RU2463459C2 - Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя - Google Patents

Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2463459C2
RU2463459C2 RU2007129570/06A RU2007129570A RU2463459C2 RU 2463459 C2 RU2463459 C2 RU 2463459C2 RU 2007129570/06 A RU2007129570/06 A RU 2007129570/06A RU 2007129570 A RU2007129570 A RU 2007129570A RU 2463459 C2 RU2463459 C2 RU 2463459C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
channel
input
extending
output
radial height
Prior art date
Application number
RU2007129570/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007129570A (ru
Inventor
Чин-Пан ЛИ (US)
Чин-Пан ЛИ
Аспи Рустом ВАДИЯ (US)
Аспи Рустом ВАДИЯ
Дэвид Гленн ЧЕРРИ (US)
Дэвид Гленн ЧЕРРИ
Скотт Майкл КАРСОН (US)
Скотт Майкл КАРСОН
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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 RU2007129570A publication Critical patent/RU2007129570A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2463459C2 publication Critical patent/RU2463459C2/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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer
    • F05D2270/172—Purpose of the control system to control boundary layer by a plasma generator, e.g. control of ignition
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

Система обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала содержит межтурбинный переходный канал газотурбинного двигателя и конический плазменный генератор для создания конической плазмы вдоль внешней стенки канала. Межтурбинный переходный канал имеет вход канала и выход канала позади и ниже по течению от входа канала, радиально отстоящие друг от друга конические радиально внутреннюю и внешнюю стенки канала, расположенные в осевом направлении между входом канала и выходом канала. Изобретение направлено на предотвращение отрыва пограничного слоя. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям и, в частности, к переходным каналам между турбинами низкого давления и высокого давления таких двигателей.
Уровень техники
Газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа в общем случае включает в себя передний вентилятор и вспомогательный компрессор или компрессор низкого давления, средний двигатель внутреннего канала и турбину низкого давления, которая питает вентилятор и вспомогательный компрессор или компрессор низкого давления. Двигатель внутреннего канала включает в себя компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, соединенные последовательно в направлении потока. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления двигателя внутреннего канала взаимосвязаны посредством вала высокого давления. Компрессор высокого давления, турбина и вал высокого давления, по существу, образуют ротор высокого давления. Воздух, находящийся под высоким давлением из компрессора высокого давления, затем смешивается с топливом в камере сгорания и сжигается, образуя высокоэнергетический поток газа. Этот поток газа протекает через турбину высокого давления, приводя во вращение ее и вал высокого давления, который, в свою очередь, приводит во вращение компрессор.
Поток газа, выходящий из турбины высокого давления, распространяется через вторую турбину, или турбину низкого давления. Эта турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор и вспомогательный компрессор посредством вала низкого давления, причем все эти конструктивные элементы образуют ротор низкого давления. Вал низкого давления проходит сквозь ротор высокого давления. Наибольшая доля вырабатываемой тяги создается вентилятором. Морские или промышленные газотурбинные двигатели имеют турбины низкого давления, которые снабжают энергией генераторы, гребные винты судов, насосы и другие устройства, а в турбовинтовых двигателях турбины низкого давления используются для снабжения, обычно осуществляемого посредством редуктора, - гребных винтов энергией.
Крупные турбовентиляторные двигатели, выпускаемые современной промышленностью, обладают более высокими эксплуатационными КПД, имея при этом конфигурации с более высокими степенями пропускания и увеличенные переходные каналы между турбинами высокого и низкого давления. Чтобы повысить КПД турбины низкого давления, проточный канал газа в переходном канале между турбинами высокого и низкого давления расширяют до большего радиуса. Для экономии веса двигателя весьма желательно иметь переходный канал наименьшей возможной длины. Однако, если длина переходного канала оказывается слишком малой, он становится быстро расширяющимся каналом, который вызывает отрыв потока вблизи пограничного слоя от радиально внешней стенки переходного канала и вызывает нежелательные потери давления.
ЕР 1413713 описывает средство для улучшения характеристик газотурбинного двигателя путем применения управления потоком текучей среды в межтурбинном канале, соединяющим каскад турбины высокого давления и соответствующий каскад турбины низкого давления посредством обеспечения самовсасывающего узла для предотвращения отрыва пограничного слоя вдоль внешней поверхности посредством отбора текучей среды с низкой кинетической энергией, которая участвует в отрыве пограничного слоя.
Желательно иметь конструкцию, которая может предотвратить отрыв потока и при этом имеет быстро расширяющийся и короткий переходный канал.
Раскрытие изобретения
Система обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала включает в себя межтурбинный переходный канал газотурбинного двигателя, имеющий вход канала и выход канала позади и ниже по течению от входа канала, радиально отстоящие друг от друга конические радиально внутреннюю и внешнюю стенки канала, проходящие в осевом направлении между входом канала и выходом канала, и конический плазменный генератор для создания плазмы вдоль внешней стенки канала.
В возможном варианте осуществления системы конический плазменный генератор установлен на внешнюю стенку канала. Конический плазменный генератор включает в себя радиально внутренний и внешний электроды, разделенные диэлектрическим материалом. К электродам подсоединен источник питания переменного тока для подачи потенциала высокого напряжения переменного тока на электроды. Диэлектрический материал расположен внутри конической канавки на обращенной радиально внутрь поверхности внешней стенки канала.
В другом возможном варианте осуществления системы межтурбинный переходный канал расположен вокруг центральной оси двигателя и имеет входной внешний радиус, простирающийся от центральной оси до внешней стенки канала на входе канала, выходной внешний радиус, простирающийся от центральной оси до внешней стенки канала на выходе канала, входную радиальную высоту, простирающуюся между внутренней и внешней стенками канала на входе канала, и длину канала, простирающуюся между входом канала и выходом канала. Имеется разность между входным внешним радиусом и выходным внешним радиусом. Эта разность, деленная на входную радиальную высоту, больше величины 0,375, умноженной на длину, деленную на входную радиальную высоту.
В еще одном возможном варианте осуществления системы имеются входная область, простирающаяся между внутренней и внешней стенками канала на входе канала, выходная область, простирающаяся между внутренней и внешней стенками канала на выходе канала, и входная радиальная высота, простирающаяся между внутренней и внешней стенками канала на входе канала. Отношение площадей, равное площади выходной области, деленной на площадь входной области, больше величины 0,2067, умноженной на длину, деленную на входную радиальную высоту.
Способ эксплуатации газотурбинного двигателя, имеющего систему обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала, заключается в том, что формируют плазму вдоль конической внешней стенки канала, межтурбинного переходного канала газотурбинного двигателя системы обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала.
Краткое описание чертежей
Вышеизложенные аспекты и другие признаки изобретения поясняются в нижеследующем описании, приводимом со ссылками на прилагаемые чертежи, при этом:
на фиг.1 представлено изображение продольного сечения возможного варианта осуществления авиационного газотурбинного двигателя с системой обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала для межтурбинного переходного канала между секциями турбин высокого и низкого давления двигателя;
на фиг.2 представлено увеличенное изображение межтурбинного переходного канала с плазменным генератором системы обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала, проиллюстрированной на фиг.1;
на фиг.3 представлено увеличенное изображение плазменного генератора, проиллюстрированного на фиг.2;
на фиг.4 представлено схематическое изображение межтурбинного переходного канала, проиллюстрированного на фиг.2;
на фиг.5 представлено схематическое изображение входа межтурбинного переходного канала, показанного на фиг.4;
на фиг.6 представлено схематическое изображение выхода межтурбинного переходного канала, показанного на фиг.4.
Осуществление изобретения
На фиг.1 изображен возможный турбовентиляторный газотурбинный двигатель 10, расположенный вокруг центральной оси 8 двигателя и имеющий вентилятор 12, который принимает окружающий воздух 14, вспомогательный компрессор или компрессор низкого давления (КНД), обозначенный позицией 16, компрессор высокого давления (КВД), обозначенный позицией 18, камеру 20 сгорания, в которой происходит смешение топлива с воздухом 14, сжимаемым КВД 18, для образования горючих газов, которые текут вниз по течению через турбину высокого давления (ТВД), обозначенную позицией 22, и турбину низкого давления (ТНД), обозначенную позицией 24, выходя из которой горючие газы выбрасываются из двигателя 10. ТВД 22 соединена с КВД 18, по существу, образуя ротор 29 высокого давления. Вал 28 низкого давления соединяет ТНД 24 и с вентилятором 12, и с компрессором 16 низкого давления. Второй вал, или вал низкого давления, обозначенный позицией 28, по меньшей мере, частично расположен с возможностью вращения соосно с первым ротором или ротором высокого давления и радиально внутри этого ротора.
Изображенная на фиг.2 и 3 система 11 обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала включает в себя межтурбинный переходный канал 114, находящийся между турбиной 22 высокого давления и турбиной 24 низкого давления, который включает в себя радиально отстоящие друг от друга конические радиально внутреннюю и внешнюю стенки 60 и 62 канала соответственно. Обращаясь к фиг.2 и 4, отмечаем, что переходный канал 114 имеет вход 64 канала и выход 66 канала сзади и ниже по течению от входа канала. Вход 64 канала имеет входную радиальную высоту HI между внутренней и внешней стенками 60 и 62 канала, а выход 66 канала имеет выходную радиальную высоту HO между внутренней и внешней стенками 60 и 62 канала. Радиальные высоты измеряются вдоль радиуса двигателя по нормали к центральной оси 8 двигателя. Выходная высота НО существенно больше, чем входная высота HI.
Обращаясь к фиг.3, отмечаем, что система 11 обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала включает в себя конический плазменный генератор 2 для создания конической плазмы 90 вдоль внешней стенки 62 канала. В возможном варианте осуществления конического плазменного генератора 2, иллюстрируемом на рассматриваемом чертеже, плазменный генератор 2 установлен на внешнюю стенку 62 канала на входе 64 канала или около этого входа. Конический плазменный генератор 2 включает в себя радиально внутренний и внешний электроды 3, 4, разделенные диэлектрическим материалом 5. Диэлектрический материал 5 расположен внутри конической канавки 6 на обращенной радиально внутрь поверхности 7 внешней стенки 62 канала. К электродам подсоединен источник 100 питания переменного тока для подачи потенциала высокого напряжения переменного тока на электроды.
Когда амплитуда переменного тока достаточно велика, воздух ионизируется в области наибольшего электрического потенциала, образуя плазму 90. Плазма 90 обычно начинается на краю 102 радиально внутреннего электрода 3, который открыт для воздействия воздуха, и распределяется поверх области 104 проекции внешнего электрода, который покрыт диэлектрическим материалом 5. Плазма 90 (ионизированный воздух) в присутствии градиента электрического поля создает силу, воздействующую на окружающий воздух, расположенный радиально изнутри от плазмы 90, что приводит к созданию виртуального аэродинамического профиля, который вызывает изменение в распределении давления по обращенной радиально внутрь поверхности 7 внешней стенки 62 канала.
Воздух около электродов слабо ионизирован, поэтому нагревание воздуха оказывается незначительным или вообще не происходит. Изменение в распределении давления предотвращает отрыв потока, когда конический плазменный генератор 2 включен. Известно, что использование плазменных генераторов с аэродинамическими профилями продемонстрировало возможность предотвращать отрыв потока от аэродинамических профилей.
Практика проектирования в настоящее время предусматривает ограничения, позволяющие избежать отрыва воздушного потока 36 в переходном канале 114 и распространяющиеся на геометрию переходного канала. Одно такое ограничение состоит в том, что (DR/HI) меньше чем 0,375 (L/HI). Обращаясь к фиг.4, отмечаем, что входная радиальная высота HI - это расстояние между внутренней и внешней стенками 60 и 62 канала на входе 64 канала, a L - это длина между входом 64 канала и выходом 66 канала. DR - это разность между входным внешним радиусом RI внешней стенки 62 канала на входе 64 канала и выходным внешним радиусом RO внешней стенки 62 канала на выходе 66 канала, имеющемся в переходном канале 114. Радиусы R измеряются от и по нормали к центральной оси 8 двигателя. Когда отношение (DR/HI) больше чем 0,375 (L/HI), вероятность отрыва воздушного потока 36 в переходном канале 114 более велика и вызывает значительные потери давления в переходном канале 114. Поэтому в одном варианте осуществления переходному каналу 114 придана такая конструкция, что разность (DR), деленная на входную радиальную высоту (HI), больше величины 0,375, умноженной на длину (L), деленную на входную радиальную высоту (HI).
Другая практика проектирования накладывает ограничение на параметр AR отношения площадей, которое равно частному от деления площади выходной области АЕ на площадь входной области AI переходного канала 114. Как показано на фиг.4, 5 и 6, площадь выходной области АЕ представляет собой кольцевую зону между внутренней и внешней стенками 60 и 62 канала на выходе 66 канала, а площадь входной области AI представляет собой кольцевую зону между внутренней и внешней стенками 60 и 62 канала на входе 64 канала. Когда AR больше величины 0,2067 (L/HI), отрыв воздушного потока 36 в переходном канале 114 также более вероятен и вызывает значительные потери давления в переходном канале 114. Система 11 обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала позволяет конструировать и строить газотурбинные двигатели, в частности авиационные газотурбинные двигатели, не допускающие отрыв потока и имеющие отношение (DR/HI) больше чем 0,375 (L/HI) или AR больше чем 0,2067 (L/HI).
Настоящее изобретение описано иллюстративным образом. Следует понять, что употреблявшаяся терминология предназначена для того, чтобы дать представление о природе слов, употребляемых при описании, а не носит характер ограничения. Хотя в описании рассмотрено то, что считается предпочтительными и возможными вариантами осуществления настоящего изобретения, другие модификации изобретения станут очевидными для специалистов в данной области техники в свете приведенных положений, и поэтому желательно понять, что все такие модификации охватываются прилагаемой формулой изобретения и находятся в рамках истинного существа и объема притязаний изобретения.
РАСШИФРОВКА ПОЗИЦИЙ ЧЕРТЕЖЕЙ
2. Плазменный генератор
3. Внутренние электроды
4. Внешние электроды
5. Диэлектрический материал
6. Коническая канавка
7. Обращенная внутрь поверхность
8. Центральная ось двигателя
10. Газотурбинный двигатель
11. Система обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала
12. Вентилятор
14. Окружающий воздух
16. Вспомогательный компрессор или компрессор низкого давления (КНД)
18. Компрессор высокого давления (КВД)
20. Камера сгорания
22. Турбина высокого давления (ТВД)
24. Турбина низкого давления (ТНД)
28. Вал низкого давления
29. Ротор высокого давления
36. Воздушный поток
60. Внутренняя стенка канала
62. Внешняя стенка канала
64. Вход канала
66. Выход канала
90. Плазма
100. Источник питания переменного тока
102. Край
104. Область
114. Переходный канал
АЕ - Выходная область
AI - Входная область
HI - Входная высота
НО - Выходная высота
L - Длина
RI - Входной внешний радиус
O - Выходной внешний радиус
R - Радиусы

Claims (11)

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

Applications Claiming Priority (2)

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

Publications (2)

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

Family

ID=38893309

Family Applications (1)

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

Country Status (5)

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

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8348626B2 (en) * 2007-07-25 2013-01-08 University Of Florida Research Foundation, Inc. Method and apparatus for efficient micropumping
US20090151322A1 (en) * 2007-12-18 2009-06-18 Perriquest Defense Research Enterprises Llc Plasma Assisted Combustion Device
US8282337B2 (en) 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system using stator plasma actuators
US8317457B2 (en) 2007-12-28 2012-11-27 General Electric Company Method of operating a compressor
US8282336B2 (en) 2007-12-28 2012-10-09 General Electric Company Instability mitigation system
US8348592B2 (en) 2007-12-28 2013-01-08 General Electric Company Instability mitigation system using rotor plasma actuators
US8006497B2 (en) * 2008-05-30 2011-08-30 Honeywell International Inc. Diffusers, diffusion systems, and methods for controlling airflow through diffusion systems
US8061980B2 (en) * 2008-08-18 2011-11-22 United Technologies Corporation Separation-resistant inlet duct for mid-turbine frames
US7984614B2 (en) * 2008-11-17 2011-07-26 Honeywell International Inc. Plasma flow controlled diffuser system
US20100170224A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Plasma enhanced booster and method of operation
US20100172747A1 (en) * 2009-01-08 2010-07-08 General Electric Company Plasma enhanced compressor duct
US8845286B2 (en) 2011-08-05 2014-09-30 Honeywell International Inc. Inter-turbine ducts with guide vanes
JP5453365B2 (ja) * 2011-09-29 2014-03-26 三井造船株式会社 高温ガス用ポンプ
JP6210615B2 (ja) * 2011-11-22 2017-10-11 学校法人日本大学 同軸型ｄｂｄプラズマアクチュエータを用いた噴流制御装置
US20130180245A1 (en) * 2012-01-12 2013-07-18 General Electric Company Gas turbine exhaust diffuser having plasma actuator
US20130195645A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Gabriel L. Suciu Geared turbomachine architecture having a low profile core flow path contour
US9534497B2 (en) * 2012-05-02 2017-01-03 Honeywell International Inc. Inter-turbine ducts with variable area ratios
US9222437B2 (en) * 2012-09-21 2015-12-29 General Electric Company Transition duct for use in a turbine engine and method of assembly
WO2014131055A1 (en) 2013-02-25 2014-08-28 University Of Florida Research Foundation, Incorporated Method and apparatus for providing high control authority atmospheric plasma
US9631554B2 (en) * 2014-01-14 2017-04-25 Honeywell International Inc. Electrostatic charge control inlet particle separator system
US10221720B2 (en) 2014-09-03 2019-03-05 Honeywell International Inc. Structural frame integrated with variable-vectoring flow control for use in turbine systems
US9920641B2 (en) * 2015-02-23 2018-03-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine mid-turbine frame configuration
CN105422190B (zh) * 2015-12-03 2019-03-01 中国科学院工程热物理研究所 压气机或涡轮出口导向器
US11131208B2 (en) 2016-09-01 2021-09-28 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Embedded electric generator in turbine engine
DE102018208151A1 (de) * 2018-05-24 2019-11-28 MTU Aero Engines AG Turbinenzwischengehäuse mit spezifisch ausgebildeter Ringraumkontur
WO2023056046A1 (en) * 2021-10-01 2023-04-06 Georgia Tech Research Corporation Air-breathing plasma jet engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU527521A1 (ru) * 1975-06-17 1976-09-05 Харьковский политехнический институт им. В.И.Ленина Последн ступень осевой конденсационной турбины
FR2829802A1 (fr) * 2001-09-19 2003-03-21 Centre Nat Rech Scient Dispositif de controle de melange de jets propulsifs pour reacteur d'avion
EP1329595A1 (fr) * 2002-01-22 2003-07-23 Snecma Moteurs Diffuseur pour moteur à turbine à gaz terrestre ou aèronautique
EP1413713A2 (en) * 2002-10-24 2004-04-28 General Electric Company Self-aspirating high-area-ratio interstage turbine duct assembly for use in a gas turbine engine
EP1607574A1 (en) * 2004-06-18 2005-12-21 General Electric Company High area-ratio inter-turbine duct with boundary layer blowing

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2594042A (en) * 1947-05-21 1952-04-22 United Aircraft Corp Boundary layer energizing means for annular diffusers
IT500013A (ru) * 1951-04-05 1900-01-01
US3293852A (en) * 1963-03-19 1966-12-27 Boeing Co Plasma propulsion method and means
GB1106531A (en) * 1964-03-16 1968-03-20 Hawker Siddeley Aviation Ltd Improvements in or relating to the control of boundary layer conditions, at the surfaces of aerodynamic bodies, in particular over aircraft surfaces
FR2085190B1 (ru) * 1970-01-15 1973-12-07 Snecma
US5320309A (en) * 1992-06-26 1994-06-14 British Technology Group Usa, Inc. Electromagnetic device and method for boundary layer control
US5966452A (en) * 1997-03-07 1999-10-12 American Technology Corporation Sound reduction method and system for jet engines
GB0108738D0 (en) * 2001-04-06 2001-05-30 Bae Systems Plc Turbulent flow drag reduction
US6708482B2 (en) 2001-11-29 2004-03-23 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame
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
US6805325B1 (en) * 2003-04-03 2004-10-19 Rockwell Scientific Licensing, Llc. Surface plasma discharge for controlling leading edge contamination and crossflow instabilities for laminar flow
US20050034464A1 (en) * 2003-08-11 2005-02-17 Gonzalez E. H. Jet aircraft electrical energy production system
US7334394B2 (en) 2003-09-02 2008-02-26 The Ohio State University Localized arc filament plasma actuators for noise mitigation and mixing enhancement
GB0411178D0 (en) 2004-05-20 2004-06-23 Rolls Royce Plc Sealing arrangement
US7669404B2 (en) * 2004-09-01 2010-03-02 The Ohio State University Localized arc filament plasma actuators for noise mitigation and mixing enhancement
WO2007035298A2 (en) * 2005-09-09 2007-03-29 Lugg Richard H Advanced hypersonic magnetic jet/electric turbine engine
DE102005046721B3 (de) * 2005-09-29 2006-10-26 Siemens Ag Verfahren zur Steuerung der Kondensation von Flüssigkeiten in einer Dampfturbine und zugehörige Dampfturbine
US7605595B2 (en) 2006-09-29 2009-10-20 General Electric Company System for clearance measurement and method of operating the same

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU527521A1 (ru) * 1975-06-17 1976-09-05 Харьковский политехнический институт им. В.И.Ленина Последн ступень осевой конденсационной турбины
FR2829802A1 (fr) * 2001-09-19 2003-03-21 Centre Nat Rech Scient Dispositif de controle de melange de jets propulsifs pour reacteur d'avion
EP1329595A1 (fr) * 2002-01-22 2003-07-23 Snecma Moteurs Diffuseur pour moteur à turbine à gaz terrestre ou aèronautique
EP1413713A2 (en) * 2002-10-24 2004-04-28 General Electric Company Self-aspirating high-area-ratio interstage turbine duct assembly for use in a gas turbine engine
EP1607574A1 (en) * 2004-06-18 2005-12-21 General Electric Company High area-ratio inter-turbine duct with boundary layer blowing

Also Published As

Publication number Publication date
RU2007129570A (ru) 2009-02-10
EP1914385A2 (en) 2008-04-23
JP2008095685A (ja) 2008-04-24
CA2605525A1 (en) 2008-04-13
EP1914385A3 (en) 2009-05-06
US20100251696A1 (en) 2010-10-07
CA2605525C (en) 2015-03-17
US7870719B2 (en) 2011-01-18
JP5100293B2 (ja) 2012-12-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2463459C2 (ru) Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя
RU2458227C2 (ru) Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (варианты) и способ работы системы
RU2471996C2 (ru) Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
RU2461716C2 (ru) Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя и способ ее эксплуатации
RU2455495C2 (ru) Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способ ее работы
RU2466279C2 (ru) Система подъема граничного слоя посредством плазмы для лопатки газотурбинного двигателя (варианты) и способ использования газотурбинного двигателя
US8006497B2 (en) Diffusers, diffusion systems, and methods for controlling airflow through diffusion systems
US7984614B2 (en) Plasma flow controlled diffuser system
US20100170224A1 (en) Plasma enhanced booster and method of operation
US20100172747A1 (en) Plasma enhanced compressor duct
EP3190265A1 (en) Gas turbine engine with a cooled nozzle segment
EP2971617A1 (en) Radial diffuser exhaust system
US20180179950A1 (en) Turbine engine assembly including a rotating detonation combustor
US20230366544A1 (en) Combustion system

Legal Events

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

Effective date: 20160802