RU201848U1 - Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения - Google Patents
Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения Download PDFInfo
- Publication number
- RU201848U1 RU201848U1 RU2020127165U RU2020127165U RU201848U1 RU 201848 U1 RU201848 U1 RU 201848U1 RU 2020127165 U RU2020127165 U RU 2020127165U RU 2020127165 U RU2020127165 U RU 2020127165U RU 201848 U1 RU201848 U1 RU 201848U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- damping
- gas turbine
- combustion chamber
- turbine engine
- increase
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
- F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к камерам сгорания газотурбинных двигателей, в частности к жаровым трубам камер сгорания и установок, и может быть использована в авиационной, судовой, а также в энергетической отрасли. Устройство состоит из корпуса, в котором расположена жаровая труба, образуя кольцевой канал. Жаровая труба имеет, по меньшей мере, один пояс подвода охладителя, содержащий выполненные в обечайке щели в форме конфузора для подвода охладителя, расположенные на аэродинамическом выступе, между поясами подвода охладителя выполнены демпфирующие поверхности, состоящие из полусферических демпфирующих полостей, взаимодействующих с потоком через перфорационные отверстия, выполненные на внутренней стенке демпфирующей поверхности, полусферические демпфирующие полости образуют полусферические выступы на внешней стенке демпфирующей поверхности, щели в форме конфузора для подвода охладителя образуют ребра в окружном направлении. Технический результат - повышение эффективности тепловой защиты камеры сгорания газотурбинного двигателя, повышение теплоотдачи камеры сгорания газотурбинного двигателя, повышение КПД двигателя, увеличение надежности и ресурса камеры сгорания.
Description
Полезная модель относится к газотурбинным двигателям, в частности к жаровым трубам камер сгорания, и может быть использована в авиационной, судовой, а также в энергетической отрасли.
Наиболее близким устройством того же назначения к заявленной полезной модели по совокупности признаков является жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя с демпфирующими полостями, содержащая жаровую трубу, расположенную внутри корпуса с образованием кольцевого канала. Жаровая труба имеет, по меньшей мере, один пояс подвода охладителя, содержащий выполненные в обечайке дозирующие отверстия и пазы, сообщенные через отверстия с кольцевым каналом, отверстия и пазы расположены на обечайке в окружном направлении, причем пазы расположены таким образом, что при образовании пазов известным методом электроэрозии - вытравливанием металла электродом - между соседними пазами образуются ребра, толщина которых равна расстоянию d между пазами в окружном направлении, на поверхности обечайки со стороны горячего газа, между соседними поясами подвода охладителя в окружном направлении расположены демпфирующие полости, взаимодействующие с потоком посредством перфорационных отверстий, выполненных на перфорированной пластине, плотно соединенной с обечайкой [1].
К причинам, препятствующим достижению указанного ниже технического результата при использовании известного устройства, принятого за прототип, относится то, что дозирующие отверстия и пазы, выполненные в обечайке, имеют ряд недостатков проявляющихся в сложности их выполнения и необходимости утолщения стенки в форме «ступени», что вызывает турбулизацию охлаждаемого потока воздуха и снижение эффективности тепловой защиты поверхности. Кроме того демпфирующие полости цилиндрической формы имеют ряд недостатков, проявляющихся в необходимости утолщения стенки для расположения в ней цилиндрических демпфирующих полостей, что вызывает дополнительное температурное напряжение металла и приводит к снижению эксплуатационного ресурса, также демпфирующие полости цилиндрической формы не эффективно гасят турбулентные пульсации давления (и скорости) в пограничном слое на внутренней стенке обечайки. Форма цилиндрических демпфирующих полостей не позволяет образовать эффективные турбулизаторы на внешней стенке обечайки.
Технической проблемой, на решение которой направлена полезная модель, является разработка камеры сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения.
Сущность полезной модели заключается в применении щелей в форме конфузора для подвода охладителя, располагаемых на обечайке в окружном направлении, причем щели расположены таким образом, что между ними образуются ребра, толщина которых равна половине ширины щели; демпфирующей поверхности в обечайке камеры сгорания газотурбинного двигателя, располагаемой между соседними поясами подвода охладителя в окружном направлении.
Технический результат - повышение эффективности тепловой защиты камеры сгорания газотурбинного двигателя, повышение теплоотдачи камеры сгорания газотурбинного двигателя, повышение КПД двигателя, увеличение надежности и ресурса камеры сгорания.
Указанный технический результат при осуществлении полезной модели достигается тем, что камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения содержит жаровую трубу, расположенную внутри корпуса с образованием кольцевого канала, жаровая труба имеет, по меньшей мере, один пояс подвода охладителя, расположенный в окружном направлении.
Особенность заключается в том, что в предлагаемой полезной модели, в обечайке, на аэродинамическом выступе, расположены щели в форме конфузора для подвода охладителя, образующие ребра равные половине ширины щели в окружном направлении. Также между соседними поясами подвода охладителя в окружном направлении расположены демпфирующие поверхности.
Полезная модель поясняется чертежом, показывающим схему его реализации.
Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения содержит: корпус 1, в котором расположена жаровая труба 2, образуя кольцевой канал 3. Жаровая труба 2 имеет, по меньшей мере, один пояс подвода охладителя расположенный в окружном направлении, содержащий выполненные в обечайке 4 щели в форме конфузора для подвода охладителя 5, расположенные на аэродинамическом выступе 6. Между поясами подвода охладителя выполнены в окружном направлении демпфирующие поверхности 7 состоящие из полусферических демпфирующих полостей 8, взаимодействующих с потоком через перфорационные отверстия 9, выполненные на внутренней стенке 10 демпфирующей поверхности 7. Полусферические демпфирующие полости 8 образуют полусферические выступы 11 на внешней стенке 12 демпфирующей поверхности 7. Щели в форме конфузора для подвода охладителя 5 образуют ребра 13 равные половине ширины щели, расположенные в окружном направлении.
Устройство работает следующим образом.
Охлаждающий воздух, движущийся вдоль кольцевого канала 3, обтекает обечайку 4, в которой расположена демпфирующая поверхность 7 между соседними поясами подвода охладителя, и турбулизируется за счет обтекания полусферических выступов 11, выполненных на внешней стенке 12 демпфирующей поверхности 7. Турбулизация охлаждающего воздуха увеличивает теплосъем с демпфирующей поверхности 7, что приводит к повышению эффективности тепловой защиты жаровой трубы 2, кроме-того полусферические выступы 11 увеличивают площадь теплообмена и способствуют увеличению теплосъема с демпфирующей поверхности 7. Турбулизированный охлаждающий воздух натекает на аэродинамический выступ 6, который в свою очередь снижает интенсивность турбулентных пульсаций и ламинаризирует пограничный слой. Далее часть охлаждающего воздуха поступает на внутреннюю стенку 10 демпфирующей поверхности 7, через щели в форме конфузора для подвода охладителя 5, вследствие чего происходит выравнивание потока охлаждающего воздуха, который затем выходит вдоль обечайки 4, со стороны потока горячего газа, в которой расположена демпфирующая поверхность 7, взаимодействующая с потоком охлаждающего воздуха через перфорационные отверстия 9, расположенные на внутренней стенке демпфирующей поверхности 7, причем на одну полусферическую демпфирующую полость 8 приходится два перфорационных отверстия 9. В результате обтекания внутренней стенки 10 демпфирующей поверхности 7, пристеночная завеса (защитная пелена охлаждающего воздуха) образует эффективную конвективную тепловую защиту в следствии ламинаризации потока за счет перетекания некоторой массы газа m в полусферическую демпфирующую полость 8 и обратно. Из-за пружинящего эффекта полусферической демпфирующей полости 8 турбулентные пульсации будут ослабевать, что приведет к уменьшению сопротивления трения потока на внутренней стенке 10 демпфирующей поверхности 7 и затягиванию защитной пелены охлаждающего воздуха на поверхности обечайки 4 со стороны горячего газа, между соседними поясами подвода охладителя в окружном направлении, кроме того за счет перетекания некоторой массы охлаждающего воздуха m в полусферические демпфирующие полости 8 и обратно, образуется эффективный теплосъем с обечайки 4. Также через металл ребер 13 (перемычек) обеспечивается эффективный съем тепла посредством теплопроводности с внутренней поверхности жаровой трубы 2, обращенной к потоку горячего газа. Таким образом, пристеночная завеса образует эффективную конвективную тепловую защиту внутренней поверхности обечайки 4 на всей поверхности между поясами подвода охладителя по направлению к выходному сечению жаровой трубы 2.
Литература.
1. Патент РФ №173450, опубл. 28.08.2017.
Claims (1)
- Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения содержит жаровую трубу, расположенную внутри корпуса с образованием кольцевого канала, жаровая труба имеет, по меньшей мере, один пояс подвода охладителя, расположенный в окружном направлении, отличающаяся тем, что в обечайке, на аэродинамическом выступе, расположены щели в форме конфузора для подвода охладителя, образующие ребра, равные половине ширины щели в окружном направлении, между соседними поясами подвода охладителя в окружном направлении расположены демпфирующие поверхности.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020127165U RU201848U1 (ru) | 2020-08-12 | 2020-08-12 | Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2020127165U RU201848U1 (ru) | 2020-08-12 | 2020-08-12 | Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU201848U1 true RU201848U1 (ru) | 2021-01-15 |
Family
ID=74183578
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2020127165U RU201848U1 (ru) | 2020-08-12 | 2020-08-12 | Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU201848U1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2803149C1 (ru) * | 2023-02-09 | 2023-09-07 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Жаровая труба камеры сгорания |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3706203A (en) * | 1970-10-30 | 1972-12-19 | United Aircraft Corp | Wall structure for a gas turbine engine |
EP0019417B1 (en) * | 1979-05-18 | 1983-01-12 | Rolls-Royce Plc | Combustion apparatus for gas turbine engines |
RU2260748C2 (ru) * | 2003-12-02 | 2005-09-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
RU76701U1 (ru) * | 2008-06-03 | 2008-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя |
RU2354889C2 (ru) * | 2006-03-30 | 2009-05-10 | Снекма | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, элемент боковой стенки, предназначенный для формирования камеры сгорания |
RU173450U1 (ru) * | 2016-11-15 | 2017-08-28 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Ульяновский государственный технический университет" | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя с демпфирующими полостями |
-
2020
- 2020-08-12 RU RU2020127165U patent/RU201848U1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3706203A (en) * | 1970-10-30 | 1972-12-19 | United Aircraft Corp | Wall structure for a gas turbine engine |
EP0019417B1 (en) * | 1979-05-18 | 1983-01-12 | Rolls-Royce Plc | Combustion apparatus for gas turbine engines |
RU2260748C2 (ru) * | 2003-12-02 | 2005-09-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
RU2354889C2 (ru) * | 2006-03-30 | 2009-05-10 | Снекма | Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, элемент боковой стенки, предназначенный для формирования камеры сгорания |
RU76701U1 (ru) * | 2008-06-03 | 2008-09-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя |
RU173450U1 (ru) * | 2016-11-15 | 2017-08-28 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Ульяновский государственный технический университет" | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя с демпфирующими полостями |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2803149C1 (ru) * | 2023-02-09 | 2023-09-07 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил "Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина" (г. Воронеж) Министерства обороны Российской Федерации | Жаровая труба камеры сгорания |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4575532B2 (ja) | ディンプルを設けたインピンジメントバッフルを有する熱い壁 | |
CA2891014C (en) | Combustor heat shield | |
US11085644B2 (en) | Internally cooled dilution hole bosses for gas turbine engine combustors | |
CA2892096C (en) | Combustor heat shield | |
RU2011136856A (ru) | Термоэлектрический генератор газовой турбины | |
EP2912276B1 (en) | Film cooling channel array | |
CN113513371A (zh) | 双层壁冷却叶片、应用该冷却叶片的涡轮叶片及燃气轮机 | |
CN109595591B (zh) | 一种带水冷幕墙的波纹板隔热屏 | |
RU201848U1 (ru) | Камера сгорания газотурбинного двигателя с активной зоной охлаждения | |
KR100789037B1 (ko) | 터빈용 열교환기 및 가스 터빈 조립체 | |
RU173450U1 (ru) | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя с демпфирующими полостями | |
CN104359126A (zh) | 一种燃气轮机燃烧室火焰筒的交错式冷却结构 | |
CN204254678U (zh) | 一种燃气轮机燃烧室火焰筒的交错式冷却结构 | |
CA2939290A1 (en) | Single skin combustor heat transfer augmenters | |
CN113464283B (zh) | 一种旋转爆震发动机复合主动冷却结构及旋转爆震发动机 | |
CN204254676U (zh) | 一种燃气轮机燃烧室火焰筒的冷却结构 | |
WO2022227582A1 (zh) | 一种具有换热器的燃烧室结构 | |
EP3591295B1 (en) | Combustor for a gas turbine engine having a combustion chamber and a heatshield with cooling turbulators | |
RU76701U1 (ru) | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
RU101087U1 (ru) | Статор газовой турбины | |
RU225855U1 (ru) | Сопловая лопатка газотурбинного двигателя с системой демпфирования колебаний | |
RU207006U1 (ru) | Двустенная жаровая труба высокотемпературной камеры сгорания непрерывного действия | |
CN112937880B (zh) | 一种飞机辅助动力装置尾喷管 | |
RU163785U1 (ru) | Сопловой аппарат турбины газотурбинного двигателя | |
SU994895A1 (ru) | Теплообменник |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20210131 |