RU2458227C2 - Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (варианты) и способ работы системы - Google Patents

Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (варианты) и способ работы системы Download PDF

Info

Publication number
RU2458227C2
RU2458227C2 RU2007144486/06A RU2007144486A RU2458227C2 RU 2458227 C2 RU2458227 C2 RU 2458227C2 RU 2007144486/06 A RU2007144486/06 A RU 2007144486/06A RU 2007144486 A RU2007144486 A RU 2007144486A RU 2458227 C2 RU2458227 C2 RU 2458227C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wall
plasma
film cooling
boundary layer
upstream
Prior art date
Application number
RU2007144486/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007144486A (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
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 filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2007144486A publication Critical patent/RU2007144486A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2458227C2 publication Critical patent/RU2458227C2/ru

Links

Images

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
    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05H—PLASMA TECHNIQUE; PRODUCTION OF ACCELERATED ELECTRICALLY-CHARGED PARTICLES OR OF NEUTRONS; PRODUCTION OR ACCELERATION OF NEUTRAL MOLECULAR OR ATOMIC BEAMS
    • H05H1/00—Generating plasma; Handling plasma
    • H05H1/24—Generating plasma
    • H05H1/2406—Generating plasma using dielectric barrier discharges, i.e. with a dielectric interposed between the electrodes
    • H05H1/2439—Surface discharges, e.g. air flow control
    • 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
    • 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
    • Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
    • Y10S415/914—Device to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Spectroscopy & Molecular Physics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)

Abstract

Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы содержит отверстия пленочного охлаждения, сформированные через стенку и генератор плазмы. Отверстия пленочного охлаждения расположены под углом в направлении выхода от холодной поверхности стенки к внешней горячей поверхности стенки. Генератор плазмы расположен выше по потоку относительно отверстий пленочного охлаждения для формирования плазмы, проходящей над отверстиями пленочного охлаждения. Способ работы системы экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы заключается в том, что на генератор плазмы подают энергию для формирования плазмы, проходящей в направлении выхода поверх отверстий пленочного охлаждения, сформированных через стенку, и вдоль внешней горячей поверхности стенки. Изобретение направлено на обеспечение эффекта экранирования отверстий пленочного охлаждения без физического вмешательства для поддержания аэродинамической эффективности (КПД). 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к пленочному охлаждению горячих поверхностей, таких как горячие элементы газотурбинного двигателя самолета, и, в частности, к отверстиям пленочного охлаждения, которые используются в облицовке камеры сгорания, а также на аэродинамических профилях сопла турбины в газотурбинных двигателях.
Предшествующий уровень техники
Обычный газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа, как правило, включает в себя передний вентилятор и бустер или компрессор низкого давления, средний внутренний контур двигателя и турбину низкого давления, которая приводит во вращение вентилятор и бустер или компрессор низкого давления. Внутренний контур двигателя включает в себя компрессор высокого давления, камеру сгорания, турбину высокого давления, установленные последовательно по потоку. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления внутреннего контура двигателя соединены валом высокого давления. Воздух под большим давлением из компрессора высокого давления смешивается с топливом в камере сгорания и воспламеняется, формируя очень горячий поток газа с большой энергией. Поток газа протекает через турбину высокого давления, приводя во вращение ее и вал высокого давления, который, в свою очередь, приводит во вращение компрессор высокого давления.
Поток газа, выходящий из турбины высокого давления расширяется через вторую турбину и турбину низкого давления. Турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор и компрессор ускорителя через вал низкого давления. Вал низкого давления продолжается через вал высокого давления. Большая часть производимой тяги генерируется вентилятором. Морские или промышленные газотурбинные двигатели имеют турбины низкого давления, которые передают энергию в генераторы, винты кораблей, насосы и другие устройства, в то время как в турбовинтовых двигателях турбины низкого давления используются для передачи энергии к пропеллерам, обычно, через коробку передач.
Турбина высокого давления имеет сопло турбины, включающее в себя, по меньшей мере, один ряд расположенных вдоль окружности на расстоянии друг от друга аэродинамических профилей или лопаток, продолжающихся радиально между радиально внутренним и внешним поясами. Эти лопатки обычно выполнены полыми и имеют внешнюю стенку, которая охлаждается воздухом охлаждения, поступающим от компрессора. Горячие газы, протекающие вдоль внешней стенки охлаждаемой лопатки турбины, формируют слой потока и слой тепловой границы вдоль горячих внешних поверхностей внешней стенки лопатки на горячих поверхностях оконечной стенки внутреннего и внешнего поясов, над которыми протекают горячие газы.
Пленочное охлаждение широко используется для горячих элементов турбины, таких как облицовка камеры сгорания, лопатки и пояса сопла турбины, лопатки турбины, кожухи турбины, выхлопные сопла и облицовка выхлопного сопла (US 5465572), такие как используются в двигателях с дожиганием топлива (с форсажем). Пленочное охлаждение используется для подачи холодного воздуха через отверстия или прорези пленочного охлаждения для формирования изолирующего слоя на горячей поверхности элемента и уменьшения его непосредственного контакта с горячими газами, протекающими над поверхностью элемента. Отверстия пленочного охлаждения обычно установлены под углом к направлению выхода, в результате чего, охлаждающий воздух поступает в пограничный слой вдоль горячей поверхности или наиболее близко к ней. Поток пленочного охлаждения может смешиваться с горячим газом, в результате чего его эффективность уменьшается по мере протекания в направлении выхода. Один из способов уменьшения перемешивания охлаждающей пленки с горячими газами состоит в создании ступеньки, обращенной к кормовой части, перед отверстиями или пазами для экранирования потока пленки. Этот способ используется для охлаждения облицовки камеры сгорания (US 5181379), где скорость газа ниже, но не на аэродинамических профилях турбины, где скорость газа высока. Ступенька, обращенная к кормовой части, представляет собой физически инородный элемент для пленочного охлаждения. В случае применения в устройствах, работающих с высокой скоростью, такое физически инородное тело может привести к существенным аэродинамическим потерям. Желательно иметь устройство, которое обеспечит аналогичный эффект экранирования для пленочного охлаждения без физического вмешательства, для сохранения аэродинамической эффективности.
Краткое изложение существа изобретения
Задачей настоящего изобретения является создание устройства, которое обеспечивает эффект экранирования для отверстий пленочного охлаждения в камере сгорания реактивного двигателя лайнера и турбинного сопла, установленного в крыле в газотурбинных сопловых двигателях, без физического вмешательства для поддержания аэродинамической эффективности (КПД).
Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы содержит отверстия пленочного охлаждения, сформированные через стенку и под углом в выходном направлении от холодной поверхности стенки к внешней горячей поверхности стенки. Генератор плазмы, расположенный выше по потоку относительно отверстий пленочного охлаждения, используется для формирования плазмы, продолжающейся над отверстиями пленочного охлаждения.
В варианте выполнения системы генератор плазмы установлен на стенке и включает в себя внутренние и внешние электроды, разделенные диэлектрическим материалом. Источник питания переменного напряжения подключен к электродам для подачи высокого переменного напряжения к электродам. Диэлектрический материал расположен внутри канавки на внешней горячей поверхности стенки.
В более конкретном варианте выполнения система дополнительно содержит лопатку газотурбинного двигателя, имеющую стенку, образующую, по меньшей мере, часть полого аэродинамического профиля лопатки. Аэродинамический профиль продолжается радиально в направлении размаха между радиально внутренним и внешним поясами и в направлении далее по потоку, а также в направлении хорды между противоположными передней и задней кромками. Аэродинамический профиль может представлять собой часть лопатки сопла высокого давления турбины. Генератор плазмы может быть установлен на аэродинамическом профиле с использованием диэлектрического материала, расположенного внутри канавки, продолжающейся вдоль направления размаха на внешней горячей поверхности аэродинамического профиля.
В другом более конкретном варианте выполнения система дополнительно содержит стенку, выполненную кольцевой и образующую, по меньшей мере, часть облицовки камеры сгорания газотурбинного двигателя, и кольцевую канавку.
Способ работы системы экранирования пограничного слоя расположенной выше по потоку плазмы заключается в том, что на генератор плазмы подают энергию для формирования плазмы, продолжающейся в направлении выхода поверх отверстий пленочного охлаждения, сформированных через стенку, и вдоль внешней горячей поверхности стенки. Генератор плазмы может работать в режиме установившегося состояния или в неустановившемся режиме.
Краткое описание чертежей
Указанные выше и другие признаки изобретения поясняются в нижеследующем описании, которое следует рассматривать совместно с прилагаемыми чертежами, на которых:
Фиг.1 изображает продольный разрез примерного варианта выполнения газотурбинного двигателя самолета с системой экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы, иллюстрирующая лопатки сопла ступени высокого давления турбины двигателя согласно изобретению;
фиг.2 - лопатки сопла с системой экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы на фиг.1 согласно изобретению;
фиг.3 - общий вид лопаток и генераторов плазмы системы экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы на фиг.2 согласно изобретению;
фиг.4 - поперечное сечение через лопатки на фиг.3 согласно изобретению;
фиг.5 - схему части системы экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы с включенными генераторами плазмы, представленными на фиг.4, и пограничного слоя согласно изобретению;
фиг.6 - схему пограничного слоя без генераторов плазмы согласно изобретению;
фиг.7 - общий вид оболочки газотурбинного двигателя с системой экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы согласно изобретению.
Подробное описание предпочтительных вариантов воплощения изобретения
На фиг.1 показан пример турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10, который расположен вокруг центральной оси 8 двигателя и содержит вентилятор 12, принимающий окружающий воздух 14, бустер или компрессор 16 низкого давления (КНД), компрессор 18 высокого давления (КВД), камеру 20 сгорания, в которой топливо смешивается с воздухом 14, сжатым КВД 18, для генерирования газов сгорания или потока 19 газа, который протекает в направлении выхода через турбину 22 высокого давления (ТВД) и турбину 24 низкого давления (ТНД), через которую происходит выброс газов сгорания из двигателя 10. ТВД 22 соединена с КВД 18 так, что, по существу, формируется ротор 29 высокого давления. Вал 28 низкого давления соединяет ТНД 24, как с вентилятором 12, так и с компрессором 16 низкого давления. Второй вал 28 низкого давления, по меньшей мере, частично установлен с возможностью вращения коаксиально и радиально внутри первого ротора или ротора высокого давления.
На фиг.2 и 3 показано сопло 30 турбины, используемое в турбине 22 высокого давления, через которое осуществляется выброс потока 19 горячего газа в камеру 20 сгорания. Основная камера 20 сгорания содержит внутреннюю и внешнюю облицовки 74, 76 камеры сгорания. Пример варианта выполнения сопла 30 турбины, который также в более общем виде обозначен как узел 31 лопаток, содержит ряд 33 расположенных вдоль окружности на некотором расстоянии друг от друга лопаток 32, продолжающихся радиально в направлении S размаха между радиально внутренним и внешним поясами 38, 40 соответственно. Пояса и лопатки в описываемом варианте выполнения сопла 30 турбины сформированы в виде сегментов 42 окружности, обычно с двумя лопатками 32 на сегмент 42. При этом могут использоваться более чем два сегмента, и сегменты обычно имеют осевые разделительные линии, соответствующим образом соединенные вместе с использованием обычного шлицевого уплотнителя между ними. Часть выбрасываемого из компрессора воздуха 45 используется для подачи воздуха 35 охлаждения под давлением к соплу 30 турбины для охлаждения различных его элементов, включая полые аэродинамические профили 39 и внутренний и внешний пояса. Воздух 35 охлаждения также используется для пленочного охлаждения кольцевого кожуха 72, окружающего кончики 82 вращающихся лопаток турбины 22 высокого давления.
Каждый аэродинамический профиль 39 (фиг.3 и 4) содержит внешнюю стенку 26, имеющую сторону 46 давления и противоположную вдоль контура сторону 48 всасывания, которая продолжается вдоль оси в направлении C хорды между противоположными передней и задней кромками LE, TE соответственно. Аэродинамические профили 39 и внешние стенки 26 продолжаются радиально в направлении S размаха между внутренним и внешним поясами 38, 40. Эти пояса обычно представляют собой цельнолитую деталь вместе с соответствующими лопатками, формируемую во время первоначального изготовления. Поток 19 горячих газов сгорания протекает через каналы 50 потока между аэродинамическими профилями 39. Каналы 50 потока ограничены внутренними горячими профилями 52 относительно потока 19 газа, внутренним и внешним поясами 38, 40 и внешними горячими поверхностями 54 внешней для них стенки 26 вдоль сторон 46, 48 повышенного давления и всасывания аэродинамических профилей 39.
Поток 19 горячего газа сгорания, протекающий над охлаждаемыми лопатками 32 турбины и внешними стенками 26, формирует пограничный слой 60 потока вдоль внутренних горячих поверхностей 52 внутреннего и внешнего поясов 38, 40 и, как схематично показано на фиг.6, вдоль внешних горячих поверхностей 54 сторон 46, 48 повышенного давления и всасывания внешних стенок 26. В пограничном слое 60 потока присутствует градиент V скорости и градиент T температуры газа рядом с внешними горячими поверхностями 54 сторон 46, 48 повышенного давления и всасывания внешних стенок 26. Градиент T температуры газа и поток 19 горячего газа приводят к нежелательному и неблагоприятному нагреву вдоль внешних горячих поверхностей 54 сторон 46, 48 повышенного давления и всасывания внешних стенок 26. Градиент T температуры газа приводит к нежелательной теплопередаче от горячего потока 19 газа к относительно более холодным, но, тем не менее, горячим внешним стенкам 26.
Внешние стенки 26 охлаждаются пленкой с использованием воздуха 35 охлаждения, продуваемого под давлением, который составляет часть выхлопного воздуха на выходе 45 компрессора, поступающего от последней ступени 43 компрессора высокого давления в направлении выхода компрессора 18 высокого давления (фиг.1 и 2). Часть выхлопного воздуха 45 компрессора протекает вокруг внешней облицовки 76 камеры сгорания и через отверстия 44 облицовки в расположенном после них фланце 47 внешней облицовки 76 камеры сгорания в камеру 56 повышенного давления охлаждающего воздуха. Часть воздуха 45 на выходе компрессора, который протекает в камеру 56 повышенного давления охлаждающего воздуха, используется как воздух 35 охлаждения и протекает в полые внутренние пространства 41 аэродинамических профилей 39.
Отверстия 49 пленочного охлаждения, такие как отверстия цилиндрической или другой формы, или прорези, сформированы через внешнюю стенку 26 на сторонах 46, 48 повышенного давления и всасывания аэродинамических профилей 39 (фиг.2, 3 и 4). Отверстия 49 пленочного охлаждения используются для подачи воздуха 35 охлаждения через внешнюю стенку 26 и образуют теплозащитную пленку 37 охлаждения на внешней горячей поверхности 54 стенки 26. Система 11 экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (фиг.1) предназначена для экранирования внешних горячих поверхностей 54 с пленочным охлаждением стенок 26 аэродинамических профилей 39 в сопле 30 турбины для турбины 22 высокого давления. Система 11 экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы также разработана для экранирования охлаждаемых пленкой внешних горячих поверхностей 54 стенок 26, таких как используются в камере 20 сгорания, а также других охлаждаемых пленкой горячих поверхностей других элементов газотурбинного двигателя и охлаждаемых пленкой стенок негазотурбинного двигателя.
Отверстия 49 пленочного охлаждения расположены под углом в направлении выхода относительно потока 19 горячего газа. Отверстия 49 пленочного охлаждения продолжаются через стенку 26 от холодной поверхности 59 стенки 26 к внешней горячей поверхности 54 стенки 26, в общем, в направлении D выхода. Термины холодная поверхность 59 и внешняя горячая поверхность 54 используются для обозначения относительно холодной и относительно горячей поверхности во время работы двигателя или нагрева стенки 26 и не отражают их относительные температуры, когда система 11 не работает. Отверстия 49 пленочного охлаждения обычно выполнены неглубокими относительно стенки 26 и расположены под углом в выходном направлении для внедрения воздуха 35 пленочного охлаждения в пограничный слой вдоль внешней горячей поверхности 54 и формирования пленки 37 охлаждения над горячей поверхностью. Электронный контроллер 51 можно использовать для управления и включения/выключения генераторов 2 плазмы и системы активного управления зазором, если в двигателе такая имеется.
Система 11 экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (фиг.2-5) разработана с возможностью формирования виртуального аэродинамического экрана для пленки 37 охлаждения над внешней горячей поверхностью 54 стенки 26. Представленная здесь система 11 экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы содержит генераторы 2 плазмы, расположенные на внешней горячей поверхности 54 стенки 26 выше по потоку U перед отверстиями 49 пленочного охлаждения (фиг.5). Генератор 2 плазмы расположен на каждой из сторон 48 всасывания и сторон 46 повышенного давления аэродинамических профилей 39 выше по потоку или перед отверстиями 49 пленочного охлаждения. Генераторы 2 плазмы формируют плазму 90, которая находится у внешней поверхности аэродинамического профиля, вдоль каждой из внешних горячих поверхностей 54 сторон 46, 48 повышенного давления и всасывания аэродинамических профилей 39. Система 11 экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы поднимает слой 60 границы потока, отрывая его и поднимая от внешних горячих поверхностей 54 внешних стенок 26 аэродинамических профилей 39 (фиг.5). В результате формируется пограничный слой 70 скольжения для потока 19 газа, который протекает над и защищает пленку 37 охлаждения и, кроме того, уменьшает количество тепла, передаваемого в стенку 26.
Пограничный слой 70 скольжения образует поверхность 68 раздела между потоком 19 газа и внешней горячей поверхностью 54 внешней стенки 26, причем поверхность 68 раздела не представляет собой сплошную поверхность, когда генератор 2 плазмы включают или подают на него питание. Пограничный слой 60 потока, имеющий градиенты V, T скорости и температуры газа, отделен от внешней горячей поверхности 54 слоем 70 скольжения, когда на генераторы 2 плазмы подано питание (фиг.5), причем поток 60 непосредственно входит в контакт с внешней горячей поверхностью 54, когда питание на генераторы 2 плазмы не подано (фиг.6).
Экранирование пленки 37 охлаждения на внешних горячих поверхностях 54 снижает поверхностную теплопередачу между потоком 19 газа и внешними горячими поверхностями 54 внешних стенок 26 аэродинамических профилей 39, благодаря наличию пограничного слоя 60 потока. Уменьшение теплопередачи улучшает срок службы лопатки или другого элемента, охлаждаемого пленкой, экранированной расположенной выше по потоку плазмой и снижает требования к потоку охлаждения для элемента и, таким образом, повышает эффективность двигателя.
На фиг.5 показан вариант выполнения генератора 2 плазмы, который содержит генераторы 2 плазмы, установленные на внешних стенках 26 лопаток 32. Каждый из генераторов 2 плазмы содержит внутренние и внешние электроды 3, 4, разделенные диэлектрическим материалом 5. Диэлектрический материал 5 расположен в канавках 6, продолжающихся в направлении размаха, во внешних горячих поверхностях 54 внешних стенок 26 лопаток 32. Источник 100 переменного напряжения подключен к электродам для подачи высокого переменного напряжения к электродам.
Когда амплитуда переменного напряжения достаточно велика, поток 19 газа ионизируется в области наибольшего электрического потенциала, формируя плазму 90. Множество генераторов 2 плазмы формируют плазму 90 вблизи внешней поверхности, которая охватывает существенный участок внешней горячей поверхности 54 лопатки 32. Плазма 90, в общем, начинается на кромке 102 внешнего электрода 4, который открыт к потоку 19 газа, и распространяется вдоль области 104, которая представляет собой проекцию внешнего электрода 4 и которая закрыта диэлектрическим материалом 5. Плазма 90 при наличии градиента электрического поля формирует силу, приложенную к потоку 19 газа между внешней горячей поверхностью 54 и плазмой 90, индуцируя виртуальный аэродинамический экран для пленки охлаждения над внешней горячей поверхностью 54 внешней стенки 26 аэродинамического профиля 39. Индуцированный аэродинамический экран и полученное в результате изменение распределения давления формирует пограничный слой 70 скольжения для потока 19 газа так, что он протекает над пленкой 37 охлаждения. Известно, что аэродинамические профили, в которых используются плазменные генераторы, проявили способность предотвращения разделения потока над аэродинамическими профилями.
Когда включают генераторы 2 плазмы, градиент V скорости на границе 68 перехода становится меньше, чем когда плазменные генераторы 2 выключены. Аналогично, градиент T температуры на границе 68 перехода также становится меньше, когда генераторы 2 плазмы включены, чем когда генераторы 2 плазмы выключены. Поэтому нагрев от потока 19 горячего газа внешних поверхностей 54 сторон 48 всасывания внешних стенок 26 аэродинамических профилей 39 также будет меньше, когда генераторы 2 плазмы включены, чем когда генераторы 2 плазмы выключены. Генераторы 2 плазмы могут работать либо в установившемся режиме, либо в неустановившемся режиме.
Система 11 экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (фиг.1-6) используется с аэродинамическими профилями 39 сопла 30 турбины для турбины 22 высокого давления и, более конкретно, используется на обеих сторонах 46, 48 повышенного давления и всасывания аэродинамических профилей внешней или горячей стенки. Система 11 экранирования пограничного слоя расположенной выше по потоку плазмой также может использоваться вдоль внутренних горячих поверхностей 52 внутреннего и внешнего поясов 38, 40 и внутренней и внешней облицовок 74, 76 камеры сгорания основной камеры 20 сгорания (фиг.1). Система 11 экранирования пограничного слоя расположенной выше по потоку плазмой также может использоваться в аэродинамических профилях сопла турбины в других ступенях турбины высокого давления в облицовке камеры дожигателя.
Облицовка камеры дожигателя или выпускного сопла раскрыта в патенте США № 5465572, а облицовка основной камеры сгорания более конкретно раскрыта в патенте США № 5181379. Участок 64 облицовки 66 газотурбинного двигателя представлен кольцевой облицовкой камеры 66 сгорания, которая может представлять собой облицовку основной камеры сгорания или камеры дожигателя или облицовку выпускного сопла (фиг.7). Облицовки камеры сгорания и выпускного сопла обычно выполнены кольцевыми и расположены вокруг центральной оси 8 двигателя. Диэлектрический материал 5 расположен в кольцевой канавке 6 на обращенных внутрь горячих поверхностях или на стенке, которая составляет облицовку. Отверстия 49 пленочного охлаждения, которые представлены цилиндрическими, выполнены через внешнюю стенку 26, которая показана кольцевой.
Генератор 2 плазмы расположен на внешней горячей поверхности 54 стенки 26 выше по потоку U относительно отверстий 49 пленочного охлаждения. Отверстия 49 пленочного охлаждения расположены под углом в выходном направлении относительно потока 19 горячего газа. Отверстия 49 пленочного охлаждения продолжаются через стенку 26 от холодной поверхности 59 стенки 26 к внешней горячей поверхности 54 стенки 26, в общем, в направлении D выхода. Отверстия 49 пленочного охлаждения обычно выполнены неглубокими относительно стенки 26 и расположены под углом в выходном направлении для подачи воздуха 35 пленочного охлаждения в пограничный слой вдоль внешней горячей поверхности 54, и формируют пленку 37 охлаждения над горячей поверхностью. Воздух 35 охлаждения протекает через отверстия 49 пленочного охлаждения и радиально внутрь в направлении выхода. Система 11 экранирования пограничного слоя входящей плазмы также может использоваться в двумерном или другой формы сопле газотурбинного двигателя, или выпускной облицовки.
Настоящее изобретение было описано в качестве иллюстрации. Следует понимать, что используемая терминология предназначена для описательных целей, а не для ограничения. Хотя здесь было описано то, что считается предпочтительными вариантами выполнения настоящего изобретения, другие модификации изобретения должны быть очевидны для специалистов в данной области техники на основании приведенного здесь описания, поэтому в приложенной формуле изобретения охвачены все модификации, которые находятся в пределах сущности и объема заявленного изобретения.

Claims (10)

1. Система (11) экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы, содержащая отверстия (49) пленочного охлаждения, сформированные через стенку (26), указанные отверстия (49) пленочного охлаждения расположены под углом в направлении (D) выхода от холодной поверхности (59) стенки (26) к внешней горячей поверхности (54) стенки (26), и генератор (2) плазмы, расположенный выше по потоку (U) относительно отверстий (49) пленочного охлаждения для формирования плазмы (90), проходящей над отверстиями (49) пленочного охлаждения.
2. Система (11) по п.1, отличающаяся тем, что генератор (2) плазмы установлен на стенке (26).
3. Система (11) по п.2, отличающаяся тем, что генератор плазмы (2) содержит внутренние и внешние электроды (3, 4), разделенные диэлектрическим материалом (5).
4. Система (11) по п.3, отличающаяся тем, что содержит источник (100) питания переменного напряжения, подключенный к электродам для подачи высокого переменного напряжения к электродам.
5. Система (11) по п.4, отличающаяся тем, что содержит диэлектрический материал (5), расположенный в канавке (6) на внешней поверхности (54) стенки (26).
6. Система (11) по п.5, отличающаяся тем, что стенка (26) и канавка (6) имеют кольцевую форму.
7. Система (11) по п.5, отличающаяся тем, что содержит стенку (26) кольцевой формы, указанная стенка (26) образует, по меньшей мере, часть облицовки (66) кольцевой камеры сгорания газотурбинного двигателя, и канавку (6) кольцевой формы.
8. Система (11) экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы, содержащая узел (31) лопаток, содержащий ряд (33) расположенных вдоль окружности на некотором расстоянии друг от друга и продолжающихся радиально лопаток (32) газотурбинного двигателя, каждая из лопаток (32) имеет полый аэродинамический профиль (39), проходящий в направлении пролета, аэродинамический профиль (39) имеет внешнюю стенку (26), проходящую в направлении (D) выхода и в направлении (С) хорды между противоположными передней и задней кромками (LE, ТЕ), при этом аэродинамический профиль (39) проходит радиально в направлении (S) пролета между радиально внутренним и внешним поясами (38, 40) соответственно, отверстия (49) пленочного охлаждения, сформированные через стенку (26) и расположенные под углом в направлении (D) выхода от холодной поверхности (59) стенки (26) к внешней горячей поверхности (54) стенки (26), и, по меньшей мере, один генератор плазмы (2), установленный на аэродинамическом профиле (39) перед отверстиями (49) пленочного охлаждения для формирования плазмы (90), проходящей поверх отверстий (49) пленочного охлаждения.
9. Способ работы системы (11) экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы, заключающийся в том, что на генератор плазмы (2) подают энергию для формирования плазмы (90), проходящей в направлении (D) выхода поверх отверстий (49) пленочного охлаждения, сформированных через стенку (26), и вдоль внешней горячей поверхности (54) стенки (26).
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что дополнительно обеспечивают работу генератора (2) плазмы в установившемся режиме или в рабочем режиме.
RU2007144486/06A 2006-11-30 2007-11-29 Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (варианты) и способ работы системы RU2458227C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/606,971 US7588413B2 (en) 2006-11-30 2006-11-30 Upstream plasma shielded film cooling
US11/606,971 2006-11-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007144486A RU2007144486A (ru) 2009-06-10
RU2458227C2 true RU2458227C2 (ru) 2012-08-10

Family

ID=38893307

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007144486/06A RU2458227C2 (ru) 2006-11-30 2007-11-29 Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (варианты) и способ работы системы

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7588413B2 (ru)
EP (1) EP1930546B1 (ru)
JP (1) JP5196974B2 (ru)
CA (1) CA2612043C (ru)
DE (1) DE602007012647D1 (ru)
RU (1) RU2458227C2 (ru)

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9541106B1 (en) * 2007-01-03 2017-01-10 Orbitel Research Inc. Plasma optimized aerostructures for efficient flow control
US20090065064A1 (en) * 2007-08-02 2009-03-12 The 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
US8317457B2 (en) * 2007-12-28 2012-11-27 General Electric Company Method of operating a compressor
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
US8348592B2 (en) 2007-12-28 2013-01-08 General Electric Company Instability mitigation system using rotor plasma actuators
US20100284785A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-11 Aspi Rustom Wadia Fan Stall Detection System
US8282336B2 (en) 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system
US20100284795A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-11 General Electric Company Plasma Clearance Controlled Compressor
US20100047060A1 (en) * 2007-12-28 2010-02-25 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Compressor
US20100205928A1 (en) * 2007-12-28 2010-08-19 Moeckel Curtis W Rotor stall sensor system
US8282337B2 (en) 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system using stator plasma actuators
US20090169356A1 (en) * 2007-12-28 2009-07-02 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Compression System
US20100290906A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-18 Moeckel Curtis W Plasma sensor stall control system and turbomachinery diagnostics
US7984614B2 (en) * 2008-11-17 2011-07-26 Honeywell International Inc. Plasma flow controlled diffuser system
US8251318B2 (en) 2008-11-19 2012-08-28 The Boeing Company Disbanded cascaded array for generating and moving plasma clusters for active airflow control
US20100172747A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Plasma enhanced compressor duct
US20100170224A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Plasma enhanced booster and method of operation
US8157528B1 (en) 2009-04-29 2012-04-17 The Boeing Company Active directional control of airflows over rotorcraft blades using plasma actuating cascade arrays
US8162610B1 (en) 2009-05-26 2012-04-24 The Boeing Company Active directional control of airflows over wind turbine blades using plasma actuating cascade arrays
US10337404B2 (en) * 2010-03-08 2019-07-02 General Electric Company Preferential cooling of gas turbine nozzles
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
US8973373B2 (en) 2011-10-31 2015-03-10 General Electric Company Active clearance control system and method for gas turbine
CN103567956A (zh) * 2013-08-07 2014-02-12 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种多方向喷管装配车的设计方法
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
JP5676040B1 (ja) * 2014-06-30 2015-02-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 静翼、これを備えているガスタービン、静翼の製造方法、及び静翼の改造方法
EP3034782A1 (de) * 2014-12-16 2016-06-22 Siemens Aktiengesellschaft Filmgekühlte Turbinenschaufel
US10371050B2 (en) 2014-12-23 2019-08-06 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with rotor blade tip clearance flow control
US10132166B2 (en) 2015-02-27 2018-11-20 General Electric Company Engine component
US10024169B2 (en) 2015-02-27 2018-07-17 General Electric Company Engine component
CN106628111B (zh) * 2016-12-06 2018-05-11 清华大学 一种自适应激波作用的超声速气膜冷却结构
CN106523159B (zh) * 2016-12-06 2018-02-02 清华大学 自适应抵御激波的超声速气膜冷却装置及使用方法
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
US10982559B2 (en) * 2018-08-24 2021-04-20 General Electric Company Spline seal with cooling features for turbine engines
JP7417262B2 (ja) * 2020-05-11 2024-01-18 株式会社イー・エム・ディー プラズマ生成装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2072058C1 (ru) * 1993-06-18 1997-01-20 Геннадий Алексеевич Швеев Газотурбинный двигатель
US5653110A (en) * 1991-07-22 1997-08-05 General Electric Company Film cooling of jet engine components
EP0851098A2 (en) * 1996-12-23 1998-07-01 General Electric Company A method for improving the cooling effectiveness of film cooling holes
EP1619118A2 (en) * 2004-07-21 2006-01-25 United Technologies Corporation Wing enhancement through ion entrainment of media
EP1672966A2 (en) * 2004-12-20 2006-06-21 Lockheed Martin Corporation Plasma jet systems and methods

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
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
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
US5966452A (en) * 1997-03-07 1999-10-12 American Technology Corporation Sound reduction method and system for jet engines
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
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
US6732502B2 (en) * 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
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
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
US7186085B2 (en) 2004-11-18 2007-03-06 General Electric Company Multiform film cooling holes
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

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5653110A (en) * 1991-07-22 1997-08-05 General Electric Company Film cooling of jet engine components
RU2072058C1 (ru) * 1993-06-18 1997-01-20 Геннадий Алексеевич Швеев Газотурбинный двигатель
EP0851098A2 (en) * 1996-12-23 1998-07-01 General Electric Company A method for improving the cooling effectiveness of film cooling holes
EP1619118A2 (en) * 2004-07-21 2006-01-25 United Technologies Corporation Wing enhancement through ion entrainment of media
EP1672966A2 (en) * 2004-12-20 2006-06-21 Lockheed Martin Corporation Plasma jet systems and methods

Also Published As

Publication number Publication date
US20080128266A1 (en) 2008-06-05
EP1930546A2 (en) 2008-06-11
CA2612043A1 (en) 2008-05-30
JP2008139011A (ja) 2008-06-19
CA2612043C (en) 2015-03-31
EP1930546A3 (en) 2009-05-06
EP1930546B1 (en) 2011-02-23
JP5196974B2 (ja) 2013-05-15
US7588413B2 (en) 2009-09-15
RU2007144486A (ru) 2009-06-10
DE602007012647D1 (de) 2011-04-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2458227C2 (ru) Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (варианты) и способ работы системы
RU2461716C2 (ru) Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя и способ ее эксплуатации
JP5185601B2 (ja) 下流プラズマ遮蔽式フィルム冷却
RU2471996C2 (ru) Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
RU2463459C2 (ru) Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя
RU2466279C2 (ru) Система подъема граничного слоя посредством плазмы для лопатки газотурбинного двигателя (варианты) и способ использования газотурбинного двигателя
CA2605521C (en) Plasma blade tip clearance control
WO2020046375A1 (en) Method of operation of inlet heating system for clearance control

Legal Events

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

Effective date: 20161130