КАМЕРА СГОРАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ Советский патент 1996 года по МПК F23R3/60 

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, преимущественно авиационным высокотемпературным двухконтурным ТРД.

Известна камера сгорания ТРД, содержащая жаровые трубы, состоящие из отдельных кольцевых секций с отверстиями для подвода охлаждающего воздуха, образующего внутри жаровой трубы пленочное охлаждение секций.

Недостаток такой камеры сгорания недостаточная надежность при высокой температуре газа у перспективных ТРД ввиду чрезмерных термических напряжений в кольцевых секциях, вследствие большого перепада температуры на стенках секций по кольцу.

Известна камера сгорания сегментного типа, содержащая корпус, размещенную в нем жаровую трубу, состоящую из отдельных сегментов, имеющих на переднем и заднем концах радиальные выступы с окружными пазами, и крепежные элементы с ответными упомянутым пазам пластинами.

Сегментная конструкция позволяет применять более жаропрочные материалы, используемые, например, для сопловых лопаток турбины. Это.существенно повышает ресурс и надежность камеры сгорания. Сегменты установлены в каркасе с зазорами, позволяющими им "плавать" при изменении температуры.

Недостатком такой камеры сгорания является повышенная масса (примерно в два раза больше обычной секционной камеры сгорания). Это объясняется тем, что сегменты закреплены на массивном силовом каркасе, подвергающемся высоким и газовым и температурным нагрузкам.

Цель изобретения уменьшение массы.

Это достигается закреплением сегментов не на силовом каркасе, а на радиальные стойках соединенных кон Нами с корпусом камеры сгорания и пластинами, причем выступы сегмент тов расположены в окружном направлении по краям сегментов.

На фиг.1 изображена камера сгорания, продольный разрез; на фиг.2- элемент 1 на фиг. 1 в увеличенном масштабе; на фиг.3 -сечение А-А на фиг.2; на фиг. 4 элемент II на фиг.1 в увеличенном масштабе? на фиг-5 вид по стрелке Б на фиг.2.

Камера сгорания газотурбинного двигателя содержит корпус 1 и 2, размещенную в нем жаровую трубу 3, состоящую из отдельных сегментов 4-9, имеющих на переднем и заднем. концах радиальные выступы 10 с окружными пазами, крепежные элементы с ответными упомянутым пазам пластинами 11. Крепежные элементы выполнены в виде радиальных стоек 12 и 13, соединенных с пластинами 11 и корпусом 1 и 2. Выступы 10 сегментов расположены в окружном направлении по краям сегментов.

Жаровая труба состоит из трех рядов сегментов: задний по потоку газа ряд сегментов 4 и 5, средний ряд из сегментов 6 и 7 и передний ряд из сегментов 8 и 9.

Радиальные стойки 12 могут быть, например, выполнены за одно целое с корпусом 1 и 2, а стойки 13 выполнены на кольце, установленном между внутренними секциями корпуса.

Радиальные выступы соседних сегментов установлены наружными пазами в пластинах 11 радиальных стоек 12 и 13
Для свободного термического расширения сегментов между каждой парой соседних сегментов имеются зазоры Δ₁ и Δ₂Для уменьшения утечки воздуха зазор Δ₂ перекрыт пластинами 14 расположенными в пазах по краям сегментов.

Задние концы сегментов 4 и 5 прикреплены с помощью болтов 15 к кольцам 16 и 1 7 силового аппарата 18, что фиксирует их также в окружном направлении. Остальные сегменты зафиксированы в окружном направлении с помощью выступов 19, входящих в ответные пазы 20 сегментов из соседнего ряда.

Таким образом, сегменты жаровой трубы установлены относительно корпуса при помощи стоек без силового каркаса, что существенно уменьшает Maссу сегментной камеры сгорания.

При работе двигателя воздух, текущий в полости 21 камеры сгорания - растягивает наружный корпус 1 и сжимает внутренний корпус 2. Усилия на сегменты жаровой трубы от разности давлений воздуха снаружи жаровой трубы и давления газа изнутри жаровой трубы оправлены внутрь жаровой трубы. Через стойки 12 и 13 они передаются на корпусы 1 и 2 частично разгружая их от силы избыточного давления в полости 21 Это позволяет уменьшить массу корпуса камеры сгорания. ЫЫЫ2 ЫЫЫ4

Использование: в авиационных высокотемпературных двухконтурных турбореактивных двигателях. Сущность изобретения: камера сгорания содержит корпус, размещенную в нем жаровую трубу, состоящую из отдельных сегментов, имеющих на переднем и заднем концах радиальные выступы с окружным пазами, и крепежные элементы с ответными упомянутым пазам пластинами. Выступы сегментов расположены в окружном направлении по краям, а крепежные элементы выполнены в виде радиальных стоек, соединенных концами с пластинами и корпусом. 5 ил.

Камера сгорания газотурбинного двигателя, содержащая корпус, размещенную в нем шаровую трубу, состоящую из отдельных ceгментов, имеющих на переднем и заднем концах радиальные выступы с окружными пазами, и крепежные элементы с ответными упомянутым пазам пластинами, отличающаяся тем, что, с целью уменьшения массы, крепежные элементы выполнены в виде радиальных стоек, соединенных концами с пластинами и корпусом, а выступы сегментов расположены в окружном направлении по краям.