ПЕРЕХОДНАЯ ЧАСТЬ КАМЕРЫ СГОРАНИЯ

1. Переходная часть (24) камеры сгорания, выполненная с возможностью направления газов сгорания в путь (15) потока горячего газа, продолжающийся между камерой (2) сгорания газовой турбины и первой ступенью турбины (3), причем переходная часть (24) камеры сгорания содержит канал, имеющий впуск на верхнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с камерой (2) сгорания, и выпуск (22) на нижнем по потоку конце, выполненный с возможностью соединения с первой ступенью турбины (3), при этом нижний по потоку конец содержит наружную стенку (11), внутреннюю стенку (12), первую и вторую боковые стенки (21а, 21b), отличающаяся тем, что по меньшей мере одна боковая стенка (21а, 21b) имеет продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за выпуск (22) на нижнем по потоку конце переходной части (24) камеры сгорания.
2. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1, отличающаяся тем, что продолжение (20) боковой стенки содержит охлаждающий канал (25), или продолжения (20) боковых стенок двух переходных частей (24) камер сгорания выполнены таким образом, что продолжения (20а, 20b) боковых стенок после установки рядом друг с другом в газовой турбине образуют охлаждающий канал (25).
3. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1 или 2, отличающаяся тем, что продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки разделено на первое продолжение (20а) боковой стенки и второе продолжение (20b) боковой стенки линией (16) раздела.
4. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.2, отличающаяся тем, что первая боковая стенка (21а) оканчивается на выпуске (22), а вторая боковая стенка (21b) содержит продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за выпуск (22) и образующее продолжение (20b) боковой стенки, имеющее U-образное поперечное сечение, причем первое плечо (20b) U-образного продолжения соединено со второй стенкой (21b), отделяя сторону горячего газа от стороны охлаждения, а второе плечо (20а) U-образного продолжения начинается непосредственно ниже по потоку от выпуска (22) на стороне охлаждения первого плеча (20b), расположено рядом с первым плечом (20b) и соединено с первым плечом (20b) посредством третьего плеча (20с) на нижнем по потоку конце, тем самым образуя охлаждающий канал между первым плечом (20b), вторым плечом (20а) и третьим плечом (20с).
5. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.2, отличающаяся тем, что первая боковая стенка (21а) имеет короткое первое продолжение (20а) боковой стенки, продолжающееся за выпуск (22), а вторая боковая стенка (21b) имеет длинное второе продолжение (20b) боковой стенки, продолжающееся в направлении вниз по потоку за короткое первое продолжение (20а) боковой стенки, причем часть длинного продолжения (20b) боковой стенки, продолжающаяся за короткое продолжение (20а) боковой стенки, имеет U-образное поперечное сечение, при этом первое плечо (20b) U-образного продолжения является частью длинного продолжения (20b) боковой стенки, отделяющей сторону горячего газа от стороны охлаждения, а второе плечо (20а) U-образного продолжения начинается ниже по потоку от выпуска (22) на стороне охлаждения первого плеча (20b), расположено рядом с первым плечом (20b) и соединено с первым плечом (20b) посредством третьего плеча (20с) на его нижнем по потоку конце.
6. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.1 или 2, отличающаяся тем, что охлаждающий канал (25) закрыт к наружной стенке (11) и/или внутренней стенке (12) посредством торцевой пластины (17).
7. Переходная часть (24) по п.6, отличающаяся тем, что торцевая пластина (17) в направлении наружной полки (13) лопатки и/или в направлении внутренней стенки (11, 12) разделена на первую торцевую пластину (17а) и вторую торцевую пластину (17b) линией (16) раздела.
8. Переходная часть (24) камеры сгорания по п.6, отличающаяся тем, что торцевая пластина (17) по меньшей мере частично отделена от первого продолжения (20а) боковой стенки зазором (23) и по меньшей мере частично соединена со вторым продолжением (20b) боковой стенки.
9. Трубчатая камера сгорания с камерой (2) сгорания, отличающаяся тем, что она содержит переходную часть (24) камеры сгорания по любому из пп.1-8.
10. Газовая турбина (9) с по меньшей мере одним компрессором (1), по меньшей мере одной турбиной (3) и по меньшей мере одной камерой (2) сгорания, отличающаяся тем, что она содержит переходную часть (24) камеры сгорания по любому из пп.1-8.
11. Газовая турбина (9) по п.10, отличающаяся тем, что продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки продолжается ниже по потоку от переходной части (24) камеры сгорания в область между внутренней и наружной полками (13, 14) первой лопатки (10) непосредственно выше по потоку от аэродинамического профиля (18) первой лопатки (10).
12. Газовая турбина (9) по п.11, отличающаяся тем, что по меньшей мере одно продолжение (20, 20а, 20b) боковой стенки продолжается ниже по потоку до переднего края первой лопатки (10) аэродинамического профиля (18), оставляя зазор, который имеет размеры, обеспечивающие возможность теплового расширения между камерой (2) сгорания и турбиной (3).
13. Способ модернизации газовой турбины (9), включающий в себя этапы, на которых: открывают корпус газовой турбины, удаляют по меньшей мере одну имеющуюся переходную часть (24) камеры сгорания, устанавливают по меньшей мере одну переходную часть (24) камеры сгорания по любому из пп.1-8, и закрывают корпус газовой турбины.
14. Способ бороскопической инспекции газовой турбины (9), содержащей переходную часть (24) камеры сгорания по п.4 или 5, отличающийся тем, что каждую вторую переходную часть (24) камеры сгорания удаляют для инспекции, и инспектируют путь горячего газа ниже по потоку от удаленной переходной части (24) камеры сгорания, а также путь горячего газа соседней камеры (2) сгорания, которая остается установленной в газовой турбине (9), через зазор, открытый посредством удаления продолжения (20b) боковой стенки вместе с удаленной переходной частью (24) камеры сгорания.