RU2461716C2 - Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя и способ ее эксплуатации - Google Patents

Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя и способ ее эксплуатации Download PDF

Info

Publication number
RU2461716C2
RU2461716C2 RU2007146765/06A RU2007146765A RU2461716C2 RU 2461716 C2 RU2461716 C2 RU 2461716C2 RU 2007146765/06 A RU2007146765/06 A RU 2007146765/06A RU 2007146765 A RU2007146765 A RU 2007146765A RU 2461716 C2 RU2461716 C2 RU 2461716C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
trailing edge
aerodynamic profile
aerodynamic
base
rear edge
Prior art date
Application number
RU2007146765/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007146765A (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 RU2007146765A publication Critical patent/RU2007146765A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2461716C2 publication Critical patent/RU2461716C2/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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow 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
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)

Abstract

Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, проходящего вдоль хорды между передней и задней кромками и продолжающегося в направлении размаха от основания до кончика, содержит генераторы плазмы. Аэродинамический профиль имеет стороны давления и разрежения, продолжающиеся вдоль хорды между передней и задней кромками, а также основание задней кромки и область задней кромки, включающую себя основание задней кромки. Генераторы плазмы установлены на внешней стенке аэродинамического профиля и продолжаются, по меньшей мере, частично в направлении размаха, вдоль стороны давления и/или стороны разрежения для формирования в области задней кромки сужающегося в направлении вниз по потоку, индуцированного плазмой виртуального удлинения задней кромки. Другое изобретение группы относится к способу эксплуатации системы снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, в котором включают указанные выше генераторы плазмы. Изобретения позволяют повысить коэффициент полезного действия газотурбинного двигателя за счет уменьшения влияния толщины задней кромки аэродинамического профиля на его аэродинамические свойства. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Уровень техники
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к аэродинамике аэродинамических профилей турбины и, в частности, задних кромок аэродинамических профилей турбины.
Описание предшествующего уровня техники
Типичный газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа обычно 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 и турбину высокого давления, установленные последовательно по потоку. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления внутреннего контура двигателя соединены с помощью вала высокого давления. Воздух под высоким давлением, поступающий из компрессора высокого давления, смешивается с топливом в камере сгорания и воспламеняется, образуя высокоэнергетический, горячий поток газа. Этот поток газа проходит 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, с расширением проходит через вторую турбину, или турбину низкого давления. Турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор и бустер-компрессор через вал низкого давления. Вал низкого давления продолжается через ротор высокого давления. Большая часть формируемой тяги генерируется вентилятором. Морские или промышленные газотурбинные двигатели имеют турбины низкого давления, которые обеспечивают привод генераторов, винтов корабля, насосов и других устройств, в то время как в турбовинтовых двигателях турбины низкого давления используются для привода пропеллеров, обычно через редуктор.
Турбины высокого и низкого давления имеют, по меньшей мере, одно сопло турбины, включающее в себя, по меньшей мере, один ряд расположенных вдоль окружности на некотором расстоянии друг от друга аэродинамических профилей или лопаток, продолжающихся радиально между радиально внутренним и внешним поясами. Лопатки обычно выполнены полыми и имеют внешнюю стенку, которая охлаждается охлаждающим воздухом, поступающим от компрессора. Горячие газы, протекающие над внешней стенкой охлаждаемой лопатки турбины, образуют поток и слои теплового барьера вдоль горячих внешних поверхностей внешних стенок лопаток и горячих торцевых поверхностей внутреннего и внешнего поясов, над которыми протекают горячие газы. Турбины высокого и низкого давления также имеют, по меньшей мере, один ряд лопастей ротора турбины, включающий в себя расположенные на расстоянии по окружности аэродинамические профили, продолжающиеся радиально наружу от платформ лопаток турбины. Аэродинамические профили турбины высокого давления, включающие в себя неподвижные лопатки и лопасти ротора, обычно требуют внутреннего конвекционного охлаждения и внешнего пленочного охлаждения. Такие аэродинамические профили обычно отливают так, что они включают в себя внутренние элементы охлаждения, такие как каналы для охлаждающего воздуха, штифты и турбулизаторы. Поэтому аэродинамические профили турбины обычно выполнены более толстыми, чем аэродинамические профили компрессора. Задние кромки некоторых аэродинамических профилей турбины выполнены коническими с сужением до величины приблизительно от 30 до 50 мм. Когда горячий газ протекает над аэродинамическими профилями турбины, в основании задней кромки возникают вихри, в результате градиента давления, возникающего вследствие толщины задней кромки. Такие вихри приводят к нежелательным потерям давления, которые иногда относят к эффекту блокирования. В результате механических ограничений и ограничений, связанных с литьем, толщину задней кромки невозможно физически дополнительно уменьшить. Предпочтительно обеспечить возможность уменьшения или устранения таких нежелательных потерь давления, возникающих в результате вихрей, для повышения коэффициента полезного действия турбины.
Настоящее изобретение относится к аэродинамическим профилям, используемым в газовых турбинах, например, как известно из DE 1756184 (В1), 18.06.1970.
Сущность изобретения
Настоящее изобретение относится к аэродинамическим профилям, используемым в газовых турбинах, которые часто требуют внутреннего охлаждения и поэтому обычно выполняются более массивными, чем сравнимые аэродинамические профили.
Задняя кромка аэродинамического профиля заканчивается основанием аэродинамического профиля. Толщина аэродинамического профиля, и в особенности его основания, является определяющей для формирования завихрений и увеличения нежелательной потери давления. Физически толщина аэродинамического профиля больше не может быть уменьшена, при этом проблему, связанную с образованием завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, необходимо устранить.
Согласно настоящему изобретению, указанная задача решается путем формирования в упомянутой области задней кромки сужающегося в направлении вниз по потоку, индуцированного плазмой виртуального удлинения задней кромки, для чего в области задней кромки располагают один или несколько генераторов плазмы.
В первом аспекте, настоящее изобретение предусматривает систему снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, содержащую:
аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, продолжающийся в направлении вдоль хорды между передней кромкой и задней кромкой аэродинамического профиля и продолжающийся наружу в направлении размаха от основания аэродинамического профиля до кончика аэродинамического профиля, при этом упомянутый аэродинамический профиль имеет стороны давления и разрежения, продолжающиеся в упомянутом направлении вдоль хорды между передней кромкой и задней кромкой, а также основание задней кромки и область задней кромки, включающую в себя основание задней кромки, причем
предусмотрены один или больше генераторов плазмы, установленных на внешней стенке аэродинамического профиля и продолжающихся, по меньшей мере, частично в упомянутом направлении размаха, вдоль стороны давления и/или стороны разрежения для формирования в упомянутой области задней кромки сужающегося в направлении вниз по потоку, индуцированного плазмой виртуального удлинения задней кромки.
Предпочтительно, если система дополнительно содержит первое множество генераторов плазмы на стороне давления аэродинамического профиля и второе множество генераторов плазмы на стороне разрежения аэродинамического профиля.
Также может быть предусмотрено, что генераторы плазмы включают в себя внутренний и внешний электроды, разделенные диэлектрическим материалом. Особенно предпочтительно, если диэлектрический материал расположен внутри канавок на внешней горячей поверхности внешней стенки аэродинамического профиля.
Во втором аспекте изобретение относится к способу эксплуатации системы снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, в котором:
включают один или больше генераторов плазмы, проходящих в направлении размаха аэродинамического профиля в области задней кромки аэродинамического профиля и установленных на внешней стенке аэродинамического профиля, причем
аэродинамический профиль продолжается в направлении вдоль хорды между передней кромкой и задней кромкой аэродинамического профиля и продолжается наружу в направлении размаха от основания аэродинамического профиля до кончика аэродинамического профиля, при этом аэродинамический профиль имеет стороны давления и разрежения, продолжающиеся в упомянутом направлении вдоль хорды между передней кромкой и задней кромкой, а также основание задней кромки и область задней кромки, включающую в себя основание задней кромки.
В способе согласно изобретению целесообразно, если осуществляют подачу переменного напряжения к внутренним и внешним электродам генератора плазмы, разделенным диэлектрическим материалом. Генератор плазмы работает в установившемся или неустановившемся режиме.
Подробное раскрытие сущности изобретения
Система уменьшения завихрений на задней кромке включает в себя аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, продолжающийся в направлении хорды между передней кромкой и задней кромкой аэродинамического профиля и продолжающийся наружу в направлении размаха от основания аэродинамического профиля до кончика аэродинамического профиля. Аэродинамический профиль включает в себя сторону давления и сторону разрежения, продолжающиеся в направлении хорды между передней кромкой и задней кромкой. Аэродинамический профиль дополнительно включает в себя основание задней кромки на задней кромке и область задней кромки, которая расположена вокруг задней кромки и включает в себя основание задней кромки. Один или больше генераторов плазмы продолжаются в направлении размаха в области задней кромки.
Генераторы плазмы могут быть установлены на внешней стенке аэродинамического профиля. Первое и второе множества генераторов плазмы могут быть установлены на сторонах давления и разрежения аэродинамического профиля соответственно. Генераторы плазмы могут иметь внутренний и внешний электроды, разделенные диэлектрическим материалом, и диэлектрический материал может быть расположен внутри канавки на внешней горячей поверхности внешней стенки аэродинамического профиля. Источник питания переменного напряжения соединен с электродами для подачи переменного потенциала с высоким напряжением к электродам. Генераторы плазмы также могут быть размещены далее по потоку или сзади от области задней кромки, вдоль стороны давления и/или стороны разрежения, которая граничит и примыкает к основанию задней кромки.
Система может использоваться в лопатке сопла турбины высокого давления, которая включает в себя аэродинамический профиль, продолжающийся радиально в направлении размаха между радиально внутренним и внешним поясами. Система может использоваться в лопасти турбины высокого давления, включающей в себя аэродинамический профиль, продолжающийся радиально наружу от основания аэродинамического профиля на платформе лопасти.
Один из вариантов работы системы уменьшения завихрений на задней кромке включает в себя подачу питания к одному или больше генераторам плазмы в области задней кромки аэродинамического профиля газотурбинного двигателя. Генераторы плазмы могут работать в установившемся или неустановившемся режиме.
Краткое описание чертежей
Приведенные выше аспекты и другие свойства изобретения поясняются в следующем описании, которое следует рассматривать совместно с прилагаемыми чертежами.
На фиг.1 показан вид в продольном разрезе, иллюстрирующий пример варианта выполнения газотурбинного двигателя самолета с системой уменьшения завихрений на задней кромке, лопаток турбины и лопастей ротора участка турбины высокого давления двигателя.
На фиг.2 показан вид с увеличением лопаток и лопастей, представленных на фиг.1.
На фиг.3 показан вид в перспективе лопасти и генераторов плазмы, представленных на фиг.2.
На фиг.4 показан вид в перспективе лопаток и генераторов плазмы для узла лопатки, представленного на фиг.2.
На фиг.5 показан вид в перспективе области задней кромки аэродинамического профиля лопатки или лопасти, представленной на фиг.2.
На фиг.6 показан вид в поперечном сечении, иллюстрирующий область, продолжающуюся через заднюю кромку, представленную на фиг.5.
На фиг.7 схематично иллюстрируется система уменьшения завихрений на задней кромке со включенными генераторами плазмы, показанными на фиг.4.
На фиг.8 схематично иллюстрируется система уменьшения завихрений на задней кромке с выключенными генераторами плазмы, показанными на фиг.4.
На фиг.9 показана иллюстрация вида в разрезе через область задней кромки, представленной на фиг.5, для случая, когда генераторы плазмы расположены в заднем углу задней кромки и частично впритык с основанием задней кромки аэродинамического профиля.
На фиг.10 схематично показана иллюстрация системы уменьшения завихрений задней кромки с включенными генераторами плазмы, показанными на фиг.9.
Подробное описание изобретения
На фиг.1 показан пример турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10, расположенного вокруг центральной оси 8 двигателя и имеющего вентилятор 12, в который поступает окружающий воздух 14, бустер или компрессор 16 низкого давления (LPC, КНД), компрессор 18 высокого давления (НРС, КВД), камеру 20 сгорания, турбину 22 высокого давления (НРТ, ТВД) и турбину 24 низкого давления (LPT, ТНД), через которую газообразные продукты сгорания выходят из двигателя 10. ТВД 22 соединена с КВД 18, образуя, по существу, ротор 29 высокого давления. Вал 28 низкого давления соединяет ТНД 24 как с вентилятором 12, так и с компрессором 16 низкого давления. Второй вал, или вал 28 низкого давления, по меньшей мере, частично установлен с возможностью вращения коаксиально и радиально внутри первого ротора, или ротора высокого давления. Основная камера 20 сгорания включает в себя внутреннюю и внешнюю облицовки 74, 76 камеры сгорания. В основной камере 20 сгорания топливо смешивается с воздухом 14, сжатым КВД 18, для генерирования газообразных продуктов сгорания или потока 19 газа, который протекает в направлении выхода через турбину.
На фиг.2-5 показано сопло 30 турбины для турбины 22 высокого давления, через которое поток 19 горячих газов выходит из камеры 20 сгорания. Представленный здесь примерный вариант выполнения сопла 30 турбины, также в более общем виде обозначенный как узел 31 лопаток, включает в себя ряд 33 расположенных вдоль окружности на некотором расстоянии друг от друга лопаток 32. Лопатки 32 имеют аэродинамические профили 39, продолжающиеся радиально в направлении SD (HP) размаха, между радиально внутренним и внешним поясами 38, 40 соответственно. Каждый из аэродинамических профилей 39 продолжается в направлении С хорды между передней кромкой LE (ПК) и задней кромкой ТЕ (ЗК) аэродинамического профиля и продолжается радиально наружу в направлении HP размаха, от основания 84 аэродинамического профиля до кончика 82 аэродинамического профиля. Задняя кромка ЗК имеет хвостовую заднюю или обращенную в вниз по потоку поверхность, называемую основанием 34 задней кромки. В иллюстрируемом здесь примерном варианте выполнения сопла 30 турбины пояса и аэродинамические профили сформированы в виде расположенных вдоль окружности сегментов 42, обычно с двумя аэродинамическими профилями 39 на сегмент 42. Может присутствовать больше чем два сегмента, и сегменты обычно имеют разделенную вдоль оси облицовку, соответствующим образом соединенную вместе с помощью обычного пазового уплотнения между ними.
Каждый аэродинамический профиль 39 включает в себя внешнюю стенку 26, имеющую сторону 46 давления и расположенную противоположно вдоль окружности сторону 48 разрежения, которые продолжаются вдоль оси в направлении С хорды между противоположными передней и задней кромками ПК, ЗК соответственно. Аэродинамические профили 39 и внешние стенки 26 продолжаются радиально в направлении HP размаха между внутренним и внешним поясами 38, 40. Каждый из аэродинамических профилей 39 имеет измеряемый в радиальном направлении S размах, продолжающийся от внутреннего пояса 38 до внешнего пояса 40. Поток 19 горячих газообразных продуктов сгорания проходит через каналы 50 потока между аэродинамическими профилями 39. Каналы 50 потока ограничены внутренними горячими поверхностями 52 относительно потока 19 газа, внутренними и внешними поясами 38, 40 и внешними горячими поверхностями 54 внешней стенки 26, вдоль сторон 46, 48 давления и разрежения аэродинамических профилей 39. Турбина 22 высокого давления включает в себя, по меньшей мере, один ряд расположенных вдоль окружности на некотором расстоянии друг от друга лопаток 80 турбины высокого давления. Каждая из лопаток 80 турбины имеет аэродинамический профиль 39 турбины, продолжающийся радиально наружу от основания 84 аэродинамического профиля на платформе 86 лопасти до кончика 82 аэродинамического профиля. Аэродинамический профиль 39 турбины имеет измеряемый радиально размах S, продолжающийся от платформы 86 лопасти до кончика 82 аэродинамического профиля. Аэродинамические профили сужаются в направлении вниз по потоку или в заднем направлении через заднюю кромку ЗК аэродинамического профиля в направлении основания аэродинамического профиля, обращенного назад или в сторону вниз по потоку.
Часть выходного воздуха 45 компрессора используется для подачи охлажденного воздуха 35 под давлением к соплу 30 турбины для охлаждения ее различных компонентов, включающих в себя полые аэродинамические профили 39 и внутренний и внешний пояса. Охлаждающий воздух 35 также используется для пленочного охлаждения кольцевой насадки 72, окружающей кончики 82 вращающихся лопастей турбины 22 высокого давления. Внешние стенки 26 охлаждаются с помощью пленки, с использованием охлаждающего воздуха 35 под давлением, который представляет собой часть выходного воздуха 45 компрессора, отбираемого из последней ступени 43 компрессора высокого давления на заднем конце компрессора 18 высокого давления, как представлено на фиг.1 и 2. Часть выходного воздуха 45 компрессора протекает вокруг внешней облицовки камеры 76 сгорания и через отверстия 44 в облицовке, в расположенном ближе к выходу фланце 47 внешней облицовки 76 камеры сгорания в полость 56 для охлаждающего воздуха. Часть выходного воздуха 45 компрессора, которая протекает в полость 56 для охлаждающего воздуха, используется как охлаждающий воздух 35 и протекает в полые внутренние пространства аэродинамических профилей 39. Отверстия 49 пленочного охлаждения продолжаются через стенку 26 от полого внутреннего пространства до внешней горячей поверхности 54 стенки 26 и, в общем, в направлении D вниз по потоку.
Поток 19 газа, протекающий вдоль сторон 46, 48 давления и разрежения аэродинамических профилей 39, образует завихрения в основании 34 задней кромки из-за градиента давления, вызываемого толщиной Т задней кромки ЗК, как представлено на фиг.6. Такое образование вихря создает нежелательные потери давления. Иногда эти потери называются эффектом блокирования. В результате механических ограничений и ограничений, связанных с литьем, толщину задней кромки невозможно физически дополнительно уменьшить. Система 11 снижения завихрений задней кромки используется для уменьшения или минимизации силы завихрений в основании 34 задней кромки, в области 89 задней кромки, между сторонами 46, 48 давления и разрежения аэродинамических профилей 39. Система 11 снижения завихрений на задней кромке формирует сужающееся в направлении вниз по потоку виртуальное удлинение 91 задней кромки, индуцированное плазмой, в результате чего аэродинамически уменьшается эффективная толщина задней кромки с повышением коэффициента полезного действия турбины.
Как показано на фиг.5 и 6, примерный вариант выполнения системы 11 уменьшения завихрений на задней кромке, представленный здесь, имеет, в общем, расположенные вдоль размаха или продолжающиеся радиально генераторы 2 плазмы, в области 89 задней кромки аэродинамического профиля 39, вдоль стороны 46 давления и/или стороны 48 разрежения, рядом с основанием 34 задней кромки, как показано на фиг.5 и 6. Генераторы 2 плазмы также могут быть размещены далее назад или вниз в направлении вниз по потоку в области 89 задней кромки, вдоль стороны 46 давления и/или стороны 48 разрежения, которая граничит и которая расположена заподлицо с основанием 34 задней кромки, как показано на фиг.9 и 10. Вдоль каждой из сторон 46, 48 давления и разрежения могут быть расположены один или больше генераторов 2 плазмы. Генераторы 2 плазмы могут продолжаться вдоль части пути вдоль размаха S аэродинамического профиля 39. Область 89 задней кромки включает в себя основание 34 задней кромки и продолжается вдоль хорды от основания 34 задней кромки, вокруг аэродинамического профиля 39, через малые участки сторон 46, 48 давления и разрежения аэродинамического профиля 39.
В иллюстрируемом здесь примерном варианте выполнения системы 11 снижения завихрений задней кромки один генератор 2 плазмы установлен на каждой из сторон 46, 48 давления и разрежения и в основании 34 задней кромки аэродинамического профиля 39, в области 89 задней кромки. Генераторы 2 плазмы во время работы формируют плазму 90 из ионизированного воздуха, который индуцирует поток в пограничном слое от стороны давления и/или стороны разрежения, протекая до основания 34 задней кромки, и формируют удлиненное сужающееся виртуальное удлинение 91 задней кромки, продолжающееся в направлении D вниз по потоку или в направлении назад от основания 34 задней кромки. Виртуальное удлинение 91 задней кромки уменьшает или устраняет завихрение возле основания 34 задней кромки, возникающее в результате градиента давления, вызываемого толщиной Т задней кромки ЗК, как показано на фиг.6. Это уменьшает или устраняет нежелательные потери давления. Виртуальное удлинение 91 задней кромки аэродинамически снижает эффективную толщину задней кромки для повышения коэффициента полезного действия турбины.
Как показано на фиг.7, каждый из генераторов 2 плазмы включает в себя внутренние и внешние электроды 3, 4, разделенные диэлектрическим материалом 5. Диэлектрический материал 5 расположен в продолжающихся в направлении размаха канавках 6 на внешних горячих поверхностях 54 внешних стенок 26 аэродинамических профилей 39 и, в частности, на сторонах 46, 48 давления и разрежения и в основании 34 задней кромки аэродинамического профиля 39, в области 89 задней кромки. Источник 100 питания переменного напряжения подключен к электродам для подачи высокого переменного напряжения к электродам. Когда амплитуда переменного напряжения достаточно велика, поток 19 газов ионизируется в области наибольшего электрического потенциала, формируя плазму 90. Как упомянуто выше, генераторы 2 плазмы также могут быть размещены далее назад или в направлении вниз по потоку в области 89 задней кромки, вдоль стороны 46 давления и/или стороны 48 разрежения таким образом, что внутренние электроды 3 устанавливаются заподлицо с основанием 34 задней кромки, как показано на фиг.9 и 10.
Плазма 90, в общем, начинается на кромке 102 внешнего электрода 4, который открыт к потоку 19 газа и продолжается вдоль области 104, проецируемой внешним электродом 4, который покрыт диэлектрическим материалом 5. Когда генераторы 2 плазмы на стороне давления и/или стороне разрежения включены, плазма 90 образует индуцированный поток 70 пограничного слоя, который протекает от потока 83 пограничного слоя, со стороны давления и/или стороны разрежения, к основанию 34 задней кромки, и формирует расширенное сужающееся виртуальное удлинение 91 задней кромки, продолжающееся в направлении D вниз по потоку или в направлении назад от основания 34 задней кромки.
Когда генераторы 2 плазмы выключены, виртуальное удлинение 91 задней кромки исчезает, и основание 34 задней кромки становится эффективной задней кромкой в области 89 задней кромки. Генераторы 2 плазмы могут работать в одном из установившегося и неустановившегося режимов. Электронный контроллер 51 может использоваться для управления и включения и выключения генераторов 2 плазмы и активной системы зазора, если двигатель оборудован такой.
Настоящее изобретение было описано в виде иллюстрации. Следует понимать, что использовавшаяся здесь терминология предназначена, по своей природе, скорее, для описания, чем для ограничения. Хотя выше было описано то, что рассматривается как предпочтительные и примерные варианты выполнения настоящего изобретения, другие модификации изобретения будут очевидны для специалистов в данной области техники из приведенного здесь описания, и поэтому желательно, чтобы все такие модификации были закреплены в приложенной формуле изобретения как соответствующие истинной сущности и объему изобретения.
В соответствии с этим то, что должно быть защищено патентной грамотой, представляет собой изобретение в том виде, как оно определено и представлено отличительно в следующей формуле изобретения.
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ
2. генераторы плазмы
3. внутренние электроды
4. внешние электроды
5. диэлектрический материал
6. канавки
8. центральная ось двигателя
10. газотурбинный двигатель
11. система уменьшения завихрений на задней кромке
12. вентилятор
14. окружающий воздух
16. бустер или компрессор низкого давления (КНД)
18. компрессор высокого давления (КВД)
19. поток газа
20. камера сгорания
22. турбина высокого давления (ТВД)
24. турбина низкого давления (ТНД)
26. внешняя стенка
28. вал низкого давления
29. ротор высокого давления
30. сопло турбины
31. узел лопаток
32. лопатки
33. ряд
34. основание задней кромки
35. воздух охлаждения
38. внутренние пояса
39. аэродинамические профили
40. внешние пояса
42. сегменты
43. ступень компрессора высокого давления
44. отверстия облицовки
45. воздух на выходе компрессора
46. сторона давления
47. выходной фланец
48. сторона разрежения
49. отверстия пленочного охлаждения
50. каналы для потока
51. электронный контроллер
52. внутренние горячие поверхности
54. внешняя горячая поверхность
56. полость для воздуха охлаждения
70. индуцированный поток пограничного слоя
72. кольцевая насадка
74. внутренняя облицовка камеры сгорания
76. внешняя облицовка камеры сгорания
80. лопасти турбины
82. кончик аэродинамического профиля
83. поток пограничного слоя
84. основание аэродинамического профиля
86. платформа лопасти
89. область задней кромки
90. плазма
91. виртуальное удлинение задней кромки
100. источник питания переменного напряжения
102. кромка
104. область
С - направление вдоль хорды
D - направление вниз по потоку
Т - толщина
S - размах
HP - направление размаха
ПК - передняя кромка
ЗК - задняя кромка

Claims (7)

1. Система (11) снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, содержащая:
аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя, продолжающийся в направлении (С) вдоль хорды между передней кромкой (ПК) и задней кромкой (ЗК) аэродинамического профиля и продолжающийся наружу в направлении (HP) размаха от основания (84) аэродинамического профиля до кончика (82) аэродинамического профиля, при этом упомянутый аэродинамический профиль (39), имеет стороны (46, 48) давления и разрежения, продолжающиеся в упомянутом направлении (С) вдоль хорды между передней кромкой (ПК) и задней кромкой (ЗК), а также основание (34) задней кромки и область (89) задней кромки (ЗК), включающую в себя основание (34) задней кромки, причем предусмотрены один или больше генераторов (2) плазмы, установленных на внешней стенке (26) аэродинамического профиля (39) и продолжающихся, по меньшей мере, частично в упомянутом направлении (HP) размаха, вдоль стороны (46) давления и/или стороны (48) разрежения для формирования в упомянутой области (89) задней кромки сужающегося в направлении вниз по потоку, индуцированного плазмой виртуального удлинения задней кромки.
2. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая первое множество генераторов (2) плазмы на стороне (46) давления аэродинамического профиля (39), и второе множество генераторов (2) плазмы на стороне (48) разрежения аэродинамического профиля (39).
3. Система (11) по п.1 или 2, в которой генераторы (2) плазмы, включают в себя внутренний и внешний электроды (3, 4), разделенные диэлектрическим материалом (5).
4. Система (11) по п.3, в которой диэлектрический материал (5) расположен внутри канавок (6) на внешней горячей поверхности (54) внешней стенки (26) аэродинамического профиля (39).
5. Способ эксплуатации системы (11) снижения завихрений на заднее кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, в котором: включают один или больше генераторов (2) плазмы, проходящих в направлении размаха аэродинамического профиля (39) в области (89) задней кромки аэродинамического профиля (39) и установленных на внешней стенке (26) аэродинамического профиля (39), причем аэродинамический профиль (39) продолжается в направлении (С) вдоль хорды между передней кромкой (ПК) и задней кромкой (ЗК) аэродинамического профиля и продолжается наружу в направлении (HP) размаха от основания (84) аэродинамического профиля до кончика (82) аэродинамического профиля, при этом аэродинамический профиль (39) имеет стороны (46, 48) давления и разрежения, продолжающиеся в упомянутом направлении (С) вдоль хорды между передней кромкой (ПК) и задней кромкой (ЗК), а также основание (34) задней кромки и область (89) задней кромки (ЗК), включающую в себя основание (34) задней кромки.
6. Способ по п.5, в котором осуществляют подачу переменного напряжения к внутренним и внешним электродам (3, 4) генератора (2) плазмы, разделенным диэлектрическим материалом (5).
7. Способ по п.6, в котором генератор (2) плазмы работает в установившемся или неустановившемся режиме.
RU2007146765/06A 2006-12-15 2007-12-14 Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя и способ ее эксплуатации RU2461716C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/639,878 US7736123B2 (en) 2006-12-15 2006-12-15 Plasma induced virtual turbine airfoil trailing edge extension
US11/639,878 2006-12-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007146765A RU2007146765A (ru) 2009-06-20
RU2461716C2 true RU2461716C2 (ru) 2012-09-20

Family

ID=38983729

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007146765/06A RU2461716C2 (ru) 2006-12-15 2007-12-14 Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя и способ ее эксплуатации

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7736123B2 (ru)
EP (1) EP1936116A3 (ru)
JP (1) JP5108486B2 (ru)
CA (1) CA2612533C (ru)
RU (1) RU2461716C2 (ru)

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8016246B2 (en) 2007-05-25 2011-09-13 The Boeing Company Plasma actuator system and method for use with a weapons bay on a high speed mobile platform
US7988101B2 (en) 2007-05-25 2011-08-02 The Boeing Company Airfoil trailing edge plasma flow control apparatus and method
US8016247B2 (en) 2007-05-25 2011-09-13 The Boeing Company Plasma flow control actuator system and method
WO2008154592A2 (en) * 2007-06-11 2008-12-18 University Of Florida Research Foundation, Inc. Electrodynamic control of blade clearance leakage loss in turbomachinery applications
US20090065064A1 (en) * 2007-08-02 2009-03-12 The University Of Notre Dame Du Lac Compressor tip gap flow control using plasma actuators
US8708651B2 (en) * 2007-10-26 2014-04-29 David Greenblatt Aerodynamic performance enhancements using discharge plasma actuators
US20100290906A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-18 Moeckel Curtis W Plasma sensor stall control system and turbomachinery diagnostics
US20100284795A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-11 General Electric Company Plasma Clearance Controlled Compressor
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
US8317457B2 (en) * 2007-12-28 2012-11-27 General Electric Company Method of operating a compressor
US20090169363A1 (en) * 2007-12-28 2009-07-02 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Stator
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
US20100205928A1 (en) * 2007-12-28 2010-08-19 Moeckel Curtis W Rotor stall sensor system
US8282336B2 (en) * 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system
US20100047060A1 (en) * 2007-12-28 2010-02-25 Aspi Rustom Wadia Plasma Enhanced Compressor
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
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
US8973373B2 (en) 2011-10-31 2015-03-10 General Electric Company Active clearance control system and method for gas turbine
WO2014084925A1 (en) * 2012-11-27 2014-06-05 The Board Of Regents Of The University Of Texas System Rail plasma actuator for high-authority flow control
US20140321987A1 (en) * 2013-03-15 2014-10-30 Honeywell International Inc. Plasma actuated cascade flow vectoring
EP2963241B1 (fr) * 2014-06-30 2019-03-06 Safran Aero Boosters SA Élément de guidage de flux gazeux de turbomachine
US10221720B2 (en) 2014-09-03 2019-03-05 Honeywell International Inc. Structural frame integrated with variable-vectoring flow control for use in turbine systems
US10371050B2 (en) 2014-12-23 2019-08-06 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with rotor blade tip clearance flow control
WO2016148693A1 (en) 2015-03-17 2016-09-22 Siemens Energy, Inc. Internal cooling system with converging-diverging exit slots in trailing edge cooling channel for an airfoil in a turbine engine
JP6601553B2 (ja) * 2016-02-16 2019-11-06 株式会社Ｉｈｉ 翼構造体の製造方法
US10465520B2 (en) 2016-07-22 2019-11-05 General Electric Company Blade with corrugated outer surface(s)
US10436037B2 (en) 2016-07-22 2019-10-08 General Electric Company Blade with parallel corrugated surfaces on inner and outer surfaces
US10450868B2 (en) 2016-07-22 2019-10-22 General Electric Company Turbine rotor blade with coupon having corrugated surface(s)
US10443399B2 (en) 2016-07-22 2019-10-15 General Electric Company Turbine vane with coupon having corrugated surface(s)
US10465525B2 (en) 2016-07-22 2019-11-05 General Electric Company Blade with internal rib having corrugated surface(s)
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
FR3128244A1 (fr) * 2021-10-14 2023-04-21 IFP Energies Nouvelles Turbine avec passage en supersonique dans le rotor

Citations (4)

* 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
RU2072058C1 (ru) * 1993-06-18 1997-01-20 Геннадий Алексеевич Швеев Газотурбинный двигатель
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 (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1756184B1 (de) * 1968-04-17 1970-06-18 Precitronic Verfahren und Einrichtung zur Vermeidung kritischer Stroemungsgeschwindigkeiten an den Rotorblaettern von in einem gasfoermigen Medium rotierenden Drehfluegeln und Propellern
GB2129882B (en) * 1982-11-10 1986-04-16 Rolls Royce Gas turbine stator vane
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
JP3156167B2 (ja) * 1992-05-11 2001-04-16 イーシー化学株式会社 大気圧プラズマ用電極
US5320309A (en) * 1992-06-26 1994-06-14 British Technology Group Usa, Inc. Electromagnetic device and method for boundary layer control
US5660525A (en) 1992-10-29 1997-08-26 General Electric Company Film cooled slotted wall
US5651662A (en) 1992-10-29 1997-07-29 General Electric Company Film cooled 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
US6513331B1 (en) 2001-08-21 2003-02-04 General Electric Company Preferential multihole combustor liner
US6514037B1 (en) * 2001-09-26 2003-02-04 General Electric Company Method for reducing cooled turbine element stress and element made thereby
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
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
US7605595B2 (en) 2006-09-29 2009-10-20 General Electric Company System for clearance measurement and method of operating the same

Patent Citations (4)

* 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
RU2072058C1 (ru) * 1993-06-18 1997-01-20 Геннадий Алексеевич Швеев Газотурбинный двигатель
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

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей./ Под ред. Д.В.Хронина. - М.: Машиностроение, 1989, с.140-145. *

Also Published As

Publication number Publication date
JP2008157225A (ja) 2008-07-10
EP1936116A3 (en) 2009-05-13
JP5108486B2 (ja) 2012-12-26
EP1936116A2 (en) 2008-06-25
RU2007146765A (ru) 2009-06-20
US20080145233A1 (en) 2008-06-19
US7736123B2 (en) 2010-06-15
CA2612533A1 (en) 2008-06-15
CA2612533C (en) 2015-05-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2461716C2 (ru) Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя и способ ее эксплуатации
RU2458227C2 (ru) Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (варианты) и способ работы системы
CA2612810C (en) Airfoil leading edge end wall vortex reducing plasma
US7695241B2 (en) Downstream plasma shielded film cooling
US6969232B2 (en) Flow directing device
CA2605525C (en) Plasma enhanced rapidly expanded gas turbine engine transition duct
US8978390B2 (en) Cooling hole with crenellation features
US7766599B2 (en) Plasma lifted boundary layer gas turbine engine vane
EP1870563B1 (en) Fluid injection system for a platform

Legal Events

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

Effective date: 20161215