Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способ ее работы



Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способ ее работы
Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способ ее работы
Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способ ее работы
Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способ ее работы
Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способ ее работы
Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способ ее работы

 


Владельцы патента RU 2455495:

ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (US)

Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока содержит отверстия пленочного охлаждения и генератор плазмы. Отверстия пленочного охлаждения проходят через стенку и расположены под углом в направлении вниз по течению потока от холодной поверхности стенки до горячей поверхности стенки. Генератор плазмы расположен вниз по течению потока относительно отверстий пленочного охлаждения, для выработки плазмы, распространяющейся вниз по течению потока относительно отверстий пленочного охлаждения. Другое изобретение относится к указанной выше системе плазменного экранирования выполненной на аэродинамическом профиле лопаток газотурбинного двигателя. Еще одно изобретение группы относится к способу работы системы плазменного экранирования пограничного слоя, в соответствии с которым приводят в действие генератор плазмы для выработки плазмы, распространяющейся в направлении вниз по течению потока относительно отверстий пленочного охлаждения, проходящих через стенку, и вдоль наружной горячей поверхности стенки. Изобретения позволяют повысить эффективность пленочного охлаждения горячих поверхностей газовой турбины. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Область техники

Изобретение относится к пленочному охлаждению горячих поверхностей, например горячих поверхностей элементов газотурбинного двигателя, а в частности к пленочному охлаждению посредством отверстий, таких как отверстия, имеющиеся во вставках камеры сгорания и в аэродинамических профилях сопла турбины в газотурбинных двигателях.

Уровень техники

Типовой газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа обычно содержит расположенный впереди вентилятор, поджимающий компрессор или компрессор низкого давления, расположенный посередине внутренний контур двигателя и турбину низкого давления, приводящую в действие вентилятор и поджимающий компрессор (компрессор низкого давления), как описано в публикации ЕР 1403485 А1 (опубл. 31.03.2004 на 16 стр.). Внутренний контур двигателя включает в себя компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, расположенные последовательно, друг за другом. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления, входящие в состав внутреннего контура двигателя, соединены валом высокого давления. Сжатый воздух из компрессора высокого давления в камере сгорания смешивается с топливом и воспламеняется, образуя очень горячий высокоэнергетический газовый поток. Газовый поток течет через турбину высокого давления, заставляя вращаться ее, и вал высокого давления, который, в свою очередь, заставляет вращаться компрессор высокого давления.

Газовый поток, выходящий из турбины высокого давления, расширяется при прохождении через вторую турбину (турбину низкого давления). Турбина низкого давления посредством вала низкого давления заставляет вращаться вентилятор и поджимающий компрессор. Основную часть тяги двигателя создает вентилятор. Корабельные и промышленные газотурбинные двигатели содержат турбины низкого давления, приводящие в движение генераторы, гребные винты, насосы и другие устройства, тогда как в турбовинтовых двигателях турбины низкого давления используются для приведения в действие пропеллеров, обычно посредством коробки передач.

Сопло турбины высокого давления включает в себя, по меньшей мере, один ряд разнесенных по окружности аэродинамических профилей, или лопаток, продолжающихся в радиальном направлении от радиально внутреннего бандажа до радиально наружного бандажа. Сопловые лопатки обычно бывают полыми и содержат наружную стенку, охлаждаемую охлаждающим воздухом из компрессора. Горячие газы, протекающие по охлаждаемой наружной стенке сопловой лопатки турбины, образуют тепловые пограничные слои потока вдоль горячих наружных поверхностей наружных стенок лопаток и горячих торцевых поверхностей внутреннего и наружного бандажей, по которым проходят горячие газы.

Пленочное охлаждение широко применяется для горячих элементов газовых турбин, таких как вставки камеры сгорания, лопатки и бандажи турбин, выхлопные сопла и сопловые вставки, применяемые, например, в двигателях с дожиганием топлива. Пленочное охлаждение осуществляют путем впрыска через отверстия или пазы для пленочного охлаждения более холодного воздуха, образуя тем самым изолирующий слой, или охлаждающую пленку, на горячей поверхности элемента и уменьшая прямой контакт с потоком горячих газов, протекающим над поверхностью элемента. Отверстия для пленочного охлаждения обычно расположены под углом, направленным вперед по ходу, таким образом, что охлаждающий воздух подается в пограничный слой по горячей поверхности или как можно ближе к ней. Охлаждающий пленочный поток может смешиваться с протекающим вперед по ходу горячим газовым потоком, уменьшая его эффективность. Горячий газ, протекающий над горячей поверхностью элемента, может поднять охлаждающую пленку с горячей поверхности, снижая тем самым эффективность пленочного охлаждения. Одним из способов улучшить прилегание пленки является применение фасонного отверстия для пленочного охлаждения, снабженного расположенным впереди по ходу раструбом на выходе отверстия, уменьшающим угол между струёй пленочного охлаждения, выпускаемой из отверстия, и расположенной впереди по ходу горячей поверхностью. Этот способ используется в аэродинамических профилях турбин при относительно высокой скорости газового потока. Однако существует потребность в создании другого или дополнительного устройства и/или способа, позволяющего улучшить прилегание охлаждающей пленки к горячей поверхности с целью повышения эффективности пленочного охлаждения.

Раскрытие изобретения

Задачей изобретения является решение недостатков предшествующего уровня техники, а именно, создание системы плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока и способа ее работы, позволяющих улучшить прилегание охлаждающей пленки к горячей поверхности газовой турбины. В результате осуществления изобретения достигается повышение эффективности пленочного охлаждения горячих поверхностей газовой турбины.

Система плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока содержит отверстия для пленочного охлаждения, проходящие через стенку и расположенные под углом в направлении вниз по течению потока от холодной поверхности стенки до горячей поверхности стенки. Генератор плазмы, расположенный вниз по течению потока относительно отверстий для пленочного охлаждения, используется для выработки плазмы, распространяющейся вниз по течению потока относительно отверстий для пленочного охлаждения.

Согласно одному из вариантов осуществления системы, генератор плазмы установлен на стенке и содержит внутренний и внешний электроды, разделенные диэлектрическим материалом. Система согласно этому варианту осуществления дополнительно содержит источник переменного тока, подсоединенный к электродам для подачи на электроды высокого напряжения переменного тока. Диэлектрический материал может быть расположен внутри углубления в наружной горячей поверхности стенки, причем стенка и углубление имеют кольцеобразную форму.

В дополнительном варианте осуществления системы, стенка имеет кольцеобразную форму и образует, по меньшей мере, часть кольцеобразной гильзы камеры сгорания газотурбинного двигателя, причем углубление тоже имеет кольцеобразную форму.

Согласно более конкретному варианту осуществления, система содержит лопаточный узел, включающий в себя ряд разнесенных по окружности и вытянутых в радиальном направлении лопаток газотурбинного двигателя. При этом каждая из лопаток имеет вогнутый аэродинамический профиль, вытянутый в продольном направлении, который имеет наружную стенку, вытянутую в направлении вниз по течению потока и в направлении вдоль хорды между противолежащими передней и задней кромками. Аэродинамический профиль также вытянут в радиальном направлении между радиально внутренним и наружным бандажами, соответственно.

Согласно этому варианту осуществления системы, отверстия для пленочного охлаждения проходят через стенку под углом в направлении вниз по течению потока от холодной поверхности стенки до горячей поверхности стенки.

По меньшей мере, один генератор плазмы, установленный в этом варианте осуществления системы на аэродинамическом профиле вниз по течению потока относительно отверстий для пленочного охлаждения, используется для выработки плазмы, распространяющейся вниз по течению потока относительно отверстий для пленочного охлаждения.

Способ работы системы плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока содержит следующие этапы: приводят в действие генератор плазмы для выработки плазмы, распространяющейся в направлении вниз по течению потока относительно отверстий для пленочного охлаждения, проходящих через стенку, и вдоль наружной горячей поверхности стенки.

Причем для приведения в действие генератора плазмы на внутренний и внешний электроды генератора, разделенные диэлектрическим материалом, подают напряжение переменного тока.

Краткое описание чертежей

Вышеперечисленные аспекты и признаки изобретения подробно разъяснены в последующем описании, рассматриваемом вместе с прилагаемыми чертежами, на которых:

Фиг.1 - продольный вид в разрезе варианта осуществления авиационного газотурбинного двигателя с системой плазменного экранирования пограничного слоя, проиллюстрированной для сопловых лопаток ступени турбины высокого давления двигателя;

Фиг.2 - увеличенный вид сопловых лопаток и системы плазменного экранирования пограничного слоя, проиллюстрированной на Фиг.1 ;

Фиг.3 - увеличенный общий вид сопловых лопаток и генераторов плазмы системы плазменного экранирования пограничного слоя, проиллюстрированной на Фиг.2;

Фиг.4 - вид в разрезе сопловых лопаток, проиллюстрированных на Фиг.3;

Фиг.5 - схематичная графическая иллюстрация участка системы плазменного экранирования пограничного слоя с приведенными в действие генераторами плазмы (Фиг.4) и пограничным слоем;

Фиг.6 - общий вид вставки газотурбинного двигателя с системой плазменного экранирования пограничного слоя.

Подробное описание изобретения

На Фиг.1 проиллюстрирован турбовентиляторный газотурбинный двигатель 10 с основной осью 8, снабженный вентилятором 12, в который поступает атмосферный воздух 14, поджимающим компрессором или компрессором 16 низкого давления (КНД), компрессором 18 высокого давления (КВД), камерой 20 сгорания, в которой топливо смешивается с воздухом 14, сжатым посредством КВД 18, с целью выработки газообразных продуктов сгорания, или газового потока 19, который движется вперед по ходу (в направлении D) через турбину 22 высокого давления (ТВД), и турбиной 24 низкого давления (ТНД), через которую газообразные продукты сгорания выбрасываются из двигателя 10. ТВД 22 соединена с КВД 18, образуя ротор 29 высокого давления. Вал 28 низкого давления соединяет ТНД 24 с вентилятором 12 и с компрессором 16 низкого давления. Второй вал 28 или вал низкого давления, по меньшей мере, частично, расположен соосно первому валу или ротору высокого давления, и радиально внутри относительно него.

На Фиг.2 и 3 проиллюстрировано сопло 30 турбины 22 высокого давления, в которое горячий газовый поток 19 попадает из камеры сгорания 20. Основная камера 20 сгорания содержит первую и вторую вставки 74, 76. Приведенный в качестве примера вариант осуществления сопла 30 турбины (Фиг.2 и 3), которое также можно назвать более общим термином лопаточный узел 31, содержит ряд 33 разнесенных по окружности сопловых лопаток 32, радиально выступающих в направлении S вращения и продолжающихся между радиально внутренними и радиально наружными бандажами 38, 40, соответственно. Согласно проиллюстрированному варианту осуществления сопла 30 турбины, бандажи и лопатки обычно расположены по окружности секторами 42, содержащими по две лопатки 32 на каждый сектор 42. Количество секторов может составлять больше двух, и несовмещенные линии секторов обычно соединяются обычными уплотнителями. Часть воздуха 45, выходящего из компрессора, используется для подачи охлаждающего сжатого воздуха 35 к соплу 30 турбины для охлаждения различных элементов, включая полые аэродинамические профили 39, а также внутренние и наружные бандажи. Охлаждающий воздух 35 также используется для пленочного охлаждения кольцевого бандажа 72, окружающего венцы 82 вращающихся лопаток турбины 22 высокого давления.

Каждый аэродинамический профиль 39 (Фиг.3 и 4) содержит наружную стенку 26, имеющую сторону 46 нагнетания и противоположную сторону 48 всасывания, продолжающуюся по направлению С хорды между противолежащими задней и передней кромками LE, ТЕ, соответственно. Радиально аэродинамические профили 39 и наружные стенки 26 продолжаются в направлении S вращения, между наружными и внутренними бандажами 38, 40. Бандажи обычно отливают как одно целое с соответствующими сопловыми лопатками в процессе их изготовления. Поток 19 горячих газообразных продуктов сгорания проходит через проточные каналы 50 между аэродинамическими профилями 39. Проточные каналы 50 образованы внутренними относительно газового потока 19 горячими поверхностями 52 внутреннего и наружного бандажей 38, 40 и наружными горячими поверхностями 54 наружной стенки 26, проходящими по сторонам 46 нагнетания и сторонам 48 всасывания аэродинамических профилей 39.

Поток 19 горячих газообразных продуктов сгорания, протекающий по охлаждаемым сопловым лопаткам 32 турбины и наружным стенкам 26, образует пограничный слой 60, проходящий вдоль внутренних горячих поверхностей 52 внутреннего и наружного бандажей 38, 40 и, как схематично показано на Фиг.5, вдоль наружных горячих поверхностей 54 сторон 46, 48 нагнетания и всасывания, соответственно, наружных стенок 26. В пограничном слое 60 потока, примыкающем к наружным горячим поверхностям 54 сторон 46, 48 нагнетания и всасывания наружных стенок 26, существует градиент V скорости и градиент Т температуры. Градиент Т температуры газа создает нежелательную теплопередачу от горячего газового потока 19 к относительно более холодным, но все равно горячим наружным стенкам 26.

Наружные стенки 26 охлаждаются посредством пленочного охлаждения, получаемого путем использования сжатого охлаждающего воздуха 35, составляющего часть воздуха 45, выпускаемого из последней ступени 43 компрессора высокого давления, с переднего по ходу конца компрессора 18 высокого давления (Фиг.1 и 2) . Часть выпускаемого из компрессора воздуха 45 протекает вокруг внешней вставки 76 камеры сгорания и через отверстия 44 в переднем по ходу фланце 47 внешней вставки 76 камеры сгорания в камеру 56 для охлаждающего воздуха. Часть выпускаемого из компрессора воздуха 45, входящая в камеру 56 для охлаждающего воздуха, используется в качестве охлаждающего воздуха 35 и входит во внутренние пустоты 41 аэродинамических профилей 39.

Отверстия или пазы 49 для пленочного охлаждения, имеющие цилиндрическую или другую форму, проходят через наружную стенку 26 со сторон 46, 48 нагнетания и всасывания, соответственно, аэродинамических профилей 39 (Фиг.2, 3 и 4) . Отверстия 49 пленочного охлаждения используют для подачи охлаждающего воздуха 35 через наружную стенку 26 и образования теплозащитной охлаждающей пленки 37 на наружной горячей поверхности 54 стенки 26. Система 11 плазменного экранирования пограничного слоя (Фиг.1) предназначена для повышения эффективности охлаждающей пленки 37 на горячих поверхностях 54 стенок 26, впереди по ходу относительно отверстий 49 пленочного охлаждения, путем улучшения прилегания охлаждающей пленки 37 к горячим поверхностям 54. Система 11 плазменного экранирования пограничного слоя, проиллюстрированная здесь, предназначена для аэродинамических профилей 39 сопла 39 турбины 22 высокого давления. Такая система также может использоваться для защиты наружных горячих поверхностей 54 стенок 26 с пленочным охлаждением, например, в камере 20 сгорания, а также для других горячих поверхностей с пленочным охлаждением других элементов газотурбинного двигателя и для стенок с пленочным охлаждением, содержащихся в турбинных двигателях не газового типа.

Отверстия 49 пленочного охлаждения расположены под углом в направлении D, вперед по ходу относительно горячего газового потока 19. Отверстия 49 для пленочного охлаждения проходят через стенку 26, от холодной поверхности 59 стенки 26 до наружной горячей поверхности 54 стенки 26 в направлении D, то есть вперед по ходу. Термины «холодная поверхность 59» и «наружная горячая поверхность 54» используются для обозначения относительного соотношения температур данных поверхностей во время работы двигателя или нагрева стенки 26, но не отражают соотношение температур этих поверхностей, когда система 11 не работает. Отверстия 49 для пленочного охлаждения обычно расположены полого относительно стенки 26 и наклонены под углом к направлению D, чтобы увлекать охлаждающий воздух 35 вместе с пограничным слоем вдоль наружной горячей поверхности 54, образуя охлаждающую пленку 37 на горячей поверхности. Электронное устройство 51 управления можно использовать для управления генераторами 2 плазмы и активной системой контроля зазора (если таковая имеется в двигателе), в частности, для их включения и отключения.

Проиллюстрированная система 11 плазменного экранирования пограничного слоя (Фиг.2-5) предназначена для выработки массовой силы, толкающей поток, далее именуемый индуцированным потоком 70, к горячей поверхности, и способствует прилеганию охлаждающей пленки 37 к наружной горячей поверхности 54 стенки 26, расположенной впереди по ходу относительно отверстий 49 пленочного охлаждения. Система 11 плазменного экранирования пограничного слоя вырабатывает плазму 90, образующую виртуальный аэродинамический профиль, вызывающий изменение распределения давления по наружным горячим поверхностям 54 наружных стенок 26 аэродинамических профилей 39 (Фиг.5). Распределение давления, связанное с виртуальным аэродинамическим профилем, порождает индуцированный плазмой поток 70. Индуцированный плазмой поток 70 присасывает охлаждающую пленку 37, удерживая ее вблизи горячей поверхности 54, с целью повышения эффективности пленочного охлаждения.

Система 11 плазменного экранирования пограничного слоя, проиллюстрированная в данном описании, включает в себя генераторы 2 плазмы, расположенные на наружной горячей поверхности 54 стенки 26, впереди по ходу относительно отверстий 49 для пленочного охлаждения (Фиг.5). Генератор 2 плазмы расположен на каждой из сторон 48 и 46 всасывания и нагнетания, соответственно, аэродинамических профилей 39, впереди по ходу относительно отверстий 49. Каждый из плазменных генераторов 2 включает в себя внутренний и наружный электроды 3 и 4, разделенные диэлектриком 5. Воздух вблизи электродов слабо ионизируется и почти не нагревается.

Плазменные генераторы 2 образуют слой плазмы 90, повторяющий форму наружной поверхности аэродинамического профиля и проходящий вдоль каждой из наружных горячих поверхностей 54 сторон 46, 48 нагнетания и всасывания, соответственно, аэродинамических профилей 39. Плазма 90 образует виртуальный аэродинамический профиль, вызывающий изменение распределения давления над горячими наружными поверхностями 54 наружных стенок 26 аэродинамических профилей 39 (Фиг.5). Это порождает индуцированный поток 70, направленный к горячей поверхности, и удерживает охлаждающую пленку 37 у наружной горячей поверхности 54 стенки 26, впереди по ходу относительно отверстий 49 для пленочного охлаждения. Индуцированный плазмой поток 70 присасывает охлаждающую пленку 37, удерживая ее вблизи горячей поверхности 54, с целью повышения эффективности пленочного охлаждения.

Система 11 плазменного экранирования пограничного слоя улучшает эффективность охлаждающей пленки 37 на наружных горячих поверхностях 54, и следовательно, обеспечивает дополнительное уменьшение теплопередачи между газовым потоком 19 и наружными горячими поверхностями 54 наружных стенок 26 аэродинамических профилей, вызываемой пограничным слоем 60 потока. Уменьшение теплопередачи увеличивает срок службы сопловой лопатки или другого переднего элемента, охлаждаемого охлаждающей пленкой, защищенной с помощью плазмы, а также снижает потребность в охлаждении элемента, улучшая тем самым КПД двигателя.

Проиллюстрированный пример варианта осуществления генератора 2 плазмы (Фиг.5) представляет собой генераторы 2 плазмы, установленные на наружных стенках 26 сопловых лопаток 32. Каждый из генераторов 2 плазмы содержит внутренний и внешний электроды 3, 4, разделенные диэлектриком 5. Диэлектрик 5 расположен внутри продолжающихся в направлении вращения углублений 6 в наружных горячих поверхностях 54 наружных стенок 26 сопловых лопаток 32. Источник 100 переменного тока подсоединяется к электродам для подачи на электроды высокого переменного напряжения.

Если амплитуда переменного тока достаточно высока, то в области наибольшего электрического потенциала газовый поток 19 ионизируется, образуя плазму 90. Множество генераторов 2 плазмы образуют слой плазмы 90, покрывающую достаточно большой участок наружной горячей поверхности 54 лопатки 32 и повторяющей ее форму. Плазма 90 обычно начинается у кромки 102 внешнего электрода 4, подвергающегося воздействию газового потока 19, и распространяется по участку 104, охватываемому действием внешнего электрода 4 и покрытому диэлектриком 5. Известно, что аэродинамические профили с генераторами плазмы препятствуют разделению потока, которое может происходить на аэродинамических профилях.

Когда генераторы 2 плазмы включены, теплопередача к наружным стенкам 26 снижается благодаря более эффективному пленочному охлаждению, чем при выключенных генераторах 2. Следовательно, нагрев газовым потоком 19 наружных горячих поверхностей 54 со сторон 48 всасывания наружных стенок 26 аэродинамических профилей 39 также уменьшается при включенных генераторах 2 плазмы. Генераторы 2 плазмы могут работать как в устойчивых, так и в неустойчивых режимах.

Действующая вперед по ходу система 11 плазменного экранирования пограничного слоя проиллюстрирована на Фиг.1-5 для случая применения с аэродинамическими профилями 39 сопла 30 турбины 22 высокого давления, а более конкретно для применения на стороне 46 нагнетания и на стороне 48 всасывания наружной, или горячей, стенки аэродинамического профиля. Система 11 плазменного экранирования пограничного слоя также может применяться на внутренних горячих поверхностях 52 внутреннего и наружного бандажей 38, 40 и на внутренней и внешней вставках 74, 76 основной камеры сгорания 20 (Фиг.1). Система 11 плазменного экранирования пограничного слоя также может применяться на сопловых аэродинамических профилях других ступеней турбины высокого давления и во вставке камеры дожигания.

Вставка камеры дожигания, или вставка выхлопного сопла, проиллюстрирована в патенте США №5465572, а вставка основной камеры сгорания более подробно проиллюстрирована в патенте США №5181379. Участок 64 вставки 66 газотурбинного двигателя проиллюстрирован кольцевой вставкой 66 камеры сгорания, которая может быть вставкой основной камеры сгорания, камеры дожигания или выхлопного сопла (Фиг.6). Вставки камеры сгорания и выхлопного сопла обычно имеют кольцевую форму, а их оси совпадают с главной осью 8 двигателя. Диэлектрик 5 располагается внутри кольцевого углубления 6 в обращенных внутрь горячих поверхностях, или в стенке, образующей вставки. Отверстия 49 для пленочного охлаждения, которые в данном примере имеют цилиндрическую форму, проходят через наружную стенку 26, которая в данном примере имеет кольцевую форму.

Генератор 2 плазмы расположен на наружной горячей поверхности 54 стенки 26, впереди по ходу относительно отверстий 49 для пленочного охлаждения. Отверстия 49 расположены под углом в направлении D (вперед по ходу) по отношению к горячему газовому потоку 19. Отверстия 49 проходят через стенку 26, от холодной поверхности 59 стенки 26 до горячей наружной поверхности 54 стенки 26, вперед по ходу, в направлении D. Отверстия 49 для пленочного охлаждения обычно полого располагаются относительно стенки 26, под углом в направлении D, т.е. вперед по ходу, чтобы увлекать образующий пленку охлаждающий воздух 35 вдоль наружной горячей поверхности 54, образуя на горячей поверхности охлаждающую пленку 37. Охлаждающий воздух 35 течет через отверстия 49 для пленочного охлаждения радиально внутрь и вперед по ходу (в направлении D). Система 11 плазменного экранирования пограничного слоя также может применяться в плоской или имеющей другую форму вставке сопла газотурбинного двигателя или выхлопного сопла.

Настоящее изобретение было описано лишь в качестве иллюстрации. Следует понимать, что употребляемая здесь терминология предназначена для разъяснения, но не подразумевает ограничений. Хотя здесь были описаны примеры предпочтительных вариантов осуществления изобретения, после прочтения данного описания для специалистов в данной области техники станут очевидными и другие модификации изобретения, предусмотренные формулой изобретения, которые, следовательно, находятся в рамках сущности и объема изобретения.

Соответственно, патентом США охраняется изобретение, определенное приведенной ниже формулой изобретения.

Спецификация (202637)

2. Генераторы плазмы

3. Внутренние электроды

4. Внешние электроды

5. Диэлектрик

6. Углубление

8. Главная ось двигателя

10. Газотурбинный двигатель

11. Система плазменного экранирования пограничного слоя

12. Вентилятор 14. Атмосферный воздух

16. Поджимающий компрессор или компрессор низкого давления (КНД)

18. Компрессор высокого давления (КВД)

19. Газовый поток

20. Камера сгорания

22. Турбина высокого давления (ТВД)

24. Турбина низкого давления (ТНД)

26. Стенка

28. Вал низкого давления

29. Ротор высокого давления

30. Сопло турбины

31. Лопаточный узел

32. Сопловые лопатки

33. Ряд сопловых лопаток

35. Охлаждающий воздух

37. Охлаждающая пленка

38. Внутренние бандажи

39. Аэродинамические профили

40. Наружные бандажи

41. Внутренние пустоты

42. Сектора

43. Ступень компрессора высокого давления

44. Отверстия во вставке

45. Воздух, выходящий из компрессора

46. Сторона нагнетания

47. Передний фланец

48. Сторона всасывания

49. Отверстия для пленочного охлаждения

50. Проточные каналы

51. Электронное устройство управления

52. Внутренняя горячая поверхность

54. Наружная горячая поверхность

56. Камера для охлаждающего воздуха

59. Холодная поверхность

60. Пограничный слой

64. Участок вставки

66. Вставка

70. Индуцированный поток

72. Кольцевой бандаж

74. Внутренняя вставка камеры сгорания

76. Внешняя вставка камеры сгорания

82. Венцы лопаток турбины

90. Плазма

100. Источник переменного тока

102. Кромка

104. Участок

С - направление хорды

S - направление вращения

Т - градиент температуры газа

V - градиент скорости

D - направление вперед по ходу

LE - передняя кромка

ТЕ - задняя кромка

1. Система (11) плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока, содержащая:
отверстия (49) для пленочного охлаждения, проходящие через стенку (26), причем отверстия (49) для пленочного охлаждения расположены под углом в направлении (D) вниз по течению потока от холодной поверхности (59) стенки (26) до горячей поверхности (54) стенки (26), и генератор (2) плазмы, расположенный вниз по течению потока относительно отверстий (49) для пленочного охлаждения, для выработки плазмы (90), распространяющейся вниз по течению потока относительно отверстий (49) для пленочного охлаждения.

2. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая генератор (2) плазмы, установленный на стенке (26).

3. Система (11) по п.2, дополнительно содержащая генератор (2) плазмы, включающий в себя внутренний и внешний электроды (3, 4), разделенные диэлектрическим материалом (5).

4. Система (11) по п.3, дополнительно содержащая источник (100) переменного тока, подсоединенный к электродам для подачи на электроды высокого напряжения переменного тока.

5. Система (11) по п.4, дополнительно содержащая диэлектрический материал (5), расположенный внутри углубления (6) в наружной горячей поверхности (54) стенки (26).

6. Система (11) по п.5, в которой стенка (26) и углубление (6) имеют кольцеобразную форму.

7. Система (11) по п.5, в которой
стенка (26) имеет кольцеобразную форму,
причем стенка (26) образует, по меньшей мере, часть кольцеобразной гильзы (66) камеры сгорания газотурбинного двигателя, и
углубление (6) имеет кольцеобразную форму.

8. Система (11) плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока, содержащая:
лопаточный узел (31), включающий в себя ряд (33) разнесенных по окружности и вытянутых в радиальном направлении лопаток (32) газотурбинного двигателя, причем каждая из лопаток (32) имеет вогнутый аэродинамический профиль (39), вытянутый в продольном направлении,
аэродинамический профиль (39) имеет наружную стенку (26), вытянутую в направлении (D) вниз по течению потока и в направлении (С) вдоль хорды между противолежащими передней и задней кромками (LE, ТЕ), и
аэродинамический профиль (39) вытянут в радиальном направлении между радиально внутренним и наружным бандажами (38, 40) соответственно;
отверстия (49) для пленочного охлаждения, проходящие через стенку (26) под углом в направлении (D) вниз по течению потока от холодной поверхности (59) стенки (26) до горячей поверхности (54) стенки (26); и,
по меньшей мере, один генератор (2) плазмы, установленный на аэродинамическом профиле (39) вниз по течению потока относительно отверстий (49) для пленочного охлаждения, для выработки плазмы (90), распространяющейся вниз по течению потока относительно отверстий (49) для пленочного охлаждения.

9. Способ работы системы (11) плазменного экранирования пограничного слоя вниз по течению потока, содержащий следующие этапы: приводят в действие генератор (2) плазмы для выработки плазмы (90), распространяющейся в направлении (D) вниз по течению потока относительно отверстий (49) для пленочного охлаждения, проходящих через стенку (26), и вдоль наружной горячей поверхности (54) стенки (26).

10. Способ по п.9, в котором этап приведения в действие генератора содержит подачу напряжения переменного тока на внутренний и внешний электроды (3, 4) генератора (2) плазмы, разделенные диэлектрическим материалом (5).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к пустотелым лопаткам газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к области энергетического машиностроения, а более конкретно - к охлаждаемым лопаткам турбомашины. .

Изобретение относится к области энергетического машиностроения. .

Изобретение относится к узлу, состоящему из лопатки и рубашки охлаждения лопатки, в направляющем сопловом аппарате газотурбинного двигателя. .

Изобретение относится к турбинной лопатке, согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения, и к способу изготовления турбинной лопатки, согласно ограничительной части пункта 9 формулы изобретения.

Изобретение относится к области транспортного машиностроения, турбостроения и может найти применение в охлаждаемых лопатках высокотемпературных газовых турбин

Изобретение относится к лопатке газотурбинного двигателя, и в частности к лопатке, находящейся в потоке горячих газов, требующих использования специальных средств, несмотря на температурные условия и часто высокое давление

Изобретение относится к способу нанесения теплобарьерного покрытия на основе диоксида циркония на монокристаллический жаропрочный сплав на основе никеля, имеющего следующий состав, мас.%: 3,5-7,5 Сr, 0-1,5 Мо, 1,5-5,5 Re, 2,5-5,5 Ru, 3,5-8,5 W, 5-6,5 Al, 0-2,5 Ti, 4,5-9 Та, 0,08-0,12 Hf, 0,08-0,12 Si, остальное до 100% составляют Ni и неизбежные примеси

Изобретение относится к способу изготовления лопатки турбомашины, может применяться в авиационных газотурбинных двигателях и энергетических установках при изготовлении рабочих и направляющих лопаток вентиляторов, компрессоров и турбин

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в последних ступенях влажно-паровых турбин

Изобретение относится к роторной лопатке и к роторному диску для газотурбинного двигателя

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано в высокотемпературных газовых турбинах

Изобретение относится к области турбостроения, в частности к охлаждаемым лопаткам турбомашин, применяемым в авиационных двигателях, а также в стационарных газотурбинных установках
Наверх