УПЛОТНИТЕЛЬНОЕ УСТРОЙСТВО МЕЖДУ СИСТЕМОЙ ВПРЫСКА И ТОПЛИВНОЙ ФОРСУНКОЙ АВИАЦИОННОГО ГАЗОТУРБИННОГО ДАВЛЕНИЯ

1. Устройство (200) для камеры (2) сгорания авиационного газотурбинного двигателя (1), включающее в себя систему (18) для впрыска топливовоздушной смеси в камеру (2) сгорания и топливную форсунку (80), содержащую сопло (82) форсунки, причем система (18) впрыска содержит направляющую (26) для сопла форсунки, внутренняя поверхность (40) которой ограничивает центрирующее отверстие (40ʹ), в котором расположено сопло (82) форсунки, содержащее наружный корпус (85), центрированный по продольной оси (3) сопла форсунки,
отличающееся тем, что дополнительно содержит уплотнительное устройство (100) между внутренней поверхностью (40) направляющей (26) и наружным корпусом (85) сопла форсунки; причем указанное уплотнительное устройство (100) содержит:
первую часть (102), расположенную в канавке (108) в наружном корпусе (85), проходящей вокруг указанной продольной оси (3) и частично ограниченной расположенной ниже по потоку ограничивающей поверхностью (108a), при этом первая часть (102) имеет первую уплотнительную поверхность (114), опирающуюся в осевом направлении на указанную расположенную ниже по потоку ограничивающую поверхность (108a) канавки; и
вторую часть (104), имеющую вторую уплотнительную поверхность (116), опирающуюся в радиальном направлении на указанную внутреннюю поверхность (40) направляющей (26) для сопла форсунки.
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что указанные первая и вторая части (102, 104) уплотнительного устройства (100) расположены таким образом, что они приблизительно являются взаимно перпендикулярными и соединены скруглением (106) между ними, причем указанная вторая часть (104) проходит назад в осевом направлении от указанного соединительного скругления (106).
3. Устройство по п. 2, отличающееся тем, что указанная вторая часть (104) содержит расположенный выше по потоку осевой край (104b) и расположенный ниже по потоку осевой край (104a), расположенный на соединительном скруглении (106), причем указанный расположенный выше по потоку осевой край (104b) загнут радиально внутрь.
4. Устройство по любому из пп. 1-3, отличающееся тем, что указанное уплотнительное устройство (100) имеет общую форму разрезного кольца.
5. Устройство по п. 4, отличающееся тем, что прорезь (120) в кольце является прямой и наклонена относительно оси этого кольца.
6. Устройство по любому из пп. 1-5, отличающееся тем, что указанная канавка (108) частично ограничена расположенной выше по потоку ограничивающей поверхностью (108b), обращенной к указанной расположенной ниже по потоку ограничивающей поверхности (108a), при этом указанная расположенная выше по потоку ограничивающая поверхность (108b) проходит радиально наружу от внутреннего края (102b) первой части (102) уплотнительного устройства.
7. Устройство по любому из пп. 1-6, отличающееся тем, что уплотнительное устройство (100) является металлическим, и его толщина предпочтительно приблизительно постоянная.
8. Устройство по любому из пп. 1-7, отличающееся тем, что указанный наружный корпус (85) сопла (82) форсунки имеет, в целом, сферическую наружную поверхность (84).
9. Авиационный газотурбинный двигатель (1), содержащий по меньшей мере одно устройство (200) по любому из пп. 1-8.
10. Способ сборки устройства (200) по любому из пп. 1-8, отличающийся тем, что включает в себя этапы, на которых
устанавливают уплотнительное устройство (100) в канавку (108), образованную в наружном корпусе (85) сопла (82) форсунки; и
вставляют сопло (82) форсунки, снабженное уплотнительным устройством (100), в центрирующее отверстие (40ʹ) посредством перемещения сопла (82) в направлении его продольной оси (3).