ГАЗОВАЯ ТУРБИНА

1. Газовая турбина (10), включающая компрессор (12), кольцеобразную камеру сгорания (13) и турбину (15), при этом камера сгорания (13) для подачи образующихся в камере сгорания (13) горячих газов в последующую турбину (15) в переходной зоне (А) своей оболочкой (20а) примыкает ко входу в турбину (26) так, что возможно возникновение обусловленного тепловым расширением относительного движения между камерой сгорания (13) и входом в турбину (26), при этом оболочка (20a) камеры сгорания своими распределенными по периметру опорными элементами (29) упирается вследствие возникающего в рабочем режиме теплового расширения (33) в конический контур (31a) на валовом кожухе (25) и опирается на него, отличающаяся тем, что конический контур (31a) образует с машинной осью угол (α), обеспечивающий скольжение оболочки (20a) камеры сгорания опорными элементами (29) по коническому контуру (31a).
2. Газовая турбина по п. 1, отличающаяся тем, что опорные элементы выполнены в виде радиально выступающих, ориентированных в осевом направлении опорных пластин или ребра (29), причем опорные пластины или ребра (29) имеют противолежащий коническому контуру (31a) и соответствующий коническому контуру (31a) по углу скос (31b), при этом между коническим контуром (31a) и скосом (31b) предусмотрен отличный от нуля монтажный допуск (d).
3. Газовая турбина по п. 2, отличающаяся тем, что при тепловом расширении оболочка (20a) камеры сгорания расширяется в направлении расширения (33), которое с коническим контуром (31) образует отличный от нуля угол рассогласования (Δα).
4. Газовая турбина по п. 3, отличающаяся тем, что угол рассогласования (Δα) лежит в интервале между 2° и 15°, предпочтительно в интервале между 5° и 10, в частности в интервале между 7° и 8°, причем угол (α), который образует конический контур (31a) с машинной осью, лежит в интервале между 20° и 30°, в частности между 24° и 26°.
5. Газовая турбина по одному из пп. 2-4, отличающаяся тем, что монтажный допуск (d) лежит в пределах от 1 мм до 10 мм, предпочтительно от 2 мм до 8 мм, в частности между 3 мм и 4 мм.
6. Газовая турбина по одному из пп. 1-4, отличающаяся тем, что валовый кожух (25) выполнен из серого чугуна, а опорные элементы (29) из сплава на базе никеля или предпочтительно из стали 18/10-Cr-Ni.
7. Газовая турбина по одному из пп. 1-4, отличающаяся тем, что кольцевая камера сгорания (13) состоит из отдельных сегментов, причем на каждый сегмент предусмотрены два опорных элемента (29′).
8. Внутренняя оболочка (20a) камеры сгорания для газовой турбины (10), которая на выходном конце на обращенной от горячих газов стороне имеет распределенные по периметру опорные элементы (29), которые имеют скос (31b), который в собранном состоянии проходит параллельно коническому контуру (31a) валового кожуха (25) и образует с машинной осью угол (α), который обеспечивает скольжение опорных элементов (29) внутренней оболочки (20a) камеры сгорания по коническому контуру (31a) валового кожуха (25).
9. Валовый кожух (25) для газовой турбины (10), который на нижнем по потоку конце с наружной стороны имеет конический контур (31a), который в собранном состоянии образует с машинной осью угол (α), обеспечивающий скольжение внутренней оболочки (20a) камеры сгорания опорными элементами (29) по коническому контуру (32a).