RU2761262C2

RU2761262C2 - Tubular combustion chamber for gas turbine and gas turbine containing such a tubular combustion chamber

Info

Publication number: RU2761262C2
Application number: RU2017145745A
Authority: RU
Inventors: Михаэль Томас МАУРЕР; Дуглас ПЕННЕЛЛ; Кристоф ГАУПП; Игорь Николаевич БАЙБУЗЕНКО; Валерия Андреевна Узбекова
Original assignee: Ансальдо Энергия Свитзерленд Аг
Priority date: 2017-12-26
Filing date: 2017-12-26
Publication date: 2021-12-06
Also published as: RU2017145745A; CN110030583A; EP3505725B1; CN110030583B; EP3505725A1; RU2017145745A3

Abstract

FIELD: gas industry.

SUBSTANCE: tubular combustion chamber for a gas turbine is proposed, while the tubular combustion chamber contains at least one burner, at least one flame tube limiting a combustion space having a combustion chamber axis, while the flame tube contains: an inner tubular element, an outer tubular element overlapping, at least partially, the inner tubular element and located at a distance from the inner tubular element to form a gap for cooling air, while the outer tubular element contains an end located upstream, connected to an intermediate part of the inner tubular element.

EFFECT: providing the possibility of relative movements of shells without impacting on the gap size.

13 cl, 7 dwg

Description

ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯBACKGROUND OF THE INVENTION

Область техники, к которой относится изобретениеThe technical field to which the invention relates

Настоящее изобретение относится к трубчатой камере сгорания для газовой турбины для энергосиловых установок. В частности, настоящее изобретение относится к граничной поверхности, то есть уплотненной граничной поверхности между холодной оболочкой и горячей оболочкой, образующими охлаждаемую жаровую трубу трубчатой камеры сгорания для газовой турбины для энергосиловых установок.The present invention relates to a tubular combustion chamber for a gas turbine for power plants. In particular, the present invention relates to a boundary surface, that is, a sealed boundary surface between a cold casing and a hot casing forming a cooled flame tube of a tubular combustion chamber for a gas turbine for power plants.

Кроме того, настоящее изобретение относится к газовой турбине для энергосиловых установок, содержащей вышеупомянутую трубчатую камеру сгорания.In addition, the present invention relates to a power plant gas turbine comprising the aforementioned tubular combustion chamber.

Описание предшествующего уровня техникиDescription of the prior art

Как известно, газовая турбина в сборе для энергосиловых установок (в дальнейшем только газовая турбина) содержит ротор, имеющий ось и предусмотренный с расположенной выше по потоку компрессорной частью, частью с камерой(камерами) сгорания и расположенной ниже по потоку турбинной частью. Термины «расположенный выше по потоку» и «расположенный ниже по потоку» относятся к направлению основного потока газа, проходящего через газовую турбину. В частности, компрессор содержит входное отверстие, в которое подается воздух, и множество лопастей, сжимающих проходящий воздух. Сжатый воздух, выходящий из компрессора, проходит в камеру повышенного давления, то есть замкнутое пространство, ограниченное наружным корпусом, и оттуда в камеру сгорания. Внутри камеры сгорания сжатый воздух смешивается с, по меньшей мере, одним топливом. Смесь топлива и сжатого воздуха проходит в камеру сгорания, в которой данная смесь сжигается. Образующийся в результате, горячий газ выходит из камеры сгорания и расширяется в турбине, выполняя работу на роторе.As is known, a gas turbine assembly for power plants (hereinafter only a gas turbine) comprises a rotor having an axle and provided with an upstream compressor part, a part with a combustion chamber (s) and a downstream turbine part. The terms "upstream" and "downstream" refer to the direction of the main gas flow passing through the gas turbine. In particular, the compressor comprises an inlet to which air is supplied and a plurality of blades compressing the passing air. The compressed air leaving the compressor flows into the pressure chamber, i.e. the enclosed space bounded by the outer casing, and from there into the combustion chamber. Inside the combustion chamber, compressed air is mixed with at least one fuel. The mixture of fuel and compressed air passes into the combustion chamber, in which this mixture is burned. The resulting hot gas exits the combustion chamber and expands in the turbine to do work on the rotor.

Для достижения высокой эффективности требуется высокая температура на входе турбины. Однако из-за данной высокой температуры образуются выбросы с высоким содержанием NOx.To achieve high efficiency, a high turbine inlet temperature is required. However, this high temperature generates high NOx emissions.

Для уменьшения данных выбросов и для повышения эксплуатационной гибкости в настоящее время известны газовые турбины особого типа, выполняющие цикл последовательного сжигания.In order to reduce these emissions and to increase the operational flexibility, special types of gas turbines are now known which perform a sequential combustion cycle.

Как правило, газовая турбина с последовательным сжиганием содержит две камеры сгорания, расположенные последовательно, при этом каждая камера сгорания предусмотрена с соответствующими горелкой и пространством горения. В соответствии с направлением основного потока газа расположенная выше по потоку камера сгорания названа камерой сгорания с предварительным смешиванием, и в нее подается сжатый воздух. Расположенная ниже по потоку камера сгорания названа «последующей» камерой сгорания или камерой сгорания промежуточного подогрева, и в нее подается горячий газ, выходящий из первого пространства горения. В первом типе газовых турбин с последовательным сжиганием две камеры сгорания физически разделены ступенью турбинных лопаток, называемой турбиной высокого давления.Typically, a sequential combustion gas turbine comprises two combustion chambers in series, each combustion chamber being provided with a corresponding burner and combustion space. According to the direction of the main gas flow, the upstream combustion chamber is called a premix combustor and is supplied with compressed air. The downstream combustor is referred to as a "downstream" combustor or reheat combustor and is supplied with hot gas exiting the first combustion space. In the first type of sequential combustion gas turbine, the two combustion chambers are physically separated by a stage of turbine blades called a high pressure turbine.

В настоящее время известен второй тип газовых турбин с последовательным сжиганием, при этом газовые турбины данного типа не предусмотрены с турбиной высокого давления, и горелки предварительного смешивания и промежуточного подогрева расположены непосредственно одна за другой по ходу потока внутри общего трубчатого корпуса. В данном типе газовых турбин с последовательным сжиганием предусмотрено множество трубчатых камер сгорания, расположенных в виде кольца вокруг оси ротора. Каждая трубчатая камера сгорания предусмотрена с жаровой трубой, то есть кожухом, ограничивающей (-им) пространства горения, разделенной (-ым) на две части, соответственно расположенную выше по потоку и расположенной ниже по потоку относительно горелки промежуточного подогрева. Расположенная выше по потоку часть жаровой трубы названа жаровой трубой предварительного смешивания, в то время как расположенная ниже по потоку часть названа последующей жаровой трубой и соединена на выходе с фланцем, называемым направляющей рамой и обращенным к турбине. Обычно последующая жаровая труба и направляющая рама выполнены в виде одного компонента, называемого переходной трубой и выполненного с возможностью направления горячего газа, выходящего из камеры сгорания, к турбине, в частности, к первой лопатке турбины. Например, горелка промежуточного подогрева может быть выполнена в виде множества одно- или двухтопливных пальцевых форсунок, проходящих поперек проточного канала. Данные пальцевые форсунки предпочтительно могут быть выполнены в виде обтекаемого тела, предпочтительно имеющего сегментный задний край. Вследствие высокой температуры горячего газа горелка промежуточного подогрева не снабжена никаким искровым источником, и сжигание начинается за счет самовоспламенения.At present, a second type of sequential combustion gas turbine is known, where gas turbines of this type are not provided with a high pressure turbine, and the premixing and reheating burners are located directly one after the other downstream of the common tubular body. This type of sequential combustion gas turbine has a plurality of tubular combustion chambers arranged in a ring around the rotor axis. Each tubular combustion chamber is provided with a flame tube, that is, a casing, delimiting the combustion space, divided (s) into two parts, respectively located upstream and located downstream of the reheat burner. The upstream part of the flame tube is called the premix flame tube, while the downstream part is called the downstream flame tube and is connected at the outlet to a flange called a guide frame facing the turbine. Typically, the subsequent flame tube and the guide frame are made in one component, called a transition tube, and adapted to direct the hot gas exiting the combustion chamber to the turbine, in particular to the first turbine blade. For example, the reheat burner can be a plurality of single or dual fuel finger nozzles extending across the flow channel. These pin nozzles can preferably be in the form of a streamlined body, preferably having a segmented trailing edge. Due to the high temperature of the hot gas, the reheat burner is not equipped with any spark source and combustion starts by self-ignition.

Само собой разумеется, согласно практике применения по предшествующему уровню техники можно выполнить трубчатую камеру сгорания с одной ступенью сжигания, соответственно содержащую одну горелку и одну жаровую трубу, ограничивающую одно пространство горения.It goes without saying that according to the practice of the prior art, it is possible to design a tubular combustion chamber with one combustion stage, respectively containing one burner and one flame tube defining one combustion space.

Вышеописанные различные типы газовых турбин, то есть с трубчатой камерой сгорания с одной или двумя ступенями сжигания, были приведены потому, что настоящее изобретение может быть применено во всех данных трубчатых камерах сгорания двух разных типов.The above-described various types of gas turbines, i.e. with a tubular combustor with one or two combustion stages, have been given because the present invention can be applied to all these two different types of tubular combustors.

Жаровая труба трубчатой камеры сгорания образована внутренним трубчатым элементом, называемым горячей оболочкой и ограничивающим пространство горения, и наружным трубчатым элементом, называемым холодной оболочкой. Данная холодная оболочка закрывает снаружи, по меньшей мере, часть горячей оболочки, расположена на расстоянии от горячей оболочки для образования канала для охлаждающего воздуха и определяет наружный диаметр жаровой трубы. В частности, холодная и горячая оболочки прикреплены друг к другу на расположенных ниже по потоку концах, то есть подобные расположенные ниже по потоку концы прикреплены к общей конструкции, которая, как правило, представляет собой направляющую раму, в то время как расположенная выше по потоку часть холодной оболочки перекрывает с возможностью скольжения промежуточную часть горячей оболочки. Трубчатая камера сгорания содержит наружный корпус камеры сгорания, выполненный с возможностью соединения с соответствующим входным отверстием, выполненным в наружном корпусе газовой турбины. Между жаровой трубой камеры сгорания и наружным кожухом камеры сгорания имеется зазор, который позволяет сжатому воздуху достичь горелки, в частности, горелки предварительного смешивания, соединенной с расположенным выше по потоку концом горячей оболочки. Следовательно, подобный зазор ограничен внутри на выходе холодной оболочкой и на входе горячей оболочкой. Вышеупомянутое скользящее соединение между расположенным выше по потоку концом холодной оболочки и горячей оболочкой обеспечивает возможность относительных перемещений данных элементов, которые работают при очень различающихся температурах.The flame tube of a tubular combustion chamber is formed by an inner tubular member, called a hot shell, and defining the combustion space, and an outer tube, called a cold shell. This cold casing covers at least a portion of the hot casing on the outside, is spaced from the hot casing to form a cooling air duct and defines the outer diameter of the flame tube. In particular, the cold and hot shells are attached to each other at downstream ends, i.e. similar downstream ends are attached to a common structure, which is typically a guide frame, while the upstream portion the cold casing slidably overlaps the intermediate portion of the hot casing. The tubular combustion chamber contains an outer casing of the combustion chamber configured to be connected to a corresponding inlet in the outer casing of the gas turbine. There is a gap between the flame tube of the combustion chamber and the outer casing of the combustion chamber which allows the compressed air to reach the burner, in particular the premix burner, connected to the upstream end of the hot jacket. Consequently, such a gap is limited internally at the outlet by the cold casing and at the inlet by the hot casing. The aforementioned sliding connection between the upstream end of the cold casing and the hot casing allows relative movements of these elements, which operate at very different temperatures.

Согласно практике применения по предшествующему уровню техники некоторые разные виды уплотнений предусмотрены на граничной поверхности скольжения на расположенном выше по потоку конце холодной оболочки. Например, в US7007482 раскрыто так называемое уплотнение с формой юбки «хула» (ʺhula sealʺ), прикрепленное к наружной поверхности горячей оболочки и соединенное с возможностью скольжения с расположенным выше по потоку концом холодной оболочки. В альтернативном варианте вместо уплотнения с формой юбки «хула» известно обеспечение граничной поверхности скольжения посредством поршневого кольца между расположенным выше по потоку концом холодной оболочки и горячей оболочкой. При поддержании постоянных диаметра пространства горения, определяемого горячей оболочкой, и внутреннего диаметра наружного корпуса камеры сгорания вышеприведенные описанные решения по предшествующему уровню техники приводят к недостатку, связанному с уменьшением зазора, имеющегося между жаровой трубой камеры сгорания и наружным корпусом камеры сгорания вследствие наличия уплотнения с формой юбки «хула» или поршневого кольца, функционирующего в качестве проставки между горячей и холодной оболочками. Следствием этого уменьшения размера зазора является увеличение падения давления сжатого воздуха, проходящего через зазор. К сожалению, невозможно увеличить диаметр наружного корпуса камеры сгорания для увеличения размера зазора, действительно, размер данного компонента зависит от размера входного отверстия, выполненного с возможностью обеспечения опоры для трубчатой камеры сгорания. Кроме того, невозможно уменьшить диаметр горячей оболочки для увеличения размера зазора. Действительно, горячая оболочка меньшего размера приводит к более высокой скорости горячего газа, которая ухудшает характеристики горения в камере сгорания.According to prior art practice, several different types of seals are provided on the sliding interface at the upstream end of the cold casing. For example, US7007482 discloses a so-called “hula seal” seal attached to the outer surface of the hot casing and slidably connected to the upstream end of the cold casing. Alternatively, instead of a hula seal, it is known to provide a sliding interface by means of a piston ring between the upstream end of the cold casing and the hot casing. While maintaining a constant diameter of the combustion space, defined by the hot shell, and the inner diameter of the outer casing of the combustion chamber, the above described prior art solutions lead to the disadvantage of reducing the gap between the flame tube of the combustion chamber and the outer casing of the combustion chamber due to the presence of a seal with the shape a hula skirt or piston ring that functions as a spacer between hot and cold shells. The consequence of this reduction in the size of the gap is an increase in the pressure drop of the compressed air passing through the gap. Unfortunately, it is not possible to increase the diameter of the outer casing of the combustion chamber to increase the size of the gap; indeed, the size of this component depends on the size of the inlet adapted to support the tubular combustion chamber. In addition, it is not possible to reduce the diameter of the hot shell to increase the size of the gap. Indeed, a smaller hot shell results in a higher hot gas velocity, which degrades the combustion performance in the combustion chamber.

С учетом данного предшествующего уровня техники в настоящее время существует потребность в усовершенствовании вышеописанной уплотненной граничной поверхности скольжения между концом холодной оболочки и горячей оболочкой так, чтобы это не оказывало влияния на воздушный зазор между жаровой трубой и наружным корпусом камеры сгорания.In view of this prior art, there is currently a need to improve the above-described sealed sliding interface between the end of the cold shell and the hot shell so that it does not affect the air gap between the flame tube and the outer casing of the combustion chamber.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯSUMMARY OF THE INVENTION

Главная задача настоящего изобретения состоит в разработке трубчатой камеры сгорания для газовой турбины, при этом трубчатая камера сгорания содержит:The main object of the present invention is to provide a tubular combustion chamber for a gas turbine, wherein the tubular combustion chamber comprises:

- по меньшей мере, одну горелку;- at least one burner;

- по меньшей мере, одну жаровую трубу, ограничивающую пространство горения, имеющее ось камеры сгорания.- at least one flame tube defining a combustion space having an axis of the combustion chamber.

Жаровая труба содержит:The flame tube contains:

- внутренний трубчатый элемент, или горячую оболочку; и- inner tubular element, or hot sheath; and

- наружный трубчатый элемент, или холодную оболочку, перекрывающий (-ую), по меньшей мере частично, внутренний трубчатый элемент и расположенный (-ую) на расстоянии от внутреннего трубчатого элемента для образования зазора для охлаждающего воздуха.- an outer tubular element, or cold casing, overlapping, at least partially, the inner tubular element and located at a distance from the inner tubular element to form a gap for cooling air.

В данной конфигурации наружный трубчатый элемент содержит расположенный выше по потоку конец, соединенный с промежуточной частью внутреннего трубчатого элемента.In this configuration, the outer tubular member comprises an upstream end connected to an intermediate portion of the inner tubular member.

Вышеперечисленные элементы трубчатой камеры сгорания известны в уровне техники и относятся как к трубчатой камере сгорания, имеющей одну ступень сжигания, так и к трубчатой камере сгорания, имеющей две последовательные ступени сжигания. В трубчатых камерах сгорания данного второго типа, имеющих две последовательные ступени сжигания, предусмотренные последовательно вдоль направления потока горячего газа, каждая камера сгорания содержит первую горелку, первое пространство горения, вторую горелку, второе пространство горения и переходную трубу, обращенную к турбинной части. Как известно, горячая оболочка проходит от расположенного ниже по потоку конца переходной трубы, называемого направляющей рамой, до первой горелки. Холодная оболочка проходит от направляющей рамы или от зоны, очень близкой к направляющей раме, и заканчивается соединением с горячей оболочкой в промежуточном месте между первой и второй горелками вдоль воздушного зазора между жаровой трубой и наружным корпусом камеры сгорания.The aforementioned elements of a tubular combustion chamber are known in the art and relate both to a tubular combustion chamber having one combustion stage and to a tubular combustion chamber having two successive combustion stages. In tubular combustion chambers of this second type having two successive combustion stages provided in series along the direction of flow of the hot gas, each combustion chamber comprises a first burner, a first combustion space, a second burner, a second combustion space and a transition pipe facing the turbine part. As is known, the hot jacket extends from the downstream end of the adapter tube, called the guide frame, to the first burner. The cold jacket extends from the guide frame or from an area very close to the guide frame and ends with a hot jacket connection at an intermediate location between the first and second burners along the air gap between the flame tube and the outer casing of the combustion chamber.

Важно, чтобы соединение между расположенным выше по потоку концом холодной оболочки и горячей оболочкой было герметичным соединением. Согласно уровню техники, как указано выше, данное соединение выполняют посредством приваривания друг к другу двух оболочек или посредством размещения уплотнительного элемента (уплотнения с формой юбки «хула» или поршневого кольца) между внутренней поверхностью холодной оболочки и наружной поверхностью горячей оболочки. В первом решении по предшествующему уровню техники отсутствует возможность относительных перемещений оболочек, но при этом отсутствует влияние на размер зазора. Во втором решении по предшествующему уровню техники обеспечивается возможность относительных перемещений оболочек, но уменьшается зазор и увеличивается падение давления.It is important that the connection between the upstream end of the cold casing and the hot casing is a hermetic seal. In the prior art, as indicated above, this connection is made by welding two shells together or by placing a sealing element (hula or piston ring seal) between the inner surface of the cold shell and the outer surface of the hot shell. In the first prior art solution, there is no possibility of relative movement of the shells, but there is no influence on the size of the gap. The second prior art solution allows relative movement of the shells, but decreases the clearance and increases the pressure drop.

Основная задача настоящего изобретения состоит в обеспечении возможности относительных перемещений оболочек без влияния на размер зазора. Согласно общей идее изобретения соединение между расположенным выше по потоку концом наружного трубчатого элемента и внутренним трубчатым элементом представляет собой соединение с непосредственным контактом поверхностей. Другими словами, внутренняя поверхность расположенного выше по потоку конца наружного трубчатого элемента опирается на наружную поверхность внутреннего трубчатого элемента без какого-либо ограничения на относительное скольжение наружного трубчатого элемента относительно внутреннего трубчатого элемента, по меньшей мере, вдоль аксиального направления, параллельного оси камеры сгорания. Соединение с непосредственным контактом поверхностей согласно изобретению выполнено с возможностью обеспечения уплотненного соединения.The main object of the present invention is to allow relative movements of the shells without affecting the size of the gap. According to the general idea of the invention, the connection between the upstream end of the outer tubular element and the inner tubular element is a direct surface contact connection. In other words, the inner surface of the upstream end of the outer tubular member bears against the outer surface of the inner tubular member without any restriction on the relative sliding of the outer tubular member relative to the inner tubular member at least along an axial direction parallel to the axis of the combustion chamber. The direct contact connection of the surfaces according to the invention is adapted to provide a sealed connection.

Согласно вышеприведенному решению, которое может быть применено в камере сгорания, имеющей одну из двух последовательных ступеней сжигания, с одной стороны, предпочтительно обеспечивается возможность относительных перемещений оболочек, достаточных для компенсации различных рабочих температур, при этом действительно конец холодной оболочки просто опирается на горячую оболочку без какого-либо ограничения осевого скольжения, и, с другой стороны, изобретение не влияет на размер зазора; действительно, уплотненное соединение не предусмотрено с каким-либо дополнительным уплотнительным элементом между оболочками. Кроме того, данный уплотнительный элемент может подвергаться износу с последующим аномальным режимом работы соответствующей камеры сгорания, и эта одна «плохая» трубчатая камера сгорания может повлиять на характеристики выбросов всей газотурбинной установки.According to the above solution, which can be applied in a combustion chamber having one of two successive combustion stages, on the one hand, relative movements of the shells are preferably allowed to be sufficient to compensate for the different operating temperatures, whereby the end of the cold shell simply rests on the hot shell without any limitation of axial sliding, and, on the other hand, the invention does not affect the size of the gap; indeed, no sealed connection is provided with any additional sealing element between the shells. In addition, a given sealing element can be subject to wear and tear followed by abnormal operation of the associated combustion chamber, and this single “bad” tubular combustor can affect the emission performance of the entire gas turbine plant.

Согласно другому аспекту изобретения соединение с непосредственным контактном поверхностей содержит, по меньшей мере, один канал для охлаждающего воздуха, выполненный с возможностью соединения пространства горения с камерой повышенного давления, то есть зазором между жаровой трубой и наружным корпусом камеры сгорания, расположенным снаружи жаровой трубы. Действительно, соединение с непосредственным контактом поверхностей ограничивает часть горячей оболочки, которая закрыта холодной оболочкой, и, следовательно, данная перекрытая часть требует дополнительного охлаждения. Согласно изобретению канал для охлаждающего воздуха выполнен с возможностью оставаться открытым независимо от осевого относительного скольжения наружного трубчатого элемента относительно внутреннего трубчатого элемента. По этой причине согласно предпочтительному варианту осуществления канал для охлаждающего воздуха содержит множество проходящих пазов, имеющих, по меньшей мере, протяженность в аксиальном направлении и образованных на расположенном выше по потоку конце наружного трубчатого элемента, и, по меньшей мере, один канал, образованный в части внутреннего трубчатого элемента, соответствующей пазу в радиальном направлении. Данный охлаждающий элемент позволяет выполнить уплотненное соединение с известной степенью утечки, которая не зависит от относительного скольжения наружного трубчатого элемента относительно внутреннего трубчатого элемента и которая не изменяется от камеры сгорания к камере сгорания и в течение всего времени эксплуатации.According to another aspect of the invention, the direct contact surface connection comprises at least one cooling air duct adapted to connect the combustion space to the plenum chamber, i.e. the gap between the flame tube and the outer combustion chamber casing located outside the flame tube. Indeed, the connection with direct contact between the surfaces delimits the part of the hot shell that is covered by the cold shell, and therefore this overlapped part requires additional cooling. According to the invention, the cooling air duct is configured to remain open regardless of the axial relative sliding of the outer tubular member relative to the inner tubular member. For this reason, according to a preferred embodiment, the cooling air duct comprises a plurality of extending grooves having at least an axial extension and formed at the upstream end of the outer tubular element, and at least one duct formed in part inner tubular element corresponding to the groove in the radial direction. This cooling element allows a sealed connection with a known leakage rate, which is independent of the relative sliding of the outer tubular element relative to the inner tubular element and which does not change from combustion chamber to combustion chamber and throughout the entire operating time.

Согласно еще одному аспекту изобретения соединение с непосредственным контактом поверхностей также обеспечивает возможность относительного скольжения наружного трубчатого элемента относительно внутреннего трубчатого элемента также вдоль направления по окружности с центром на оси камеры сгорания. Следовательно, канал для охлаждающего воздуха выполнен с возможностью оставаться открытым также независимо от относительного скольжения наружного трубчатого элемента в направлении вдоль окружности относительно внутреннего трубчатого элемента. По этой причине согласно предпочтительному варианту осуществления каждый канал, образованный во внутреннем трубчатом элементе, содержит круговую канавку, образованную на наружной поверхности внутреннего трубчатого элемента, и множество отверстий для эффузии, соединяющих круговую канавку с пространством горения. Отверстия для эффузии предпочтительно имеют наклон относительно радиального направления с центром на оси камеры сгорания для обеспечения пленочного охлаждения вдоль внутренней поверхности внутреннего трубчатого элемента.According to yet another aspect of the invention, the direct contacting of the surfaces also allows the outer tubular member to be relatively slidable relative to the inner tubular member also along a circumferential direction centered on the axis of the combustion chamber. Consequently, the cooling air duct is configured to remain open also independently of the relative sliding of the outer tubular element in the circumferential direction relative to the inner tubular element. For this reason, according to a preferred embodiment, each channel formed in the inner tubular member includes a circular groove formed on the outer surface of the inner tubular member and a plurality of effusion holes connecting the circular groove to the combustion space. The effusion openings are preferably radially tilted centered on the axis of the combustion chamber to provide film cooling along the inner surface of the inner tubular member.

Настоящее изобретение предпочтительно может быть использовано в трубчатой камере сгорания с последовательным сжиганием, в которой топливо подается ко второй горелке по центральной трубке, проходящей внутри первого пространства горения вдоль оси камеры сгорания. Действительно, в этом случае диаметр пространства горения не может быть ограничен вследствие наличия трубки, которая уже «отбирает» имеющийся объем пространства горения. Однако настоящее изобретение может быть применено также в других типах трубчатых камер сгорания с последовательным сжиганием, например, в трубчатой камере сгорания с последовательным сжиганием, в которой подача топлива в последующую горелку предусмотрена снаружи пространства горения.The present invention can preferably be used in a tubular combustion chamber in which fuel is supplied to the second burner via a central tube extending inside the first combustion space along the axis of the combustion chamber. Indeed, in this case, the diameter of the combustion space cannot be limited due to the presence of a tube that already “takes away” the available volume of the combustion space. However, the present invention can also be applied to other types of tubular sequential combustors, for example, a tubular sequential combustor in which the supply of fuel to a downstream burner is provided outside the combustion space.

Изобретение было описано выше как относящееся к трубчатой камере сгорания. Однако настоящее изобретение относится также к газовой турбине для энергосиловых установок, содержащей такую трубчатую камеру сгорания, при этом данная трубчатая камера сгорания предпочтительно представляет собой трубчатую камеру сгорания с последовательным сжиганием.The invention has been described above as relating to a tubular combustion chamber. However, the present invention also relates to a gas turbine for power plants comprising such a tubular combustor, which tubular combustor is preferably a tubular combustor.

Следует понимать, что как вышеприведенное общее описание, так и нижеследующее подробное описание являются иллюстративными и предназначены для обеспечения дополнительного разъяснения заявленного изобретения. Другие преимущества и признаки изобретения будут очевидны из нижеследующего описания, чертежей и формулы изобретения.It should be understood that both the foregoing general description and the following detailed description are illustrative and are intended to provide further explanation of the invention as claimed. Other advantages and features of the invention will be apparent from the following description, drawings and claims.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙBRIEF DESCRIPTION OF DRAWINGS

Дополнительные эффекты и преимущества настоящего изобретения станут очевидными после тщательного изучения подробного описания с соответствующей ссылкой на сопровождающие чертежи.Additional effects and advantages of the present invention will become apparent upon careful study of the detailed description with appropriate reference to the accompanying drawings.

Тем не менее, само изобретение может быть лучше всего понято с учетом нижеприведенного подробного описания изобретения, которое описывает иллюстративный вариант осуществления изобретения, рассматриваемый совместно с сопровождающими чертежами, в которых:However, the invention itself may be best understood in view of the following detailed description of the invention, which describes an illustrative embodiment of the invention, taken in conjunction with the accompanying drawings, in which:

- фиг.1 представляет собой схематическое изображение газовой турбины для энергосиловых установок, предусмотренной с трубчатой камерой сгорания, имеющей одну ступень сжигания;- Fig. 1 is a schematic representation of a gas turbine for power plants provided with a tubular combustion chamber having one combustion stage;

- фиг.2 представляет собой схематическое изображение трубчатой камеры сгорания для газовой турбины для энергосиловых установок, предусмотренной с последовательно расположенными горелками предварительного смешивания и промежуточного подогрева;- Fig. 2 is a schematic representation of a tubular combustion chamber for a gas turbine for power plants provided with pre-mixing and reheating burners in series;

- фиг.3 представляет собой увеличенный вид части, обозначенной ссылочной позицией III на фиг.2;- Fig. 3 is an enlarged view of the part indicated by the reference numeral III in Fig. 2;

- фиг.4 представляет собой увеличенный вид части, обозначенной ссылочной позицией IV на фиг.3;- Fig. 4 is an enlarged view of the part indicated by the reference numeral IV in Fig. 3;

- фиг.5 представляет собой увеличенный вид части, обозначенной ссылочной позицией V на фиг.4;- Fig. 5 is an enlarged view of the part indicated by the reference numeral V in Fig. 4;

- фиг.6 и 7 представляют собой другие виды части, раскрытой на фиг.5.- Figs. 6 and 7 are other views of the portion disclosed in Fig. 5.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙDETAILED DESCRIPTION OF DRAWINGS

Техническое содержание и подробное описание настоящего изобретения приведены в дальнейшем в сочетании с приложенными чертежами согласно предпочтительным вариантам осуществления, которые не используются для ограничения объема его реализации. Любые эквивалентные вариант и модификация, выполненные согласно приложенной формуле изобретения, охватываются формулой изобретения, заявленной посредством настоящего изобретения.The technical content and detailed description of the present invention are hereinafter given in conjunction with the accompanying drawings in accordance with preferred embodiments, which are not used to limit the scope of its implementation. Any equivalent variation and modification made in accordance with the appended claims are covered by the claims claimed by the present invention.

Далее будет сделана ссылка на приложенные чертежи для подробного описания настоящего изобретения.Hereinafter, reference will be made to the accompanying drawings for a detailed description of the present invention.

Далее рассматривается фиг.1, которая представляет собой схематическое изображение газовой турбины для энергосиловых установок, которая может быть предусмотрена с горелкой согласно настоящему изобретению. В частности, фиг.1 раскрывает газовую турбину 1, имеющую ось 9 и содержащую компрессор 2, часть 4 с камерами сгорания и турбину 3. Как известно, компрессор содержит входное отверстие, в которое подается окружающий воздух, который после сжатия выходит из компрессора 2 и поступает в камеру 16 повышенного давления, то есть пространство, ограниченное наружным корпусом 17. Из камеры 16 повышенного давления сжатый воздух поступает в часть с камерами сгорания, которая содержит множество трубчатый камер 4 сгорания, расположенных по кольцу вокруг оси 9. Термины «выше по потоку» и «ниже по потоку» относятся к направлению основного потока газа. Каждая трубчатая камера 4 сгорания содержит, по меньшей мере, одну горелку 5, в которой сжатый воздух смешивается с, по меньшей мере, одним топливом. Данная смесь затем сжигается в пространстве 6 горения, и образующийся в результате горячий газ проходит в переходную трубу 7, соединенную на выходе с турбиной 3. Турбина 3 содержит множество лопаток 12, то есть направляющих лопаток, опирающихся на обойму 14, и множество лопаток 13, то есть рабочих лопаток, опирающихся на ротор 8. В турбине 3 горячий газ расширяется, выполняя работу на роторе 8, и выходит из турбины 3 в виде отработавшего газа 11.Next, reference is made to Fig. 1, which is a schematic representation of a gas turbine for power plants that may be provided with a burner according to the present invention. In particular, FIG. 1 discloses a gas turbine 1 having an axis 9 and comprising a compressor 2, a part 4 with combustion chambers and a turbine 3. As is known, the compressor comprises an inlet into which ambient air is supplied, which, after being compressed, leaves the compressor 2 and enters the chamber 16 of the increased pressure, that is, the space bounded by the outer casing 17. From the chamber 16 of the increased pressure, compressed air enters the part with the combustion chambers, which contains a plurality of tubular combustion chambers 4 arranged in a ring around the axis 9. The terms "upstream "And" downstream "refer to the direction of the main gas flow. Each tubular combustion chamber 4 contains at least one burner 5 in which compressed air is mixed with at least one fuel. This mixture is then burnt in the combustion space 6, and the resulting hot gas passes into a transition pipe 7, which is connected at the outlet to the turbine 3. The turbine 3 comprises a plurality of blades 12, that is, guide vanes resting on a cage 14, and a plurality of blades 13, that is, the rotor blades resting on the rotor 8. In the turbine 3, the hot gas expands, performing work on the rotor 8, and leaves the turbine 3 in the form of exhaust gas 11.

Далее рассматривается фиг.2, которая представляет собой схематическое изображение трубчатой камеры сгорания, которая может быть применена в газовой турбине по фиг.1 и которая может быть предусмотрена с настоящим изобретением. В частности, фиг.2 раскрывает трубчатую камеру 4 сгорания, содержащую наружный корпус 35 камеры сгорания, соединенный с соответствующим входным отверстием 25 наружного корпуса 17, ограничивающего камеру 16 повышенного давления, в которую сжатый воздух подается посредством компрессора 2. Трубчатая камера 4 сгорания имеет ось 24 и содержит расположенные последовательно вдоль потока М газа первую камеру сгорания, или камеру 18 сгорания с предварительным смешиванием, и вторую камеру сгорания, или камеру 19 сгорания с промежуточным подогревом. В частности, первая камера 18 сгорания содержит первую горелку, или горелку 20 предварительного смешивания, и первое пространство 21 горения. Камера 19 сгорания с промежуточным подогревом содержит горелку 22 промежуточного подогрева и второе пространство 23 горения. Горелка промежуточного подогрева может содержать множество топливных инжекторов 26, в частности, двухтопливных и воздушных инжекторов, расположенных от края до края горелки для впрыска топлива в проходящий горячий газ. Согласно варианту осуществления по фиг.2 топливо подается в топливные инжекторы 26 посредством топливной трубки 27, проходящей в аксиальном направлении через первое пространство 21 горения до горелки 22 промежуточного подогрева. За вторым пространством 23 горения трубчатая камера 4 сгорания содержит переходную трубу 28 для направления потока горячего газа в турбину 3. В альтернативном варианте топливная трубка 27 может быть расположена снаружи пространства 21 горения.Next, reference is made to FIG. 2, which is a schematic representation of a tubular combustion chamber that can be applied to the gas turbine of FIG. 1 and that can be provided with the present invention. In particular, FIG. 2 discloses a tubular combustion chamber 4 comprising an outer combustion chamber casing 35 connected to a corresponding inlet 25 of an outer casing 17 defining a plenum chamber 16 into which compressed air is supplied by means of a compressor 2. The tubular combustion chamber 4 has an axis 24 and comprises a first combustion chamber, or a premix combustion chamber 18, and a second combustion chamber, or a reheated combustion chamber 19, arranged in series along the gas stream M. In particular, the first combustion chamber 18 comprises a first burner, or premix burner 20, and a first combustion space 21. The reheat combustion chamber 19 comprises a reheat burner 22 and a second combustion space 23. The reheat burner may comprise a plurality of fuel injectors 26, in particular dual-fuel and air injectors, positioned from edge to edge of the burner to inject fuel into the hot gas flowing through. According to the embodiment of FIG. 2, fuel is supplied to the fuel injectors 26 by means of a fuel tube 27 extending axially through the first combustion space 21 to the reheat burner 22. Behind the second combustion space 23, the tubular combustion chamber 4 comprises a transfer pipe 28 for directing the flow of hot gas into the turbine 3. Alternatively, the fuel tube 27 may be located outside the combustion space 21.

Пространства 21, 23 горения ограничены жаровой трубой 29, содержащей внутренний трубчатый элемент 30, или горячую оболочку, имеющий (-ую) внутреннюю поверхность, находящуюся в непосредственном контакте с потоком горячего газа и нагреваемую им, и наружный трубчатый элемент 31, или холодную оболочку, закрывающий (-ую), по меньшей мере частично, горячую оболочку. Между горячей 30 и холодной 31 оболочками имеется зазор 32 для охлаждающего воздуха. Согласно раскрытому варианту осуществления по фиг.2 охлаждающий воздух представляет собой часть сжатого воздуха, который из камеры повышенного давления проходит через охладительные отверстия 33, образованные в расположенной ниже по потоку части холодной оболочки 31. Термин «ниже по потоку» применительно к жаровой трубе относится к частям рядом с турбиной, в то время как термин «выше по потоку» относится к части рядом с горелкой 20 предварительного смешивания. Как раскрыто, расположенный выше по потоку конец 34 холодной оболочки 31 соединен с промежуточной частью горячей оболочки 30, обращенной к наружному корпусу 35 камеры сгорания. Тип соединения между расположенным выше по потоку концом 34 холодной оболочки 31 и горячей оболочкой 30 в дальнейшем будет описан подробно. Между наружным корпусом 30 камеры сгорания и жаровой трубой имеется зазор 36 для обеспечения возможности прохождения сжатого воздуха до горелки 20 предварительного смешивания из камеры 16 повышенного давления. Подобный зазор 36 ограничен ниже потоку холодной оболочкой 31 и наружным корпусом 35 камеры сгорания и выше по потоку горячей оболочкой 30 и наружным корпусом 35 камеры сгорания.The combustion spaces 21, 23 are delimited by a flame tube 29 containing an inner tubular element 30, or a hot shell, having an inner surface in direct contact with and heated by a stream of hot gas, and an outer tubular element 31, or a cold shell, covering (th), at least partially, the hot shell. Between hot 30 and cold 31 shells there is a gap 32 for cooling air. According to the disclosed embodiment of FIG. 2, the cooling air is a portion of the compressed air that flows from the plenum through cooling holes 33 formed in the downstream portion of the cold shell 31. The term "downstream" in relation to a flame tube refers to parts near the turbine, while the term "upstream" refers to the part near the premix burner 20. As disclosed, the upstream end 34 of the cold jacket 31 is connected to an intermediate portion of the hot jacket 30 facing the outer casing 35 of the combustion chamber. The type of connection between the upstream end 34 of the cold casing 31 and the hot casing 30 will hereinafter be described in detail. There is a gap 36 between the outer casing 30 of the combustion chamber and the flame tube to allow compressed air to pass to the premix burner 20 from the plenum chamber 16. Such a gap 36 is limited downstream by the cold shell 31 and the outer casing 35 of the combustion chamber and upstream by the hot shell 30 and the outer casing 35 of the combustion chamber.

Далее рассматривается фиг.3, которая представляет собой увеличенный вид части, обозначенной ссылочной позицией III на фиг.2. В частности, фиг.3 показывает увеличенный вид зазора 36 и расположенного выше по потоку конца 34 холодной оболочки 31, соединенного с промежуточной частью горячей оболочки 30. Стрелка М определяет направление потока горячего газа внутри камеры сгорания.Next, reference is made to Fig. 3, which is an enlarged view of the part indicated by the reference numeral III in Fig. 2. In particular, FIG. 3 shows an enlarged view of the gap. 36 and an upstream end 34 of the cold jacket 31 connected to the intermediate portion of the hot jacket 30. The arrow M defines the direction of flow of the hot gas within the combustion chamber.

Далее рассматривается фиг.4, которая представляет собой увеличенный вид части, обозначенной ссылочной позицией IV на фиг.3. В частности, фиг.4 показывает соединение между расположенным выше по потоку концом 34 холодной оболочки 31 и горячей оболочкой 30. Данное соединение образовано соединением со скользящим контактом, в котором внутренняя поверхность расположенного выше по потоку конца 34 холодной оболочки 31 опирается снаружи на наружную поверхность горячей оболочки 30 без какого-либо ограничения скольжения, по меньшей мере, вдоль аксиального направления, параллельного оси 24 камеры сгорания. Осевое скольжение было показано на фиг.4 ссылочной позицией R. Стрелка С' показывает поток охлаждающего воздуха.Next, reference is made to Fig. 4, which is an enlarged view of the part indicated by the reference numeral IV in Fig. 3. In particular, FIG. 4 shows the connection between the upstream end 34 of the cold casing 31 and the hot casing 30. This connection is formed by a sliding contact connection in which the inner surface of the upstream end 34 of the cold casing 31 rests on the outside against the outer surface of the hot shells 30 without any limitation of sliding, at least along an axial direction parallel to the axis 24 of the combustion chamber. Axial sliding has been shown in FIG. 4 by the reference numeral R. Arrow C 'indicates the flow of cooling air.

В соответствии с изобретением контакт между внутренней поверхностью расположенного выше по потоку конца 34 холодной оболочки 31 и наружной поверхностью горячей оболочки 30 представляет собой непосредственный контакт без размещения между ними какого-либо другого элемента, например, уплотнительного элемента, подобного уплотнению в виде юбки «хула» или поршневому кольцу.In accordance with the invention, the contact between the inner surface of the upstream end 34 of the cold shell 31 and the outer surface of the hot shell 30 is direct contact without any other element being placed therebetween, such as a sealing element like a hula skirt. or the piston ring.

Для охлаждения части горячей оболочки 30, закрытой расположенным выше по потоку концом 34 холодной оболочки 31 и находящейся в контакте с ним, данное соединение с перекрытием и скользящим контактом содержит также определенные элементы для охлаждения, пригодные для обеспечения эффекта охлаждения независимо от перемещений горячей 30 и холодной 31 оболочек друг относительно друга при скольжении.To cool the portion of the hot casing 30 closed by and in contact with the upstream end 34 of the cold casing 31, this overlap and sliding contact also contains certain cooling elements suitable for providing a cooling effect independent of the movements of the hot 30 and cold 31 shells against each other when sliding.

Далее рассматривается фиг.5, которая представляет собой увеличенный вид части, обозначенной ссылочной позицией V на фиг.4. На данной фигуре стрелка R относится к радиальному направлению относительно оси 24 камеры сгорания. Фиг.5 показывает две канавки 10, образованные на наружной поверхности горячей оболочки 30, находящей в контакте с расположенным выше по потоку концом 34 холодной оболочки 31. Кроме того, фиг.5 показывает наличие отверстий 15 для эффузии, соединяющих канавки 10 с пространством горения, ограниченным горячей оболочкой 30. Согласно раскрытому варианту осуществления отверстия 15 для эффузии имеют наклон относительно радиального направления R, в частности, выполнены с наклоном в сторону основного направления М горячего газа.Next, reference is made to Fig. 5, which is an enlarged view of the part indicated by the reference numeral V in Fig. 4. In this figure, the arrow R refers to a radial direction relative to the axis 24 of the combustion chamber. FIG. 5 shows two grooves 10 formed on the outer surface of the hot shell 30 in contact with the upstream end 34 of the cold shell 31. In addition, FIG. 5 shows the existence of effusion holes 15 connecting the grooves 10 to the combustion space, limited by the hot shell 30. According to the disclosed embodiment, the effusion openings 15 are inclined with respect to the radial direction R, in particular made with an inclination towards the main direction M of the hot gas.

Далее рассматриваются фиг.6 и 7, которые представляют собой другие виды части, показанной на фиг.5. В частности, данные фигуры позволяют понять, как воздух может достичь канавок 10 из зазора 36, даже если холодная оболочка 31 опирается на горячую оболочку 30, и как данное охлаждение выполняется независимо от скольжения горячей 30 и холодной 31 оболочек друг относительно друга. Согласно варианту осуществления по фиг.6 канавки 10 представляют собой круговые канавки 10, проходящие вдоль направления по окружности (показанного на фиг.6 стрелкой С) с центром на оси 24 камеры сгорания. Расположенный выше по потоку конец 34 холодной оболочки 31 содержит множество проходящих пазов 37, проходящих вдоль аксиального направления М от края расположенного выше по потоку конца 34 за канавки 10. Согласно данному решению воздух может свободно достигать канавок 10, проходя через пазы 37, и из канавок 10 может доходить до пространства горения, проходя через отверстия 15 для эффузии. В частности, как раскрыто на фиг.7, отверстия 15 для эффузии также имеют наклон относительно аксиального направления М. Следовательно, охлаждение части горячей оболочки 30 обеспечивается за счет проникновения охлаждающего воздуха в канавки 10, когда он проходит через пазы 37, за счет конвективного охлаждения внутри канавок 10 и за счет пленочного охлаждения на внутренней поверхности, обращенной к пространству горения. Охлаждение не зависит от скольжения горячей 30 и холодной 31 оболочек друг относительно друга в аксиальном направлении, поскольку в случае осевого скольжения в любом случае будет обеспечен доступ к канавкам 10 из зазора 36 за счет протяженности пазов 37 в аксиальном направлении. Само собой разумеется, также в случае относительного скольжения в направлении вдоль окружности в любом случае будет обеспечен доступ к канавкам 10 из зазора 36. Канавки 10 предпочтительно представляют собой профрезерованные канавки, и отверстия 15 для эффузии представляют собой отверстия для эффузии, полученные лазерной прошивкой.Next, FIGS. 6 and 7 are discussed, which are other views of the part shown in FIG. 5. In particular, these figures make it possible to understand how air can reach the grooves 10 from the gap 36, even if the cold shell 31 is supported by the hot shell 30, and how this cooling is performed independently of the sliding of the hot 30 and cold 31 shells relative to each other. In the embodiment of FIG. 6, the grooves 10 are circular grooves 10 extending along a circumferential direction (shown in FIG. 6 with an arrow C) centered on the combustion chamber axis 24. The upstream end 34 of the cold casing 31 comprises a plurality of extending grooves 37 extending along the axial direction M from the upstream end 34 beyond the grooves 10. In this solution, air can freely reach the grooves 10, passing through the grooves 37, and from the grooves 10 can reach the combustion space by passing through the effusion openings 15. In particular, as disclosed in FIG. 7, the effusion holes 15 are also inclined with respect to the axial direction M. Therefore, the cooling of a portion of the hot shell 30 is ensured by the penetration of cooling air into the grooves 10 as it passes through the grooves 37, by convective cooling. inside the grooves 10 and due to film cooling on the inner surface facing the combustion space. Cooling does not depend on the sliding of the hot 30 and cold 31 shells relative to each other in the axial direction, since in the case of axial sliding, in any case, access to the grooves 10 from the gap 36 due to the length of the grooves 37 in the axial direction will be provided. Of course, also in the case of relative sliding in the circumferential direction, the grooves 10 will in any case be accessed from the gap 36. The grooves 10 are preferably milled grooves and the effusion holes 15 are laser-cut effusion holes.

Несмотря на то, что изобретение было разъяснено применительно к предпочтительному (-ым) варианту (-ам) его осуществления, как упомянуто выше, следует понимать, что многие другие возможные модификации и варианты могут быть выполнены без отхода от объема настоящего изобретения. Следовательно, предусмотрено, что приложенные пункт или пункты формулы изобретения будут охватывать подобные модификации и варианты, которые находятся в пределах объема изобретения.Although the invention has been explained in relation to the preferred embodiment (s) of its implementation, as mentioned above, it should be understood that many other possible modifications and variations can be made without departing from the scope of the present invention. Therefore, it is intended that the appended claims or claims will cover such modifications and variations that fall within the scope of the invention.

Claims

1. Tubular combustion chamber for a gas turbine (1), wherein the tubular combustion chamber (4) comprises:

- at least one burner (5, 20, 22);

- at least one flame tube (7, 26), defining the combustion space (6, 21, 23), having the axis (24) of the combustion chamber;

the flame tube (7, 26) contains:

- inner tubular element (30) and

- an outer tubular element (31), at least partially overlapping the inner tubular element (30) and located at a distance from the inner tubular element (30) to form a gap (32) for cooling air;

the outer tubular element (31) comprises an upstream end (34) connected to the intermediate portion of the inner tubular element (30);

characterized in that

the connection between the upstream end (34) of the outer tubular (31) and the inner tubular (30) is a direct surface contact (38) in which the inner surface of the upstream end (34) of the outer tubular ( 31), rests on the outer surface of the inner tubular element (30),

wherein the connection (38) with the direct contact of the surfaces is configured to provide the possibility of relative sliding of the outer tubular element (31) relative to the inner tubular element (30), at least along the axial direction (M) parallel to the axis (24) of the combustion chamber, and with the possibility of making a sealed connection with a leakage rate independent of relative slip,

moreover, the connection (38) with direct contact of the surfaces contains at least one channel for cooling air, made with the possibility of connecting the space (6, 21, 23) of the combustion with the chamber (36) of increased pressure located outside the flame tube (7, 26 ), while the channel for the cooling air is configured to be open regardless of the axial relative sliding of the outer tubular element (31) relative to the inner tubular element (30),

wherein the cooling air channel comprises a plurality of grooves (37) extending in the axial direction and formed at the upstream end (34) of the outer tubular element (31), and at least one channel (10, 15) formed in part of the inner tubular element (30) corresponding to the groove (37).

2. A tubular combustion chamber according to claim 1, wherein the axially extending grooves (37) start from an end edge of the upstream end (34) of the outer tubular member (31).

3. Tubular combustion chamber according to claim 1 or 2, in which the connection (38) with the direct contact of the surfaces allows the outer tubular element (31) to relatively slide relative to the inner tubular element (30) also along the direction (C) in a circle centered on the axis (24) of the combustion chamber.

4. Tubular combustion chamber according to claim 3, wherein each channel (10, 15) formed in the inner tubular member (30) comprises a circular groove (10) formed on the outer surface of the inner tubular member (30) and a plurality of holes (15) for effusion connecting the circular groove (10) with the combustion space (6, 21, 23).

5. Tubular combustion chamber according to claim 4, wherein the circular groove (10) extends along the entire inner tube (30).

6. Tubular combustion chamber according to claim 4 or 5, in which the circular groove (10) is formed by milling.

7. Tubular combustion chamber according to one of the preceding claims 4-6, in which the effusion openings (15) are inclined relative to the radial direction (R) centered on the axis (24) of the combustion chamber.

8. Tubular combustion chamber according to claim 7, wherein the effusion openings (15) are inclined towards the main direction (M) of the hot gas.

9. Tubular combustion chamber according to any one of the preceding claims 4 to 8, in which the effusion holes (15) are formed by laser piercing.

10. Tubular combustion chamber according to any of the preceding claims, wherein the tubular combustion chamber comprises in series a first burner (20), a first combustion space (21), a second burner (22), a second combustion space (23) and a transition pipe (28) wherein the outer tubular member (31) extends from the downstream end of the transfer tube (28) up to the intermediate location between the first (20) and the second (22) burners.

11. Tubular combustion chamber according to claim 10, wherein the tubular combustion chamber comprises an outer casing (35) of the combustion chamber configured to be connected to the inlet (25) of the gas turbine, wherein the flame tube (26) and the outer casing (35) combustion chambers are spaced apart to form a gap (36).

12. Tubular combustion chamber according to claim 10 or 11, wherein the tubular combustion chamber comprises a fuel tube (27) extending inside the first combustion space (21) along the axis (24) of the combustion chamber for supplying fuel to the second burner (22).

13. Gas turbine for a power plant, while the gas turbine (1) has an axis (9) and contains in the direction of the gas flow:

- compressor part (2) for compressing ambient air;

- part (4) with a combustion chamber (s) for mixing and burning compressed with at least one fuel;

- at least a turbine part (3) for expanding the hot gas flow leaving the combustion chambers (4) and performing work on the rotor (8);

wherein the part (4) with the combustion chamber (s) comprises at least one tubular combustion chamber according to any of the preceding claims.