Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель

Объектом изобретения является турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащая кольцевую камеру (1) сгорания, ограниченную внутренней обечайкой (3) и наружной обечайкой (4), направляющий аппарат (2) турбины, расположенный ниже по потоку от кольцевой камеры (1) сгорания, при этом выходной конец наружной обечайки (4) и/или внутренней обечайки (3) камеры сгорания содержит первый радиальный бортик (7), расположенный напротив второго радиального бортика (14) входного конца направляющего аппарата (2), и уплотнительные средства (16), содержащие по меньшей мере одну уплотнительную пластинку (17) между упомянутыми бортиками (7, 14) для обеспечения герметичности между камерой (1) сгорания и направляющим аппаратом (2). Уплотнительная пластинка (17) проходит по оси и по окружности между упомянутыми бортиками (7, 14) и упирается в радиальном направлении в свободные концы упомянутых бортиков (7, 14). Таким образом, радиальный размер бортика камеры сгорания можно уменьшить, что позволяет снизить общую массу узла и уменьшить поверхности теплообмена с обтекающим воздухом. За счет этого повышается температура выходного конца соответствующей обечайки камеры сгорания, за счет чего существенно снижаются температурные перепады внутри этой обечайки и связанные с ними изгибающие напряжения. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Настоящее изобретение относится к турбомашине, такой как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель.

Как известно, в частности, из документов FR 2840974, FR 2937098 и FR 2921463 на имя заявителя, кольцевая камера сгорания турбомашины традиционно содержит коаксиальные стенки в виде тела вращения, одна из которых проходит внутри другой, которые называются внутренней обечайкой и наружной обечайкой и которые соединены на своих входных концах кольцевой стенкой дна камеры, содержащей отверстия для установки топливных форсунок.

Во время работы часть воздушного потока, выдаваемого компрессором камеры, проходит через отверстия в стенке дна камеры и смешивается с подаваемым форсунками топливом, и затем эта смесь воздух/топливо сгорает внутри камеры. Другая часть этого воздушного потока обтекает камеру сгорания, затем заходит в камеру через перфорированные отверстия внутренней и наружной обечаек камеры.

На выходе камеры сгорания установлен разделенный на сектора входной направляющий аппарат турбины, который содержит коаксиальные обечайки, между которыми проходят по существу радиальные лопатки. Обечайки направляющего аппарата находятся в осевом продолжении внутренней и наружной обечаек камеры сгорания.

Между камерой сгорания и направляющим аппаратом предусмотрены уплотнительные средства, в частности, между выходными концами внутренней и наружной обечаек камеры сгорания и входными концами внутренней и наружной обечаек направляющего аппарата турбины.

В частности, выходной конец каждой обечайки камеры сгорания содержит бортик, радиальная часть которого продолжена проходящей ниже по потоку цилиндрической частью. Кроме того, входной конец каждой обечайки направляющего аппарата содержит радиальный бортик меньшего размера, чем вышеупомянутая радиальная часть соответствующего бортика камеры сгорания.

Уплотнительные средства содержат уплотнительные пластинки, проходящие радиально и по окружности вдоль каждого сектора, при этом каждая из них герметично упирается в радиальный торец соответствующего бортика направляющего аппарата и в свободный конец осевой части соответствующего бортика камеры сгорания. Пластинки удерживаются упирающимися в бортики при помощи средств упругого возврата.

Такие уплотнительные средства имеют следующие недостатки.

Прежде всего, бортики обечаек камеры сгорания расположены в обтекающем воздушном потоке, поэтому эти части камеры сгорания имеют относительно большие поверхности теплообмена с холодным воздушным потоком. Следовательно, эти поверхности являются относительно холодными по сравнению с остальной частью камеры сгорания. Перепады температуры внутри обечаек камеры сгорания могут создавать изгибающие напряжения, что отрицательно сказывается на сроке ее службы.

Кроме того, такая конструкция вынуждает предусматривать на обечайках камеры сгорания бортики относительно большого размера, что приводит к увеличению общей массы конструкции.

Осевые смещения между камерой сгорания и направляющим аппаратом турбины могут привести к повреждению пластинок и/или к появлению утечек. Как правило, такие радиальные пластинки являются не очень герметичными, что отрицательно сказывается на общих характеристиках турбомашины (расход топлива, загрязнение, область повторного зажигания и т.д.) и подвергает выходной конец камеры сгорания действию азимутальных или окружных температурных градиентов.

Кроме того, в известных из уровня техники технических решениях, если камера сгорания закреплена выше по потоку, например, при помощи системы шпилек или входных фланцев, необходимо предусматривать упоры на выходных концах внутренней и наружной обечаек камеры сгорания. Как правило, каждый упор является кольцевым и имеет сечение в форме буквы U или шпильки. Каждый упор проходит радиально внутрь или наружу между соответствующим бортиком внутренней обечайки или наружной обечайки камеры сгорания и внутренним кожухом или наружным кожухом камеры. Упоры ограничивают относительные смещения между бортиками камеры сгорания и бортиками направляющего аппарата, а значит тоже могут привести к повреждению пластинок.

Эти упоры необходимы для обеспечения герметичности пластинок, но они имеют большую массу. Кроме того, в упорах могут появляться трещины по причине термических и/или механических напряжений. Наконец, между упорами и внутренним и наружным кожухами, в которые они упираются, необходимо точно задавать функциональные зазоры.

Настоящее изобретение призвано предложить простое, эффективное и экономичное решение этих проблем.

В связи с этим объектом изобретения является турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащая кольцевую камеру сгорания, ограниченную внутренней обечайкой и наружной обечайкой, направляющий аппарат турбины, расположенный ниже по потоку от камеры сгорания (на выходе из нее), при этом выходной конец наружной обечайки и/или внутренней обечайки камеры содержит радиальный бортик, расположенный напротив радиального бортика входного конца направляющего аппарата, уплотнительные средства, содержащие по меньшей мере одну уплотнительную пластинку, проходящую между упомянутыми бортиками таким образом, чтобы обеспечить герметичность между камерой сгорания и направляющим аппаратом, отличающаяся тем, что уплотнительная пластинка проходит по оси и по окружности между упомянутыми бортиками и герметично упирается радиально в свободные концы упомянутых бортиков.

Таким образом, радиальный размер бортика камеры сгорания можно уменьшить, что позволяет снизить общую массу узла и уменьшить поверхности теплообмена с обтекающим воздухом. За счет этого повышается температура выходного конца соответствующей обечайки камеры сгорания, за счет чего существенно снижаются температурные перепады внутри этой обечайки и связанные с ними изгибающие напряжения.

Кроме того, поскольку уплотнительная пластинка ориентирована по оси, по меньшей мере в зонах ее упора в вышеупомянутые бортики она продолжает обеспечивать хорошую герметичность даже в случае большого осевого смещения камеры сгорания относительно направляющего аппарата турбины. Это позволяет получить повышенную мощность турбомашины и отказаться от наличия упоров. Следовательно, массу камеры сгорания можно значительно уменьшить.

Предпочтительно, свободный конец бортика камеры сгорания находится аксиально напротив свободного конца бортика направляющего аппарата.

Предпочтительно, турбомашина содержит средства упругого возврата, стремящиеся воздействовать на уплотнительную пластинку, упирающуюся в свободные концы бортиков.

Согласно одному признаку изобретения, направляющий аппарат содержит по меньшей мере один установочный элемент крепления, один конец которого заходит в вырез взаимодополняющей с пластинкой формы, таким образом стопоря пластинку в ее окружном направлении и в ее осевом направлении.

Кроме того, турбомашина может содержать крышку, проходящую по окружности и по оси, закрывая, по меньшей мере частично, бортики камеры и направляющего аппарата, а также уплотнительную пластинку.

Крышка позволяет еще больше уменьшить теплообмены между выходным концом соответствующей обечайки камеры сгорания и обтекающим воздухом.

В этом случае крышка может быть закреплена при помощи винта или заклепки, образующего(ей) установочный элемент крепления, свободный конец которого заходит в соответствующий вырез уплотнительной пластинки.

Крышка может иметь сечение в целом U-образной формы, содержащее проходящее по оси основание и две боковины, проходящие от основания радиально внутрь, при этом соответственно первая боковина проходит радиально выше по потоку от бортика камеры сгорания, а вторая боковина проходит радиально ниже по потоку от бортика направляющего аппарата.

Согласно возможному варианту изобретения, вторая боковина закреплена на фланце направляющего аппарата, при этом первая боковина отдалена от бортика выходного конца камеры сгорания определенным зазором, например, менее 3 мм.

Такой зазор позволяет компенсировать возможный эффект расширения и тем самым избежать деформации крышки из-за упора бортика камеры сгорания в первую боковину.

Согласно другому признаку изобретения, средства упругого возврата содержат по меньшей мере один упругий элемент радиального действия, упирающийся с одной стороны в крышку, а с другой стороны в уплотнительную пластинку.

Кроме того, направляющий аппарат турбины может быть разделен на сектора, при этом пластинка и/или крышка проходит по окружности вдоль каждого сектора турбины.

Кроме того, свободные концы бортиков могут иметь закругления, при этом пластинка содержит вогнутые зоны, повторяющие формы свободных концов бортиков.

Изобретение и его другие детали, признаки и преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - половина вида в продольном разрезе камеры сгорания и направляющего аппарата турбины известной из уровня техники турбомашины.

Фиг. 2 - вид в перспективе части камеры и направляющего аппарата по фиг. 1, оснащенных уплотнительными средствами.

Фиг. 3 - детальный вид в разрезе известных из уровня техники уплотнительных средств, расположенных между наружной обечайкой камеры сгорания и наружной обечайкой направляющего аппарата.

Фиг. 4 - детальный вид в разрезе известных из уровня техники уплотнительных средств, расположенных между внутренней обечайкой камеры сгорания и внутренней обечайкой направляющего аппарата.

Фиг. 5 - вид, соответствующий фиг. 2, иллюстрирующий вариант выполнения изобретения.

Фиг. 6 - вид в перспективе части наружных обечаек камеры и направляющего аппарата по фиг. 4, оснащенных соответствующими уплотнительными средствами.

Фиг. 7 - вид в перспективе части внутренних обечаек камеры и направляющего аппарата по фиг. 4, оснащенных соответствующими уплотнительными средствами.

Фиг. 8 - детальный вид в разрезе части наружных обечаек камеры и направляющего аппарата по фиг. 4, оснащенных соответствующими уплотнительными средствами.

Фиг. 9 - детальный вид в разрезе части внутренних обечаек камеры и направляющего аппарата по фиг. 4, оснащенных соответствующими уплотнительными средствами.

На фиг. 1 показана кольцевая камера 1 сгорания известной из уровня техники турбомашины, такой как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, которая расположена ниже по потоку от компрессора и диффузора (не показаны) и выше по потоку от входного направляющего аппарата 2 турбины высокого давления.

Камера 1 сгорания содержит внутреннюю и наружную стенки в виде тел вращения, называемые соответственно внутренней обечайкой 3 и наружной обечайкой 4, которые проходят одна внутри другой и соединены выше по потоку с кольцевой стенкой 10 дна камеры.

Камера 1 сгорания закреплена на входе, например, при помощи системы шпилек 5 или входных фланцев. Для ограничения деформации внутренней 3 и наружной 4 обечаек они оснащены на своем выходном конце внутренним и наружным упорами 6. Каждый упор 6 является кольцевым и имеет сечение в форму буквы U или в форме шпильки. Каждый упор 6 проходит радиально внутрь или наружу между бортиком 7 внутренней обечайки 3 или наружной обечайки 4 камеры 1 сгорания и внутренним кожухом 8 или наружным кожухом 9 камеры 1.

В частности, выходной конец каждой обечайки 3, 4 камеры 1 сгорания содержит бортик 7, имеющий радиальную часть 7а, продолженную цилиндрической частью 7b, проходящей в направлении ниже по потоку.

Кольцевая стенка 10 дна камеры содержит отверстия, через которые проходят воздух от компрессора и топливо, впрыскиваемое форсунками 10', закрепленными на наружном кожухе 9.

На выходе камеры 1 при помощи подходящих средств закреплен направляющий аппарат 2, который содержит внутреннюю 11 и наружную 12 кольцевые обечайки, которые проходят одна внутри другой и соединены между собой по существу радиальными лопатками 13. Наружная обечайка 12 направляющего аппарата 2 аксиально совмещена с выходной концевой частью наружной обечайки 4 камеры 1, а его внутренняя обечайка 11 аксиально совмещена с выходной концевой частью внутренней обечайки 3 камеры 1. Входной конец каждой обечайки 11, 12 направляющего аппарата 2 содержит радиальный бортик 14 меньшего размера, чем радиальная часть 7а соответствующего бортика 7 камеры 1 сгорания.

Этот направляющий аппарат 2 разделен на несколько смежных секторов, расположенных по окружности с центром на оси вращения А камеры 1. Например, сектора направляющего аппарата выполнены в количестве четырнадцати.

Внутренние бортики 7, 14 внутренних обечаек 3, 11 камеры 1 и направляющего аппарата 2 ограничивают внутреннее кольцевое пространство 15, которое сообщается на одном конце с камерой 1 и закрыто на своем другом конце уплотнительными средствами 16.

Точно так же, наружные бортики 7, 14 наружных обечаек 4, 12 камеры 1 и направляющего аппарата 2 ограничивают наружное кольцевое пространство 15, которое сообщается на одном конце с камерой 1 и закрыто на своем другом конце уплотнительными средствами 16.

Далее следует описание уплотнительных средств 16, находящихся на уровне кольцевых пространств 15.

Как более наглядно показано на фиг. 2-4, эти уплотнительные средства 16 содержат уплотнительные пластинки 17, проходящие радиально и по окружности вдоль каждого сектора направляющего аппарата 2. Каждая пластинка 17 герметично упирается в радиальный торец соответствующего бортика 14 направляющего аппарата 2 и в свободный конец осевой части 7b соответствующего бортика 7 камеры 1 сгорания. Пластинки 17 удерживаются упирающимися в бортики 7, 14 при помощи средств упругого возврата.

Эти средства упругого возврата являются винтовыми пружинами 18 конической формы, установленными вокруг винтов 19, которые завинчены в лапки 20 или фланцы, проходящие радиально от соответствующей обечайки 11, 12 направляющего аппарата 2. Суженная часть каждой пружины 18 упирается в радиальный торец соответствующей лапки 20, а расширенная часть упирается в уплотнительную пластинку 17. Концы винтов 19 заходят в отверстия уплотнительной пластинки 17, тем самым обеспечивая ее удержание в своем положении.

Как было указано выше, использование таких уплотнительных средств 19 приводит к увеличению массы узла, к сокращению срока службы камеры 1 сгорания и к ухудшению общих характеристик турбомашины.

Кроме того, упоры 6 имеют большую массу и могут стать местом появления трещин, связанных с термическими и/или механическими напряжениями. Наконец, необходимо очень точно задавать функциональные зазоры между упорами 6 и внутренним и наружным кожухами 8, 9, в которые они упираются.

На фиг. 5-9 показана часть турбомашины в соответствии с изобретением. На этих фигурах упоры 6 могут быть не показаны для облегчения прочтения чертежей.

Как более наглядно показано на фиг. 8 и 9, иллюстрирующих изобретение, бортики 7 внутренней 3 и наружной 4 обечаек камеры 1 сгорания проходят радиально и не имеют осевой части. Свободный конец каждого бортика 7 расположен радиально напротив свободного конца соответствующего радиального бортика 14 направляющего аппарата 2. Уплотнительная пластинка 17 проходит по оси и по окружности, на каждом секторе направляющего аппарата 2, между упомянутыми радиальными бортиками 7, 14 и герметично упирается в торцы свободных концов упомянутых бортиков 7, 14.

Уплотнительная пластинка 17 содержит вырезы 21, открытые на ее выходном краю, в которые заходят концы винтов 19, закрепленных на лапках 20 направляющего аппарата 2 с тем, чтобы стопорить пластинку 17.

Эти винты 19 служат также для крепления крышки 22, проходящей по окружности и по оси таким образом, чтобы закрывать, по меньшей мере частично, соответствующие бортики 7, 14 камеры 1 и направляющего аппарата 2, а также уплотнительную пластинку 17.

Крышка 22 имеет в целом U-образую форму с проходящим по оси основанием 22а и с двумя боковинами 22b, 22с, проходящими радиально внутрь от основания 22а, при этом соответственно первая боковина 22b проходит радиально выше по потоку от бортика 7 камеры 1 сгорания, а вторая боковина 22с проходит радиально ниже по потоку от бортика 14 направляющего аппарата 1.

Вторая боковина 22 с закреплена на лапках 20 направляющего аппарата 2 при помощи винтов 19 и гаек 23. Первая боковина 22b отдалена от бортика выходного конца камеры 1 сгорания определенным зазором j (фиг. 8), например, менее 3 мм. Такой зазор позволяет компенсировать возможные эффекты расширения и избежать деформации крышки 22 из-за упора бортика 7 камеры 1 сгорания в первую боковину 22b.

Средства упругого возврата заставляют уплотнительную пластинку 17 упираться в свободные концы бортиков 7, 14. Эти средства возврата включают винтовые пружины сжатия 18, один конец которых упирается в пластинку 17, а другой конец которых упирается в основание 22а крышки 22. Пружины 18 установлены вокруг винтов или штифтов (элементов крепления) 24, закрепленных в основании 22а крышки 22.

Свободные концы бортиков 7 и/или 14 имеют закругления. Пластинка 17 может проходить только по оси (вариант выполнения по фиг. 9) или содержать вогнутые зоны 25, повторяющие формы имеющих закругления свободных концов бортиков 7, 14 (вариант выполнения по фиг. 8).

Присутствие закруглений позволяет избежать какого-либо повреждения пластинок 17.

Следует отметить, что в варианте выполнения по фиг. 9 пластинки 17 допускают большое осевое смещение камеры 1 сгорания относительно направляющего аппарата 2, не снижая эффективности уплотнительных средств 16. Присутствие вогнутых зон 25 позволяет лучше выдерживать радиальное смещение между бортиками 7, 14 и, следовательно, обеспечивает некоторый поворот пластинки 17 вокруг имеющих закругления концов.

Следует отметить, что, согласно изобретению, радиальные размеры бортиков 7 камеры 1 сгорания уменьшены и что упоры 6 не являются обязательными, что позволяет уменьшить общую массу узла и уменьшить поверхности теплообмена с обтекающим воздухом 26 (фиг. 1). Таким образом, повышается температура выходного конца соответствующей обечайки 3, 4 камеры 1 сгорания, поэтому существенно уменьшаются температурные перепады внутри этой обечайки 3, 4 и происходящие из-за них изгибающие напряжения.

Кроме того, поскольку уплотнительная пластинка 17 ориентирована по оси, по меньшей мере в зонах ее упора в вышеупомянутые бортики 7, 14, она постоянно обеспечивает хорошую герметичность даже в случае осевого смещения камеры 1 сгорания относительно направляющего аппарата 2 турбины. Таким образом, увеличивается мощность турбомашины.

Крышка 22 позволяет еще больше уменьшить теплообмены между выходным концом соответствующей обечайки 3, 4 камеры 1 сгорания и обтекающим воздухом 26. Эта крышка 22 может быть перфорированной на своем основании 22а и на своей второй боковине 22с, как показано на фиг. 5-7. Наоборот, первая боковина 22b предпочтительнее выполнена сплошной и не имеет отверстий, а поэтому ограничивает охлаждение выходного конца соответствующей обечайки 3, 4 камеры 1 сгорания обтекающим воздухом 26, проходящим от входа к выходу и попадающим напрямую на первую боковину 22b.

1. Турбомашина, содержащая:

кольцевую камеру сгорания, ограниченную внутренней обечайкой и наружной обечайкой;

направляющий аппарат турбины, расположенный ниже по потоку от кольцевой камеры сгорания;

при этом выходной конец наружной обечайки или внутренней обечайки кольцевой камеры сгорания содержит первый радиальный бортик, расположенный напротив второго радиального бортика входного конца направляющего аппарата турбины, причем первый радиальный бортик является неотъемлемой частью кольцевой камеры сгорания, а второй радиальный бортик является неотъемлемой частью направляющего аппарата турбины, каждый из первого радиального бортика и второго радиального бортика имеет ближний конец и дальний конец, первый радиальный бортик и второй радиальный бортик проходят в радиальном направлении от ближнего конца к дальнему концу;

уплотнительные средства, содержащие уплотнительную пластинку, проходящую между упомянутыми первым радиальным бортиком и вторым радиальным бортиком для обеспечения герметичности между кольцевой камерой сгорания и направляющим аппаратом турбины; и

установочный элемент крепления,

при этом уплотнительная пластинка проходит по оси и по окружности между упомянутыми первым радиальным бортиком и вторым радиальным бортиком и упирается в дальний конец первого радиального бортика и дальний конец второго радиального бортика, и

при этом один конец установочного элемента крепления заходит в вырез уплотнительной пластинки, стопоря уплотнительную пластинку в окружном направлении уплотнительной пластинки и в осевом направлении турбомашины.

2. Турбомашина по п. 1, в которой дальний конец первого радиального бортика кольцевой камеры сгорания находится аксиально напротив дальнего конца второго радиального бортика направляющего аппарата турбины.

3. Турбомашина по п. 1, дополнительно содержащая средства упругого возврата, включающие винтовую пружину для воздействия на уплотнительную пластинку, упирающуюся в дальние концы первого радиального бортика и второго радиального бортика.

4. Турбомашина по п. 1, дополнительно содержащая проходящую по окружности и по оси крышку, закрывающую по меньшей мере частично первый радиальный бортик кольцевой камеры сгорания и второй радиальный бортик направляющего аппарата турбомашины и уплотнительную пластинку.

5. Турбомашина по п. 4, в которой крышка закреплена при помощи установочного элемента крепления, являющегося винтом или заклепкой, причем дальний конец установочного элемента крепления заходит в соответствующий вырез уплотнительной пластинки.

6. Турбомашина по п. 4, в которой крышка имеет сечение в целом U-образной формы, содержащее проходящее по оси основание и первую боковину и вторую боковину, проходящие от основания радиально внутрь, при этом соответственно первая боковина проходит радиально выше по потоку от первого радиального бортика кольцевой камеры сгорания, а вторая боковина проходит радиально ниже по потоку от второго радиального бортика направляющего аппарата турбины.

7. Турбомашина по п. 6, в которой вторая боковина закреплена на фланце направляющего аппарата турбины, при этом первая боковина отдалена от первого радиального бортика выходного конца кольцевой камеры сгорания определенным зазором, например, менее 3 мм.

8. Турбомашина по п. 4, дополнительно содержащая средства упругого возврата, которые содержат по меньшей мере один упругий элемент радиального действия, упирающийся в крышку и в уплотнительную пластинку.

9. Турбомашина по п. 1, в которой направляющий аппарат турбины разделен на сектора с образованием множества секторов направляющего аппарата, при этом пластинка и/или крышка проходят по окружности вдоль каждого из секторов направляющего аппарата.

10. Турбомашина по п. 1, причем турбомашина представляет собой авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель.

11. Турбомашина, содержащая:

кольцевую камеру сгорания, ограниченную внутренней обечайкой и наружной обечайкой;

направляющий аппарат турбины, расположенный ниже по потоку от кольцевой камеры сгорания;

при этом выходной конец наружной обечайки или внутренней обечайки кольцевой камеры сгорания содержит первый радиальный бортик, расположенный напротив второго радиального бортика входного конца направляющего аппарата турбины;

уплотнительные средства, содержащие уплотнительную пластинку, проходящую между упомянутыми первым радиальным бортиком и вторым радиальным бортиком для обеспечения герметичности между кольцевой камерой сгорания и направляющим аппаратом турбины; и

винтовую пружину для воздействия на уплотнительную пластинку, упирающуюся в дальние концы первого радиального бортика и второго радиального бортика,

при этом уплотнительная пластинка проходит по оси и по окружности между упомянутыми первым радиальным бортиком и вторым радиальным бортиком и упирается в дальний конец первого радиального бортика и дальний конец второго радиального бортика.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к теплозащитному экрану для камеры сгорания газовой турбины с несущей структурой и некоторым количеством брусков теплозащитного экрана, фиксированных с возможностью разъединения на несущей структуре посредством держателей брусков.

Теплозащитный экран для камеры сгорания газовой турбины содержит несущую конструкцию и множество кирпичей, закрепленных съемно на несущей конструкции с помощью держателей.

Удерживающий элемент для удерживания кирпича теплозащитного экрана на несущей структуре с, по меньшей мере, одним крепежным участком, который может крепиться на несущей структуре, и, по меньшей мере, одним удерживающим участком с удерживающей головкой, которая выполнена для зацепления с устройством зацепления, присутствующим на кирпиче теплозащитного экрана.

Изобретение относится к области турбомашиностроения и может быть использовано в конструкциях камер сгорания газотурбинных установок наземного и морского применения.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а более конкретно к конструкциям основных камер сгорания. Система топливопитания камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит кольцевой топливный коллектор, установленный вокруг внешней стороны корпуса камеры сгорания, и множество кронштейнов крепления кольцевого коллектора.

Кольцевая камера сгорания для турбомашины, представляющая осевое направление (X), радиальное направление (R) и азимутальное направление (Y), камера сгорания, содержащая первую кольцевую стенку и вторую кольцевую стенку.

Газотурбинный двигатель включает компрессор, кольцеобразную камеру сгорания и турбину. Камера сгорания в переходной зоне своей оболочкой примыкает к входу в турбину с возможностью обусловленного тепловым расширением относительного движения между камерой сгорания и входом в турбину.

Газовая турбина содержит жаровую трубу, корпус, окружающий жаровую трубу, кольцевое уплотнение, выполненное с возможностью упругого соединения с задним концом жаровой трубы и приема выхлопных газов, и заднее концевое опорное устройство жаровой трубы, расположенное в области ниже по потоку от области, в которой на наружной поверхности жаровой трубы достигается наибольшая температура, и выше по потоку от участка присоединения кольцевого уплотнения к жаровой трубе и выполненное с обеспечением поддержания жаровой трубы в корпусе с возможностью перемещения.

Инжектор камеры сгорания газовой турбины содержит двойную цепь впрыска топлива и воздушный контур. Цепи впрыска топлива состоят из топливной системы запуска и главной цепи питания топливом, предназначенной для работы во всех режимах полета после воспламенения.

Изобретение относится к энергетике. Система впрыска топлива для турбореактивного двигателя, включающая в себя неподвижную часть и скользящую траверсу, дополнительно содержащую центрирующий конус, предназначенный для центрирования инжектора топлива относительно системы впрыска, причем неподвижная часть и скользящая траверса проходят по оси отсчета, причем неподвижная часть содержит полость, ограниченную в осевом направлении дном и закрывающим желобом, при этом скользящая траверса имеет реборду, содержащуюся в полости.

Охлаждаемая боковая стенка пера, горелки или камеры сгорания для отделения тракта потока горячего газа газовой турбины от охлаждающего потока, протекающего в основном направлении, которое параллельно поверхности боковой стенки, содержит по меньшей мере одно турбулизирующее ребро, продолжающееся от боковой стенки в охлаждающий поток.

Электрически проводящая структура для пропускания и отвода электрического тока от основного тела выходной направляющей лопасти в наружную опорную структуру содержит обшивку из металла, покрывающую переднюю кромку основного тела лопасти, и электрически проводящую прокладку из металла, содержащую контактную часть, имеющую такой размер, чтобы перекрывать одним концом обшивку, и часть в виде шайбы, предназначенную для ввода болта для затягивания в опорную структуру, при этом одно или больше соединений, выбранных из группы, содержащей сварку, точечную сварку, пайку, соединение с помощью электрически проводящей пасты и зажим, создают соединение между концом обшивки и контактной частью.

Изобретение относится к способу изготовления заменяющей лопатки для турбомашины. Согласно указанному способу определяют геометрические характеристики контура ступицы и корпуса снабженного старой лопаткой проточного канала, а также осевое положение центра тяжести пера старой лопатки, которая с одной стороны зажата в ступице или в корпусе.

Лопатка газотурбинного двигателя, имеющая множество секций лопатки, упакованных вдоль радиальной оси (Z-Z). Каждая секция лопатки расположена вдоль продольной оси (Х-Х) между передней кромкой и задней кромкой и вдоль тангенциальной оси (Y-Y) между стороной корытца и стороной спинки.

Устройство секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока в турбине с потоком газообразных продуктов сгорания содержит турбинную сопловую лопатку, дефлектор для охлаждающей среды и инжекционную пластину.

В настоящей заявке описан держатель уплотнения, используемый вокруг ряда отверстий в платформе сопловой лопатки турбины, предназначенных для прохождения воздуха. Держатель уплотнения может иметь внутреннюю поверхность, обращенную к платформе и имеющую выполненные на ней пазы, совмещенные с проточными отверстиями платформы, и противоположную внешнюю поверхность, вокруг которой расположено уплотнение.

Последняя ступень паровой турбины содержит диафрагму с телом, ободом и сопловой решеткой, образованной направляющими лопатками. Лопатки выполнены с каналами отбора влаги и впуска пара, сообщающимися со сквозными прорезями отбора влаги и впуска пара.

Предложена сопловая лопатка (180) турбины, содержащая аэродинамическую часть, имеющую аэродинамическую форму. Аэродинамическая часть имеет оптимальный профиль, по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, приведенными в Таблице 1.

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям. Сопловой аппарат турбины или направляющий аппарат компрессора содержат секторы (12) из материала композиционного материала с керамической матрицей (ККМ), каждый из которых содержит внутреннюю площадку (14), наружную площадку (16) и перья (18) лопаток.

Газотурбинный двигатель включает компрессор, кольцеобразную камеру сгорания и турбину. Камера сгорания в переходной зоне своей оболочкой примыкает к входу в турбину с возможностью обусловленного тепловым расширением относительного движения между камерой сгорания и входом в турбину.

Изобретение относится к уплотнительной технике, а именно к уплотнениям турбомашин компрессоров авиационных газотурбинных двигателей, и предназначено для разделения масляной и воздушной сред.

Объектом изобретения является турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащая кольцевую камеру сгорания, ограниченную внутренней обечайкой и наружной обечайкой, направляющий аппарат турбины, расположенный ниже по потоку от кольцевой камеры сгорания, при этом выходной конец наружной обечайки иили внутренней обечайки камеры сгорания содержит первый радиальный бортик, расположенный напротив второго радиального бортика входного конца направляющего аппарата, и уплотнительные средства, содержащие по меньшей мере одну уплотнительную пластинку между упомянутыми бортиками для обеспечения герметичности между камерой сгорания и направляющим аппаратом. Уплотнительная пластинка проходит по оси и по окружности между упомянутыми бортиками и упирается в радиальном направлении в свободные концы упомянутых бортиков. Таким образом, радиальный размер бортика камеры сгорания можно уменьшить, что позволяет снизить общую массу узла и уменьшить поверхности теплообмена с обтекающим воздухом. За счет этого повышается температура выходного конца соответствующей обечайки камеры сгорания, за счет чего существенно снижаются температурные перепады внутри этой обечайки и связанные с ними изгибающие напряжения. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Наверх