Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая заходящую деталь с отверстием

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере одну стенку, ограничивающую камеру сгорания и содержащую отверстие для прохождения заходящей детали. Указанная заходящая деталь содержит в своей части, находящейся внутри камеры сгорания, по меньшей мере одно отверстие, выполненное с возможностью создания воздушной пленки охлаждения зоны на выходе заходящей детали. Внутренняя поверхность указанной по меньшей мере одной стенки содержит две пластинки, расположенные параллельно друг другу и выполненные с возможностью создания воздушной пленки охлаждения указанной по меньшей мере одной стенки, при этом заходящая деталь находится между двумя пластинками. Изобретение направлено на увеличение срока службы камеры сгорания с максимальным уменьшением температурных градиентов и локальных горячих точек. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей и, в частности, к общей области камер сгорания газотурбинных двигателей.

Изобретение можно применять для любого типа наземных и авиационных газотурбинных двигателей, таких как турбореактивные и турбовинтовые двигатели.

Более конкретно, оно относится к камере сгорания газотурбинного двигателя, содержащей стенку, оснащенную деталью, заходящей в камеру сгорания и имеющей отверстие для создания воздушного потока охлаждения стенки, а также к газотурбинному двигателю, содержащему компрессор и такую камеру.

Уровень техники

На фиг. 1 представлен типичный известный пример газотурбинного двигателя 10, например, авиационного двухконтурного и двухвального турбореактивного двигателя.

Последовательно вдоль направления тяги, показанного стрелкой, которое соответствует общему направлению прохождения газов в турбореактивном двигателе, газотурбинный двигатель 10 содержит компрессор 11 низкого давления, компрессор 12 высокого давления, кольцевую камеру 1 сгорания, турбину 13 высокого давления и турбину 14 низкого давления.

Как известно, камера 1 сгорания установлена за компрессором 12 высокого давления, предназначенным для питания этой камеры сжатым воздухом, и на входе в турбину 13 высокого давления, предназначенную для приведения во вращение компрессора 12 высокого давления под действием давления газов, выходящих из камеры сгорания.

На фиг. 2 в увеличенном виде показана камера 1 сгорания и непосредственно окружающая ее среда.

Камера 1 сгорания содержит две коаксиальные кольцевые стенки, соответственно радиально внутреннюю 2 и радиально наружную 3, которые расположены вокруг продольной оси Т камеры 1 сгорания.

Эти две кольцевые стенки 2 и 3 закреплены на выходе на внутреннем 5 и наружном 6 картерах камеры 1 и соединены друг с другом на своем входном конце кольцевой стенкой 4 дна камеры.

Кольцевая стенка 4 дна камеры содержит кольцевой ряд отверстий, равномерно распределенных вокруг оси Т камеры 1 сгорания, в которых установлены системы 7 впрыска, связанные с кольцевым рядом топливных форсунок 8, каждая из которых имеет ось 9 впрыска топлива.

Каждая система 7 впрыска содержит отверстия, предназначенные для нагнетания в камеру 1 сгорания части воздушного потока, поступающего из диффузора (не показан), установленного на выходе компрессора 12 высокого давления газотурбинного двигателя 10.

Кроме того, кольцевые стенки 2 и 3 камеры 1 сгорания соединены на своем входном конце с кольцевым обтекателем 17, содержащим отверстия, совмещенные с системами 7 впрыска, для прохождения форсунок 8 и воздуха, питающего системы 7 впрыска. Главной функцией этого обтекателя 17 является зашита стенки 4 дна камеры и направление частей 18 и 19 воздушного потока, поступающего из диффузора, которые проходят в сторону выхода соответственно вдоль внутренней 2 и наружной 3 кольцевых стенок внутри обходных пространств, соответственно внутреннего 20 и наружного 21. Эти части 18 и 19 воздушного потока называются соответственно «внутренним обходным воздушным потоком» и «наружным обходным воздушным потоком». Внутреннее 20 и наружное 21 обходные пространства образуют вместе с соединяющим их входным пространством 22 отсек, в котором расположена камера 1 сгорания.

Кроме того, радиально наружная кольцевая стенка 3 содержит отверстие 30 для прохождения свечи, имеющее ось 27 и оснащенное охлаждающей втулкой 28, в которой расположена свеча 29 зажигания, установленная на наружном картере 6 и предназначенная для воспламенения воздушно-топливной смеси при запуске газотурбинного двигателя. В варианте, отверстие 30 для прохождения свечи может также находиться на стенке 4 дна камеры или на радиально внутренней кольцевой стенке 2.

Внутренняя температура камеры 1 сгорания является такой, что часто необходимо создавать пленку охлаждающего воздуха между факелом пламени и радиальной наружной стенкой 3 камеры, чтобы значительно увеличить срок ее службы.

Для этого внутренняя поверхность 3а радиально наружной стенки 3 может быть оснащена продольными пластинками 31а, 31b, обеспечивающими создание воздушной пленки, как показано на фиг. 3, где частично в перспективе показано внутреннее пространство камеры 1 сгорания, представленной на фиг. 1 и 2.

Однако в некоторых случаях эта защитная воздушная пленка может резко нарушаться препятствиями, такими как охлаждающая втулка 28 свечи 29 зажигания, показанной на фиг. 2 и 3. В этом случае температура на выходе охлаждающей втулки 28 перестает быть однородной, и охлаждающая втулка 28 создает горячий след 32 внутри наружного обходного воздушного потока 19, как показано на фиг. 4.

Разумеется, препятствия для потока защитной воздушной пленки могут возникать по причине других элементов, заходящих в камеру 1 сгорания, отличных от охлаждающей втулки, например, таких как оси крепления или пусковые форсунки.

След 32 может приводить к появлению очень больших температурных градиентов, порядка нескольких сот градусов Цельсия, на очень небольшом расстоянии, порядка нескольких миллиметров. Это может стать причиной сокращения срока службы радиально наружной стенки 3.

Этот след 32 распространяется в сторону выхода, будучи центрованным относительно центральной осевой плоскости Р отверстия 30 прохождения свечи, в случае, когда воздушный поток, поступающий из диффузора и создаваемый компрессором 12 высокого давления, проходит в сторону выхода по существу без вращательной составляющей.

С другой стороны, в случае, когда воздушный поток, создаваемый компрессором 12 высокого давления, проходит в сторону выхода по спирали, то есть с вращательной составляющей, след 32 распространяется в сторону выхода в основном в направлении с наклоном относительно центральной осевой плоскости Р отверстия 30 для прохождения свечи.

Следует отметить, что под «осевой плоскостью» следует понимать плоскость, проходящую через ось Т (см. фиг. 2) камеры 1 сгорания, которая совпадает с осью газотурбинного двигателя. Следует отметить, что плоскость Р соответствует плоскости сечения фиг. 2.

Во всех случаях след 32 выражается в появлении разрежения в области наружного обходного воздушного потока 19, перекрываемой охлаждающей втулкой 28 свечи.

Учитывая присутствие такого следа 32 на радиально наружной стенке 3, необходимо локально охлаждать зону на выходе охлаждающей втулки 28 путем восстановления воздушной пленки.

Уже были предложены решения, которые в некоторых конфигурациях предусматривают добавление множества микроотверстий 33 (множественное сверление) с целью охлаждения выходной зоны охлаждающей втулки 28. В примере, представленном на фиг. 4, эти микроотверстия 33 распределены по существу по всей поверхности радиально наружной стенки 3 и предназначены для создания охлаждающей воздушной пленки вдоль этой стенки 3 внутри камеры 1 сгорания. Для ясности эти микроотверстия 33 показаны увеличенными и распределены с меньшей плотностью, чем в реальности.

Однако добавление таких микроотверстий 33 вынуждает осуществлять дополнительные операции во время изготовления. Кроме того, воздушная пленка, воссоздаваемая при помощи микроотверстий 33, не имеет такого же аэродинамического потока, как воздушная пленка, создаваемая при помощи продольных пластинок 31а, 31b.

Раскрытие сущности изобретения

Таким образом, существует потребность в альтернативном решении охлаждения стенки камеры сгорания газотурбинного двигателя для увеличения ее срока службы с максимальным уменьшением температурных градиентов и локальных горячих точек.

Задачей изобретения является по меньшей мере частичное решение вышеупомянутых проблем и преодоление недостатков, присущих известным техническим решениям.

В связи с этим, объектом изобретения является камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере одну стенку, в частности кольцевую или тороидальную стенку, ограничивающую камеру сгорания и содержащую отверстие для прохождения детали, заходящей в камеру сгорания, причем заходящая деталь содержит в своей части, находящейся внутри камеры сгорания, по меньшей мере одно отверстие, выполненное с возможностью создания воздушной пленки охлаждения зоны на выходе заходящей детали.

Благодаря изобретению, можно обеспечивать эффективное охлаждение стенки камеры сгорания газотурбинного двигателя за счет создания воздушной пленки на выходе заходящей детали. Таким образом, можно также ограничить появление горячих следов на стенке камеры сгорания на выходе заходящей детали. Изобретение позволяет также значительно увеличить срок службы камеры сгорания. Кроме того, осуществление изобретения является простым без добавления дополнительных операций и/или компонентов на камере сгорания. Действительно, воздушную пленку можно воссоздавать путем простого добавления отверстия на заходящей детали без существенного увеличения затрат. Кроме того, заявленное решение позволяет воссоздавать воздушную пленку, по существу эквивалентную с точки зрения аэродинамического потока воздушной пленке, создаваемой описанными выше пластинками.

Кроме того, камера сгорания в соответствии с изобретением может иметь один или несколько следующих отличительных признаков, рассматриваемых отдельно или в любых технически возможных комбинациях.

Указанное по меньшей мере одно отверстие заходящей детали можно выполнить, например, посредством механической обработки.

Предпочтительно указанное по меньшей мере одно отверстие заходящей детали соответствует щели, выполненной на поверхности заходящей детали и имеющей, в частности, вытянутую форму.

Кроме того, указанное по меньшей мере одно отверстие заходящей детали расположено в продольном направлении вдоль кольцевого контура заходящей детали, в частности, по меньшей мере на четверти кольцевого контура заходящей детали.

Указанное по меньшей мере одно отверстие заходящей детали может быть выполнено по существу на радиально внутреннем конце заходящей детали.

Кроме того, указанное по меньшей мере одно отверстие заходящей детали может быть расположено по существу параллельно направлению питающего его охлаждающего воздушного потока.

Указанная по меньшей мере одна стенка может содержать радиально наружную кольцевую стенку камеры сгорания. Указанная по меньшей мере одна стенка может также содержать радиально внутреннюю кольцевую стенку камеры сгорания. Указанная по меньшей мере одна стенка может также содержать кольцевую стенку дна камеры.

Кроме того, внутренняя поверхность указанной по меньшей мере одной стенки может содержать по меньшей мере одну пластинку, выполненную с возможностью создания воздушной пленки охлаждения указанной по меньшей мере одной стенки, и, в частности, две пластинки, расположенные по существу параллельно друг другу, при этом заходящая деталь находится между двумя пластинками.

Кроме того, указанная по меньшей мере одна стенка может содержать множество микроотверстий для пропускания охлаждающего воздуха в камеру сгорания с целью охлаждения указанной по меньшей мере одной стенки.

Заходящая деталь может представлять собой любой тип элемента, заходящего в камеру сгорания и образующего, таким образом, препятствие для прохождения защитной воздушной пленки. В частности, речь может идти об оси крепления или о пусковой форсунке. Однако предпочтительно заходящая деталь является охлаждающей втулкой свечи зажигания.

Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий компрессор, в частности компрессор высокого давления, и описанную выше камеру сгорания, расположенную в кольцевом отсеке, выполненном на выходе компрессора, при этом часть воздушного потока, поступающего из компрессора, обходит камеру сгорания вдоль указанной по меньшей мере одной стенки.

Камера сгорания и газотурбинный двигатель в соответствии с изобретением могут иметь любой из вышеуказанных отличительных признаков, рассматриваемых отдельно или в любых технически возможных комбинациях с другими отличительным признаками.

Краткое описание чертежей

Изобретение будет более понятно из нижеследующего подробного описания неограничивающего примера его выполнения со ссылками на схематичные и частичные фигуры прилагаемых чертежей.

На фиг. 1 показан известный газотурбинный двигатель, вид в осевом разрезе;

на фиг. 2 показана кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, изображенного на фиг. 1, вид в осевом разрезе;

на фиг. 3 частично показано внутреннее пространство камеры сгорания, изображенной на фиг. 1 и 2, вид в перспективе;

на фиг. 4 показана радиально наружная кольцевая стенка камеры сгорания, изображенная на фиг. 2, вид сверху;

на фиг. 5 показана часть кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя согласно примеру осуществления изобретения, при этом охлаждающая втулка показана в разрезе, вид в разрезе;

на фиг. 6 изображена кольцевая камера сгорания, представленная на фиг. 5, при этом охлаждающая втулка показана в перспективе и в разрезе, а свеча не показана, другой вид в разрезе и в перспективе;

на фиг. 7 отдельно показана охлаждающая втулка, находящаяся между радиально наружной стенкой и стенкой дна камеры сгорания, показанной на фиг. 5 и 6, вид в перспективе.

На всех фигурах идентичные или аналогичные элементы имеют одинаковые обозначения.

Кроме того, для лучшего понимания фигур различные части, изображенные на фигурах, не обязательно представлены в одинаковом масштабе.

Осуществление изобретения

Во всем тексте описания термины «вход» и «выход» следует рассматривать относительно главного направления F нормального прохождения газов (от входа к выходу) для газотурбинного двигателя 10. Кроме того, осью Т газотурбинного двигателя 10 называется ось радиальной симметрии газотурбинного двигателя 10. Осевое направление газотурбинного двигателя 10 соответствует направлению оси Т газотурбинного двигателя 10. Радиальное направление газотурбинного двигателя 10 является направлением, перпендикулярным к оси Т газотурбинного двигателя 10. Кроме того, если только не указано иное, прилагательные и наречия «осевой», «радиальный», «аксиально» и «радиально» использованы относительно вышеупомянутых осевого и радиального направлений. Кроме того, если только не указано иное, термины «внутренний» и «наружный» использованы относительно радиального направления таким образом, что внутренняя часть элемента находится ближе к оси Т газотурбинного двигателя 10, чем наружная часть этого же элемента.

Кроме того, в дальнейшем тексте описания будет считаться, что заходящая деталь 28 является охлаждающей втулкой 28 свечи зажигания 29. Разумеется, этот выбор не является ограничивающим, и заходящей деталью 28 может быть любой элемент, заходящий в камеру 1 сгорания и образующий препятствие для прохождения защитной воздушной пленки, такой как ось крепления или пусковая форсунка.

Кроме того, стенка 3, ограничивающая камеру 1 сгорания и содержащая отверстие 30 для прохождения заходящей детали 28, образована радиально наружной кольцевой стенкой 3 камеры 1 сгорания. Вместе с тем, этой стенкой может быть также кольцевая стенка 4 дна камеры или радиально внутренняя кольцевая стенка 2 камеры 1 сгорания.

Фиг. 1-4 уже были описаны выше в части, касающейся уровня техники.

Со ссылками на фиг. 5-7 представлен пример варианта осуществления камеры 1 сгорания в соответствии с изобретением.

В частности, на фиг. 5 и 6 представлены виды в перспективе радиально наружной стенки 3 и стенки 4 дна камеры 1 сгорания газотурбинного двигателя, при этом охлаждающая втулка 28 свечи 29 показана соответственно в разрезе и в перспективе. Кроме того, эта охлаждающая втулка 28 показана отдельно в перспективе на фиг. 7.

Камера 1 сгорания аналогична камере, описанной выше со ссылками на фиг. 1-4, однако охлаждающая втулка 28 изменена в соответствии с изобретением для повышения эффективности охлаждения стенки 4 дна камеры, как показано на фиг. 5 и 6, тогда как в примере на фиг. 2 усовершенствование касалось эффективности охлаждения радиально наружной кольцевой стенки 3.

Так, радиально наружная кольцевая стенка 3 камеры 1 сгорания содержит отверстие 30 для прохождения охлаждающей втулки 28 свечи 29 зажигания.

Согласно изобретению, в своей части, находящейся внутри камеры 1 сгорания, охлаждающая втулка 28 содержит отверстие 34, выполненное с возможностью создания воздушной пленки охлаждения зоны на выходе охлаждающей втулки 28.

Как показано на фиг. 5-7, это отверстие 34 выполнено в виде щели вытянутой формы путем механической обработки на поверхности охлаждающей втулки 28 на уровне ее радиально внутреннего конца 28а.

Эта щель 34 позволяет создавать воздушную пленку на выходе охлаждающей втулки 28, чтобы предупреждать или по крайней мере ограничивать образование упомянутых выше горячих следов и, следовательно, увеличить срок службы камеры 1 сгорания.

Кроме того, как показано на фиг. 5 и 6, щель 34 охлаждающей втулки 28 проходит в продольном направлении вдоль кольцевого контура охлаждающей втулки 28 по меньшей мере на четверти этого контура. Кроме того, эта щель 34 расположена по существу параллельно направлению питающего ее охлаждающего воздушного потока.

Кроме того, как показано на фиг. 5 и 6, внутренняя поверхность радиально наружной стенки 3 и внутренняя поверхность дна 4 камеры содержат параллельные между собой продольные пластинки, соответственно 31b и 31а, между которыми находится охлаждающая втулка 28 свечи 29 зажигания.

Разумеется, изобретение не ограничивается описанным выше примером осуществления. Специалист в данной области может вносить в него различные изменения.

В частности, как было указано выше, изобретение можно также применять для радиально внутренней кольцевой стенки или кольцевой стенки дна камеры сгорания, если через такую стенку проходит свеча зажигания или любой другой элемент, заходящий в камеру сгорания.

Выражение «содержащий + неопределенный артикль» следует понимать как синоним выражения «содержащий по меньшей мере один», если только не указано иное.

1. Камера (1) сгорания газотурбинного двигателя (10), содержащая по меньшей мере одну стенку (3), ограничивающую камеру (1) сгорания и содержащую отверстие (30) для прохождения заходящей детали (28), при этом указанная заходящая деталь (28) содержит в своей части, находящейся внутри камеры (1) сгорания, по меньшей мере одно отверстие (34), выполненное с возможностью создания воздушной пленки охлаждения зоны на выходе заходящей детали (28), отличающаяся тем, что внутренняя поверхность указанной по меньшей мере одной стенки (3) содержит две пластинки (31а, 31b), расположенные параллельно друг другу и выполненные с возможностью создания воздушной пленки охлаждения указанной по меньшей мере одной стенки (3), при этом заходящая деталь (28) находится между двумя пластинками (31а, 31b).

2. Камера сгорания по п. 1, отличающаяся тем, что указанное по меньшей мере одно отверстие (34) заходящей детали (28) соответствует щели, в частности вытянутой формы, выполненной на поверхности заходящей детали.

3. Камера сгорания по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что указанное по меньшей мере одно отверстие (34) заходящей детали (28) проходит вдоль по меньшей мере четверти кольцевой кромки радиально внутреннего конца (28а) заходящей детали (28).

4. Камера сгорания по одному из пп. 1–3, отличающаяся тем, что указанное по меньшей мере одно отверстие (34) заходящей детали (28) выполнено по существу на радиально внутреннем конце (28а) заходящей детали (28).

5. Камера сгорания по любому из пп. 1–4, отличающаяся тем, что указанное по меньшей мере одно отверстие (34) выполнено с возможностью направлять выходящий из него охлаждающий воздушный поток по существу параллельно направлению питающего его охлаждающего воздушного потока.

6. Камера сгорания по любому из пп. 1–5, отличающаяся тем, что указанная по меньшей мере одна стенка содержит радиально наружную кольцевую стенку (3) камеры (1) сгорания.

7. Камера сгорания по любому из пп. 1–6, отличающаяся тем, что указанная по меньшей мере одна стенка содержит радиально внутреннюю кольцевую стенку (2) камеры (1) сгорания.

8. Камера сгорания по любому из пп. 1–7, отличающаяся тем, что указанная по меньшей мере одна стенка содержит кольцевую стенку (4) дна камеры сгорания (1).

9. Камера сгорания по любому из пп. 1–8, отличающаяся тем, что указанная по меньшей мере одна стенка (3) содержит множество микроотверстий (33) для пропускания охлаждающего воздуха в камеру (1) сгорания с целью охлаждения указанной по меньшей мере одной стенки (3).

10. Камера сгорания по любому из пп. 1–9, отличающаяся тем, что указанная заходящая деталь (28) является охлаждающей втулкой (28) свечи (29) зажигания.

11. Газотурбинный двигатель (10), отличающийся тем, что содержит компрессор (12), в частности компрессор высокого давления, и камеру (1) сгорания по любому из пп. 1–10, расположенную в кольцевом отсеке (20, 21, 22), выполненном на выходе компрессора (12), при этом часть (19) воздушного потока, поступающего из компрессора (12), обходит камеру (1) сгорания вдоль указанной по меньшей мере одной стенки (3).



 

Похожие патенты:

Предметом изобретения является авиационный двигатель с установкой диффузора под азимутальным углом между диффузором и камерой сгорания. Неподвижные лопатки (15) диффузора (14) установлены под азимутальным углом (α) относительно форсунок (9) камеры сгорания так, что траектории (35), ведущие от задних кромок (34), проходят через зазоры (38) между форсунками (9) и более предпочтительно посредине между ними, так что те части потока, которые могут содержать конденсированную воду, не влияют на инициирование горения.

Изобретение относится к оборудованию камеры сгорания газотурбинного двигателя и, в частности, к трубке для жидкого топлива для системы горелок оборудования камеры сгорания, к расположению горелок и к способу работы оборудования камеры сгорания.

Модуль камеры сгорания для газотурбинного двигателя содержит замкнутое кольцевое пространство, кольцевую камеру сгорания, свечу зажигания. Кольцевая камера сгорания расположена в упомянутом замкнутом кольцевом пространстве и содержит по меньшей мере одну кольцевую стенку, ограничивающую камеру сгорания и содержащую отверстие для установки свечи, а также множество микроотверстий для впуска охлаждающего воздуха в камеру сгорания с целью охлаждения упомянутой кольцевой стенки.

Изобретение относится к области энергетики. Горелка (30) для камеры (16) сгорания газовой турбины, при этом горелка (30) содержит тело (53), имеющее поверхность (64) и ось (50) горелки, топливную трубку (56), воспламенитель (58) и проход (62) или проходы (62) для основного воздушного потока, при этом проход (62) или проходы (62) основного воздушного потока наклонены относительно оси (50) горелки и создают основной вихрь вокруг оси (50) горелки в первом направлении вращения, при этом основной вихрь перемещается в направлении вдоль оси (50) горелки и от поверхности (64), при этом воспламенитель (58) расположен по потоку после топливной трубки (56) относительно первого направления вращения основного вихря, так что часть основного воздушного потока (34А) проходит над топливной трубкой (56) и затем над воспламенителем (58), при этом топливная трубка (56) содержит ось топливной трубки, наконечник для жидкого топлива, имеющий выход для топлива, и решетку проходов вспомогательного воздуха, имеющих выходы, расположенные вокруг топливного выхода, причем проходы вспомогательного воздуха наклонены относительно оси топливной трубки для создания вихря вспомогательного воздуха вокруг оси топливной трубки в том же направлении вращения относительно первого направления вращения.

Изобретение относится к блоку камеры сгорания газотурбинного двигателя, содержащему корпус, камеру сгорания и, по меньшей мере, один топливный инжектор для запуска газотурбинного двигателя.

Система для подачи рабочей текучей среды в камеру сгорания содержит камеру горения и проточный патрубок, который в окружном направлении окружает по меньшей мере часть камеры горения.

Блок топливных форсунок, применяемый в турбинном двигателе, содержит группу топливных форсунок. Группа топливных форсунок расположена внутри воздушной напорной камеры, ограниченной корпусом.

Кольцевая камера сгорания для турбомашины содержит наружную стенку и внутреннюю стенку, ориентированные, по существу, аксиально относительно оси вращения турбомашины, и закрыта со стороны входа стенкой днища камеры, ориентированной, по существу, радиально.

Газотурбинный двигатель содержит компрессор, лопаточные диффузоры, канальный патрубок, кольцевую полость-ресивер, камеру сгорания, турбину. Турбина выполнена с охлаждаемым сопловым аппаратом, лопатки которого вдоль профиля пера от входной кромки имеют первую, вторую, третью и четвертую внутренние полости, соединенные с проточной частью через отверстия в пере лопатки, и перепускное устройство.

Изобретение относится к области соединения компрессора и камеры сгорания газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает внутренний (3) и наружный (2) корпусы, связанные между собой упругими элементами (6, 7).

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере одну стенку, ограничивающую камеру сгорания и содержащую отверстие для прохождения заходящей детали. Указанная заходящая деталь содержит в своей части, находящейся внутри камеры сгорания, по меньшей мере одно отверстие, выполненное с возможностью создания воздушной пленки охлаждения зоны на выходе заходящей детали. Внутренняя поверхность указанной по меньшей мере одной стенки содержит две пластинки, расположенные параллельно друг другу и выполненные с возможностью создания воздушной пленки охлаждения указанной по меньшей мере одной стенки, при этом заходящая деталь находится между двумя пластинками. Изобретение направлено на увеличение срока службы камеры сгорания с максимальным уменьшением температурных градиентов и локальных горячих точек. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Наверх