RU2007129570A - Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя - Google Patents

Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2007129570A
RU2007129570A RU2007129570/06A RU2007129570A RU2007129570A RU 2007129570 A RU2007129570 A RU 2007129570A RU 2007129570/06 A RU2007129570/06 A RU 2007129570/06A RU 2007129570 A RU2007129570 A RU 2007129570A RU 2007129570 A RU2007129570 A RU 2007129570A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
input
output
extending
area
Prior art date
Application number
RU2007129570/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2463459C2 (ru
Inventor
Чин-Пан ЛИ (US)
Чин-Пан ЛИ
Аспи Рустом ВАДИЯ (US)
Аспи Рустом ВАДИЯ
Дэвид Гленн ЧЕРРИ (US)
Дэвид Гленн ЧЕРРИ
Скотт Майкл КАРСОН (US)
Скотт Майкл КАРСОН
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани (US)
Дженерал Электрик Компани
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дженерал Электрик Компани (US), Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани (US)
Publication of RU2007129570A publication Critical patent/RU2007129570A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2463459C2 publication Critical patent/RU2463459C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer
    • F05D2270/172—Purpose of the control system to control boundary layer by a plasma generator, e.g. control of ignition
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Spark Plugs (AREA)

Claims (11)

1. Система (11) обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала, содержащая
межтурбинный переходный канал (114) газотурбинного двигателя, имеющий вход (64) канала и выход (66) канала позади и ниже по течению от входа канала,
радиально отстоящие друг от друга конические радиально внутреннюю и внешнюю стенки (60 и 62) канала, рапположенные в осевом направлении между входом (64) канала и выходом (66) канала, и
конический плазменный генератор (2) для создания конической плазмы (90) вдоль внешней стенки (62) канала.
2. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая конический плазменный генератор (2), установленный на внешнюю стенку (62) канала.
3. Система (11) по п.2, дополнительно содержащая конический плазменный генератор (2), включающий в себя радиально внутренний и внешний электроды (3, 4), разделенные диэлектрическим материалом (5).
4. Система (11) по п.3, дополнительно содержащая источник (100) питания переменного тока для подачи потенциала высокого напряжения переменного тока на электроды.
5. Система (11) по п.4, дополнительно содержащая диэлектрический материал (5), расположенный внутри конической канавки (6) на радиальной лицевой поверхности (7) внешней стенки (62) канала.
6. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая диэлектрический материал (5), расположенный внутри конической канавки (6) на радиальной лицевой поверхности (7) внешней стенки (62) канала.
7. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая
межтурбинный переходный канал (114), расположенный вокруг центральной оси (8) двигателя, имеющий
входной внешний радиус (RI), простирающийся от центральной оси (8) до внешней стенки (62) канала на входе (64) канала,
выходной внешний радиус (RO), простирающийся от центральной оси (8) до внешней стенки (62) канала на выходе (66) канала,
входную радиальную высоту (HI), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала,
длину (L) канала, простирающуюся между входом (64) канала и выходом (66) канала,
разность (DR) между входным внешним радиусом (RI) и выходным внешним радиусом (RO), и при этом
разность (DR), деленная на входную радиальную высоту (HI), больше величины 0,375, умноженной на длину (L), деленную на входную радиальную высоту (HI).
8. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая
межтурбинный переходный канал (114), расположенный вокруг центральной оси (8) двигателя, имеющий
входную область (AI), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала,
выходную область (AE), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на выходе (66) канала,
входную радиальную высоту (HI), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала,
длину (L) канала, простирающуюся между входом (64) канала и выходом (66) канала,
отношение (AR) площадей областей, равное площади выходной области (AE), деленной на площадь входной области (AI), и при этом
отношение (AR) площадей области больше величины 0,2067, умноженной на длину (L), деленную на входную радиальную высоту (HI).
9. Способ эксплуатации газотурбинного двигателя, имеющего систему (11) обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала, заключающийся в том, что формируют коническую плазму (90) вдоль конической внешней стенки (62) канала, имеющейся в межтурбинном переходном канале (114) газотурбинного двигателя системы (11) обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала.
10. Способ по п.9, дополнительно содержащий
межтурбинный переходный канал (114), расположенный вокруг центральной оси (8) двигателя;
входной внешний радиус (RI), простирающийся от центральной оси (8) до внешней стенки (62) канала на входе (64) канала,
выходной внешний радиус (RO), простирающийся от центральной оси (8) до внешней стенки (62) канала на выходе (66) канала,
входную радиальную высоту (HI), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала,
длину (L) канала, простирающуюся между входом (64) канала и выходом (66) канала,
разность (DR) между входным внешним радиусом (RI) и выходным внешним радиусом (RO), и при этом
разность (DR), деленная на входную радиальную высоту (HI), больше величины 0,375, умноженной на длину (L), деленную на входную радиальную высоту (HI).
11. Способ по п.9, дополнительно содержащий
межтурбинный переходный канал (114), расположенный вокруг центральной оси (8) двигателя,
входную область (AI), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала,
выходную область (AE), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на выходе (66) канала,
входную радиальную высоту (HI), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала,
длину (L) канала, простирающуюся между входом (64) канала и выходом (66) канала,
отношение (AR) площадей областей, равное площади выходной области (AE), деленной на площадь входной области (AI), и при этом
отношение (AR) площадей областей больше величины 0,2067, умноженной на длину (L), деленную на входную радиальную высоту (HI).
RU2007129570/06A 2006-10-13 2007-08-01 Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя RU2463459C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/580,788 US7870719B2 (en) 2006-10-13 2006-10-13 Plasma enhanced rapidly expanded gas turbine engine transition duct
US11/580,788 2006-10-13

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007129570A true RU2007129570A (ru) 2009-02-10
RU2463459C2 RU2463459C2 (ru) 2012-10-10

Family

ID=38893309

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007129570/06A RU2463459C2 (ru) 2006-10-13 2007-08-01 Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7870719B2 (ru)
EP (1) EP1914385A3 (ru)
JP (1) JP5100293B2 (ru)
CA (1) CA2605525C (ru)
RU (1) RU2463459C2 (ru)

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009015371A2 (en) * 2007-07-25 2009-01-29 University Of Florida Research Foundation Inc. Method and apparatus for efficient micropumping
US20090151322A1 (en) * 2007-12-18 2009-06-18 Perriquest Defense Research Enterprises Llc Plasma Assisted Combustion Device
US8282336B2 (en) 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system
US8282337B2 (en) 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system using stator plasma actuators
US8317457B2 (en) 2007-12-28 2012-11-27 General Electric Company Method of operating a compressor
US8348592B2 (en) 2007-12-28 2013-01-08 General Electric Company Instability mitigation system using rotor plasma actuators
US8006497B2 (en) * 2008-05-30 2011-08-30 Honeywell International Inc. Diffusers, diffusion systems, and methods for controlling airflow through diffusion systems
US8061980B2 (en) * 2008-08-18 2011-11-22 United Technologies Corporation Separation-resistant inlet duct for mid-turbine frames
US7984614B2 (en) * 2008-11-17 2011-07-26 Honeywell International Inc. Plasma flow controlled diffuser system
US20100170224A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Plasma enhanced booster and method of operation
US20100172747A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Plasma enhanced compressor duct
US8845286B2 (en) 2011-08-05 2014-09-30 Honeywell International Inc. Inter-turbine ducts with guide vanes
JP5453365B2 (ja) * 2011-09-29 2014-03-26 三井造船株式会社 高温ガス用ポンプ
JP6210615B2 (ja) * 2011-11-22 2017-10-11 学校法人日本大学 同軸型ｄｂｄプラズマアクチュエータを用いた噴流制御装置
US20130180245A1 (en) * 2012-01-12 2013-07-18 General Electric Company Gas turbine exhaust diffuser having plasma actuator
US20130195645A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Geared turbomachine architecture having a low profile core flow path contour
US9534497B2 (en) * 2012-05-02 2017-01-03 Honeywell International Inc. Inter-turbine ducts with variable area ratios
US9222437B2 (en) * 2012-09-21 2015-12-29 General Electric Company Transition duct for use in a turbine engine and method of assembly
WO2014131055A1 (en) 2013-02-25 2014-08-28 University Of Florida Research Foundation, Incorporated Method and apparatus for providing high control authority atmospheric plasma
US9631554B2 (en) * 2014-01-14 2017-04-25 Honeywell International Inc. Electrostatic charge control inlet particle separator system
US10221720B2 (en) 2014-09-03 2019-03-05 Honeywell International Inc. Structural frame integrated with variable-vectoring flow control for use in turbine systems
US9920641B2 (en) * 2015-02-23 2018-03-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine mid-turbine frame configuration
CN105422190B (zh) * 2015-12-03 2019-03-01 中国科学院工程热物理研究所 压气机或涡轮出口导向器
US11131208B2 (en) 2016-09-01 2021-09-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Embedded electric generator in turbine engine
DE102018208151A1 (de) * 2018-05-24 2019-11-28 MTU Aero Engines AG Turbinenzwischengehäuse mit spezifisch ausgebildeter Ringraumkontur
WO2023056046A1 (en) * 2021-10-01 2023-04-06 Georgia Tech Research Corporation Air-breathing plasma jet engine

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2594042A (en) * 1947-05-21 1952-04-22 United Aircraft Corp Boundary layer energizing means for annular diffusers
IT500013A (ru) * 1951-04-05 1900-01-01
US3293852A (en) * 1963-03-19 1966-12-27 Boeing Co Plasma propulsion method and means
GB1106531A (en) * 1964-03-16 1968-03-20 Hawker Siddeley Aviation Ltd Improvements in or relating to the control of boundary layer conditions, at the surfaces of aerodynamic bodies, in particular over aircraft surfaces
FR2085190B1 (ru) * 1970-01-15 1973-12-07 Snecma
SU527521A1 (ru) * 1975-06-17 1976-09-05 Харьковский политехнический институт им. В.И.Ленина Последн ступень осевой конденсационной турбины
US5320309A (en) * 1992-06-26 1994-06-14 British Technology Group Usa, Inc. Electromagnetic device and method for boundary layer control
US5966452A (en) * 1997-03-07 1999-10-12 American Technology Corporation Sound reduction method and system for jet engines
GB0108738D0 (en) * 2001-04-06 2001-05-30 Bae Systems Plc Turbulent flow drag reduction
FR2829802B1 (fr) * 2001-09-19 2004-05-28 Centre Nat Rech Scient Dispositif de controle de melange de jets propulsifs pour reacteur d'avion
US6708482B2 (en) 2001-11-29 2004-03-23 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame
FR2835019B1 (fr) * 2002-01-22 2004-12-31 Snecma Moteurs Diffuseur pour moteur a turbine a gaz terrestre ou aeronautique
US6570333B1 (en) * 2002-01-31 2003-05-27 Sandia Corporation Method for generating surface plasma
US6619030B1 (en) 2002-03-01 2003-09-16 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
US6732502B2 (en) 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
US6851264B2 (en) * 2002-10-24 2005-02-08 General Electric Company Self-aspirating high-area-ratio inter-turbine duct assembly for use in a gas turbine engine
US6805325B1 (en) * 2003-04-03 2004-10-19 Rockwell Scientific Licensing, Llc. Surface plasma discharge for controlling leading edge contamination and crossflow instabilities for laminar flow
US20050034464A1 (en) * 2003-08-11 2005-02-17 Gonzalez E. H. Jet aircraft electrical energy production system
US7334394B2 (en) 2003-09-02 2008-02-26 The Ohio State University Localized arc filament plasma actuators for noise mitigation and mixing enhancement
GB0411178D0 (en) 2004-05-20 2004-06-23 Rolls Royce Plc Sealing arrangement
US7137245B2 (en) * 2004-06-18 2006-11-21 General Electric Company High area-ratio inter-turbine duct with inlet blowing
US7669404B2 (en) * 2004-09-01 2010-03-02 The Ohio State University Localized arc filament plasma actuators for noise mitigation and mixing enhancement
AU2006292754A1 (en) * 2005-09-09 2007-03-29 Richard H. Lugg Advanced hypersonic magnetic jet/electric turbine engine
DE102005046721B3 (de) * 2005-09-29 2006-10-26 Siemens Ag Verfahren zur Steuerung der Kondensation von Flüssigkeiten in einer Dampfturbine und zugehörige Dampfturbine
US7605595B2 (en) 2006-09-29 2009-10-20 General Electric Company System for clearance measurement and method of operating the same

Also Published As

Publication number Publication date
US7870719B2 (en) 2011-01-18
EP1914385A3 (en) 2009-05-06
JP5100293B2 (ja) 2012-12-19
EP1914385A2 (en) 2008-04-23
RU2463459C2 (ru) 2012-10-10
CA2605525A1 (en) 2008-04-13
JP2008095685A (ja) 2008-04-24
CA2605525C (en) 2015-03-17
US20100251696A1 (en) 2010-10-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2007129570A (ru) Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя
RU2471996C2 (ru) Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
RU2007144487A (ru) Пленочное охлаждение с плазменным экранированием
RU2007144486A (ru) Пленочное охлаждение, экранированное расположенной выше по потоку плазмой
RU2708386C2 (ru) Магнитогидродинамический генератор
RU2012113127A (ru) Плазменный реактивный двигатель на основе эффекта холла
JP2012514717A (ja) プラズマ援用ブースタおよび運転方法
CA2666978A1 (en) Diffusers, diffusion systems, and methods for controlling airflow through diffusion systems
GB2467895A (en) Plasma enhanced compressor
EP2971617B1 (en) Radial diffuser exhaust system
CN103206272B (zh) 具有等离子体致动器的燃气涡轮机排气扩压器
WO2012079694A3 (de) Verfahren zum betrieb einer kleingasturbinenanordnung, sowie kleingasturbinenanordnung
US20210190320A1 (en) Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
RU2015107382A (ru) Газотурбинный двигатель с радиальным диффузором и укороченной средней частью
WO2009019282A3 (de) Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage
RU2010153499A (ru) Выпускное устройство для осевой паровой турбины
KR20160108550A (ko) 배기실 입구측 부재, 배기실, 가스 터빈 및 최종단 터빈 동익 취출 방법
RU2013118661A (ru) Система (варианты) и способ охлаждения турбины
US20180179952A1 (en) Rotating detonation engine and method of operating same
WO2005070017A3 (en) Capillary-in-ring electrode gas discharge generator for producing a weakly ionized gas and method for using the same
US20180179950A1 (en) Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
JP2014055591A (ja) アキシャルディフューザフロー制御デバイス
RU2003121392A (ru) Система подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину
AR012693A1 (es) Disposicion generadora de energia que incluye una primera disposicion de turbina de combustion y proceso para operar la turbina de combustion
RU90531U1 (ru) Устройство для сжигания топлива

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160802