RU2787833C2

RU2787833C2 - Assembly for gas-turbine engine

Info

Publication number: RU2787833C2
Application number: RU2021103852A
Authority: RU
Inventors: Жюльен Мишель ТАМИЗЬЕ; Кристоф Бернар ТЕКСЬЕ; Дамьен БОННО; Дамьен БОННФУА; Франсуа Ксавье ШАПЕЛЬ
Original assignee: Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date: 2018-07-19
Filing date: 2019-07-18
Publication date: 2023-01-12

Abstract

FIELD: engine building.

SUBSTANCE: invention relates to an assembly for a gas-turbine engine, containing combustion chamber (1) having at its output end radially passing output flange (6), guiding device (2) located at an output from combustion chamber (1) and containing shelf (11, 12), from which at least one blade (13) passes in a radial direction, while shelf (11, 12) contains an input side located radially and limiting, together with oppositely located output flange (6), space (15) communicating with combustion chamber (1) at its radially inner end and closed at its radially outer end with sealing means (17, 18) fixed to guiding device (2). According to the invention, output flange (6) of combustion chamber (1) contains at least one rectilinear cooling hole (27a, 27b, 27c, 27d) passing through specified flange (6) and exiting to space (15) opposite to shelf (11, 12) of guiding device (2).

EFFECT: obtainment of an assembly for a gas-turbine engine.

9 cl, 4 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеThe field of technology to which the invention belongs

Данное изобретение относится к узлу для газотурбинного двигателя, например, такого как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель.The present invention relates to a gas turbine engine assembly such as, for example, an aircraft turbojet or turboprop.

Уровень техникиState of the art

Такой узел известен из документа FR 3 004 518, поданного на имя заявителя, и показан на фиг. 1 и 2. Он содержит кольцевую камеру 1 сгорания, расположенную на выходе из компрессора и диффузора (не показаны) и на входе во входной направляющий аппарат 2 турбины высокого давления.Such an assembly is known from document FR 3 004 518 filed in the applicant's name and is shown in FIG. 1 and 2. It contains an annular combustion chamber 1 located at the outlet of the compressor and diffuser (not shown) and at the inlet to the inlet guide vane 2 of the high pressure turbine.

Камера 1 сгорания содержит внутреннюю и наружную стенки в виде тела вращения, называемые также соответственно внутренней обечайкой 3 и наружной обечайкой 4, которые расположены одна внутри другой и соединены на входе с кольцевой стенкой (не показана) дна камеры.The combustion chamber 1 contains inner and outer walls in the form of a body of revolution, also called inner shell 3 and outer shell 4, respectively, which are located one inside the other and are connected at the inlet to the annular wall (not shown) of the bottom of the chamber.

Чтобы ограничить деформацию внутренней 3 и наружной 4 обечаек, их выходной конец оснащают внутренним и наружным фланцами 6. Каждый фланец 6 является кольцевым и имеет сечение в виде U или в виде шпильки. Каждый фланец 6 проходит радиально внутрь или наружу и содержит радиальную часть 7а, соединенную с внутренней обечайкой 3 или с наружной обечайкой 4 камеры 1 сгорания. Свободный конец 6а каждого фланца 6 предназначен также для взаимодействия с внутренним корпусом 8 или с наружным корпусом 9 камеры 1. Цилиндрическая часть 7b проходит в сторону выхода от радиальной части 7а фланца 6.To limit the deformation of the inner 3 and outer 4 shells, their outlet end is equipped with inner and outer flanges 6. Each flange 6 is annular and has a section in the form of a U or in the form of a pin. Each flange 6 extends radially inward or outward and contains a radial part 7a connected to the inner shell 3 or outer shell 4 of the combustion chamber 1. The free end 6a of each flange 6 is also designed to interact with the inner body 8 or with the outer body 9 of the chamber 1. The cylindrical part 7b extends towards the exit from the radial part 7a of the flange 6.

Направляющий аппарат 2 закреплен на выходе камеры 1 при помощи соответствующих средств и содержит внутреннюю 11 и наружную 12 полки, соединенные между собой по существу радиальными лопатками 13. Наружная полка 12 направляющего аппарата 2 совмещена в осевом направлении с выходной торцевой частью наружной обечайки 4 камеры 1, а его внутренняя полка 11 совмещена в осевом направлении с выходной торцевой частью внутренней обечайки 3 камеры 1. Входной конец каждой полки 11, 12 направляющего аппарата 2 содержит радиальный бортик 14, который имеет меньший размер, чем радиальная часть 7а соответствующего фланца 6 камеры 1 сгорания.The guide vane 2 is fixed at the outlet of the chamber 1 by means of appropriate means and contains the inner 11 and outer 12 shelves connected to each other by essentially radial blades 13. The outer shelf 12 of the guide vane 2 is aligned in the axial direction with the outlet end part of the outer shell 4 of the chamber 1, and its inner shelf 11 is aligned in the axial direction with the outlet end part of the inner shell 3 of the chamber 1. The input end of each shelf 11, 12 of the guide vane 2 contains a radial ledge 14, which is smaller than the radial part 7a of the corresponding flange 6 of the combustion chamber 1.

Узел направляющего аппарата 2, как правило, установлен за камерой сгорания и включает в себя несколько направляющих аппаратов, полки которых являются секторами кольца, при этом полки направляющих аппаратов установлены в окружном направлении встык, чтобы образовать за камерой сгорания канал прохождения текучих сред. The guide vane assembly 2 is generally installed downstream of the combustion chamber and includes several guide vanes, the legs of which are sectors of the ring, the guide vane legs being circumferentially butted to form a fluid passageway behind the combustion chamber.

Радиальные части 7а и бортики 14 ограничивают для каждой обечайки 3, 4 внутреннее кольцевое пространство 15, которое сообщается на одном конце с камерой 1 сгорания и которое закрыто на своем другом конце уплотнительными средствами 16.The radial parts 7a and the sides 14 define for each shell 3, 4 the inner annular space 15, which communicates at one end with the combustion chamber 1 and which is closed at its other end by sealing means 16.

Как более наглядно показано на фиг. 2, эти уплотнительные средства 16 включают в себя уплотнительные прокладки 17, расположенные в радиальном и окружном направлениях вдоль каждого сектора направляющего аппарата 2. Каждая прокладка 17 выполнена с возможностью плотно опираться на радиальную сторону соответствующего бортика 14 направляющего аппарата 2 и на свободный конец осевой части 7b соответствующего фланца 6 камеры 1 сгорания. Прокладки 17 удерживаются в положении опоры на указанные части 7b, 14 при помощи упругих возвратных средств.As shown more clearly in FIG. 2, these sealing means 16 include sealing gaskets 17 located in the radial and circumferential directions along each sector of the guide vane 2. Each gasket 17 is adapted to bear tightly against the radial side of the corresponding flange 14 of the guide vane 2 and on the free end of the axial part 7b corresponding flange 6 of the combustion chamber 1. The spacers 17 are held in a position of support on said parts 7b, 14 by elastic return means.

Эти упругие средства являются, например, геликоидальными пружинами 18 конической формы, установленными вокруг винтов 19, завинченных в лапки 20, проходящие радиально от соответствующей полки 11, 12 направляющего аппарата 2. Выходные части 21 внутренней и наружной обечаек 3, 4 могут содержать множество отверстий 22. Во время работы газотурбинного двигателя в пространствах 24 и 25, ограниченных соответственно наружным корпусом 9 и наружной обечайкой 4, с одной стороны, и внутренним корпусом 8 и внутренней обечайкой 3, с другой стороны, протекает перепускной воздух 23. Этот перепускной воздух 23 проходит через множество отверстий 22, ограничивая нагрев выходных частей 21 внутренней и наружной обечаек 3, 4.These resilient means are, for example, helicoidal springs 18 of a conical shape, mounted around screws 19 screwed into tabs 20 extending radially from the corresponding shelf 11, 12 of the guide vane 2. The output parts 21 of the inner and outer shells 3, 4 may contain a plurality of holes 22 During operation of the gas turbine engine, bypass air 23 flows in spaces 24 and 25, respectively, bounded by outer casing 9 and outer shell 4, on the one hand, and inner casing 8 and inner shell 3, on the other hand. many holes 22, limiting the heating of the output parts 21 of the inner and outer shells 3, 4.

Входной конец каждой полки 11, 12 направляющего аппарата 2 обычно образует уступ 26 или ступеньку, которая позволяет избегать образования точки остановки горячего потока, выходящего из камеры 1 сгорания. Однако такой уступ способствует локальной обратной циркуляции потока горячего газа, что может привести к преждевременному износу соответствующей полки 11, 12 направляющего аппарата 2.The inlet end of each shelf 11, 12 of the guide vane 2 usually forms a ledge 26 or step, which avoids the formation of a stopping point of the hot flow exiting the combustion chamber 1. However, such a ledge contributes to the local reverse circulation of the hot gas flow, which can lead to premature wear of the corresponding shelf 11, 12 of the guide vane 2.

Другой узел этого типа известен также из документа FR 2 887 588.Another assembly of this type is also known from FR 2 887 588.

Задача изобретения состоит в разработке простого, эффективного и экономичного решения этой проблемы.The object of the invention is to provide a simple, effective and economical solution to this problem.

Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention

Объектом изобретения прежде всего является узел для газотурбинного двигателя, содержащий:The object of the invention is primarily a unit for a gas turbine engine, containing:

- камеру сгорания, имеющую на своем выходном конце проходящий радиально выходной фланец,- a combustion chamber having at its outlet end a radially extending outlet flange,

- направляющий аппарат, расположенный на выходе из камеры сгорания и содержащий полку, от которой в радиальном направлении отходит по меньшей мере одна лопатка, при этом полка содержит входной бортик, расположенный радиально и ограничивающий вместе с расположенным напротив фланцем пространство, сообщающееся с камерой сгорания на своем радиально внутреннем конце и закрытое на своем радиально наружном конце уплотнительными средствами, закрепленными на направляющем аппарате,- a guide vane located at the outlet of the combustion chamber and containing a shelf from which at least one blade extends in the radial direction, while the shelf contains an inlet flange located radially and limiting, together with the opposite flange, a space communicating with the combustion chamber on its at its radially inner end and closed at its radially outer end by sealing means attached to the guide vane,

согласно изобретению, выходной фланец камеры сгорания содержит по меньшей мере одно прямолинейное охлаждающее отверстие, проходящее через указанный фланец и выходящее в пространство напротив полки направляющего аппарата.According to the invention, the outlet flange of the combustion chamber comprises at least one rectilinear cooling hole passing through said flange and opening into the space opposite the guide vane shelf.

Воздух, обтекающий камеру сгорания, может проходить через указанное отверстие и обдувать полку направляющего аппарата, чтобы производить ее эффективное охлаждение и избегать ее разрушения по причине обратной циркуляции горячего газа на выходе из камеры сгорания. Охлаждающий воздух, проходящий через указанное отверстие, выходит в кольцевое пространство, что позволяет увеличить размеры охлаждаемой зоны полки направляющего аппарата. После охлаждения полки воздух, находящийся в указанном кольцевом пространстве, направляется радиально внутрь, после чего выходит на выходной конец камеры сгорания и образует пленки, охлаждающие полки направляющих аппаратов.The air flowing around the combustion chamber can pass through said opening and blow over the guide vane shelf in order to effectively cool it and avoid its destruction due to the reverse circulation of hot gas at the outlet of the combustion chamber. Cooling air passing through said hole exits into the annular space, which allows to increase the dimensions of the cooled zone of the guide vane shelf. After the shelf is cooled, the air in the said annular space is directed radially inward, after which it exits to the outlet end of the combustion chamber and forms films that cool the shelves of the guide vanes.

Термины «радиальный» и «осевой» определены относительно оси газотурбинного двигателя. Термины «входной» и «выходной» определены относительно направления прохождения потока газа внутри газотурбинного двигателя.The terms "radial" and "axial" are defined with respect to the axis of the gas turbine engine. The terms "inlet" and "outlet" are defined with respect to the direction of the gas flow inside the gas turbine engine.

Уплотнительные средства могут включать в себя по меньшей мере одну прокладку, расположенную в радиальном и окружном направлениях и опирающуюся в осевом направлении на выходной фланец камеры сгорания и на входной бортик направляющего аппарата.The sealing means may include at least one gasket located in the radial and circumferential directions and supported in the axial direction on the outlet flange of the combustion chamber and on the inlet side of the guide vane.

Прокладка может быть подпружинена при помощи упругих возвратных средств для опоры на соответствующий фланец камеры сгорания и на соответствующую полку направляющего аппарата.The gasket can be spring-loaded by means of resilient return means to bear on the corresponding flange of the combustion chamber and on the corresponding shelf of the guide vane.

Упругие возвратные средства могут включать в себя по меньшей мере одну пружину сжатия, например, цилиндрическую или коническую геликоидальную пружину.The resilient return means may include at least one compression spring, such as a cylindrical or conical helicoidal spring.

Радиальная часть выходного фланца камеры сгорания может содержать по меньшей мере два охлаждающих отверстия, проходящих через выходной фланец и выходящих в пространство, при этом два из указанных отверстий проходят в двух направлениях, образующих между собой угол.The radial part of the outlet flange of the combustion chamber may contain at least two cooling holes passing through the outlet flange and exiting into space, while two of these holes pass in two directions, forming an angle between them.

Узел может содержать по меньшей мере одно отверстие, наклоненное в первом окружном направлении, и по меньшей мере одно отверстие, наклоненное во втором окружном направлении, противоположном к первому окружному направлению.The assembly may include at least one opening inclined in a first circumferential direction and at least one opening inclined in a second circumferential direction opposite to the first circumferential direction.

Таким образом, каждое из указанных отверстий наклонено относительно радиальной плоскости. Угол наклона относительно радиальной плоскости составляет, например, от 15 до 75°, например, около 45°.Thus, each of said holes is inclined with respect to the radial plane. The angle of inclination with respect to the radial plane is, for example, from 15° to 75°, for example about 45°.

Указанный узел может содержать по меньшей мере одно отверстие, ориентированное в осевом направлении.The specified node may contain at least one hole oriented in the axial direction.

Таким образом, указанное отверстие не наклонено в окружном направлении, а ориентировано параллельно оси газотурбинного двигателя.Thus, said opening is not inclined in the circumferential direction, but is oriented parallel to the axis of the gas turbine engine.

Узел может содержать по меньшей мере первое отверстие, ориентированное в осевом направлении, и по меньшей мере второе и третье отверстия, расположенные в окружном направлении с двух сторон от первого отверстия, при этом второе и третье отверстия наклонены в двух противоположных окружных направлениях.The assembly may include at least a first hole oriented in the axial direction, and at least second and third holes located in the circumferential direction on both sides of the first hole, while the second and third holes are inclined in two opposite circumferential directions.

Узел может содержать по меньшей мере четвертое отверстие и по меньшей мере пятое отверстие, расположенные соответственно в окружном направлении с двух сторон от второго и третьего отверстий противоположно к первому отверстию, при этом четвертое и пятое отверстия ориентированы в осевом направлении.The assembly may contain at least a fourth hole and at least a fifth hole located respectively in the circumferential direction on both sides of the second and third holes opposite to the first hole, while the fourth and fifth holes are oriented in the axial direction.

Отверстия могут иметь разные окружные наклоны. Это позволяет обеспечивать более равномерное охлаждение полок направляющего аппарата при помощи воздушной пленки по сравнению с отверстиями, которые наклонены в одном направлении.The holes may have different circumferential slopes. This makes it possible to provide more uniform cooling of the guide vane shelves with the help of an air film compared to holes that are inclined in one direction.

Узел может содержать по меньшей мере два отверстия, смещенные относительно друг друга в радиальном и окружном направлениях.The node may contain at least two holes offset relative to each other in the radial and circumferential directions.

Края отверстий, выходящих в пространство, могут быть смещены относительно друг друга на расстояние, составляющее от 0,1 до 6 мм.The edges of the holes facing the space can be offset relative to each other by a distance of 0.1 to 6 mm.

Отверстия могут быть цилиндрическими. Отверстия могут иметь диаметр, составляющий от 0,1 мм до 6 мм, например, около 1 мм.The holes may be cylindrical. The holes may have a diameter ranging from 0.1 mm to 6 mm, for example about 1 mm.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, например, такой как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащий вышеупомянутый узел.The subject of the invention is also a gas turbine engine, such as, for example, an aircraft turbojet engine or a turboprop engine, comprising the aforementioned assembly.

Изобретение, его другие особенности, отличительные признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничивающего примера со ссылками на прилагаемые чертежи.The invention, its other features, features and advantages will be more apparent from the following description, presented as a non-limiting example with reference to the accompanying drawings.

Краткое описание чертежейBrief description of the drawings

На фиг. 1 схематично показана часть известного узла, вид в осевом разрезе;In FIG. 1 schematically shows part of a known assembly, axial sectional view;

на фиг. 2 показан детальный вид фиг. 1;in fig. 2 shows a detailed view of FIG. 1;

на фиг. 3 показан вид, соответствующий фиг. 2 и иллюстрирующий вариант осуществления изобретения;in fig. 3 is a view corresponding to FIG. 2 and illustrating an embodiment of the invention;

на фиг. 4 показана часть наружной обечайки камеры сгорания, принадлежащей узлу, показанному на фиг. 3, вид в перспективе.in fig. 4 shows part of the outer shell of the combustion chamber belonging to the assembly shown in FIG. 3 is a perspective view.

Осуществление изобретенияImplementation of the invention

На фиг. 3 и 4 показан узел для газотурбинного двигателя согласно варианту осуществления изобретения. Как было указано выше, указанный узел содержит кольцевую камеру 1 сгорания газотурбинного двигателя, такого как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, расположенную за компрессором и диффузором (не показаны) и перед входным направляющим аппаратом 2 турбины высокого давления.In FIG. 3 and 4 show a turbine engine assembly according to an embodiment of the invention. As mentioned above, said assembly comprises an annular combustion chamber 1 of a gas turbine engine, such as an aircraft turbojet or turboprop, located downstream of a compressor and diffuser (not shown) and upstream of the inlet guide vane 2 of the high pressure turbine.

Камера 1 сгорания содержит внутреннюю и наружную обечайки 3, 4, соединенные на входе с кольцевой стенкой дна камеры.The combustion chamber 1 contains inner and outer shells 3, 4 connected at the inlet to the annular wall of the chamber bottom.

Выходные концы обечаек 3, 4 содержат внутренний и наружный фланцы 6. Каждый фланец 6 является кольцевым и имеет сечение в виде U или в виде шпильки. Каждый фланец 6 проходит радиально внутрь или наружу и содержит радиальную часть 7а, соединенную с внутренней обечайкой 3 или наружной обечайкой 4 камеры 1 сгорания. Свободный конец 6а каждого фланца 6 предназначен также для взаимодействия с внутренним корпусом 8 или наружным корпусом 9 камеры 1. Цилиндрическая часть 7b проходит в сторону выхода от радиальной части 7а фланца 6.The outlet ends of the shells 3, 4 contain inner and outer flanges 6. Each flange 6 is an annular and has a section in the form of a U or in the form of a pin. Each flange 6 extends radially inward or outward and contains a radial part 7a connected to the inner shell 3 or the outer shell 4 of the combustion chamber 1. The free end 6a of each flange 6 is also designed to interact with the inner body 8 or the outer body 9 of the chamber 1. The cylindrical part 7b extends towards the exit from the radial part 7a of the flange 6.

Направляющий аппарат 2 закреплен на выходе камеры 1 при помощи соответствующих средств и содержит внутреннюю 11 и наружную 12 полки, соединенные между собой по существу радиальными лопатками 13. Наружная полка 12 направляющего аппарата 2 совмещена в осевом направлении с выходной торцевой частью наружной обечайки 4 камеры 1 сгорания, а его внутренняя полка 11 совмещена в осевом направлении с выходной торцевой частью внутренней обечайки 3 камеры 1 сгорания. Входной конец каждой полки 11, 12 направляющего аппарата 2 содержит радиальный бортик 14, который имеет меньший размер, чем радиальная часть 7а соответствующего фланца 6 камеры 1 сгорания.The guide vane 2 is fixed at the outlet of the chamber 1 by means of appropriate means and contains the inner 11 and outer 12 shelves connected to each other by essentially radial blades 13. The outer shelf 12 of the guide vane 2 is aligned in the axial direction with the outlet end part of the outer shell 4 of the combustion chamber 1 , and its inner shelf 11 is aligned in the axial direction with the outlet end part of the inner shell 3 of the combustion chamber 1. The inlet end of each shelf 11, 12 of the guide vane 2 contains a radial flange 14, which is smaller than the radial part 7a of the corresponding flange 6 of the combustion chamber 1.

Входной конец каждой полки 11, 12 направляющего аппарата 2 обычно образует уступ 26 или спускающуюся вниз ступеньку, которая позволяет избегать образования точки остановки горячего потока, выходящего из камеры 1 сгорания. В не показанном варианте может быть выполнена поднимающаяся вверх ступенька. Узел направляющего аппарата 2 установлен за камерой сгорания и включает в себя несколько направляющих аппаратов, полки которых представляют собой секторы кольца, при этом полки направляющих аппаратов установлены в окружном направлении встык, чтобы образовать канал прохождения текучих сред на выходе из камеры сгорания.The inlet end of each shelf 11, 12 of the guide vane 2 usually forms a ledge 26 or a downward step, which avoids the formation of a stopping point of the hot flow exiting the combustion chamber 1. In a variant not shown, an upward step may be provided. The guide vane assembly 2 is installed behind the combustion chamber and includes several guide vanes, the legs of which are sectors of the ring, while the shelves of the guide vanes are installed end-to-end in the circumferential direction to form a passage for fluids at the outlet of the combustion chamber.

Радиальные части 7а и бортики 14 ограничивают для каждой обечайки 3, 4 внутреннее кольцевое пространство 15, которое сообщается на одном конце с камерой 1 и которое закрыто на своем другом конце уплотнительными средствами 16.Radial parts 7a and flanges 14 define for each shell 3, 4 the inner annular space 15, which communicates at one end with the chamber 1 and which is closed at its other end by sealing means 16.

Эти уплотнительные средства 16 включают в себя уплотнительные прокладки 17, расположенные в радиальном и окружном направлениях вдоль каждого сектора направляющего аппарата 2. Каждая прокладка 17 выполнена с возможностью плотно опираться на радиальную сторону соответствующего бортика 14 направляющего аппарата 2 и на свободный конец осевой части 7b соответствующего фланца 6 камеры 1 сгорания. Прокладки 17 удерживаются в положении опоры на указанные части 7b, 14 при помощи упругих возвратных средств.These sealing means 16 include sealing gaskets 17 located in the radial and circumferential directions along each sector of the guide vane 2. Each gasket 17 is configured to bear tightly on the radial side of the corresponding flange 14 of the guide vane 2 and on the free end of the axial part 7b of the corresponding flange 6 chambers 1 combustion. The spacers 17 are held in a position of support on said parts 7b, 14 by elastic return means.

Эти упругие средства являются, например, геликоидальными пружинами 18 конической формы, установленными вокруг винтов 19, завинченных в лапки 20, проходящие радиально от соответствующей полки 11, 12 направляющего аппарата 2. Выходные части 21 внутренней и наружной обечаек 3, 4 могут содержать множество отверстий 22.These resilient means are, for example, helicoidal springs 18 of a conical shape, mounted around screws 19 screwed into tabs 20 extending radially from the corresponding shelf 11, 12 of the guide vane 2. The output parts 21 of the inner and outer shells 3, 4 may contain a plurality of holes 22 .

Радиальная часть 7а фланца содержит зоны, расположенные напротив направляющего аппарата 2 и имеющие отверстия 27а, 27b, 27c, 27d.The radial portion 7a of the flange comprises zones opposite the guide vane 2 and having openings 27a, 27b, 27c, 27d.

В частности, каждая зона содержит срединное в окружном направлении отверстие 27а, ориентированное в осевом направлении, отверстия 27b и 27с, расположенные в окружном направлении с двух сторон от срединного отверстия 27а, и отверстия 27d, находящиеся на окружных концах каждой зоны, при этом указанные отверстия 27d ориентированы в осевом направлении.In particular, each zone comprises a circumferentially median hole 27a oriented in the axial direction, holes 27b and 27c located in the circumferential direction on both sides of the middle hole 27a, and holes 27d located at the circumferential ends of each zone, while these holes 27d are oriented in the axial direction.

Отверстия 27b и 27с наклонены в двух противоположных окружных направлениях и образуют угол, составляющий от 15 до 75° с осевой плоскостью, например, угол порядка ±45°. Положительный или отрицательный знак угла зависит от наклона отверстий.Holes 27b and 27c are inclined in two opposite circumferential directions and form an angle of 15° to 75° with the axial plane, for example an angle of the order of ±45°. The positive or negative sign of the angle depends on the inclination of the holes.

Отверстия 27а-27d являются цилиндрическими и открыты на входе в пространства 24 и 25 и на выходе в кольцевое пространство 15. Каждое отверстие имеет диаметр, составляющий от 0,1 мм до 6 мм, например, около 1 мм.The holes 27a-27d are cylindrical and open at the entrance to spaces 24 and 25 and at the exit to the annulus 15. Each hole has a diameter between 0.1 mm and 6 mm, for example about 1 mm.

Каждая зона может содержать единственное центральное отверстие 27а, десять отверстий 27b, десять отверстий 27с и две пары из трех или четырех отверстий 27d, как показано на фиг. 4.Each zone may contain a single central hole 27a, ten holes 27b, ten holes 27c, and two pairs of three or four holes 27d, as shown in FIG. four.

Выходные концы отверстий 27а-27d, открытые в кольцевое пространство 15, могут отстоять друг от друга в радиальном направлении и/или в окружном направлении на расстояние, составляющее от 0,1 до 6 мм.The outlet ends of the holes 27a-27d open into the annulus 15 may be spaced from each other in the radial direction and/or in the circumferential direction by a distance of 0.1 to 6 mm.

В данном случае отверстия 27b, 27с и 27d расположены в два ряда, смещенные относительно друг друга в радиальном направлении, и чередуются друг с другом. Отверстие 27а смещено в радиальном направлении противоположно к газовому проточному тракту относительно отверстий 27b, 27с и 27d.In this case, the holes 27b, 27c and 27d are arranged in two rows offset from each other in the radial direction and alternate with each other. The opening 27a is radially offset opposite to the gas flow path relative to the openings 27b, 27c and 27d.

Во время работы газотурбинного двигателя в пространствах 24 и 25, ограниченных соответственно наружным корпусом 9 и наружной обечайкой 4, с одной стороны, и внутренним корпусом 8 и внутренней обечайкой 3, с другой стороны, протекает перепускной воздух 23. Этот перепускной воздух 23 проходит через множество отверстий 22, ограничивая нагрев выходных частей 21 внутренней и наружной обечаек 3, 4, и проходит через отверстия 27а-27d, охлаждая соответствующие полки 11, 12 направляющего аппарата 2.During operation of the gas turbine engine, in spaces 24 and 25, bounded respectively by the outer casing 9 and the outer shell 4 on the one hand, and the inner casing 8 and the inner shell 3, on the other hand, bypass air 23 flows. This bypass air 23 passes through the set holes 22, limiting the heating of the output parts 21 of the inner and outer shells 3, 4, and passes through the holes 27a-27d, cooling the corresponding shelves 11, 12 of the guide vane 2.

Claims

1. A node for a gas turbine engine, containing:

- a combustion chamber (1) having at its outlet end an outlet flange (6) extending radially,

- a guide vane (2) located at the outlet of the combustion chamber (1) and containing a shelf (11, 12), from which at least one blade (13) extends in the radial direction, while the shelf (11, 12) contains an inlet a ledge extending radially and limiting, together with the opposite outlet flange (6), a space (15) communicating with the combustion chamber (1) at its radially inner end and closed at its radially outer end by sealing means (17, 18) fixed on the guide device (2), while the outlet flange (6) of the combustion chamber (1) contains at least one straight cooling hole (27a, 27b, 27c, 27d) passing through the specified flange (6) and exiting into the space (15) opposite shelves (11, 12) of the guide vane (2), characterized in that the radial part (7a) of the outlet flange (6) of the combustion chamber (1) contains at least two cooling holes (27a, 27b, 27c, 27d) passing through outlet flange (6) and outlet leading into the space (15), while two of these holes (27a, 27b, 27c, 27d) extend in two directions, forming an angle between them.

2. The assembly according to claim 1, characterized in that the sealing means comprise at least one gasket (17) located in the radial and circumferential directions and resting in the axial direction on the outlet flange (6) of the combustion chamber (1) and on the inlet guide vane edge (2).

3. The node according to claim 1 or 2, characterized in that it contains at least one hole (27b), inclined in the first direction along the circumference, and at least one hole (27c), inclined in the second direction along the circumference opposite to first direction around the circumference.

4. Assembly according to claim 1 or 2, characterized in that it contains at least one hole (27a, 27d) oriented in the axial direction.

5. Assembly according to claim 3, characterized in that it contains at least one hole (27a, 27d) oriented in the axial direction.

6. The node according to p. 5, characterized in that it contains at least one first hole (27a), oriented in the axial direction, and at least one second and one third holes (27b, 27c), located in the circumferential direction with two sides from the first hole (27a), while the second and third holes (27b, 27c) are inclined in two opposite directions around the circumference.

7. The node according to claim 6, characterized in that it contains at least one fourth hole (27d) and at least one fifth hole (27d), located respectively in the circumferential direction on both sides of the second and third holes (27b, 27c) opposite to the first hole (27a), with the fourth and fifth holes (27d) oriented in the axial direction.

8. Node according to one of paragraphs. 1-7, characterized in that it contains at least two holes (27a, 27b, 27c, 27d) offset relative to each other in the radial and circumferential directions.

9. Node according to one of paragraphs. 1-8, characterized in that the edges of the holes (27a, 27b, 27c, 27d) facing the space (15) are offset relative to each other by a distance of 0.1 to 6 mm.