US 3019605 A, 06.02.1962. GB 2287310 A, 13.09.1995. GB 2306594 A, 07.05.1997. EP 0552477 A1, 28.07.1993. SU 1812390 A1, 30.04.1993. SU 1036121 A, 30.05.1984.
Камера сгорания газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного или турбовинтового двигателя, содержит стенки, представляющие собой коаксиальные тела вращения, которые проходят одна внутри другой и которые связаны на своих передних по потоку концах посредством кольцевой донной стенки камеры сгорания. Внутренняя и наружная стенки содержат отверстия для входа первичного воздуха и входа воздуха разбавления, сформированные посредством штамповки и содержащие кромки, выступающие во внутреннюю полость камеры сгорания. Камера сгорания содержит средства релаксации или уменьшения механических напряжений в кромках или в непосредственной близости от этих кромок, по меньшей мере, для части отверстий. Средства релаксации или уменьшения механических напряжений содержат для каждого отверстия одну, две или три щели, сформированные в кромке или вокруг части кромки упомянутого отверстия. Каждая из щелей связана, по меньшей мере, одним из своих концов, с отверстием, предназначенным для остановки распространения трещин. Стенки содержат отверстия микроперфораци для прохода охлаждающего воздуха, наклоненные по отношению к нормали к внешней поверхности стенки внутрь. Щели и отверстия остановки распространения трещин в стенке расположены параллельно соседним отверстиям микроперфорации таким образом, что щели и отверстия остановки распространения трещин участвуют в охлаждении камеры посредством циркуляции воздуха через эти отверстия. Изобретение позволяет снизить температуру пера лопатки и обойтись в некоторых случаях без заградительного охлаждения, что способствует повышению работоспособности лопатки и увеличению ее ресурса. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента