С устройствами внутри жаровой трубы или камеры сгорания, влияющими на воздушный или газовый поток (F23R3/16)
F23 Способы и устройства для сжигания топлива(12992)
F23R Получение продуктов сгорания высокого давления или высокой скорости, например камеры сгорания газовых турбин (химические реакции при производстве газа C06D5; газотурбинные двигательные установки, характеризующиеся устройством камеры сгорания в установке F02C3/14; устройство дожигательных камер в реактивных двигательных установках F02K3/10; камеры сгорания ракетных двигательных установок F02K9; использование таких продуктов по определенному назначению, см. соответствующие подклассы)
(775)
F23R3/16 С устройствами внутри жаровой трубы или камеры сгорания, влияющими на воздушный или газовый поток(84)
Камера сгорания газовой турбины // 2757313
Изобретение относится к газотурбостроению. Камера сгорания газовой турбины включает в себя гильзу сгорания, которая образует полость камеры сгорания для выработки газа сгорания, кожух сгорания, размещенный с внешней окружной стороны гильзы сгорания, и горелку для подачи воздуха, проходящего между гильзой сгорания и кожухом сгорания, и топлива, подаваемого из системы подачи топлива, в полость камеры сгорания, причем камера сгорания газовой турбины содержит: лопатку, размещенную с внешней окружной стороны гильзы сгорания; множество кронштейнов, размещенных с внутренней стороны кожуха сгорания и предназначенных для крепления лопатки; и отверстие для демпфирования динамики давления, сформированное в гильзе сгорания в положении, соответствующем лопатке, для сообщения с полостью камеры сгорания.
Настоящее изобретение относится к горелке промежуточного подогрева для газовой турбины для электростанций. В частности, настоящее изобретение относится к форме заднего края топливного инжектора горелки промежуточного подогрева для газовой турбины.
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к силовым установкам летательных аппаратов, и может найти применение при разработке прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Изобретение позволяет повысить эффективность процесса горения жидкого углеводородного топлива ПВРД в широком диапазоне скоростей и высот полета летательного аппарата.
Завихритель для импульсной камеры сгорания // 2717203
Завихритель для импульсной камеры сгорания содержит установленные в круглом корпусе профили, передняя часть которых ориентирована по направлению воздушного потока, выходящего из компрессора высокого давления.
Камера сгорания газотурбинного двигателя // 2709239
Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус, запальное устройство, топливные форсунки с внутренним топливным коллектором и трубопроводом подвода топлива, одну или несколько жаровых труб, соединенных криволинейным каналом с газосборником.
Малоэмиссионная кольцевая камера сгорания для газовых турбин содержит цилиндрический тонкостенный наружный корпус и конусообразный тонкостенный внутренний корпус в виде раструба для выхлопа отработанных дымовых газов на выходе рабочего колеса турбины, которые жестко соединены между собой методом сварки при помощи тонколистовой обечайки.
Камера сгорания газовой турбины содержит жаровую трубу и закрывающую пластину. Жаровая труба и закрывающая пластина ограничивают канал для охлаждающего воздуха.
Камера сгорания газотурбинного двигателя // 2677018
Камера (10) сгорания газотурбинного двигателя (1) содержит внутреннюю стенку (22), наружную стенку (25) и пространство (28) между внутренней стенкой (22) и наружной стенкой (25), множество демпфирующих полостей (30) для демпфирования термоакустических вибраций в газообразных продуктах сгорания, по меньшей мере один канал (50) охлаждения для охлаждающей среды, движущейся снаружи внутреннего объема (V) в тепловом контакте с внутренней стенкой (22).
Система для демпфирования динамических процессов в камере сгорания содержит микросмеситель, имеющий смесительные трубки, узел торцевой крышки, охватывающий указанные смесительные трубки и имеющий лицевую пластину и отражательную пластину, и по меньшей мере один кольцевой резонатор.
Камера сгорания газовой турбины содержит корпус, образующий внешнюю границу камеры сгорания, топливные форсунки, расположенные в корпусе и соединенные с источником топлива, жаровую трубу, проточный патрубок, переходную часть, резонатор и кольцевой канал между проточным патрубком и корпусом, причем резонатор расположен в кольцевом канале.
Газотурбинный двигатель // 2632749
Изобретение относится к энергетическому машиностроению, в частности к газотурбинным двигателям, применяемым в авиации, на кораблях и наземных установках в качестве силового агрегата. Газотурбинный двигатель содержит компрессор, корпус между компрессором и турбиной, турбину, стойку между компрессором и камерой сгорания с кольцевым каналом подвода воздуха от компрессора к камере сгорания, причём к стойке крепится камера сгорания, которая имеет жаровую трубу, наружный и внутренний корпуса камеры сгорания, лопаточные завихрители заряда, форсунку с трубой подвода топлива.
Изобретение относится к энергетике. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя, в которой реализовано объединение основной и форсажной камер сгорания в единую камеру.
Кольцевая камера сгорания в турбомашине // 2608513
Кольцевая камера сгорания турбомашины содержит две коаксиальные круговые стенки - внутреннюю и внешнюю, - соединенные своими расположенными выше по потоку концами посредством кольцевой стенки дна камеры, содержащей отверстия для установки систем впрыска.
Изобретение относится к энергетике. Устройство камеры сгорания с регулируемым зазором подачи охлаждающего воздуха для микрогазотурбинного двигателя содержит корпус, жаровую трубу и узел впрыска топлива, жаровая труба размещена внутри корпуса и расположена по оси камеры сгорания, причем между корпусом камеры сгорания и наружной поверхностью жаровой трубы образован кольцевой зазор воздушной рубашки, торцевой фланец.
Демпфирующее устройство для камеры сгорания газовой турбины содержит стенку с первой внутренней стенкой и второй наружной стенкой, расположенными на расстоянии друг от друга, множество охлаждающих каналов, продолжающихся по существу параллельно между первой внутренней стенкой и второй наружной стенкой, по меньшей мере один демпфирующий объем, первый проход для подачи охлаждающей среды из охлаждающего канала в демпфирующий объем и узкий проход для соединения демпфирующего объема с камерой сгорания.
Устройство резонатора, предназначенное для демпфирования колебаний давления в камере сгорания, содержит контейнер, заполненный газом, отверстие в контейнере и нагревательный элемент, выполненный с возможностью генерировать пламя.
Узел камеры сгорания содержит камеру сгорания, первичную камеру сгорания, вторичную камеру сгорания и демпфирующее устройство. Узел камеры сгорания предназначен для уменьшения пульсации камеры сгорания, возникающей внутри газотурбинной установки, по существу содержащей, по меньшей мере, один компрессор, первичную камеру сгорания, которая присоединена ниже по потоку от компрессора, и горячие газы из первичной камеры сгорания впускаются во вторичную камеру сгорания.
Акустическое демпфирующее устройство для камеры сгорания содержит внутреннюю оболочку и наружную оболочку. Внутренняя оболочка выполнена с возможностью использования при первой температуре при работе.
Диффузор для камеры сгорания турбины содержит по существу кольцевую внешнюю оболочку, по существу кольцевую внутреннюю оболочку и канал Вентури, расположенный между внешней и внутренней оболочками. Осевое сечение внешней и внутренней оболочек имеет по существу V-образную форму, ограничивающую область горловины.
Способ сжигания углеводородного топлива в газотурбинных двигателе или установке, содержащих камеру сгорания, заключается в поступлении на ее вход потока углеводородного топлива и потока воздуха, сжатого в компрессоре до высокого давления.
Изобретение относится к области машиностроения, энергетики, транспорта и к другим областям, где возникает необходимость увеличения эффективности охлаждения теплонапряженных элементов, в частности к созданию и увеличению ресурса работы малоэмиссионных камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей и стационарных газотурбинных установок.
Изобретение относится к области машиностроения, энергетики, транспорта, в частности, к малоэмиссионным камерам сгорания авиационных газотурбинных двигателей и стационарных газотурбинных установок. .
Изобретение относится к области энергетического, транспортного, химического машиностроения и может быть использовано в газотурбинных установках (ГТУ). .
Дно камеры сгорания с вентиляцией // 2415341
Изобретение относится к области камер сгорания авиационных газотурбинных двигателей. .
Изобретение относится к области двигателестроения, а именно к конструкции камер сгорания газотурбинных двигателей (ГТД), и позволяет повысить КПД газотурбинного двигателя и снизить содержание токсичных газов в выхлопных газах.
Изобретение относится к устройствам камер сгорания газотурбинных установок и может быть использовано в авиационной, судовой, автомобильной промышленности, а также в энергетике. .
Изобретение относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей и может найти применение в турбомашиностроении, с частности в авиадвигателестроении. .
Камера сгорания // 2321801
Камера сгорания газотурбинного двигателя // 2273798
Газотурбинный двигатель // 2261998
Изобретение относится к области газотурбостроения, а именно к двигателям, работающим на газообразном топливе, и может найти применение для электростанций и других потребителей. .
Кольцевая камера сгорания // 2261399
Смесительное устройство камеры сгорания // 2261398
Камера сгорания газотурбинной установки // 2250416
Изобретение относится к газотурбинным установкам, работающим преимущественно на сжатом природном газе, в том числе энергетическим газотурбинным установкам для механического привода. .
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции фронтового устройства камеры сгорания газотурбинного двигателя. .
Камера сгорания // 2241177
Изобретение относится к области двигателестроения и может быть использовано в газотурбинных двигателях. .
Камера сгорания газотурбинного двигателя // 2236644
Изобретение относится к области авиадвигателестроения, а именно к конструкции камеры сгорания ГТД, и может быть использовано в стационарных газотурбинных установках. .
Форсажная камера газотурбинного двигателя // 2229615
Изобретение относится к авиадвигателестроению, а именно к конструкции форсажной камеры ГТД. .
Камера сгорания // 2219439
Изобретение относится к камерам сгорания турбореактивных двигателей, преимущественно к камерам сгорания стационарных газотурбинных установок авиационного типа, и может быть успешно использовано в турбоэнергомашиностроении, газотурбинных приводах газоперекачивающих агрегатов компрессорных станций магистральных газопроводов.
Камера сгорания газовой турбины // 2212005
Изобретение относится к камерам сгорания газовых турбин, преимущественно наземных энергоустановок, работающих на природном газе с низкой токсичностью выхлопных газов. .
Камера сгорания гтд адаптивного типа // 2158880
Изобретение относится к трубчато-кольцевым камерам сгорания стационарных газовых турбин, работающих преимущественно на сжатом природном газе с низкой токсичностью выхлопных газов. .
Изобретение относится к трубчато-кольцевым камерам сгорания стационарных газовых турбин, работающих на сжатом природном газе с низкой токсичностью выхлопных газов. .
Изобретение относится к области газотурбинных энергетических установок, работающих на топливном газе. .
