ПЕРЕХОДНАЯ ЧАСТЬ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ, ТРУБЧАТАЯ КАМЕРА СГОРАНИЯ, ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ И СПОСОБЫ ЕГО МОДЕРНИЗАЦИИ И БОРОСКОПИЧЕСКОЙ ИНСПЕКЦИИ
TRANSIENT PART OF COMBUSTION CHAMBER; TUBULAR COMBUSTION CHAMBER; GAS-TURBINE ENGINE AND METHODS OF ITS MODERNISATION AND BOROSCOPIC INSPECTION

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Изобретение относится к переходной части камеры сгорания с продолжением стенки для термоакустической развязки смежных камер сгорания, к газотурбинному двигателю, содержащему такую переходную часть камеры сгорания, а также к способу модернизации газотурбинного двигателя такой переходной частью камеры сгорания.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Известно применение газотурбинных двигателей с трубчатыми камерами сгорания для различных целей в энергетических установках. Процесс сгорания, осуществляемый в этих газотурбинных двигателях, может приводить к образованию прямой динамической связи между трубчатыми камерами сгорания. Динамическая или термоакустическая связь трубчатых камер сгорания газотурбинного двигателя может приводить к возникновению сильных колебаний, в частности сильных низкочастотных колебаний, которые отрицательно влияют на стабильность и срок службы камеры сгорания. Это может привести к уменьшению срока службы газотурбинного двигателя, или, в крайних случаях, к разрушению ее конструкции. Для уменьшения термоакустических колебаний обычно устанавливаются демпферы или резонаторы, и/или осуществляется ступенчатая подача топлива, как описывается, например, в документе US 2010/0313568. Так как для низкочастотных демпферов требуются большие пространства, это решение не является удобным. Ступенчатая подача топлива отрицательно влияет на объем вредных выбросов из-за образования зон локального перегрева (что ведет к выделению оксидов азота) и зон локального недогрева (что ведет к выделению оксидов углерода).
Термоакустические колебания этого типа трудно прогнозируются аналитическим путем, и могут наблюдаться уже только позднее в процессе разработки, так как необходимо выполнять полные испытания установки, чтобы обнаружить неустойчивые режимы с прямым взаимодействием трубчатых камер сгорания. Даже если имеются демпферы или резонаторы, по-прежнему остается необходимость в настройке на более позднем этапе разработки, и в худшем случае потребуется специальная настройка уже при вводе в эксплуатацию каждой конкретной установки.
Связь трубчатых камер сгорания происходит через:
- впуск турбины в области ниже по потоку от камер сгорания, или переходную часть от камеры сгорания к турбине и выше по потоку от переднего края лопаток первой ступени турбины,
- средства подачи основного воздуха в горелки,
- средства подачи воздуха охлаждения и подсоса в камеру сгорания, или
- трубки перекрестного воспламенения, расположенные между трубчатыми камерами сгорания.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Чтобы не допустить возникновения таких колебаний предлагается обеспечить эффективную развязку трубчатых камер сгорания. Задачей настоящего изобретения является развязать термоакустическую связь между трубчатыми камерами сгорания через впуск турбины, который считается основным путем для образования этой связи. Этот путь связи является основным потому, что он имеет наибольшую площадь и наименьшее падение давления между двумя смежными камерами сгорания. В этом случае возникновение термоакустических колебаний из-за прямой связи между камерами сгорания можно избежать без необходимости использовать ступенчатую подачу топлива и демпферы. Тем самым увеличивается срок службы и уменьшается выброс вредных веществ.
Согласно одному аспекту настоящего изобретения предлагается переходная часть камеры сгорания от трубчатой камеры сгорания к впуску турбины, выполненная с возможностью направления газов сгорания в путь потока горячего газа, продолжающийся между трубчатой камерой сгорания газотурбинного двигателя и первой ступенью турбины. Переходная часть камеры сгорания содержит канал, имеющий впуск на верхнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с трубчатой камерой сгорания, и выпуск на нижнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с первой ступенью турбины. Нижний по потоку конец содержит наружную стенку, внутреннюю стенку, а также первую и вторую боковые стенки. Наружная и внутренняя стенки смежных переходных частей камеры сгорания образуют кольцевой путь потока с выпуском, причем выпуск соединяется с впуском турбины.
Впуск переходной части камеры сгорания обычно имеет такое же поперечное сечение, что и трубчатая камера сгорания, к которой присоединяется эта переходная часть. Поперечное сечение может иметь, например, круглую, овальную или прямоугольную форму. Выпуск обычно выполнен в виде сегмента кольцевого канала.
Множество переходных частей камеры сгорания, установленных в газотурбинном двигателе, образуют кольцевой канал для направления потока горячего газа в турбину.
Согласно первому варианту осуществления по меньшей мере одна боковая стенка имеет продолжение боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за выпуск на нижнем по потоку конце переходной части камеры сгорания.
После установки в газотурбинный двигатель продолжение боковой стенки входит в канал потока впуска турбины, тем самым развязывая термоакустическую связь между трубчатыми камерами сгорания через впуск турбины.
Согласно дополнительному варианту осуществления продолжение боковой стенки переходной части камеры сгорания содержит охлаждающий канал. Охлаждающий канал, например, образован первым продолжением боковой стенки и вторым продолжением боковой стенки, которые отделяют охлаждающий канал от пути потока горячего газа, обычно образуя полый путь потока между двумя продолжениями боковой стенки. Охлаждающий канал может также быть образован продолжениями боковых стенок двух переходных частей камер сгорания, которые выполнены таким образом, что продолжения боковых стенок двух переходных частей камер сгорания образуют охлаждающий канал, когда они установлены рядом друг с другом в газотурбинном двигателе.
Согласно другому варианту осуществления переходная часть камеры сгорания имеет продолжение боковой стенки, которое разделено на первое продолжение боковой стенки и второе продолжение боковой стенки линией раздела, содержащей уплотнение. Охлаждающий канал может быть образован двумя продолжениями боковой стенки.
Согласно еще одному варианту осуществления переходная часть камеры сгорания имеет первую боковую стенку, которая оканчивается на выпуске, и вторую боковую стенку, имеющую продолжение боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за выпуск на нижнем по потоку конце переходной части камеры сгорания. Это продолжение боковой стенки имеет U-образное поперечное сечение, причем первое плечо U-образного продолжения соединено со второй боковой стенкой. Продолжение отделяет сторону горячего газа от стороны охлаждения, и второе плечо U-образного продолжения начинается непосредственно ниже по потоку от выпуска на стороне охлаждения первого продолжения боковой стенки. Второе плечо соединено с первым плечом посредством третьего плеча на нижнем по потоку конце. U-образное продолжение тем самым образует охлаждающий канал между первым плечом, вторым плечом и третьим плечом.
Второе плечо U-образного продолжения выполнено таким образом, что второе плечо продолжения начинается непосредственно ниже по потоку от первой боковой стенки соседней переходной части камеры сгорания, которая не имеет продолжение, образуя один обтекаемый контур на стороне горячего газа первой боковой стенки/второго плеча, когда две переходные части камеры сгорания установлены рядом друг с другом в газотурбинном двигателе.
В альтернативном варианте осуществления первая боковая стенка переходной части камеры сгорания имеет короткое первое продолжение боковой стенки, продолжающееся за выпуск на нижнем по потоку конце переходной части камеры сгорания, и вторая боковая стенка имеет длинное второе продолжение боковой стенки, продолжающееся в направлении ниже по потоку за пределы короткого первого продолжения боковой стенки, образуя продолжение J-образной формы. В этом J-образном продолжении часть длинного продолжения боковой стенки, продолжающаяся за пределы короткого продолжения боковой стенки, имеет U-образное поперечное сечение, причем первое плечо U-образной формы является частью длинного продолжения боковой стенки, отделяющей сторону горячего газа от стороны охлаждения. Второе плечо U-образного продолжения начинается ниже по потоку от выпуска на стороне охлаждения первого плеча и располагается по существу параллельно первому плечу. Второе плечо соединено с первым плечом посредством третьего плеча на нижнем по потоку конце.
Второе плечо U-образного длинного продолжения боковой стенки выполнено таким образом, что второе плечо продолжения начинается непосредственно ниже по потоку от короткого первого продолжения боковой стенки соседней переходной части камеры сгорания, чтобы образовать один обтекаемый контур на стороне горячего газа первой боковой стенки/второго плеча, когда две переходные части установлены рядом друг с другом в газотурбинном двигателе.
Согласно варианту осуществления охлаждающий канал, образованный одним или более продолжениями боковой стенки, закрыт к наружной стенке, то есть, после установки в газотурбинный двигатель, на стороне области охлаждения, которая обращена к наружной полке лопаток первой ступени турбины, и/или к внутренней стенке, то есть, после установки в газотурбинный двигатель, на стороне области охлаждения, которая обращена к внутренней полке лопаток первой ступени турбины. Область охлаждения или охлаждающий канал могут быть закрыты к наружной стенке и/или к внутренней стенке посредством торцевой пластины.
Согласно дополнительному варианту осуществления, разделена на первую торцевую пластину и вторую торцевую пластину линией раздела. Каждая из первой и второй торцевых пластин может быть соединена с первым и вторым продолжением торцевой стенки (например, соединена посредством пайки или сварки), или быть выполнена за одно целое с соответствующим продолжением торцевой стенки (например, образована посредством литья или механической обработки).
Согласно другому варианту осуществления торцевая пластина по меньшей мере частично отделена от первого продолжения боковой стенки зазором, и по меньшей мере частично соединена со вторым продолжением боковой стенки. Этот вариант осуществления может быть предпочтителен для тех случаев, когда второе продолжение боковой стенки продолжается далее вниз по потоку от выпуска переходной части камеры сгорания. После удаления каждой второй камеры сгорания, соответствующая сторона более короткого первого продолжения предоставляет беспрепятственный доступ для бороскопической инспекции смежного пути потока горячего газа.
Помимо переходной части, другой задачей настоящего изобретения является создание трубчатой камеры сгорания, содержащей такую переходную часть. Переходная часть может представлять собой отдельный компонент, или может быть выполнена за одно целое с трубчатой камерой сгорания. Трубчатая камера сгорания и переходная часть могут, например, быть изготовлены посредством литья, экструзионного формования, или быть изготовлены посредством сварки или пайки.
Также задачей настоящего изобретения является создание газотурбинного двигателя, содержащей такую переходную часть камеры сгорания. Газотурбинный двигатель имеет по меньшей мере один компрессор, по меньшей мере одну турбину и по меньшей мере одну трубчатую камеру сгорания, причем между трубчатой камерой сгорания и турбиной установлена переходная часть согласно изобретению.
После установки в газотурбинный двигатель продолжение боковой стенки переходной части камеры сгорания продолжается ниже по потоку в область между внутренней и наружной полками первой лопатки турбины. После установки продолжение боковой стенки оканчивается непосредственно выше по потоку от аэродинамического профиля первой лопатки. Смежные первое и второе продолжения боковой стенки и расположенный далее аэродинамический профиль могут располагаться таким образом, что их поверхности будут выровнены, образуя одну гладкую поверхность, обращенную к пути потока горячего газа.
Для минимизации потерь при работе газотурбинного двигателя по меньшей мере одно продолжение боковой стенки продолжается ниже по потоку от переднего края аэродинамического профиля первой лопатки таким образом, чтобы оставить только зазор, который имеет размеры, обеспечивающие возможность теплового расширения между трубчатой камерой сгорания и турбиной.
Согласно дополнительному варианту осуществления продолжение боковой стенки расположено между двумя лопатками и продолжается за пределы переднего края в направлении ниже по потоку. Передний край может, например, продолжаться в область наименьшей площади потока между двумя лопатками. Обычно при работе скорость потока достигает критического значения в этой области, таким образом продолжение боковой стенки, достигающее эту область, может эффективно блокировать любую акустическую связь между двумя сторонами продолжения боковой стенки.
Предлагаемая переходная часть камеры сгорания может использоваться в новых газотурбинных двигателях, а также для модернизации имеющихся газотурбинных двигателей. Способ модернизации газотурбинного двигателя включает в себя этапы, на которых: открывают корпус газотурбинного двигателя, удаляют по меньшей мере одну имеющуюся переходную часть камеры сгорания, устанавливают по меньшей мере одну переходную часть камеры сгорания согласно изобретению с продолжением боковой стенки, и закрывают корпус газотурбинного двигателя. Чтобы обеспечить доступ для осуществления бороскопической инспекции пути потока горячего газа, трубчатая камера сгорания и/или переходная часть камеры сгорания может быть удалена. Чтобы уменьшить время, требуемое для удаления переходных частей камер сгорания, предпочтительно, если будет необходимо удалить только часть переходной части. Однако при наличии продолжения боковой стенки доступ от одной камеры сгорания к пути потока горячего газа соседней переходной части затруднен. Чтобы уменьшить количество переходных частей камер сгорания, которые необходимо удалить, предлагается способ бороскопической инспекции газотурбинного двигателя с переходной частью камеры сгорания, которая не имеет продолжение боковой стенки или имеет только короткое продолжение боковой стенки на одной стороне выпуска. Согласно этому способу, удаляют каждую вторую переходную часть камер сгорания для инспекции пути горячего газа ниже по потоку от удаленной переходной части камеры сгорания и пути горячего газа соседней камеры сгорания, которая остается установленной в газотурбинном двигателе. Инспекция соседней камеры сгорания осуществляют через зазор, открывающийся удалением продолжения боковой стенки вместе с удаленной переходной частью камеры сгорания.
Инспекция путей горячего газа камеры сгорания может осуществляться и на еще более дальних участках, если в обеих боковых стенках продолжения боковой стенки расположены резонаторные отверстия, которые в достаточной степени выровнены и имеют достаточные размеры, чтобы обеспечить возможность прохождения через них бороскопа.
Описанные выше переходная часть камеры сгорания, трубчатая камера сгорания и газотурбинный двигатель могут быть газотурбинным двигателем с единой камерой сгорания или газотурбинным двигателем с последовательным сгоранием, известными например из ЕР 0620363 В1 ил ЕР 0718470 А2. Это также может быть переходная часть камеры сгорания газотурбинного двигателя с устройством камер сгорания, описанным в WO 2012/136787. Раскрытый способ модернизации, а также способ бороскопической инспекции, могут применяться в газотурбинном двигателе с неразделенной камерой сгорания или в газотурбинном двигателе с последовательным сгоранием.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Изобретение, его сущность, а также его преимущества описываются более подробно ниже на прилагаемых чертежах.
Фиг. 1а - показывает пример газотурбинного двигателя согласно настоящему изобретению.
Фиг. 1b - показывает поперечное сечение впуска турбины с переходными частями камер сгорания газотурбинного двигателя на фиг.1a.
Фиг. 2 - показывает пример конструкции переходной части камеры сгорания с первой лопаткой турбины согласно настоящему изобретению.
Фиг. 3 - показывает поперечное сечение III-III на фиг. 2 с переходной частью камеры сгорания и первой лопаткой.
Фиг. 4а, 4b, 4 с - показывают примеры различных вариантов осуществления продолжений боковой стенки переходной камеры сгорания.
ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
ИЗОБРЕТЕНИЯ
Те же или функционально идентичные элементы обозначаются ниже одинаковыми ссылочными позициями. Представленные примеры не ограничивают каким-либо образом изобретение описываемыми конструкциями.
Пример конструкции показан на фиг. 1а. В газотурбинный двигатель 9 подается впускной газ 7 компрессора. В газотурбинном двигателе 9 после компрессора 1 расположена камера сгорания, которая содержит множество трубчатых камер 2 сгорания. Горячие газы сгорания подаются в турбину 3 через множество переходных частей 24 камер сгорания. Трубчатые камеры 2 сгорания и переходные части 24 камер сгорания образуют путь 15 потока горячего газа, ведущий к турбине 3. Переходные части 24 камер сгорания соединяют трубчатые камеры 2 сгорания с первой лопаткой 10 турбины 3.
От компрессора 1 отводится охлаждающий воздух 5, 6 для охлаждения турбины 3 и камер сгорания. В этом примере показаны системы охлаждения для охлаждающего воздуха 5 высокого давления и охлаждающего воздуха 6 низкого давления.
Отработавший газ 8 выходит из турбины 3. Отработавший газ 8 типично используется в теплоутилизационном парогенераторе для генерирования пара для комбинированного производства тепловой и электрической энергии или для пароводяного цикла в комбинированном цикле (не показан).
На фиг. lb показаны в поперечном сечении по линии В-В переходные части 24 камер сгорания газотурбинного двигателя 9. Переходные части 24 камер сгорания направляют горячие газы от трубчатых камер 2 сгорания к турбине, и располагаются таким образом, чтобы образовать кольцевой канал для горячего газа на впуске турбины.
Пример взаимодействия между переходной частью 24 камеры сгорания и первой лопаткой 24 показан более подробно на фиг. 2. Внутри переходной части 24 камеры сгорания наружная стенка 11 переходной части камеры сгорания, внутренняя стенка 12 переходной части камеры сгорания и боковые стенки 21 образуют путь 15 потока горячего газа. На выпуске переходной части 24 камеры сгорания поперечное сечение каждой переходной части камеры сгорания имеет форму сектора кольца, которое образует путь 15 потока горячего газа на впуске турбины. Путь потока продолжается в первые лопатки 10 турбины 3. Внутренняя полка 14 и наружная полка 13 ограничивают путь потока горячего газа на впуске турбины. Аэродинамические профили 18 лопаток 10 турбины продолжаются в радиальном направлении между внутренней полкой 14 и наружной полкой 13 первой лопатки 10 и по меньшей мере
частично разделяют поток горячего газа в окружном направлении. Продолжение 20 боковой стенки содержит объем охлаждения (боковые стенки на этом чертеже обозначены посредством штриховых линий). Для разделения пути 15 потока горячего газа на несвязанные секции боковая стенка 20 переходной части 21 камеры сгорания располагается выше по потоку от аэродинамического профиля 18, и продолжение 20 боковой стенки продолжается в область, ограниченную внутренней полкой 14 лопатки и наружной полкой 13 лопатки. Продолжение 20 боковой стенки оканчивается выше по потоку от переднего края аэродинамического профиля 18. Как показано на фиг.2, между аэродинамическим профилем 18 и продолжением 20 боковой стенки обычно может оставаться зазор для обеспечения возможности осевых перемещений вследствие теплового расширения в турбине и в камере сгорания. Обычно аэродинамический профиль 18 и продолжение 20 боковой стенки не должны соприкасаться друг с другом, чтобы исключить механические повреждения этих частей, в частности покрытия или теплозащитного покрытия, которое может быть нанесено на их поверхность.
Поперечное сечение III-III переходных частей 24 камер сгорания и первых лопаток 10, представленных на фиг.2, показано на фиг.3. В этом примере представлены конструкции лопаток, которые содержат два аэродинамических профиля 18, расположенных между одной внутренней и одной наружной полками 13, 14. В этом примере одна лопатка этой конструкции с двумя аэродинамическими профилями 18 располагается ниже по потоку от каждой переходной части 24 камер сгорания.
Количество аэродинамических профилей, приходящихся на каждую внутреннюю и наружную полки (конструкция лопатки) не ограничивается двумя и может быть любым целым числом. Также количество аэродинамических профилей, приходящихся на каждую переходную часть, не ограничивается двумя и может быть любым. Так как возможно использование конструкции, когда продолжение боковой стенки имеется только на каждой второй, третьей, четвертой и т.п. переходной части камер сгорания, количество аэродинамических профилей, приходящихся на каждую переходную часть, не ограничивается целым числом. Внутри переходной части 24 камеры сгорания путь 15 потока горячего газа разделяется на отдельные каналы боковыми стенками 21 переходной части камеры сгорания. Лопатки 10 располагаются ниже по потоку от переходной части 24 камеры сгорания. Выше по потоку от каждого второго аэродинамического профиля 18 продолжение 20 боковой стенки продолжается до верхнего по потоку конца аэродинамического профиля 18.
Возможны различные конструкции продолжения 20 боковой стенки переходной части камеры сгорания. На фиг.4а, 4b, 4с иллюстрируются три примера конструкции продолжений боковой стенки.
В примере на фиг.4а правая боковая стенка 21b переходной части камеры сгорания первой переходной части 24 камеры сгорания и левая боковая стенка 21a переходной части камеры сгорания соседней переходной части камеры сгорания оканчиваются рядом друг с другом на выпуске 22 переходных частей камер сгорания. Правая боковая стенка 21b переходной части камеры сгорания продолжается в направлении вниз по потоку, образуя правое продолжение 20b боковой стенки, а левая боковая стенка 21a переходной части камеры сгорания продолжается в направлении вниз по потоку, образуя левое продолжение 20a боковой стенки. Оба продолжения 20а, 20b боковых стенок располагаются рядом друг с другом (в этом примере параллельно друг другу), тем самым образуя продолжение 20 боковых стенок, содержащее охлаждающий канал между внутренней полкой 14 передней лопатки и наружной полкой передней лопатки. Этот канал открывается в направлении области между правой боковой стенкой 21a переходной части камеры сгорания первой переходной части 24 камеры сгорания и левой боковой стенкой 21b переходной части камеры сгорания соседней переходной части камеры сгорания. Охлаждающий воздух 6 высокого давления подается в этот охлаждающий канал из области между правой боковой стенкой 21b переходной части камеры сгорания первой переходной части 24 камеры сгорания и левой боковой стенкой 21a переходной части камеры сгорания соседней переходной части 24 камеры сгорания. Чтобы уменьшить потери охлаждающего воздуха левое и правое продолжения 20а, 20b боковых стенок могут быть изогнуты в направлении друг к другу на их нижнем по потоку конце, как показано на фиг.4а. Дополнительно, чтобы уменьшить потери охлаждающего воздуха канал между левым и правым продолжениями 20а, 20b боковых стенок может быть закрыт посредством торцевой пластины 17 на наружной радиально стороне и внутреннем конце продолжений 20а, 20b боковых стенок, то есть на конце, обращенном к внутренней полке 14 лопатки и/или на конце, обращенном к наружной полке 13 лопатки. В примере, показанном на фиг.4а, торцевая пластина 17 содержит левую торцевую пластину 17а, которая прикреплена к левому продолжению 20а боковой стенки, и правую торцевую пластину 17b, которая прикреплена к правому продолжению 20b боковой стенки.
Между левой и правой торцевыми пластинами 17а, 17b на внутреннем конце и/или на наружном конце может оставаться открытым зазор или линия 16 раздела, чтобы обеспечить возможность теплового расширения и допуски на сборку. Также между нижними по потоку концами левого и правого продолжений 20а, 20b боковых стенок может быть предусмотрен зазор 23, чтобы обеспечить возможность теплового расширения и допуски на сборку.
На фиг.4b показан альтернативный вариант конструкции продолжения боковой стенки. В этом примере левая боковая стенка 21а переходной части камеры сгорания оканчивается на выпуске 22 и не имеет продолжения. Только правая боковая стенка 21b переходной части камеры сгорания продолжается для образования продолжения 20 боковой стенок переходной части камер сгорания. Здесь правое продолжение 20b боковой стенки переходной части камеры сгорания не оканчивается на нижнем по потоку конце, а имеет U-образную форму, и левое продолжение 20а боковой стенки переходной части камеры сгорания присоединено к правому продолжению 20b боковой стенки переходной части камеры сгорания на нижнем по потоку конце. В этом примере торцевая пластина 17 выполнена в виде одной детали, соединяющей левое и правое продолжения 20а, 20b боковых стенок.
Преимущество конструкции в примере на фиг.4b состоит в том, что открытый зазор 23 и линия 16 раздела между левым и правым продолжениями боковых стенок переходных частей камер сгорания могут быть минимизированы до зазора 23 на нижнем по потоку конце левой боковой стенки 21а переходной части камеры сгорания, тем самым уменьшая потери охлаждающего воздуха. Дополнительно, для инспекции области выпуска 22 ниже по потоку от двух соседних переходных частей 24 камер сгорания необходимо удалить только одну переходную часть 24 камеры сгорания.
Для лучшего охлаждения продолжения 20 боковых стенок переходных частей камер сгорания в левом и правом продолжениях 20а, 20b боковых стенок переходных частей камер сгорания предусмотрены отверстия 19 для пленочного и/или эффузионного охлаждения. Охлаждающий воздух подается через охлаждающий канал 25, образованный первым и вторым продолжениями 20а, 20b боковых стенок. Отверстия для пленочного и/или эффузионного охлаждения могут быть предусмотрены во всех примерах на фиг.4а, 4b, 4с, а также в любой другой конструкции продолжения боковой стенки.
Третий пример, показанный на фиг.4с, является компромиссным между примерами на фиг.4а и фиг.4b. Правая боковая стенка 21b переходной части камеры сгорания первой переходной части 24 камеры сгорания и левая боковая стенка 21а переходной части камеры сгорания соседней переходной части камеры сгорания оканчиваются рядом друг с другом на выпуске 22 переходных частей камер сгорания. Правая боковая стенка 21b переходной части камеры сгорания продолжается в направлении вниз по потоку, образуя правое продолжение 20b боковой стенки, и левая боковая стенка 21а продолжается в направлении вниз по потоку, образуя левое продолжение 20а боковой стенки. Оба продолжения 20а, 20b боковых стенок располагаются рядом друг с другом (в этом примере параллельно друг другу). Левое продолжение 20а боковой стенки короче, чем правое продолжение 20b боковой стенки.
Нижний по потоку конец правого продолжения 20b боковой стенки образует продолжение, имеющее U-образное поперечное сечение, причем одно плечо (20b) U-образного продолжения является частью длинного продолжения (20b) боковой стенки, а второе плечо (20b) U-образного продолжения оканчивается непосредственно ниже по потоку от короткого продолжения (20а) боковой стенки. В этом примере торцевая пластина 17 выполнена в виде одной детали, прикрепленной к правому продолжению 20b боковой стенки. Зазор 23 образован на нижнем по потоку конце левого продолжения 20а боковой стенки.
Для всех вариантов осуществления продолжение 20, 20а, 20b боковой стенки переходной части камеры сгорания может быть выполнено за одно целое с боковой стенкой 21, 21а, 21b переходной части камеры сгорания, например, образовано посредством литья, гибки, прессования или ковки. Оно также может быть прикреплено или присоединено к боковой стенке 21, 21а, 21b переходной части камеры сгорания, например, присоединено посредством сварки, пайки, винтов или заклепок.
Торцевая пластина 17, 17а, 17b может быть выполнена за одно целое с продолжением 20, 20а, 20b боковой стенки, например, образована посредством литья, гибки, прессования или ковки. Она также может быть прикреплена или присоединена к продолжению 20, 20а, 20b например, присоединена посредством сварки, пайки, винтов или заклепок.
ПЕРЕЧЕНЬ ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙ
1 - Компрессор
2 - Трубчатая камера сгорания
3 - Турбина
4 - Генератор
5 - Охлаждающий воздух низкого давления
6 - Охлаждающий воздух высокого давления
7 - Воздух окружающей среды
8 - Отработавший газ
9 - Газотурбинный двигатель
10 - Первая лопатка
11 - Наружная стенка переходной части камеры сгорания
12, 12а, 12b - Внутренняя стенка переходной части камеры сгорания
13 - Наружная полка первой лопатки
14 - Внутренняя полка первой лопатки
15 - Путь потока горячего газа
16 - Линия раздела
17, 17а, 17b - Торцевая пластина
18 - Аэродинамический профиль
19 - Эффузионное/пленочное охлаждение
20, 20а, 20b - Продолжение боковой стенки
21, 21а, 21b - Боковая стенка переходной части камеры сгорания
22 - Выпуск
23 - Зазор
24 - Переходная часть камеры сгорания
25 - Охлаждающий канал