RU2471996C2 - Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы - Google Patents
Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2471996C2 RU2471996C2 RU2007146767/06A RU2007146767A RU2471996C2 RU 2471996 C2 RU2471996 C2 RU 2471996C2 RU 2007146767/06 A RU2007146767/06 A RU 2007146767/06A RU 2007146767 A RU2007146767 A RU 2007146767A RU 2471996 C2 RU2471996 C2 RU 2471996C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic profile
- profile
- leading edge
- aerodynamic
- plasma generators
- Prior art date
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
- F01D5/141—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
- 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
- F01D5/18—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
- 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
- F01D5/187—Convection cooling
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
- F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
- F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
-
- 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
- F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading 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
- F05D2240/303—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 leading 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
- 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
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Plasma Technology (AREA)
Abstract
Система снижения образования вихрей включает аэродинамический профиль, простирающийся в направлении размаха профиля от торцевой стенки, округление между аэродинамическим профилем и торцевой стенкой, зону передней кромки округления рядом и вокруг передней кромки аэродинамического профиля, а также генераторы плазмы. Генераторы плазмы простираются в направлении размаха профиля через округление в зоне передней кромки и выполнены с возможностью производить плазму, простирающуюся над частью округления в области передней кромки. В другом варианте система снижения образования вихрей содержит блок лопаток, включающий в себя венец лопаток газотурбинного двигателя, каждая из которых имеет аэродинамический профиль и простирается по радиусу в направлении размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами. Каждый аэродинамический профиль имеет внешнюю стенку, простирающуюся в направлении хорды между противоположными передней и задней кромками, скругления между аэродинамическим профилем и внутренним и внешним обручами, зоны передней кромки округлений около и вокруг передней кромки аэродинамического профиля, а также генераторы плазмы. Генераторы плазмы простираются в направлении размаха профиля через скругление в зонах передней кромки. Еще одно изобретение группы относится к способу работы системы снижения образования вихрей, в соответствии с которым включают питание генераторов плазмы для образования плазмы, простирающейся над частью скругления в зоне передней кромки аэродинамического профиля газотурбинного двигателя. Изобретения позволяют повысить аэродинамические характеристики лопатки газотурбинного двигателя. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к аэродинамике и охлаждению горячего аэродинамического профиля турбины и поверхностей торцевой стенки в зоне, где аэродинамический профиль и торец встречаются, как, например, пересечение аэродинамического профиля лопатки турбины и обручей, между которыми они выступают по радиусу и, например, пересечение рабочих лопаток турбины и оснований, из которых они выступают по радиусу наружу.
Уровень техники
Типичный газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа обычно включает в себя передний вентилятор и компрессор низкого давления (усилитель), средний внутренний контур двигателя и турбину низкого давления, которая приводит в действие вентилятор и усилитель (или компрессор низкого давления). Внутренний контур двигателя включает в себя компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, расположенные последовательно по потоку. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления внутреннего контура двигателя соединены валом высокого давления. Воздух высокого давления из компрессора высокого давления смешивается с топливом в камере сгорания и воспламеняется, образуя поток газа с очень высокой тепловой энергией. Поток газа проходит через турбину высокого давления, заставляя вращаться ее и вал высокого давления, который, в свою очередь, вращает компрессор высокого давления.
Поток газа, выходящий из турбины высокого давления, расширяется при прохождении второй турбины (или турбины низкого давления). Турбина низкого давления вращает вентилятор и компрессор усилителя с помощью вала низкого давления. Вал низкого давления проходит через ротор высокого давления. Большая часть производимой реактивной силы генерируется вентилятором. Морские или промышленные газотурбинные двигатели имеют турбины низкого давления, которые приводят в действие генераторы, корабельные винты, насосы и другие механизмы, в то время как турбовинтовые двигатели для того, чтобы приводить в движение винты, используют турбины низкого давления, обычно через редуктор.
Турбины высокого и низкого давления имеют, по крайней мере, одно сопло турбины, включающее, по крайней мере, один ряд разнесенных по окружности аэродинамических профилей или лопаток, выступающих по радиусу между внутренним и наружным обручами. Обычно полые лопатки имеют внешнюю стену, охлаждаемую охлаждающим воздухом от компрессора. Горячие газы, протекающие над внешней стенкой охлаждаемой лопатки турбины, создают поток и теплые пограничные слои вдоль горячих внешних поверхностей внешней стенки лопатки и горячих поверхностей торцевой стенки внутреннего и внешнего обручей, над которыми проходят горячие газы. Турбины высокого и низкого давления, к тому же, имеют, по крайней мере, один ряд рабочих лопаток турбины, включая аэродинамические профили, разнесенные по кругу, вытянутые по радиусу во внешнюю сторону от плоскостей лопасти турбины. Плоскости лопасти турбины и радиальные внутренние и внешние обручи также называются торцевыми стенками по отношению к аэродинамическим профилям, особенно в зоне пересечений аэродинамических профилей и обручей и плоскостей лопасти.
Когда поток горячего газа приближается к аэродинамическому профилю турбины, вдоль поверхностей аэродинамических поверхностей и поверхностей торцевой стенки образуются пограничные слои. На скруглении между аэродинамическими профилями и торцевыми стенками два пограничных слоя сливаются и создают перепад давления внутри пограничных слоев. Этот перепад давления может образовать пару П-образных вихрей на передней кромке округления, один на стороне повышенного давления, а другой на стороне пониженного давления аэродинамического профиля. Вихрь со стороны повышенного давления перемещается вниз по потоку вдоль поверхности торцевой стенки. Вихрь со стороны пониженного давления перемещается вниз по потоку вдоль стороны пониженного давления стенки аэродинамического профиля и движется по радиусу в сторону от торцевой стенки, когда они приближаются к задней кромке аэродинамического профиля. Эти вихри вызывают потерю давления и увеличение нагрева поверхности. Для улучшения аэродинамики и снижения нагрева поверхности желательно предельно уменьшить силу П-образных вихрей.
Документ ЕР 1411209 описывает проток охлаждающего воздуха вдоль входного патрубка внутреннего и внешнего кожуха для лопатки газовой турбины. Документ ЕР 1221536 описывает структуру охлаждения для газовой турбины, включающей в себя отверстия диффузии охлажденного воздуха, сформированные из внутренней поверхности во внешнюю поверхность платформы.
Раскрытие изобретения
Система, снижающая образование вихрей по передней кромке, включает аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, вытянутый в направлении размаха профиля в сторону от торцевой стенки, скругление между аэродинамическим профилем и торцевой стенкой и передней кромкой зоны около и вокруг передней кромки аэродинамического профиля. Генераторы плазмы, один или более, ориентированы в направлении размаха профиля вплоть до скругления в зоне передней кромки, а генераторы плазмы могут использоваться для производства плазмы, распространяющейся над частью скругления в зоне передней кромки.
Генераторы плазмы могут устанавливаться на внешней стенке аэродинамического профиля. Первая часть генераторов плазмы может устанавливаться на стороне повышенного давления аэродинамического профиля, а вторая часть генераторов плазмы может устанавливаться на стороне пониженного давления аэродинамического профиля. Генераторы плазмы могут иметь внутренние или внешние электроды, отделенные диэлектриком, и диэлектрик можно располагать внутри канавки на внешней горячей поверхности внешней стенки аэродинамического профиля. Источник переменного тока соединяется с электродами для подачи на них высоковольтного переменного напряжения.
Систему можно использовать с лопаткой сопла турбины высокого давления, включая аэродинамический профиль, простирающийся по радиусу в направлении размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами, соответственно, и торец стенки является одним из обручей. Система может использовать лопасть ротора турбины высокого давления, включая аэродинамический профиль, простирающийся радиально наружу из основания аэродинамического профиля на плоскости лопасти, и торец стенки является плоскостью лопасти.
Один способ действия системы, снижающей образование вихрей на передней кромке, включает активацию одного или более генераторов плазмы для образования плазмы, выступающей над частью скругления в зоне передней кромки аэродинамического профиля газотурбинного двигателя. Далее метод может включать использование первой части генераторов плазмы, установленных на стороне повышенного давления аэродинамического профиля, и второй части генераторов плазмы, установленных на стороне пониженного давления аэродинамического профиля, для образования плазмы на сторонах повышенного давления и пониженного давления аэродинамического профиля, соответственно. Генераторы плазмы могут функционировать в устойчивом или неустойчивом режимах.
Изобретение обеспечивает улучшения в аэродинамике и охлаждении горячего аэродинамического профиля турбины и поверхностей торцевой стенки в области, где встречаются аэродинамический профиль и торцевая стенка.
Краткое описание чертежей
Вышеуказанные аспекты и другие свойства изобретения объясняются в последующих описаниях, взятых в связи с прилагаемыми чертежами, в которых
Фиг.1 - это изображение продольного разреза образцового варианта газотурбинного двигателя самолета с системой снижения образования вихрей на передней кромке, показанного для лопаток турбин и лопаток ротора в части турбины высокого давления двигателя;
Фиг.2 - это увеличенный вид лопаток и лопастей, показанных на фиг.1;
Фиг.3 - это аксонометрическое изображение лопаток и генераторов плазмы, связанных с внешним обручем блока лопаток, показанных на фиг.2;
Фиг.4 - это аксонометрическое изображение лопаток и генераторов плазмы, связанных с внутренним обручем блока лопаток, показанных на фиг.2;
Фиг.5 - это поперечное сечение, вплоть до лопаток, вида, показанного на фиг.3;
Фиг.6 - это аксонометрическое изображение лопасти и генераторов плазмы, показанных на фиг.2;
Фиг.7 - это схематичное изображение включенной системы снижения образования вихрей по передней кромке с генератором плазмы, показанной на фиг.4, и пограничный слой;
Фиг.8 - это аксонометрическое изображение аэродинамического профиля и торцевой стенки с включенной системой снижения образования вихрей на передней кромке с генератором плазмы, показанной на фиг.4 и пограничный слой;
Фиг.9 - это аксонометрическое изображение аэродинамического профиля и торцевой стенки с выключенной системой снижения образования вихрей на передней кромке с генераторами плазмы, показанной на фиг.4.
Осуществление изобретения
На фиг.1 показан типовой двухконтурный газотурбинный двигатель 10, имеющий центральную ось 8 и вентилятор 12, получающий окружающий воздух 14, усилитель или компрессор низкого давления (КНД) 16, компрессор высокого давления (КВД) 18, камеру сгорания 20, турбину высокого давления (ТВД) 22 и турбину низкого давления (ТНД) 24, через которую продукты сгорания выходят из двигателя 10. ТВД 22 присоединяется к КВД 18, по существу, образуя ротор высокого давления 29. Вал низкого давления 28 соединяет ТНД 24 с вентилятором 12 и компрессором низкого давления 16. Второй вал или вал низкого давления 28, который, по крайней мере, частично расположен так, что способен соосно вращаться с первым ротором (или ротором высокого давления) и, одновременно, радиально внутри него. Главная камера сгорания включает в себя внутренние и внешние контуры 74, 76. Главная камера сгорания смешивает топливо с воздухом 14, предварительно сжатым в КВД 18 для генерации газообразных продуктов сгорания или потока газа 19 (на чертеже не показан), который течет вниз по потоку через турбины.
На фиг.2-5 показано турбинное сопло 30 турбины высокого давления 22, через которую поток горячего газа впускается из камеры сгорания 20. Типичный вариант сопла 30 турбины, показанный здесь, имеющий, кроме того, более общее название блок 31 лопаток, включает в себя венец 33, отстоящий по окружности от лопаток 32. Лопатки 32 имеют аэродинамические профили 39, радиально простирающиеся в направлении S размаха профиля, между радиальными внутренним и внешним обручами 38, 40, соответственно. Аэродинамический профиль 39 простирается в направлении С хорды между передней кромкой LE и задней кромкой ТЕ аэродинамического профиля.
В показанном здесь примере осуществления изобретения сопло 30 турбины, обручи с лопатками и аэродинамическими профилями формируются в круговые сегменты 42, обычно, два аэродинамических профиля 39 на один сегмент 42. Может быть более чем два сегмента, и, обычно, между ними в осевом направлении имеются зазоры, соответствующим образом соединенные друг с другом традиционным уплотнителем. Внутренний и внешний обручи 38, 40 аэродинамически служат в качестве аэродинамического профиля торцевой стенки 88 в аэродинамических профилях 39. Часть выпускаемого компрессором воздуха 45 используется для снабжения сопла 30 турбины предварительно сжатым охлажденным воздухом 35 для охлаждения ее различных компонентов, включая полые аэродинамические профили 39 и внутренний и внешний обручи. Кроме того, охлажденный воздух 35 используется для того, чтобы покрывать тонкой холодной пленкой кольцевой защитный кожух 72, окружающий вращающиеся кончики 82 лопастей турбины 22 высокого давления.
Каждый аэродинамический профиль 39 включает в себя внешнюю стенку 26, имеющую сторону 46 высокого давления и противоположную по окружности сторону 48 низкого давления, которая простирается по оси в направлении С хорды между противоположными передней и задней кромками LE, ТЕ соответственно. Аэродинамический профиль 39 и внешние стенки 26 простираются по радиусу в направлении S размаха профиля между внутренним и внешним обручами 38, 40. Обручи обычно отливаются за одно целое с соответствующими лопастями во время начальной стадии их изготовления. Горячий поток выхлопного газа 19 проходит через проходные каналы 50 между аэродинамическими профилями 39. Проходные каналы 50 ограничены внутренними горячими поверхностями 52 относительно потока 19 газа, внутреннего и внешнего обручей 38, 40 и внешних горячих поверхностей 54 внешней тогда стенки 26 вдоль сторон 46, 48 высокого и низкого давления аэродинамических профилей 39.
Внешние поверхности стенок 26 подвергаются пленочному охлаждению, используя предварительно сжатый охлаждающий воздух 45, который представляет собой часть выпускаемого из последней ступени 43 компрессора высокого давления на его выходном торце 18 воздуха 45, как показано на фиг.1 и 2. Часть выходящего из компрессора воздуха 45 обтекает внешний контур 76 камеры сгорания и через отверстия 44 в контуре в выходном фланце 47 внешнего контура 76 камеры сгорания попадает в охлаждающую воздух полость 56. Часть выходящего из компрессора воздуха 45, которая попадает в охлаждающую воздух полость 56, используется как охлаждающий воздух 35 и течет во внутренние полости 41 аэродинамических профилей 39. Отверстия пленочного охлаждения 49 проходят сквозь стенку 26 от холодной поверхности 59 стенки 26 к внешней горячей поверхности 54 стенки 26 в основном вниз по потоку D.
Скругления 34 расположены между аэродинамическими профилями 39 и внутренним и внешним обручами 38, 40 или, в общих чертах, между аэродинамическими профилями 39 и торцевыми стенками 88. Турбина 22 высокого давления включает, по крайней мере, один венец разнесенных по окружности лопастей 80 турбины высокого давления. Каждая из лопастей 80 турбины имеет аэродинамический профиль 39 турбины, проходящий по радиусу из основания 84 аэродинамического профиля к кончику 82 аэродинамического профиля. Основание 84 находится на плоскости 86 лопасти, которая аэродинамически служит как аэродинамический профиль торцевой стенки 88 для аэродинамического профиля 39 турбины. Скругления 34 также расположены между аэродинамическим профилем 39 турбины и плоскостью 86 лопасти или, в общих чертах, между аэродинамическим профилем 39 и торцевыми стенками 88.
Когда поток 19 горячего газа приближается к аэродинамическому профилю 39 турбины, на поверхностях аэродинамического профиля и торцевой стенки образуются пограничные слои. Эти два пограничных слоя сливаются и создают перепад давления внутри пограничных слоев на округлениях 34 между аэродинамическими профилями 39 и торцевыми стенками 88. Этот перепад давления может образовать пару П-образных вихрей в зоне передней кромки 89 скругления 34 рядом и вокруг передней кромки LE аэродинамического профиля 39. Один П-образный вихрь образуется на стороне 46 высокого давления, а другой подковообразный вихрь образуется на стороне 48 низкого давления аэродинамического профиля 39 в зоне 89 передней кромки (как показано на фиг.9). Вихрь, образуемый на стороне давления, перемещается вниз по потоку вдоль поверхности торцевой стенки, а вихрь, образуемый на стороне пониженного давления, движется вниз по потоку вдоль стороны пониженного давления стенки аэродинамического профиля, и когда они приближаются к задней кромке ТЕ аэродинамического профиля 39, они движутся по радиусу от торцевой стенки 88. Эти вихри вызывают снижение давления и увеличивают нагревание поверхности. Для улучшения аэродинамических характеристик и снижения нагрева поверхности желательно минимизировать силу П-образных вихрей.
Система 11 снижения вихрей по передней кромке используется для снижения или минимизирования силы П-образных вихрей в зоне 89 передней кромки между аэродинамическими профилями 39 и торцевыми стенками 88 поблизости от передней кромки LE для того, чтобы улучшить аэродинамические характеристики и снизить нагревание поверхности торцевых стенок и аэродинамических профилей. Вдоль и между каждым аэродинамическим профилем 39 и связанной с ним торцевой стенкой 88 и в зоне 89 передней кромки вдоль или в окрестностях от передней кромки LE аэродинамического профиля 39 расположены один или несколько генераторов 2 плазмы, простирающихся обычно в направлении размаха профиля или в радиальном направлении. Зона 89 передней кромки округления 34 простирается в направлении хорды вокруг аэродинамического профиля 39 через небольшие участки сторон 46, 48 повышенного давления и пониженного давления аэродинамического профиля 39 и включает в себя часть скруглений 34 в окрестностях передней кромки.
В иллюстративном варианте системы 11 снижения образования вихрей на передней кромке, показанной здесь, генераторы 2 плазмы расположены или установлены на сторонах 46, 48 высокого или низкого давления аэродинамического профиля 39 в зоне 89 передней кромки. Генераторы 2 плазмы простираются по размаху профиля или по радиусу от торцевых стенок 88 вплоть до скругления 34 на аэродинамический профиль 39, как показано на фиг.8-9. Генераторы 2 плазмы способны производить плазму 90, простирающуюся над частью скругления 34 в зоне 89 передней кромки. Обратимся к фиг.5, на которой показана система 11, понижающая образование вихрей на передней кромке, включающая в себя два разделенных по направлению хорды генератора 2 плазмы на каждой из сторон 46, 48 высокого или низкого давления аэродинамических профилей 39. На каждой из сторон 46, 48 высокого или низкого давления аэродинамического профиля 39 может быть один или более генераторов 2 плазмы. На фиг.7, каждый из генераторов 2 плазмы включает в себя внутренний или внешний электроды 3, 4, разделенные диэлектрическим материалом 5. Диэлектрический материал 5 располагается внутри вытянутых по размаху профиля канавок 6 во внешних горячих поверхностях 54 наружных стенок 26 аэродинамических профилей 39 и, в частности, в скруглениях 34.
Источник 100 питания переменного тока соединяется с электродами для подачи на них высокого напряжения переменного тока. Разнесенные по хорде генераторы 2 плазмы производят вдоль поверхности аэродинамического профиля плазму 90 в зоне 89 направляющей кромки вдоль скруглений 34. Когда амплитуда переменного тока достаточно велика, поток 19 газа ионизируется в зоне наибольшего электрического потенциала, образуя плазму 90. Генераторы 2 плазмы производят вдоль внешней поверхности плазму 90, которая закрывает скругления 34 в зоне 89 передней кромки. Плазма 90 образует виртуальную аэродинамическую переднюю кромку, которая снижает силу П-образных вихрей.
Плазма 90 обычно начинается на кромке 102 внешнего электрода 4, на который набегает поток 19 газа, и распространяется над площадью 104, определяемой внешним электродом 4, который покрыт диэлектрическим материалом 5. Плазма 90 в присутствии градиента электрического поля производит давление на поток 19 газа, расположенный в скруглениях 34 в зоне 89 передней кромки, как далее показывается на фиг.8. Это индуцирует виртуальную аэродинамическую форму или корпус 92, индуцируемый плазмой, который вызывает изменение в распределении давления над поверхностью внешней стенки 26 аэродинамического профиля 39 в зоне 89 передней кромки скруглений 34. Этот индуцируемый плазмой корпус 92 образует более эффективную переднюю кромку или виртуальную переднюю кромку 94, которая снижает силу П-образных вихрей 96.
При включении генераторов 2 плазмы эффективная передняя кромка в зоне 89 передней кромки увеличивается, включая виртуальную переднюю кромку, которая снижает силу П-образных вихрей. При выключении генераторов 2 плазмы эффективная передняя кромка в зоне 89 передней кромки является физической или действительной передней кромкой в зоне 89 передней кромки, как показано на фиг.9. Генераторы плазмы могут работать как в устойчивом, так и в неустойчивом режимах. Для контроля и включения и выключения генераторов 2 плазмы можно использовать электронный контроллер 51 и активную систему контроля зазоров, если она имеется в двигателе.
Настоящее изобретение описано иллюстративно. Понятно, что используемая терминология предназначена для описания, а не для ограничения. Хотя в этом документе описывается то, что считается предпочтительным, и раскрывается иллюстративный вариант настоящего изобретения, другие варианты изобретения будут очевидны для специалистов в этой области техники и следовательно все подобные модификации, которые находятся в пределах объема настоящего изобретения.
СПЕЦИФИКАЦИЯ ДЕТАЛЕЙ - 202633
2. Генераторы плазмы
3. Внутренние электроды
4. Внешние электроды
5. Диэлектрик
6. Канавка
8. Центральная ось двигателя
10. Газотурбинный двигатель
11. Система снижения образования вихрей на передней кромке
12. Вентилятор
14. Окружающий воздух
16. Компрессор низкого давления (LPC)
18. Компрессор высокого давления (НРС)
19. Поток газа
20. Камера сгорания
22. Турбина высокого давления (НРТ)
24. Турбина низкого давления (LPT)
26. Внешняя стенка
28. Вал низкого давления
29. Ротор высокого давления
30. Сопло турбины
31. Блок лопаток
32. Лопатки
33. Венец
34. Скругление
35. Охлаждающий воздух
38. Внутренние обручи
39. Аэродинамические профили
40. Внешние обручи
41. Полые внутренние области
42. Сегменты
43. Ступень компрессора высокого давления
44. Отверстия внешнего контура камеры сгорания
45. Выходящий из компрессора воздух
46. Сторона высокого давления
47. Фланец, расположенный по потоку
48. Сторона низкого давления
49. Отверстия пленочного охлаждения
50. Проходы для потока
51. Электронный контролер
52. Встроенные горячие поверхности
54. Внешние горячие поверхности
56. Полость охлаждающего воздуха
72. Кольцевой кожух
74. Внутренний контур камеры сгорания
76. Внешний контур камеры сгорания
80. Лопасти турбины
82. Кончик аэродинамического профиля
84. Основание аэродинамического профиля
86. Плоскость лопасти
88. Торцевая стенка
89. Зона передней кромки
90. Плазма
92. Корпус, индуцированный плазмой
94. Виртуальная передняя кромка
96. П-образный вихрь
100. Источник переменного тока
102. Кромка
104. Площадь
D - направление вниз по потоку
С - направление по хорде
S - направление по размаху профиля
LE передняя кромка
ТЕ задняя кромка
Claims (12)
1. Система (11) снижения образования вихрей на передней кромке, содержащая:
аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя, простирающийся в направлении (S) размаха профиля от торцевой стенки (88),
округление (34) между аэродинамическим профилем (39) и торцевой стенкой (88),
зону (89) передней кромки скругления (34) рядом и вокруг передней кромки (LE) аэродинамического профиля (39),
один или более генераторов (2) плазмы, простирающихся в направлении (S) размаха профиля через скругление (34) в зоне (89) передней кромки,
причем генераторы (2) плазмы выполнены с возможностью производить плазму (90), простирающуюся над частью скругления (34) в области (89) передней кромки.
аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя, простирающийся в направлении (S) размаха профиля от торцевой стенки (88),
округление (34) между аэродинамическим профилем (39) и торцевой стенкой (88),
зону (89) передней кромки скругления (34) рядом и вокруг передней кромки (LE) аэродинамического профиля (39),
один или более генераторов (2) плазмы, простирающихся в направлении (S) размаха профиля через скругление (34) в зоне (89) передней кромки,
причем генераторы (2) плазмы выполнены с возможностью производить плазму (90), простирающуюся над частью скругления (34) в области (89) передней кромки.
2. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая генераторы (2) плазмы, установленные на внешней стенке (26) аэродинамического профиля (39).
3. Система (11) по п.2, в которой:
упомянутый аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя дополнительно простирается в направлении (С) хорды между передней кромкой (LE) и задней кромкой (ТЕ) аэродинамического профиля (39).
упомянутый аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя дополнительно простирается в направлении (С) хорды между передней кромкой (LE) и задней кромкой (ТЕ) аэродинамического профиля (39).
4. Система (11) по п.3, дополнительно содержащая:
первую часть генераторов (2) плазмы на стороне (46) повышенного давления аэродинамического профиля (39), и
вторую часть генераторов (2) плазмы на стороне (48) пониженного давления аэродинамического профиля (39).
первую часть генераторов (2) плазмы на стороне (46) повышенного давления аэродинамического профиля (39), и
вторую часть генераторов (2) плазмы на стороне (48) пониженного давления аэродинамического профиля (39).
5. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая генераторы (2) плазмы, включающие в себя внутренние и внешние электроды (3, 4), разделенные диэлектрическим материалом (5).
6. Система (11) по п.5, дополнительно содержащая источник питания (100) переменного тока, соединенный с электродами для снабжения их высоковольтным напряжением переменного тока.
7. Система (11) по п.5, дополнительно содержащая диэлектрический материал (5), расположенный внутри канавки (6) на горячей внешней поверхности (54) внешней стенки (26) аэродинамического профиля (39).
8. Система (11) по п.7, в которой:
упомянутый аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя дополнительно простирается в направлении (С) хорды между передней кромкой (LE) и задней кромкой (ТЕ) аэродинамического профиля (39).
упомянутый аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя дополнительно простирается в направлении (С) хорды между передней кромкой (LE) и задней кромкой (ТЕ) аэродинамического профиля (39).
9. Система (11) по п.8, дополнительно содержащая:
первую часть генераторов (2) плазмы на стороне (46) повышенного давления аэродинамического профиля (39),
вторую часть генераторов (2) плазмы на стороне (48) пониженного давления аэродинамического профиля (39), и
сопловую лопатку турбины высокого давления, включающую в себя аэродинамический профиль (39), простирающийся по радиусу в направлении (S) размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами (38, 40) соответственно, и торцевую стенку (88), являющуюся одним из обручей.
первую часть генераторов (2) плазмы на стороне (46) повышенного давления аэродинамического профиля (39),
вторую часть генераторов (2) плазмы на стороне (48) пониженного давления аэродинамического профиля (39), и
сопловую лопатку турбины высокого давления, включающую в себя аэродинамический профиль (39), простирающийся по радиусу в направлении (S) размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами (38, 40) соответственно, и торцевую стенку (88), являющуюся одним из обручей.
10. Система (11) снижения образования вихрей на передней кромке, содержащая:
блок (31) лопаток, включающий в себя венец (33), рассредоточенных по окружности и простирающихся по радиусу лопаток (32) газотурбинного двигателя,
каждая из лопаток (32) имеет аэродинамический профиль (39) и простирается по радиусу в направлении (S) размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами (38, 40),
причем каждый аэродинамический профиль (39) имеет внешнюю стенку (26), простирающуюся в направлении (С) хорды между противоположными передней и задней кромками (LE, ТЕ),
скругления (34) между аэродинамическим профилем (39) и внутренним и внешним обручами (38, 40),
зоны (89) передней кромки скруглений (34) около и вокруг передней кромки (LE) аэродинамического профиля (39), и
один или более генераторов (2) плазмы, простирающихся в направлении (S) размаха профиля через скругления (34) в зонах (89) передней кромки.
блок (31) лопаток, включающий в себя венец (33), рассредоточенных по окружности и простирающихся по радиусу лопаток (32) газотурбинного двигателя,
каждая из лопаток (32) имеет аэродинамический профиль (39) и простирается по радиусу в направлении (S) размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами (38, 40),
причем каждый аэродинамический профиль (39) имеет внешнюю стенку (26), простирающуюся в направлении (С) хорды между противоположными передней и задней кромками (LE, ТЕ),
скругления (34) между аэродинамическим профилем (39) и внутренним и внешним обручами (38, 40),
зоны (89) передней кромки скруглений (34) около и вокруг передней кромки (LE) аэродинамического профиля (39), и
один или более генераторов (2) плазмы, простирающихся в направлении (S) размаха профиля через скругления (34) в зонах (89) передней кромки.
11. Способ работы системы (11) снижения образования вихрей на передней кромке, содержащий:
включение питания одного или более генераторов (2) плазмы для образования плазмы (90), простирающейся над частью скругления (34) в зону (89) передней кромки аэродинамического профиля (39) газотурбинного двигателя,
причем
аэродинамический профиль (39) простирается в направлении (S) размаха профиля в сторону от торцевой стенки (88),
скругление (34) расположено между аэродинамическим профилем (39) и торцевой стенкой (88), и
зона (89) передней кромки расположена рядом и вокруг передней кромки (LE) аэродинамического профиля (39) и расположена рядом со скруглением (34).
включение питания одного или более генераторов (2) плазмы для образования плазмы (90), простирающейся над частью скругления (34) в зону (89) передней кромки аэродинамического профиля (39) газотурбинного двигателя,
причем
аэродинамический профиль (39) простирается в направлении (S) размаха профиля в сторону от торцевой стенки (88),
скругление (34) расположено между аэродинамическим профилем (39) и торцевой стенкой (88), и
зона (89) передней кромки расположена рядом и вокруг передней кромки (LE) аэродинамического профиля (39) и расположена рядом со скруглением (34).
12. Способ по п.11, в котором включение питания дополнительно включает подачу напряжения переменного тока к внутренним и внешним электродам (3, 4), отделенным диэлектрическим материалом (5) генератора (2) плазмы.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US11/639,876 US7628585B2 (en) | 2006-12-15 | 2006-12-15 | Airfoil leading edge end wall vortex reducing plasma |
US11/639,876 | 2006-12-15 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007146767A RU2007146767A (ru) | 2009-06-20 |
RU2471996C2 true RU2471996C2 (ru) | 2013-01-10 |
Family
ID=38987484
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007146767/06A RU2471996C2 (ru) | 2006-12-15 | 2007-12-14 | Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7628585B2 (ru) |
EP (1) | EP1936117A3 (ru) |
JP (1) | JP4906699B2 (ru) |
CA (1) | CA2612810C (ru) |
RU (1) | RU2471996C2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU215239U1 (ru) * | 2022-07-25 | 2022-12-05 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | Совмещенный стоечный узел соплового аппарата турбины гтд с модифицированной входной кромкой силового профиля |
Families Citing this family (34)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7836703B2 (en) * | 2007-06-20 | 2010-11-23 | General Electric Company | Reciprocal cooled turbine nozzle |
US20090065064A1 (en) * | 2007-08-02 | 2009-03-12 | The University Of Notre Dame Du Lac | Compressor tip gap flow control using plasma actuators |
US8282336B2 (en) | 2007-12-28 | 2012-10-09 | General Electric Company | Instability mitigation system |
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 |
US20100284785A1 (en) * | 2007-12-28 | 2010-11-11 | Aspi Rustom Wadia | Fan Stall Detection System |
US20090169356A1 (en) * | 2007-12-28 | 2009-07-02 | Aspi Rustom Wadia | Plasma Enhanced Compression System |
US20100284795A1 (en) * | 2007-12-28 | 2010-11-11 | General Electric Company | Plasma Clearance Controlled Compressor |
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 |
US8348592B2 (en) | 2007-12-28 | 2013-01-08 | General Electric Company | Instability mitigation system using rotor plasma actuators |
US20100290906A1 (en) * | 2007-12-28 | 2010-11-18 | Moeckel Curtis W | Plasma sensor stall control system and turbomachinery diagnostics |
US20100047060A1 (en) * | 2007-12-28 | 2010-02-25 | Aspi Rustom Wadia | Plasma Enhanced Compressor |
US20100047055A1 (en) * | 2007-12-28 | 2010-02-25 | Aspi Rustom Wadia | Plasma Enhanced Rotor |
US7984614B2 (en) * | 2008-11-17 | 2011-07-26 | Honeywell International Inc. | Plasma flow controlled diffuser system |
US20100170224A1 (en) * | 2009-01-08 | 2010-07-08 | General Electric Company | Plasma enhanced booster and method of operation |
US20100172747A1 (en) * | 2009-01-08 | 2010-07-08 | General Electric Company | Plasma enhanced compressor duct |
US8435001B2 (en) * | 2009-12-17 | 2013-05-07 | Siemens Energy, Inc. | Plasma induced flow control of boundary layer at airfoil endwall |
US9279412B2 (en) * | 2010-02-16 | 2016-03-08 | Technion Research And Development Foundation Ltd. | Flow control on a vertical axis wind turbine (VAWT) |
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 |
US20130180245A1 (en) * | 2012-01-12 | 2013-07-18 | General Electric Company | Gas turbine exhaust diffuser having plasma actuator |
US9377578B2 (en) | 2013-03-15 | 2016-06-28 | Whirlpool Corporation | Methods and apparatus to provide lighting in refrigerators |
WO2015050729A1 (en) * | 2013-10-03 | 2015-04-09 | United Technologies Corporation | Turbine vane with platform rib |
DE102013224530A1 (de) * | 2013-11-29 | 2015-06-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel und Gasturbine |
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 |
JP6601553B2 (ja) | 2016-02-16 | 2019-11-06 | 株式会社Ihi | 翼構造体の製造方法 |
US10590781B2 (en) * | 2016-12-21 | 2020-03-17 | General Electric Company | Turbine engine assembly with a component having a leading edge trough |
US10577955B2 (en) | 2017-06-29 | 2020-03-03 | General Electric Company | Airfoil assembly with a scalloped flow surface |
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 |
JP6674437B2 (ja) * | 2017-12-26 | 2020-04-01 | 株式会社Subaru | ロータの補助装置、ロータ、ガスタービンエンジン及び航空機 |
CN115716528A (zh) * | 2023-01-09 | 2023-02-28 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种仿生前缘机翼实现装置和仿生前缘结构建立方法 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR931295A (fr) * | 1946-07-19 | 1948-02-18 | Procédé et dispositifs pour diminuer la résistance à l'avancement d'un solide dans un fluide | |
FR1031925A (fr) * | 1951-01-31 | 1953-06-29 | Procédé et dispositif pour influencer l'écoulement d'un fluide le long d'une surface, par exemple une surface alaire | |
RU2072058C1 (ru) * | 1993-06-18 | 1997-01-20 | Геннадий Алексеевич Швеев | Газотурбинный двигатель |
US20040195462A1 (en) * | 2003-04-03 | 2004-10-07 | Innovative Technology Licensing, Llc | Surface plasma discharge for controlling leading edge contamination and crossflow instabilities for laminar flow |
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 (35)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5447907A (en) * | 1977-09-26 | 1979-04-16 | Hitachi Ltd | Blading structure for axial-flow fluid machine |
US5181379A (en) * | 1990-11-15 | 1993-01-26 | General Electric Company | Gas turbine engine multi-hole film cooled combustor liner and method of manufacture |
US5233828A (en) * | 1990-11-15 | 1993-08-10 | General Electric Company | Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes |
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 |
JPH09324604A (ja) * | 1996-06-06 | 1997-12-16 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 軸流タービンの翼列 |
AU3069299A (en) * | 1998-03-06 | 1999-09-20 | Paul F. Batcho | Method and apparatus for mitigating junction flows |
GB9823840D0 (en) * | 1998-10-30 | 1998-12-23 | Rolls Royce Plc | Bladed ducting for turbomachinery |
JP4508432B2 (ja) * | 2001-01-09 | 2010-07-21 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンの冷却構造 |
US6513331B1 (en) * | 2001-08-21 | 2003-02-04 | General Electric Company | Preferential multihole combustor liner |
US6708482B2 (en) * | 2001-11-29 | 2004-03-23 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame |
US6761956B2 (en) * | 2001-12-20 | 2004-07-13 | General Electric Company | Ventilated thermal barrier coating |
US6570333B1 (en) * | 2002-01-31 | 2003-05-27 | Sandia Corporation | Method for generating surface plasma |
US6619030B1 (en) * | 2002-03-01 | 2003-09-16 | General Electric Company | Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors |
US6732502B2 (en) * | 2002-03-01 | 2004-05-11 | General Electric Company | Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor |
US6884029B2 (en) * | 2002-09-26 | 2005-04-26 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Heat-tolerated vortex-disrupting fluid guide component |
US6758651B2 (en) * | 2002-10-16 | 2004-07-06 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine |
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 |
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 |
JP4346412B2 (ja) * | 2003-10-31 | 2009-10-21 | 株式会社東芝 | タービン翼列装置 |
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 |
US20070134087A1 (en) * | 2005-12-08 | 2007-06-14 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling turbine engines |
US20070236797A1 (en) * | 2006-04-07 | 2007-10-11 | Fujitsu Limited | Wavelength dispersion compensation device |
JP5060163B2 (ja) * | 2006-04-28 | 2012-10-31 | 株式会社東芝 | 翼 |
US7605595B2 (en) | 2006-09-29 | 2009-10-20 | General Electric Company | System for clearance measurement and method of operating the same |
-
2006
- 2006-12-15 US US11/639,876 patent/US7628585B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-11-28 CA CA2612810A patent/CA2612810C/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-12-10 EP EP07122771A patent/EP1936117A3/en not_active Withdrawn
- 2007-12-13 JP JP2007321505A patent/JP4906699B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2007-12-14 RU RU2007146767/06A patent/RU2471996C2/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR931295A (fr) * | 1946-07-19 | 1948-02-18 | Procédé et dispositifs pour diminuer la résistance à l'avancement d'un solide dans un fluide | |
FR1031925A (fr) * | 1951-01-31 | 1953-06-29 | Procédé et dispositif pour influencer l'écoulement d'un fluide le long d'une surface, par exemple une surface alaire | |
RU2072058C1 (ru) * | 1993-06-18 | 1997-01-20 | Геннадий Алексеевич Швеев | Газотурбинный двигатель |
US20040195462A1 (en) * | 2003-04-03 | 2004-10-07 | Innovative Technology Licensing, Llc | Surface plasma discharge for controlling leading edge contamination and crossflow instabilities for laminar flow |
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 |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU215239U1 (ru) * | 2022-07-25 | 2022-12-05 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" | Совмещенный стоечный узел соплового аппарата турбины гтд с модифицированной входной кромкой силового профиля |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1936117A3 (en) | 2009-05-13 |
US7628585B2 (en) | 2009-12-08 |
JP2008163940A (ja) | 2008-07-17 |
CA2612810A1 (en) | 2008-06-15 |
US20080145210A1 (en) | 2008-06-19 |
CA2612810C (en) | 2015-01-06 |
EP1936117A2 (en) | 2008-06-25 |
RU2007146767A (ru) | 2009-06-20 |
JP4906699B2 (ja) | 2012-03-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2471996C2 (ru) | Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы | |
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 | |
RU2458227C2 (ru) | Система экранирования пограничного слоя посредством расположенной выше по потоку плазмы (варианты) и способ работы системы | |
CA2605525C (en) | Plasma enhanced rapidly expanded gas turbine engine transition duct | |
RU2461716C2 (ru) | Система снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя и способ ее эксплуатации | |
JP5442160B2 (ja) | 冷却通路が埋め込まれた肉盛面部を有する翼 | |
JP2005337236A (ja) | ガスタービンエンジンおよびその運転方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20161215 |