RU2007144487A - Пленочное охлаждение с плазменным экранированием - Google Patents
Пленочное охлаждение с плазменным экранированием Download PDFInfo
- 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
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.
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)
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)
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 |
-
2006
- 2006-11-30 US US11/606,853 patent/US7695241B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-11-22 CA CA 2612042 patent/CA2612042C/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-11-27 DE DE602007011878T patent/DE602007011878D1/de active Active
- 2007-11-27 EP EP07121658A patent/EP1930545B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-11-29 JP JP2007308450A patent/JP5185601B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-11-29 RU RU2007144487/06A patent/RU2455495C2/ru not_active IP Right Cessation
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 |