплотнительное устройство имеет общую форму разрезного кольца. Разрез в кольце предпочтительно является прямым и наклонен относительно оси кольца. Это обусловливает вращение воздуха, который просачивается через прорезь кольца. Направление и угол выбирают таким образом, чтобы оптимизировать смешивание этого воздуха с потоком воздуха в камере сгорания.
Указанная канавка частично ограничена расположенной выше по потоку ограничивающей поверхностью, обращенной к указанной расположенной ниже по потоку ограничивающей поверхности, и расположенная выше по потоку ограничивающая поверхность проходит радиально наружу от внутреннего края первой части уплотнительного устройства. Эта конструкция ограничивает вероятность того, что уплотнительное устройство сможет выходить из канавки во время вставления сопла форсунки в канавку. Устройство может удерживаться посредством упора внутреннего края первой части уплотнительного устройства в расположенную выше по потоку ограничивающую поверхность канавки.
Уплотнительное устройство предпочтительно является металлическим и предпочтительно имеет приблизительно постоянную толщину.
Указанный наружный корпус сопла форсунки имеет в целом сферическую наружную поверхность, другими словами, его форма является обычной.
Другим объектом изобретения является авиационный газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одно такое устройство.
И, наконец, объектом изобретения является способ сборки такого устройства, включающий в себя этапы, на которых:
- устанавливают уплотнительное устройство в канавку, образованную в наружном корпусе сопла форсунки;
- вставляют сопло форсунки, снабженное уплотнительным устройством, в центрирующее отверстие посредством перемещения сопла в направлении его продольной оси.
Другие преимущества и особенности изобретения станут понятными из приведенного далее неограничивающего подробного описания.
Краткое описание чертежей
Изобретение станет более понятным после изучения описания примеров вариантов выполнения, приведенных только для информации без какого-либо ограничения со ссылками на чертежи.
На фиг. 1 - часть камеры сгорания газотурбинного двигателя, включающей в себя устройство согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, схематичный вид в половине продольного разреза;
на фиг. 2 - устройство, показанное на предыдущей фигуре, вид в перспективе;
на фиг. 3 - устройство, показанное на предыдущей фигуре, вид в продольном разрезе;
на фиг. 4 - топливная форсунка, образующая неотъемлемую часть устройства, показанного на фиг. 2 и 3, вид в перспективе;
на фиг. 5 - увеличено часть устройства, показанного на предыдущей фигуре, вид в перспективе;
на фиг. 6 - часть устройства, показанного на предыдущей фигуре, вид в продольном разрезе;
на фиг. 7a - уплотнительное устройство согласно первому варианту осуществления, установленное на устройстве, показанном на предыдущих фигурах, вид в перспективе;
на фиг. 7b - устройство на предыдущей фигуре, вид сбоку;
на фиг. 8a - уплотнительное устройство согласно второму варианту осуществления, установленное на устройстве, показанном на предыдущих фигурах, вид в перспективе; и
на фиг. 8b - устройство на предыдущей фигуре, вид сбоку.
Варианты осуществления изобретения
На фиг. 1 схематично показана камера 2 сгорания авиационного газотурбинного двигателя 1, имеющая кольцевую форму вокруг оси газотурбинного двигателя. Камера 2 сгорания содержит неподвижную внутреннюю стенку 4 корпуса и наружную стенку 6 корпуса. Наружная стенка 6 корпуса и наружная стенка 12 камеры ограничивают канал 14 для потока воздуха. Внутренняя стенка 4 корпуса и внутренняя стенка 8 камеры ограничивают второй канал 10 для потока воздуха. Внутренняя стенка 8 камеры и наружная стенка 12 камеры соединены дном 16 камеры 2 сгорания.
Направления «выше по потоку» и «ниже по потоку» определены в отношении общего направления потока воздуха и топлива в камере 2 сгорания, схематично показанного стрелкой 5. Это направление также приблизительно соответствует направлению потока отработавших газов в газотурбинном двигателе 1.
В дне 16 камеры установлено множество систем 18 впрыска, только одна из которых видна на фиг. 1. Система 18 впрыска содержит скользящий поперечный элемент 26, также называемый как «направляющая сопла форсунки», а также содержит установленную ниже по потоку часть 25 системы 18 впрыска. Система 18 впрыска соединена с топливной форсункой 80, сопло 82 которой установлено в направляющую 26.
Со ссылкой на фиг. 1 - 3 установленная ниже по потоку часть 25 системы 18 впрыска содержит трубку 27 Вентури, завихритель 24 и смешивающую чашу 28, прикрепленную ко дну 16 камеры. Установленная ниже по потоку часть 25, в общем, симметрична при вращении вокруг оси 3 вращения смешивающей чаши 28. Ось 3 вращения смешивающей чаши 28, как правило, совпадает с осью 3 вращения системы 18 впрыска и, в частности, с осью вращения направляющей 26. Эта ось 3 также соответствует продольной оси сопла 82 форсунки.
Завихритель 24 неподвижно прикреплен к смешивающей чаше 28. Он содержит первую ступень лопастей 30 и вторую ступень лопастей 32, которые предназначены для приведения воздуха во вращение вокруг оси 3 смешивающей чаши 28. Лопасти первой ступени лопастей 30 могут вращаться в том же направлении, что и лопасти второй ступени лопастей 32, или в противоположном направлении.
Смешивающая чаша 28 имеет приблизительно сужающуюся форму при вращении вокруг оси 3 смешивающей чаши 28. Она соединена с дном 16 камеры через разрезное кольцо 22 и, возможно, отражатель 20.
Направляющая 26 свободно перемещается относительно установленной ниже по потоку части 25 системы 18 впрыска. Точнее, направляющая 26 установлена с возможностью свободного скольжения по кольцу 35 с гнездом установленной ниже по потоку части 25.
Кольцо 35 с гнездом содержит стенку 34, в контакте с которой может скользить направляющая 26. Стенка 34 совместно с ободом 44 установленной ниже по потоку части 25 системы 18 впрыска ограничивает гнездо 29 для поперечного скользящего основания 36. Стенка 34 и обод 44 могут быть моноблочным элементом и образовывать цельную часть.
Направляющая 26 имеет кольцевую форму вокруг продольной оси 3. Она содержит основание 36, опирающееся на установленную ниже по потоку часть 25, и коническую часть 38 предварительного центрирования, предназначенную для предварительного центрирования топливной форсунки 80 так, чтобы сопло 82 форсунки можно было в дальнейшем поместить в центрирующую часть 39 направляющей 26. Например, общая форма части 38 предварительного центрирования является конической. Она переходит в центрирующую часть 39, которая имеет цилиндрическую внутреннюю поверхность 40 с осевой линией 3, ограничивающую центрирующее отверстие 40ʹ, в которое помещено сопло форсунки.
Направляющая 26 предпочтительно является моноблочной деталью, так что часть 38 предварительного центрирования, основание 36 и центрирующая часть 39 образуют цельную деталь.
Направляющая 26 содержит продувочные отверстия 33, распределенные в окружном направлении рядом с местом соединения основания 36 и центрирующей части 39, причем эти отверстия используют для подачи потока отбираемого воздуха в систему 18 впрыска. Поток отбираемого воздуха предназначен для препятствования застаиванию топлива вокруг сопла 82 форсунки.
Сопло 82 форсунки расположено на конце корпуса 81 форсунки, на кольцевой концевой части форсунки 80, которая имеет конструкцию аэромеханического или аэродинамического типа. Сопло 82 форсунки содержит наружный корпус 85, центрированный по оси 3 и имеющий в целом наружную центрирующую поверхность 84 сферической формы, точнее, ограничивающий сегмент в форме сферы.
Рабочий зазор предпочтительно выбирают между внутренней поверхностью 40, ограничивающей центрирующее отверстие 40ʹ, и наружной центрирующей поверхностью 84 сопла 82 форсунки. Механическое соединение между направляющей 26 и соплом 82 форсунки, по меньшей мере, частично, компенсирует смещения от заданного положения, обусловленные, в частности, допусками на изготовление форсунки 80 и системы 18 впрыска, допусками на сборку форсунки 80 и системы 18 впрыска в камере 2 сгорания, и относительным расширением форсунки 80 по отношению к системе 18 впрыска.
Во время эксплуатации в камеру 2 сгорания и, в частности, в каждую систему впрыска 18 в направлении стрелки 48 подают воздух под давлением по каналу 46. Этот воздух под давлением от компрессорного узла, расположенного на стороне выше по потоку, используют для горения или охлаждения камеры 2 сгорания. Часть этого воздуха добавляют в камеру 2 сгорания через центральное отверстие в крышке 50, как схематично показано стрелкой 52, в то время как другая часть воздуха течет по каналам 10 и 14 потока воздуха в направлениях 54 и 56, соответственно, и затем в направлении 60. Поток воздуха, схематично показанный стрелками 60, затем проникает в камеру 2 сгорания через первичные отверстия и отверстия для разбавления.
Необходимо свести к минимуму поток воздуха между внутренней поверхностью 40, ограничивающей центрирующее отверстие 40ʹ, и наружной центрирующей поверхностью 84 сопла 82 форсунки. Этот поток паразитного воздуха мог бы создавать значительные препятствия для эксплуатации камеры сгорания, в частности, с точки зрения устойчивости пламени, риска срыва пламени в камере и способности к возобновлению горения в процессе полета. Этот поток паразитного воздуха ограничен конструкцией за счет небольшого рабочего зазора между направляющей 26 и соплом 82 форсунки. Тем не менее, в случае износа этих компонентов зазор может увеличиться и, следовательно, усилить поток паразитного воздуха. Во избежание такой ситуации изобретение включает в себя вставление уплотнительного устройства 100 между соплом 82 форсунки и ее направляющей 26, причем указанное устройство 100 устанавливают на наружном корпусе 85 сопла 82, как показано на фиг. 4.
Далее со ссылкой на фиг. 5 и 6 приведено подробное описание указанного металлического уплотнительного устройства 100, способного выдерживать воздействие высоких окружающих температур рядом с камерой сгорания.
Устройство 100 имеет кольцевую форму и центрировано по оси 3. Оно, в целом, соответствует разрезному кольцу и обеспечивает простую сборку на наружном корпусе 85 сопла 82 форсунки. Указанное устройство выполнено как цельный элемент, предпочтительно имеющий постоянную толщину. Оно содержит, по существу, две части 102, 104 каждая из которых имеет форму кольцевой полосы, причем эти части 102, 104 соединены друг с другом соединительным скруглением 106. Две части 102, 104 расположены приблизительно перпендикулярно друг другу, причем первая часть 102 проходит в радиальном направлении, в то время как вторая часть 104 проходит в осевом направлении. Точнее, первая часть 102 устройства 100 содержит наружный край 102a и внутренний край 102b, размещенный в канавке 108. Вторая часть 104 имеет расположенный ниже по потоку осевой край 104a и расположенный выше по потоку осевой край 104b. Края 102a, 104a соединены соединительным скруглением 106, так что вторая часть 104 устройства проходит в осевом направлении обратно от указанного соединительного скругления. Таким образом, половины первой и второй частей 102, 104 образуют скругление прямого угла. Указанный угол также образует углубление 110, открытое в направлении выше по потоку между двумя его буртиками.
Расположенный выше по потоку осевой край 104b второй части 104 загнут вниз радиально внутрь для облегчения захватывания устройства 100, когда его необходимо извлечь в направлении выше по потоку, используя соответствующий инструмент.
Внутренний край 102b первой части 102 размещен в канавке 108, образованной в корпусе 85, причем эта канавка открыта радиально наружу и центрирована по оси 3. Она ограничена дном 112 на радиальном расстоянии от внутреннего края 102b первой части 102 для обеспечения теплового расширения первой части. Канавка 108 также ограничена расположенной ниже по потоку ограничивающей поверхностью 108a и расположенной выше по потоку ограничивающей поверхностью 108b, обращенными друг к другу в осевом направлении.
Первая часть 102 имеет первую уплотнительную поверхность 114, опирающуюся в осевом направлении на расположенную ниже по потоку ограничивающую поверхность 108a канавки для создания уплотнения между направляющей 26 и соплом 82 форсунки. Первая уплотнительная поверхность 114 соответствует расположенной ниже по потоку поверхности первой части 102 в форме полосы. Аналогично, вторая часть 104 имеет вторую уплотнительную поверхность 116, опирающуюся в радиальном направлении на внутреннюю поверхность 40 направляющей 26. Вторая уплотнительная поверхность 116 соответствует радиально наружной поверхности второй части 104 в форме полосы.
Когда воздух под давлением, поступающий от компрессорного узла, проникает в углубление 110, образованное уплотнительным устройством 100, контактные усилия возле уплотнительных поверхностей 114, 116 увеличиваются и создают уплотнение с еще более высокими характеристиками. Кроме того, устройство 100 изнашивается раньше наружного корпуса 85 сопла 82 форсунки, так что оно образует расходуемую часть, также выполняющую функцию индикатора износа. Следовательно, его можно легко заменить до того, как износ между направляющей и корпусом 85 станет проблемным и потребует серьезных действий. В этом отношении следует отметить, что износ корпуса 85 на расположенной ниже по потоку ограничивающей поверхности 108a канавки из-за контакта с устройством 100 не влияет на герметичность. Давление воздуха в углублении 110 приводит устройство 100 в контакт с поверхностью 108a канавки, тем самым компенсируя зазор от износа, который может возникнуть между расположенной ниже по потоку ограничивающей поверхностью 108a и первой уплотнительной поверхностью 114.
На первом этапе сборки узла 200, содержащего форсунку и систему впрыска, следует установить уплотнительное устройство 100 в канавку, образованную в наружном корпусе сопла форсунки, как показано на фиг. 4. Устройство устанавливают на место посредством раскрытия сегментообразного кольца 100 и его закрытия сразу же после установки в положение, радиально обращенное к канавке.
Далее сопло 82 форсунки, снабженное уплотнительным устройством 100, вставляют в центрирующее отверстие 40ʹ посредством перемещения сопла 82 в направлении его продольной оси 3. Этому вставлению способствует соединительное скругление 106, которое предварительно центрирует узел. Кроме того, вероятность того, что устройство 100 будет выходить из канавки, является крайне низкой, поскольку расположенная выше по потоку ограничивающая поверхность 108b проходит радиально наружу за внутренний край 102b первой части 102 уплотнительного устройства 100. Во время вставления устройство 100 может удерживаться посредством упора внутреннего края 102b в расположенную выше по потоку ограничивающую поверхность 108b канавки.
Разрезное кольцо 100 согласно первому варианту осуществления показано на фиг. 7a и 7b. В этом случае прорезь 120 в кольце является прямой и наклонена относительно оси 3 кольца. Это обусловливает вращение воздуха, который просачивается через прорезь кольца, причем направление и угол выбирают таким образом, чтобы этот воздух смешивался с потоком воздуха в камере сгорания. Согласно второму варианту осуществления, как показано на фиг. 8a и 8b, прорезь, в общем, является Z-образной с центральной частью этой прорези 120, которая проходит в окружном направлении и соответствует зоне перекрытия двух концов кольца 100.
Ясно, что специалист в этой области может выполнить различные модификации описанного изобретения без отклонения от объема изобретения.

Claims (16)

1. Устройство (200) для камеры (2) сгорания авиационного газотурбинного двигателя (1), включающее в себя систему (18) для впрыска топливовоздушной смеси в камеру (2) сгорания и топливную форсунку (80), содержащую сопло (82) форсунки, причем система (18) впрыска содержит направляющую (26) для сопла форсунки, внутренняя поверхность (40) которой ограничивает центрирующее отверстие (40'), в котором расположено сопло (82) форсунки, содержащее наружный корпус (85), центрированный по продольной оси (3) сопла форсунки,
отличающееся тем, что дополнительно содержит уплотнительное устройство (100) между внутренней поверхностью (40) направляющей (26) и наружным корпусом (85) сопла форсунки; причем указанное уплотнительное устройство (100) содержит:
– первую часть (102), расположенную в канавке (108) в наружном корпусе (85), проходящей вокруг указанной продольной оси (3) и частично ограниченной расположенной ниже по потоку ограничивающей поверхностью (108a), при этом первая часть (102) имеет первую уплотнительную поверхность (114), опирающуюся в осевом направлении на указанную расположенную ниже по потоку ограничивающую поверхность (108a) канавки; и
– вторую часть (104), имеющую вторую уплотнительную поверхность (116), опирающуюся в радиальном направлении на указанную внутреннюю поверхность (40) направляющей (26) для сопла форсунки;
причем система (18) для впрыска топливовоздушной смеси включает в себя расходящуюся чашу (28).
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что указанные первая и вторая части (102, 104) уплотнительного устройства (100) расположены таким образом, что они приблизительно являются взаимно перпендикулярными и соединены скруглением (106) между ними, причем указанная вторая часть (104) проходит назад в осевом направлении от указанного соединительного скругления (106).
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что указанная вторая часть (104) содержит расположенный выше по потоку осевой край (104b) и расположенный ниже по потоку осевой край (104a), расположенный на соединительном скруглении (106), причем указанный расположенный выше по потоку осевой край (104b) загнут радиально внутрь.
4. Устройство по любому из пп. 1–3, отличающееся тем, что указанное уплотнительное устройство (100) имеет общую форму разрезного кольца.
5. Устройство по п. 4, отличающееся тем, что прорезь (120) в кольце является прямой и наклонена относительно оси этого кольца.
6. Устройство по любому из пп. 1–5, отличающееся тем, что указанная канавка (108) частично ограничена расположенной выше по потоку ограничивающей поверхностью (108b), обращенной к указанной расположенной ниже по потоку ограничивающей поверхности (108a), при этом указанная расположенная выше по потоку ограничивающая поверхность (108b) проходит радиально наружу от внутреннего края (102b) первой части (102) уплотнительного устройства.
7. Устройство по любому из пп. 1–6, отличающееся тем, что уплотнительное устройство (100) является металлическим, и его толщина предпочтительно приблизительно постоянная.
8. Устройство по любому из пп. 1–7, отличающееся тем, что указанный наружный корпус (85) сопла (82) форсунки имеет, в целом, сферическую наружную поверхность (84).
9. Авиационный газотурбинный двигатель (1), содержащий по меньшей мере одно устройство (200) по любому из пп. 1–8.
10. Способ сборки устройства (200) по любому из пп. 1–8, отличающийся тем, что включает в себя этапы, на которых:
– устанавливают уплотнительное устройство (100) в канавку (108), образованную в наружном корпусе (85) сопла (82) форсунки; и
– вставляют сопло (82) форсунки, снабженное уплотнительным устройством (100), в центрирующее отверстие (40') посредством перемещения сопла (82) в направлении его продольной оси (3).
RU2017129299A 2015-01-19 2016-01-18 Уплотнительное устройство между системой впрыска и топливной форсункой авиационного газотурбинного двигателя RU2698150C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1550399A FR3031799B1 (fr) 2015-01-19 2015-01-19 Dispositif d'etancheite ameliore entre un systeme d'injection et un nez d'injecteur de carburant de turbomachine d'aeronef
FR1550399 2015-01-19
PCT/FR2016/050084 WO2016116686A1 (fr) 2015-01-19 2016-01-18 Dispositif d'étanchéité entre un système d'injection et un nez d'injecteur de carburant de turbomachine d'aéronef

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017129299A RU2017129299A (ru) 2019-02-21
RU2017129299A3 RU2017129299A3 (ru) 2019-05-30
RU2698150C2 true RU2698150C2 (ru) 2019-08-22

Family

ID=53040532

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017129299A RU2698150C2 (ru) 2015-01-19 2016-01-18 Уплотнительное устройство между системой впрыска и топливной форсункой авиационного газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10495312B2 (ru)
EP (1) EP3247946B1 (ru)
JP (1) JP6633640B2 (ru)
CN (1) CN107208896B (ru)
FR (1) FR3031799B1 (ru)
RU (1) RU2698150C2 (ru)
WO (1) WO2016116686A1 (ru)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3035707B1 (fr) * 2015-04-29 2019-11-01 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion coudee d'une turbomachine
GB2543803B (en) * 2015-10-29 2019-10-30 Rolls Royce Plc A combustion chamber assembly
FR3055928B1 (fr) 2016-09-15 2018-09-28 Safran Electrical & Power Systeme de desolidarisation en rotation d'arbres
FR3078142B1 (fr) 2018-02-22 2020-03-20 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion comportant deux types d'injecteurs dans lesquels les organes d'etancheite ont un seuil d'ouverture different
FR3081494B1 (fr) * 2018-05-28 2020-12-25 Safran Aircraft Engines Module de combustion de turbomachine a gaz avec butee de fond de chambre
FR3082284B1 (fr) * 2018-06-07 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour une turbomachine
FR3091332B1 (fr) 2018-12-27 2021-01-29 Safran Aircraft Engines Nez d’injecteur pour turbomachine comprenant une vrille secondaire de carburant à section évolutive
FR3084731B1 (fr) * 2019-02-19 2020-07-03 Safran Aircraft Engines Chambre de combustion pour une turbomachine
US11378275B2 (en) * 2019-12-06 2022-07-05 Raytheon Technologies Corporation High shear swirler with recessed fuel filmer for a gas turbine engine
JP7368274B2 (ja) * 2020-02-28 2023-10-24 本田技研工業株式会社 ガスタービン用燃料噴射装置
KR102312716B1 (ko) 2020-06-22 2021-10-13 두산중공업 주식회사 연료 분사 장치, 노즐, 연소기, 및 이를 포함하는 가스 터빈
GB202211589D0 (en) * 2022-08-09 2022-09-21 Rolls Royce Plc A combustor assembly

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050223713A1 (en) * 2004-04-12 2005-10-13 General Electric Company Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor
RU97479U1 (ru) * 2010-05-24 2010-09-10 Открытое акционерное общество "ИНТЕР РАО ЕЭС" Малоэмиссионная камера сгорания газотурбинного двигателя
US20120195743A1 (en) * 2011-01-31 2012-08-02 General Electric Company Flexible seal for turbine engine
RU147860U1 (ru) * 2014-07-04 2014-11-20 Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" Многозонная камера сгорания газотурбинной установки

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3853273A (en) * 1973-10-01 1974-12-10 Gen Electric Axial swirler central injection carburetor
GB2150277B (en) * 1983-11-26 1987-01-28 Rolls Royce Combustion apparatus for a gas turbine engine
US4712370A (en) * 1986-04-24 1987-12-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Sliding duct seal
FR2679010B1 (fr) * 1991-07-10 1993-09-24 Snecma Chambre de combustion de turbomachine a bols de prevaporisation demontables.
GB2264541A (en) * 1992-02-29 1993-09-01 Rolls Royce Plc Improved sealing ring for gas turbine engines
US5328101A (en) * 1993-08-27 1994-07-12 General Electric Company Gas turbine fuel nozzle seal
US6250062B1 (en) * 1999-08-17 2001-06-26 General Electric Company Fuel nozzle centering device and method for gas turbine combustors
US7415828B2 (en) * 2003-05-29 2008-08-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Fuel nozzle sheath retention ring
FR2886714B1 (fr) 2005-06-07 2007-09-07 Snecma Moteurs Sa Systeme d'injection anti-rotatif pour turbo-reacteur
US20100031669A1 (en) * 2008-08-06 2010-02-11 Cessna Aircraft Company Free Turbine Generator For Aircraft
EP2166259A1 (de) * 2008-09-18 2010-03-24 ABB Turbo Systems AG Vorrichtung zum Abdichten eines Lagergehäuses eines Abgasturboladers
FR2970551B1 (fr) * 2011-01-14 2017-12-22 Snecma Nez d'injecteur demontable pour injecteur de carburant de chambre annulaire de combustion de turbomachine d'aeronef
FR2987428B1 (fr) * 2012-02-23 2024-06-21 Snecma Liaison mecanique amelioree entre un nez d'injecteur et une bague de traversee d'un systeme d'injection pour chambre de combustion de turbomachine
FR2993347A1 (fr) * 2012-07-04 2014-01-17 Snecma Chambre de combustion de turbomachine equipee de passages de debit d'air de purge entre le nez d'injecteur et la bague de traversee du systeme d'injection
DE102013007443A1 (de) * 2013-04-30 2014-10-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennerdichtung für Gasturbinen-Brennkammerkopf und Hitzeschild
CN204006124U (zh) * 2014-08-13 2014-12-10 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机燃烧室火焰筒与过渡段的双层夹式密封连接结构

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050223713A1 (en) * 2004-04-12 2005-10-13 General Electric Company Reduced center burner in multi-burner combustor and method for operating the combustor
RU97479U1 (ru) * 2010-05-24 2010-09-10 Открытое акционерное общество "ИНТЕР РАО ЕЭС" Малоэмиссионная камера сгорания газотурбинного двигателя
US20120195743A1 (en) * 2011-01-31 2012-08-02 General Electric Company Flexible seal for turbine engine
RU147860U1 (ru) * 2014-07-04 2014-11-20 Открытое акционерное общество "Всероссийский дважды ордена Трудового Красного Знамени теплотехнический научно-исследовательский институт" Многозонная камера сгорания газотурбинной установки

Also Published As

Publication number Publication date
RU2017129299A (ru) 2019-02-21
CN107208896B (zh) 2020-01-10
JP2018507382A (ja) 2018-03-15
FR3031799A1 (fr) 2016-07-22
EP3247946A1 (fr) 2017-11-29
JP6633640B2 (ja) 2020-01-22
RU2017129299A3 (ru) 2019-05-30
US20180003385A1 (en) 2018-01-04
FR3031799B1 (fr) 2017-02-17
US10495312B2 (en) 2019-12-03
EP3247946B1 (fr) 2020-04-08
WO2016116686A1 (fr) 2016-07-28
CN107208896A (zh) 2017-09-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2698150C2 (ru) Уплотнительное устройство между системой впрыска и топливной форсункой авиационного газотурбинного двигателя
EP3343108B1 (en) System for dissipating fuel egress in fuel supply conduit assemblies
US8403634B2 (en) Seal assembly for use with turbine nozzles
US8616007B2 (en) Structural attachment system for transition duct outlet
US9310078B2 (en) Fuel injection assemblies in combustion turbine engines
US11486301B2 (en) Gas turbine combustor, and gas turbine
US9127557B2 (en) Nozzle mounting and sealing assembly for a gas turbine system and method of mounting and sealing
US11299998B2 (en) Turbomachinery sealing apparatus and method
US10801343B2 (en) Self retaining face seal design for by-pass stator vanes
CN110207148B (zh) 燃气轮机燃烧器及过渡构件
EP3309457B1 (en) Combustion dynamics mitigation system
JP2020041524A (ja) ガスタービンの１段静翼及びガスタービン
US10072514B2 (en) Method and apparatus for attaching a transition duct to a turbine section in a gas turbine engine
JP6871377B2 (ja) ガスタービンの１段静翼、ガスタービン、ガスタービンの静翼ユニット及び燃焼器アセンブリ
US9291102B2 (en) Interface ring for gas turbine fuel nozzle assemblies
CN113454391B (zh) 用于涡轮机的燃烧室
KR20130078699A (ko) 가스터빈 압축기의 반경방향 디스윌러 베인의 고정구조
KR102697340B1 (ko) 배기 덕트 어셈블리 및 이를 이용하는 비행체
JP7154984B2 (ja) タービン静翼及びガスタービン