Камеры сгорания непрерывного действия, использующие жидкое или газообразное топливо: ..воздухоподводящие устройства – F23R 3/04

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. Камера сгорания выполнена с межтрубным пространством между внутренним, наружным корпусом и кольцевой жаровой трубой с фронтовыми устройствами. Вход фронтового устройства кольцевой жаровой трубы соединен с проточной частью компрессора последовательно от компрессора через кольцевой сегмент лопаточного диффузора, выход которого соединен с входом пневмопровода - канального патрубка, выход которого соединен с входом в третью внутреннюю полость охлаждаемой лопатки соплового аппарата, один из выходов из которой соединен с входом во фронтовое устройство жаровой трубы. Кроме того, имеются еще два выхода из третьей внутренней полости. Один из выходов через межтрубное пространство камеры сгорания и кольцевую полость-ресивер соединен с входом в первую внутреннюю полость лопатки. Второй выход через окно в разделительной стенке соединен с четвертой внутренней полостью лопатки соплового аппарата. В сопловом аппарате имеются, по крайней мере, одна или несколько лопаток, у которых третья внутренняя полость имеет четвертый выход, соединяющий ее через окно в разделительной стенке со второй внутренней полостью. В этих лопатках располагается перепускное устройство, имеющее кинематическую связь с клапаном, расположенным на входе в топливную форсунку соединенного с этой лопаткой фронтового устройства. Вторая полость этих лопаток соединена со второй полостью лопатки, не имеющей перепускного устройства. Изобретение обеспечивает на различных режимах эффективную работу камеры сгорания газотурбинного двигателя и системы охлаждения высокотемпературной газовой турбины. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

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). Внутренний корпус статора компрессора состыкован с диффузором (10) камеры сгорания в осевом направлении с зазором d на стыке (13), равным 0<d<0,6 мм. Во фланце диффузора (10) камеры сгорания в месте стыка (13) с внутренним корпусом статора компрессора выполнены пазы (14). Заявленное изобретение позволяет повысить надежность, КПД и ресурс работы статора и всего двигателя в целом. 4 ил.

Кольцевая камера сгорания турбомашины содержит две круговые коаксиальные стенки, расположенные одна внутри другой и ограничивающие собой камеру. Каждая из этих стенок содержит, по меньшей мере, одну кольцевую канавку, расположенную вокруг продольной оси камеры и выходящую внутрь камеры. Канавка питается охлаждающим воздухом через отверстия, образованные в стенке и выходящие одной из своих сторон в канавку, а другой во внешнюю часть камеры. Канавка имеет сечение по существу U или V-образной формы, которая расширяется в сторону выхода и содержит две кольцевые боковые поверхности, передние по потоку концы которых соединяются через основание канавки, на уровне которого выходят упомянутые отверстия. Боковые поверхности наклонены по отношению к зоне стенки, на уровне которой расположена канавка, так, чтобы охлаждающий воздух глубже проникал в камеру. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения камеры сгорания. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Камера сгорания газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, содержит стенки, представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах посредством кольцевой донной стенки камеры сгорания. Внутренняя и наружная стенки содержат отверстия для входа первичного воздуха и входа воздуха разбавления, сформированные посредством штамповки и содержащие кромки, выступающие во внутреннюю полость камеры сгорания. Камера сгорания содержит средства релаксации или уменьшения механических напряжений в кромках или в непосредственной близости от этих кромок, по меньшей мере, для части отверстий. Средства релаксации или уменьшения механических напряжений содержат для каждого отверстия одну, две или три щели, сформированные в кромке или вокруг части кромки упомянутого отверстия. Каждая из щелей связана, по меньшей мере, одним из своих концов, с отверстием, предназначенным для остановки распространения трещин. Стенки содержат отверстия микроперфораци для прохода охлаждающего воздуха, наклоненные по отношению к нормали к внешней поверхности стенки внутрь. Щели и отверстия остановки распространения трещин в стенке расположены параллельно соседним отверстиям микроперфорации таким образом, что щели и отверстия остановки распространения трещин участвуют в охлаждении камеры посредством циркуляции воздуха через эти отверстия. Изобретение позволяет снизить температуру пера лопатки и обойтись в некоторых случаях без заградительного охлаждения, что способствует повышению работоспособности лопатки и увеличению ее ресурса. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.

Направляющее устройство для потока воздуха на входе в камеру сгорания газотурбинного двигателя содержит спрямляющий аппарат и расположенный за ним диффузор. Спрямляющий аппарат содержит две коаксиальные обечайки, между которыми размещены лопатки, проходящие по существу в радиальном направлении. Диффузор содержит две коаксиальные стенки, представляющие собой тела вращения и связанные друг с другом при помощи радиальных перегородок. Одна из обечаек спрямляющего аппарата сформирована в виде единой детали с одной представляющей собой тело вращения стенкой диффузора. Другая обечайка спрямляющего аппарата присоединена и закреплена на другой представляющей собой тело вращения стенке диффузора. Лопатки спрямляющего аппарата жестко связаны одним концом с одной обечайкой спрямляющего аппарата и отстоят с небольшим зазором от другой обечайки на другом конце. Изобретение направлено на упрощение технологии изготовления направляющего устройства. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 8 ил.

Обтекатель камеры сгорания газотурбинного двигателя, закрывающий кольцевой ряд топливных форсунок, содержит открытый центральный участок и две боковины, соединяющие центральную часть с двумя концентричными бортами крепления обтекателя к кольцевой плите днища камеры сгорания, соединяясь с кольцом, ограничивающим жаровую трубу камеры сгорания. По меньшей мере, одна из боковин содержит, по меньшей мере, один ряд сквозных отверстий между участком большей кривизны и кромкой указанной боковины, но вне кромки, которая может быть снабжена другими просверленными отверстиями, предназначенными для приема болтов крепления. Камера сгорания и газотурбинный двигатель включают такой обтекатель. Изобретение направлено на снижение шума, а также на устранение перепадов давления между внутренним и внешним пространством обтекателя и на регулирование потока воздуха во всех режимах работы двигателя. 4 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к теплоэнергетике и может быть использовано в технологических установках для испытания различных воздушно-реактивных двигателей (ВРД), преимущественно прямоточных (ПВРД), в том числе и гиперзвуковых (ГПВРД), в качестве источника воздуха, состав и термодинамические характеристики которого соответствуют различным режимам полета летательного аппарата. Способ получения высокотемпературной газовой среды с заданным содержанием кислорода включает подачу горючего и газообразного или жидкого окислителя, например кислорода или воздуха, или смеси кислорода с азотом в зону горения камеры сгорания с образованием в ее выходном сечении газообразной среды с равномерным полем температуры и содержанием кислорода, а также подачу кислорода или воздуха, или смеси кислорода с азотом в зону разбавления камеры сгорания в виде кольцевых потоков из струй в нескольких поперечных сечениях. При этом подачу кислорода или воздуха, или их смесей, или смеси кислорода с азотом в каждый кольцевой поток зоны разбавления камеры сгорания осуществляют от автономных источников с одинаковой глубиной внедрения струй в каждом сечении, но разной в разных поперечных сечениях. Кольцевые потоки, образованные из струй в разных поперечных сечениях, перекрывают в плане поперечное сечение зоны разбавления к выходу камеры сгорания. Газообразную среду каждого кольцевого потока зоны разбавления смешивают в одинаковой пропорции с газообразной средой соответствующего кольцевого потока, истекающего из зоны горения камеры сгорания. Изобретение позволяет обеспечить высокую равномерность распределения температур и содержания кислорода на выходе камеры сгорания и, соответственно, на входе испытываемого двигателя в широком диапазоне как расхода искусственного воздуха, так и его температуры и содержания кислорода. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Диффузор для кольцевой камеры сгорания с одной зоной, в частности для авиационного турбовинтового двигателя, содержит разделительный элемент, разделяющий поток воздуха, выходящий из компрессора, на два кольцевых диффузионных потока. Разделительный элемент образован тонким листом, соединенным конструкционными рычагами с внутренней и наружной кругообразно симметричными стенками диффузора. Угол расширения каждого диффузионного потока, образованный указанным тонким листом в диффузоре, составляет приблизительно 12-13°. Топливные форсунки в камере сгорания расположены на одной линии с участком нижнего по потоку конца тонкого листа, образующего разделительный элемент, и ориентированы относительно продольной оси камеры сгорания, по существу, так же, как и указанный участок нижнего по потоку конца. Изобретение направлено на создание компактного диффузора, позволяющего оптимально разделять поток воздуха, выходящий из компрессора, на два диффузионных потока, питающих камеру сгорания с одной зоной, минимизирующую потери напора, оптимизирующую распределение расхода питающего и охлаждающего потока к камере сгорания и минимизирующую возмущения, вызванные отбором воздуха в самолете с конца камеры сгорания. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Диффузор турбореактивного двигателя расположен между компрессором и камерой сгорания, выполнен независимым от компрессора и прикреплен к внешней оболочке камеры сгорания при помощи только одного элемента подвески. Элемент подвески проходит между внешней оболочкой и внешней продольной стенкой диффузора и образован первой и второй стенками в форме усеченного конуса. Первая стенка в форме усеченного конуса проходит от внешней продольной стенки диффузора по направлению к камере сгорания. Вторая стенка в форме усеченного конуса присоединена к первой стенке в форме усеченного конуса и проходит к компрессору между первой стенкой в форме усеченного конуса и внешней оболочкой камеры сгорания. Другое изобретение группы относится к турбореактивному двигателю, который содержит компрессор, камеру сгорания, указанный выше диффузор и поперечную стенку, установленную между статором компрессора и внешней оболочкой для образования кольцеобразного пространства. Поперечная стенка выступает вниз по потоку вокруг входного участка диффузора, а указанные две стенки в форме усеченного конуса элемента подвески окружают выступающую вниз по потоку часть поперечной стенки. Изобретения позволяют упростить и снизить стоимость крепления диффузора в турбореактивном двигателе. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя содержит донную стенку, проходящую поперечно по отношению к продольной оси камеры сгорания, и боковые стенки, проходящие в продольном направлении от упомянутой донной стенки, располагающейся в передней по потоку части камеры сгорания, и вплоть до выходного отверстия выбрасывания потока газообразных продуктов сгорания, располагающегося в задней по потоку части камеры сгорания. Боковые стенки содержат, по меньшей мере, один ряд отверстий подвода воздуха разжижения потока газообразных продуктов сгорания. По меньшей мере, одно отверстие разжижения имеет переднюю по потоку кромку, выступающую в направлении внутрь камеры сгорания, и заднюю по потоку кромку, выступающую в направлении наружу по отношению к камере сгорания и асимметричную с передней по потоку кромкой по отношению к плоскости, поперечной к стенке. Отверстие имеет ось, ориентированную вдоль некоторого направления, наклоненного по отношению к стенке под некоторым углом и проходящего в сторону внутренней полости и в направлении задней по потоку части камеры сгорания. Изобретение позволяет оптимизировать подвод потока воздуха к камере сгорания. 3 н. и 19 з.п. ф-лы, 9 ил.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит жаровую трубу, образующие диффузор наружный и внутренний кольцевые силовые корпуса, связанные между собой стойками с торцевыми полками. Диффузор выполнен неразъемным. Каждая стойка изготовлена путем механической обработки, по меньшей мере, части ее поверхности, и в каждой стойке выполнены полости. Торцевые полки стойки изготовлены путем механической обработки с образованием фасок, скошенная часть которых расположена к оси стойки в диапазоне 30-40°. По меньшей мере, треть стоек имеет элементы крепления жаровой трубы камеры сгорания к стойкам. Изобретение повышает надежность и долговечность камеры сгорания при одновременном снижении ее массово-габаритных размеров. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Камера сгорания, преимущественно для газотурбинных двигателей и установок, содержит состоящую из секций жаровую трубу. Каждая из секций образована соединенными внахлест кольцевыми обечайками. Одна из сторон каждой обечайки имеет гладкую поверхность, а другая - гофрированную. Гладкая часть предыдущей обечайки соединена с вершинами гофров следующей, образуя каналы для прохождения охлаждающего воздуха, имеющие отношение длины к ширине, большее или равное 1,6, и поперечного сечения гофров. Изобретение позволяет снизить температурные перепады в стенке, приводящие к снижению термических напряжений и увеличению ресурса. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Жаровая труба кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя содержит последовательно соединенные секции. Каждая из секций имеет стенку с основными отверстиями для подачи вторичного воздуха и ребристый экран. Экран прикреплен ребрами к внутренней стороне стенки с образованием межреберных каналов и имеет отверстия, соосные с основными отверстиями стенки. В стенке выполнены секторные выборки, примыкающие к основным отверстиям для подачи вторичного воздуха в межреберные каналы. В экране, в ближайшем к оси основного отверстия промежутке между ребрами со стороны выборок выполнена прорезь, имеющая длину, равную 5…6 высотам межреберного канала, и ширину, равную 0,2…0,3 ее длины. Прорезь выполнена насквозь от задней по потоку воздуха кромки отверстия до заднего торца экрана. Изобретение позволяет повысить надежность жаровой трубы путем снижения перегрева в застойной зоне. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.