RU2007144487A - Пленочное охлаждение с плазменным экранированием - Google Patents

Пленочное охлаждение с плазменным экранированием Download PDF

Info

Publication number
RU2007144487A
RU2007144487A RU2007144487/06A RU2007144487A RU2007144487A RU 2007144487 A RU2007144487 A RU 2007144487A RU 2007144487/06 A RU2007144487/06 A RU 2007144487/06A RU 2007144487 A RU2007144487 A RU 2007144487A RU 2007144487 A RU2007144487 A RU 2007144487A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wall
film cooling
plasma
plasma generator
holes
Prior art date
Application number
RU2007144487/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2455495C2 (ru
Inventor
Чин-Пан ЛИ (US)
Чин-Пан ЛИ
Аспи Рустом ВАДИЯ (US)
Аспи Рустом ВАДИЯ
Дэвид Гленн ЧЕРРИ (US)
Дэвид Гленн ЧЕРРИ
Цзе-Чин ХАНЬ (US)
Цзе-Чин ХАНЬ
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 RU2007144487A publication Critical patent/RU2007144487A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2455495C2 publication Critical patent/RU2455495C2/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
    • 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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15D—FLUID DYNAMICS, i.e. METHODS OR MEANS FOR INFLUENCING THE FLOW OF GASES OR LIQUIDS
    • F15D1/00—Influencing flow of fluids
    • F15D1/10—Influencing flow of fluids around bodies of solid material
    • F15D1/12—Influencing flow of fluids around bodies of solid material by influencing the boundary layer
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S165/00—Heat exchange
    • Y10S165/903—Convection
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
    • Y10S415/914—Device to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)

Abstract

1. Система (11) плазменного экранирования пограничного слоя, содержащая: ! отверстия (49) для пленочного охлаждения, проходящие через стенку (26), причем отверстия (49) для пленочного охлаждения расположены под углом в направлении (D), т.е. вперед по ходу, и продолжаются от холодной поверхности (59) стенки (26) до горячей поверхности (54) стенки (26), и ! генератор (2) плазмы, расположенный впереди по ходу относительно отверстий (49) для пленочного охлаждения и производящий плазму (90), распространяющуюся поверх отверстий (49) для пленочного охлаждения. ! 2. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая генератор (2) плазмы, установленный на стенке (26). ! 3. Система (11) по п.2, дополнительно содержащая генератор (2) плазмы, включающий в себя внутренний и внешний электроды (3, 4), разделенные диэлектриком (5). ! 4. Система (11) по п.3, дополнительно содержащая источник (100) переменного тока, подсоединенный к электродам для подачи на электроды высокого напряжения переменного тока. ! 5. Система (11) по п.4, дополнительно содержащая диэлектрик (5), расположенный внутри углубления (6) в наружной горячей поверхности (54) стенки (26). ! 6. Система (11) по п.5, в которой стенка (26) и углубление (6) имеют кольцевую форму. ! 7. Система (11) по п.5, в которой стенка (26) имеет кольцевую форму и образует, по меньшей мере, часть кольцевой вставки (66) камеры сгорания газотурбинного двигателя, и углубление (6) также имеет кольцевую форму. ! 8. Система (11) плазменного экранирования пограничного слоя, содержащая: ! лопаточный узел (31), включающий в себя ряд (33) разнесенных по окружности и выступающих в радиальном направлении сопловых лопаток (32) газотурбинного двигателя, причем ! каждая из лопаток (32) имеет аэр�

Claims (11)

1. Система (11) плазменного экранирования пограничного слоя, содержащая:
отверстия (49) для пленочного охлаждения, проходящие через стенку (26), причем отверстия (49) для пленочного охлаждения расположены под углом в направлении (D), т.е. вперед по ходу, и продолжаются от холодной поверхности (59) стенки (26) до горячей поверхности (54) стенки (26), и
генератор (2) плазмы, расположенный впереди по ходу относительно отверстий (49) для пленочного охлаждения и производящий плазму (90), распространяющуюся поверх отверстий (49) для пленочного охлаждения.
2. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая генератор (2) плазмы, установленный на стенке (26).
3. Система (11) по п.2, дополнительно содержащая генератор (2) плазмы, включающий в себя внутренний и внешний электроды (3, 4), разделенные диэлектриком (5).
4. Система (11) по п.3, дополнительно содержащая источник (100) переменного тока, подсоединенный к электродам для подачи на электроды высокого напряжения переменного тока.
5. Система (11) по п.4, дополнительно содержащая диэлектрик (5), расположенный внутри углубления (6) в наружной горячей поверхности (54) стенки (26).
6. Система (11) по п.5, в которой стенка (26) и углубление (6) имеют кольцевую форму.
7. Система (11) по п.5, в которой стенка (26) имеет кольцевую форму и образует, по меньшей мере, часть кольцевой вставки (66) камеры сгорания газотурбинного двигателя, и углубление (6) также имеет кольцевую форму.
8. Система (11) плазменного экранирования пограничного слоя, содержащая:
лопаточный узел (31), включающий в себя ряд (33) разнесенных по окружности и выступающих в радиальном направлении сопловых лопаток (32) газотурбинного двигателя, причем
каждая из лопаток (32) имеет аэродинамический профиль (39), продолжающийся в направлении вращения,
наружная стенка (26) аэродинамического профиля (39) продолжается в направлении (D), т.е. вперед по ходу и в направлении (С) хорды между противолежащими передней и задней кромками (LE, ТЕ),
аэродинамический профиль (39) радиально продолжается в направлении (S) вращения между радиально внутренним и наружным бандажами (38, 40) соответственно;
отверстия (49) для пленочного охлаждения, проходящие через стенку (26) под углом в направлении (D), т.е. вперед по ходу от холодной поверхности (59) стенки (26) до горячей поверхности (54) стенки (26); и
по меньшей мере, один генератор (2) плазмы, установленный на аэродинамическом профиле (39), впереди по ходу относительно отверстий (49) для пленочного охлаждения, для выработки плазмы (90), распространяющейся поверх отверстий (49) для пленочного охлаждения.
9. Способ приведения в действие системы (11) плазменного экранирования пограничного слоя, содержащий следующие этапы: приводят в действие генератор (2) плазмы с целью выработки плазмы (90), распространяющейся в направлении (D) (вперед по ходу) поверх отверстий (49) для пленочного охлаждения, проходящих сквозь стенку (26), и вдоль наружной горячей поверхности (54) стенки (26).
10. Способ по п.9, в котором этап приведения в действие генератора содержит подачу напряжения переменного тока на внутренний и наружный электроды (3, 4) генератора (2) плазмы, разделенные слоем диэлектрика (5).
11. Способ по п.10, согласно которому предусмотрена работа генератора (2) плазмы в устойчивых и неустойчивых режимах.
RU2007144487/06A 2006-11-30 2007-11-29 Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способ ее работы RU2455495C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/606,853 US7695241B2 (en) 2006-11-30 2006-11-30 Downstream plasma shielded film cooling
US11/606,853 2006-11-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007144487A true RU2007144487A (ru) 2009-06-10
RU2455495C2 RU2455495C2 (ru) 2012-07-10

Family

ID=38893272

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007144487/06A RU2455495C2 (ru) 2006-11-30 2007-11-29 Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способ ее работы

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7695241B2 (ru)
EP (1) EP1930545B1 (ru)
JP (1) JP5185601B2 (ru)
CA (1) CA2612042C (ru)
DE (1) DE602007011878D1 (ru)
RU (1) RU2455495C2 (ru)

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009018532A1 (en) * 2007-08-02 2009-02-05 University Of Notre Dame Du Lac Compressor tip gap flow control using plasma actuators
WO2009079470A2 (en) * 2007-12-14 2009-06-25 University Of Florida Research Foundation, Inc. Active film cooling for turbine blades
US20100205928A1 (en) * 2007-12-28 2010-08-19 Moeckel Curtis W Rotor stall sensor system
US8348592B2 (en) 2007-12-28 2013-01-08 General Electric Company Instability mitigation system using rotor plasma actuators
US20100047060A1 (en) * 2007-12-28 2010-02-25 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Compressor
US8282336B2 (en) 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system
US8317457B2 (en) * 2007-12-28 2012-11-27 General Electric Company Method of operating a compressor
US20100284795A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-11 General Electric Company Plasma Clearance Controlled Compressor
US20100284785A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-11 Aspi Rustom Wadia Fan Stall Detection System
US20100290906A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-18 Moeckel Curtis W Plasma sensor stall control system and turbomachinery diagnostics
US8282337B2 (en) 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system using stator plasma actuators
US20100047055A1 (en) * 2007-12-28 2010-02-25 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Rotor
US20090169363A1 (en) * 2007-12-28 2009-07-02 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Stator
US20090169356A1 (en) * 2007-12-28 2009-07-02 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Compression System
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
US8435001B2 (en) * 2009-12-17 2013-05-07 Siemens Energy, Inc. Plasma induced flow control of boundary layer at airfoil endwall
US8585356B2 (en) * 2010-03-23 2013-11-19 Siemens Energy, Inc. Control of blade tip-to-shroud leakage in a turbine engine by directed plasma flow
US8500404B2 (en) 2010-04-30 2013-08-06 Siemens Energy, Inc. Plasma actuator controlled film cooling
US20120102959A1 (en) * 2010-10-29 2012-05-03 John Howard Starkweather Substrate with shaped cooling holes and methods of manufacture
RU2543101C2 (ru) * 2010-11-29 2015-02-27 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
EP2557269A1 (en) 2011-08-08 2013-02-13 Siemens Aktiengesellschaft Film cooling of turbine components
US8973373B2 (en) 2011-10-31 2015-03-10 General Electric Company Active clearance control system and method for gas turbine
US20140208758A1 (en) * 2011-12-30 2014-07-31 Clearsign Combustion Corporation Gas turbine with extended turbine blade stream adhesion
KR101381872B1 (ko) 2012-10-19 2014-04-07 한국철도기술연구원 공기 유동 제어를 위한 표면부착용 플라즈마 발생 필름
JP6331717B2 (ja) * 2014-06-03 2018-05-30 株式会社Ihi ジェットエンジン用燃焼器
US10371050B2 (en) 2014-12-23 2019-08-06 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with rotor blade tip clearance flow control
WO2018085152A1 (en) 2016-11-04 2018-05-11 Clearsign Combustion Corporation Plasma pilot
US10487679B2 (en) * 2017-07-17 2019-11-26 United Technologies Corporation Method and apparatus for sealing components of a gas turbine engine with a dielectric barrier discharge plasma actuator
US10900509B2 (en) * 2019-01-07 2021-01-26 Rolls-Royce Corporation Surface modifications for improved film cooling
KR102671688B1 (ko) * 2021-12-30 2024-06-04 울산대학교 산학협력단 표면 유동 발생 소자

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR931295A (fr) * 1946-07-19 1948-02-18 Procédé et dispositifs pour diminuer la résistance à l'avancement d'un solide dans un fluide
FR1031925A (fr) * 1951-01-31 1953-06-29 Procédé et dispositif pour influencer l'écoulement d'un fluide le long d'une surface, par exemple une surface alaire
US3095163A (en) * 1959-10-13 1963-06-25 Petroleum Res Corp Ionized boundary layer fluid pumping system
US5233828A (en) * 1990-11-15 1993-08-10 General Electric Company Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes
US5181379A (en) * 1990-11-15 1993-01-26 General Electric Company Gas turbine engine multi-hole film cooled combustor liner and method of manufacture
GB9127505D0 (en) * 1991-03-11 2013-12-25 Gen Electric Multi-hole film cooled afterburner combustor liner
US5241827A (en) * 1991-05-03 1993-09-07 General Electric Company Multi-hole film cooled combuster linear with differential cooling
US5653110A (en) * 1991-07-22 1997-08-05 General Electric Company Film cooling of jet engine components
US5320309A (en) * 1992-06-26 1994-06-14 British Technology Group Usa, Inc. Electromagnetic device and method for boundary layer control
US5651662A (en) * 1992-10-29 1997-07-29 General Electric Company Film cooled wall
US5660525A (en) * 1992-10-29 1997-08-26 General Electric Company Film cooled slotted wall
US5419681A (en) * 1993-01-25 1995-05-30 General Electric Company Film cooled wall
US5337568A (en) * 1993-04-05 1994-08-16 General Electric Company Micro-grooved heat transfer wall
RU2072058C1 (ru) * 1993-06-18 1997-01-20 Геннадий Алексеевич Швеев Газотурбинный двигатель
US5503529A (en) * 1994-12-08 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having angled ejection slot
US5747769A (en) * 1995-11-13 1998-05-05 General Electric Company Method of laser forming a slot
EP0851098A3 (en) * 1996-12-23 2000-09-13 General Electric Company A method for improving the cooling effectiveness of film cooling holes
US5966452A (en) * 1997-03-07 1999-10-12 American Technology Corporation Sound reduction method and system for jet engines
US6715292B1 (en) * 1999-04-15 2004-04-06 United Technologies Corporation Coke resistant fuel injector for a low emissions combustor
US6234755B1 (en) * 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture
GB0025012D0 (en) * 2000-10-12 2000-11-29 Rolls Royce Plc Cooling of gas turbine engine aerofoils
US6513331B1 (en) * 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
US6708482B2 (en) * 2001-11-29 2004-03-23 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame
US6761956B2 (en) * 2001-12-20 2004-07-13 General Electric Company Ventilated thermal barrier coating
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
US7094027B2 (en) * 2002-11-27 2006-08-22 General Electric Company Row of long and short chord length and high and low temperature capability turbine airfoils
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
US6991430B2 (en) * 2003-04-07 2006-01-31 General Electric Company Turbine blade with recessed squealer tip and shelf
US20040265488A1 (en) * 2003-06-30 2004-12-30 General Electric Company Method for forming a flow director on a hot gas path component
US7334394B2 (en) * 2003-09-02 2008-02-26 The Ohio State University Localized arc filament plasma actuators for noise mitigation and mixing enhancement
US7008179B2 (en) * 2003-12-16 2006-03-07 General Electric Co. Turbine blade frequency tuned pin bank
GB0411178D0 (en) 2004-05-20 2004-06-23 Rolls Royce Plc Sealing arrangement
US7413149B2 (en) * 2004-07-21 2008-08-19 United Technologies Corporation Wing enhancement through ion entrainment of media
US7186085B2 (en) * 2004-11-18 2007-03-06 General Electric Company Multiform film cooling holes
US7183515B2 (en) * 2004-12-20 2007-02-27 Lockhead-Martin Corporation Systems and methods for plasma jets
US7883320B2 (en) * 2005-01-24 2011-02-08 United Technologies Corporation Article having diffuser holes and method of making same
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
EP1930545A3 (en) 2009-04-29
EP1930545B1 (en) 2011-01-12
JP2008139012A (ja) 2008-06-19
RU2455495C2 (ru) 2012-07-10
US7695241B2 (en) 2010-04-13
US20080131265A1 (en) 2008-06-05
CA2612042C (en) 2015-04-14
JP5185601B2 (ja) 2013-04-17
EP1930545A2 (en) 2008-06-11
DE602007011878D1 (de) 2011-02-24
CA2612042A1 (en) 2008-05-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2007144487A (ru) Пленочное охлаждение с плазменным экранированием
RU2471996C2 (ru) Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
RU2007144486A (ru) Пленочное охлаждение, экранированное расположенной выше по потоку плазмой
RU2466279C2 (ru) Система подъема граничного слоя посредством плазмы для лопатки газотурбинного двигателя (варианты) и способ использования газотурбинного двигателя
JP5108486B2 (ja) プラズマ誘導バーチャルタービン翼形部後縁延長部
CA2605525C (en) Plasma enhanced rapidly expanded gas turbine engine transition duct
JP4731156B2 (ja) タービンシュラウドの非対称冷却要素
JP5442160B2 (ja) 冷却通路が埋め込まれた肉盛面部を有する翼
US7094029B2 (en) Methods and apparatus for controlling gas turbine engine rotor tip clearances
US20090065064A1 (en) Compressor tip gap flow control using plasma actuators
US11236630B2 (en) Axial compressor
JP6431690B2 (ja) ガスタービンのタービン部用のタービンロータブレード
RU2297536C2 (ru) Направляющий аппарат и диафрагма направляющего аппарата в газотурбинном двигателе
US9657642B2 (en) Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air
JP2005155626A5 (ru)
JP2004526893A (ja) ガスタービンエンジンのブレード先端を冷却するための方法及び装置
US10202852B2 (en) Rotor blade with tip shroud cooling passages and method of making same
RU2007111671A (ru) Устройство охлаждения картера турбины турбомашины
US20170058782A1 (en) Plasma actuated cascade flow vectoring
CA2726773C (en) Windward cooled turbine nozzle
EP3135865B1 (en) Gas turbine component
JP6674437B2 (ja) ロータの補助装置、ロータ、ガスタービンエンジン及び航空機

Legal Events

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

Effective date: 20161130