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



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

 


Владельцы патента RU 2461716:

ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (US)

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

 

Уровень техники

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к аэродинамике аэродинамических профилей турбины и, в частности, задних кромок аэродинамических профилей турбины.

Описание предшествующего уровня техники

Типичный газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа обычно включает в себя передний вентилятор и бустер или компрессор низкого давления, средний внутренний контур двигателя и турбину низкого давления, которая приводит во вращение вентилятор и бустер или компрессор низкого давления. Внутренний контур двигателя включает в себя компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, установленные последовательно по потоку. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления внутреннего контура двигателя соединены с помощью вала высокого давления. Воздух под высоким давлением, поступающий из компрессора высокого давления, смешивается с топливом в камере сгорания и воспламеняется, образуя высокоэнергетический, горячий поток газа. Этот поток газа проходит через турбину высокого давления, приводя во вращение ее и вал высокого давления, который, в свою очередь, приводит во вращение компрессор высокого давления.

Поток газа, выходящий из турбины высокого давления, с расширением проходит через вторую турбину, или турбину низкого давления. Турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор и бустер-компрессор через вал низкого давления. Вал низкого давления продолжается через ротор высокого давления. Большая часть формируемой тяги генерируется вентилятором. Морские или промышленные газотурбинные двигатели имеют турбины низкого давления, которые обеспечивают привод генераторов, винтов корабля, насосов и других устройств, в то время как в турбовинтовых двигателях турбины низкого давления используются для привода пропеллеров, обычно через редуктор.

Турбины высокого и низкого давления имеют, по меньшей мере, одно сопло турбины, включающее в себя, по меньшей мере, один ряд расположенных вдоль окружности на некотором расстоянии друг от друга аэродинамических профилей или лопаток, продолжающихся радиально между радиально внутренним и внешним поясами. Лопатки обычно выполнены полыми и имеют внешнюю стенку, которая охлаждается охлаждающим воздухом, поступающим от компрессора. Горячие газы, протекающие над внешней стенкой охлаждаемой лопатки турбины, образуют поток и слои теплового барьера вдоль горячих внешних поверхностей внешних стенок лопаток и горячих торцевых поверхностей внутреннего и внешнего поясов, над которыми протекают горячие газы. Турбины высокого и низкого давления также имеют, по меньшей мере, один ряд лопастей ротора турбины, включающий в себя расположенные на расстоянии по окружности аэродинамические профили, продолжающиеся радиально наружу от платформ лопаток турбины. Аэродинамические профили турбины высокого давления, включающие в себя неподвижные лопатки и лопасти ротора, обычно требуют внутреннего конвекционного охлаждения и внешнего пленочного охлаждения. Такие аэродинамические профили обычно отливают так, что они включают в себя внутренние элементы охлаждения, такие как каналы для охлаждающего воздуха, штифты и турбулизаторы. Поэтому аэродинамические профили турбины обычно выполнены более толстыми, чем аэродинамические профили компрессора. Задние кромки некоторых аэродинамических профилей турбины выполнены коническими с сужением до величины приблизительно от 30 до 50 мм. Когда горячий газ протекает над аэродинамическими профилями турбины, в основании задней кромки возникают вихри, в результате градиента давления, возникающего вследствие толщины задней кромки. Такие вихри приводят к нежелательным потерям давления, которые иногда относят к эффекту блокирования. В результате механических ограничений и ограничений, связанных с литьем, толщину задней кромки невозможно физически дополнительно уменьшить. Предпочтительно обеспечить возможность уменьшения или устранения таких нежелательных потерь давления, возникающих в результате вихрей, для повышения коэффициента полезного действия турбины.

Настоящее изобретение относится к аэродинамическим профилям, используемым в газовых турбинах, например, как известно из DE 1756184 (В1), 18.06.1970.

Сущность изобретения

Настоящее изобретение относится к аэродинамическим профилям, используемым в газовых турбинах, которые часто требуют внутреннего охлаждения и поэтому обычно выполняются более массивными, чем сравнимые аэродинамические профили.

Задняя кромка аэродинамического профиля заканчивается основанием аэродинамического профиля. Толщина аэродинамического профиля, и в особенности его основания, является определяющей для формирования завихрений и увеличения нежелательной потери давления. Физически толщина аэродинамического профиля больше не может быть уменьшена, при этом проблему, связанную с образованием завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, необходимо устранить.

Согласно настоящему изобретению, указанная задача решается путем формирования в упомянутой области задней кромки сужающегося в направлении вниз по потоку, индуцированного плазмой виртуального удлинения задней кромки, для чего в области задней кромки располагают один или несколько генераторов плазмы.

В первом аспекте, настоящее изобретение предусматривает систему снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, содержащую:

аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, продолжающийся в направлении вдоль хорды между передней кромкой и задней кромкой аэродинамического профиля и продолжающийся наружу в направлении размаха от основания аэродинамического профиля до кончика аэродинамического профиля, при этом упомянутый аэродинамический профиль имеет стороны давления и разрежения, продолжающиеся в упомянутом направлении вдоль хорды между передней кромкой и задней кромкой, а также основание задней кромки и область задней кромки, включающую в себя основание задней кромки, причем

предусмотрены один или больше генераторов плазмы, установленных на внешней стенке аэродинамического профиля и продолжающихся, по меньшей мере, частично в упомянутом направлении размаха, вдоль стороны давления и/или стороны разрежения для формирования в упомянутой области задней кромки сужающегося в направлении вниз по потоку, индуцированного плазмой виртуального удлинения задней кромки.

Предпочтительно, если система дополнительно содержит первое множество генераторов плазмы на стороне давления аэродинамического профиля и второе множество генераторов плазмы на стороне разрежения аэродинамического профиля.

Также может быть предусмотрено, что генераторы плазмы включают в себя внутренний и внешний электроды, разделенные диэлектрическим материалом. Особенно предпочтительно, если диэлектрический материал расположен внутри канавок на внешней горячей поверхности внешней стенки аэродинамического профиля.

Во втором аспекте изобретение относится к способу эксплуатации системы снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, в котором:

включают один или больше генераторов плазмы, проходящих в направлении размаха аэродинамического профиля в области задней кромки аэродинамического профиля и установленных на внешней стенке аэродинамического профиля, причем

аэродинамический профиль продолжается в направлении вдоль хорды между передней кромкой и задней кромкой аэродинамического профиля и продолжается наружу в направлении размаха от основания аэродинамического профиля до кончика аэродинамического профиля, при этом аэродинамический профиль имеет стороны давления и разрежения, продолжающиеся в упомянутом направлении вдоль хорды между передней кромкой и задней кромкой, а также основание задней кромки и область задней кромки, включающую в себя основание задней кромки.

В способе согласно изобретению целесообразно, если осуществляют подачу переменного напряжения к внутренним и внешним электродам генератора плазмы, разделенным диэлектрическим материалом. Генератор плазмы работает в установившемся или неустановившемся режиме.

Подробное раскрытие сущности изобретения

Система уменьшения завихрений на задней кромке включает в себя аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, продолжающийся в направлении хорды между передней кромкой и задней кромкой аэродинамического профиля и продолжающийся наружу в направлении размаха от основания аэродинамического профиля до кончика аэродинамического профиля. Аэродинамический профиль включает в себя сторону давления и сторону разрежения, продолжающиеся в направлении хорды между передней кромкой и задней кромкой. Аэродинамический профиль дополнительно включает в себя основание задней кромки на задней кромке и область задней кромки, которая расположена вокруг задней кромки и включает в себя основание задней кромки. Один или больше генераторов плазмы продолжаются в направлении размаха в области задней кромки.

Генераторы плазмы могут быть установлены на внешней стенке аэродинамического профиля. Первое и второе множества генераторов плазмы могут быть установлены на сторонах давления и разрежения аэродинамического профиля соответственно. Генераторы плазмы могут иметь внутренний и внешний электроды, разделенные диэлектрическим материалом, и диэлектрический материал может быть расположен внутри канавки на внешней горячей поверхности внешней стенки аэродинамического профиля. Источник питания переменного напряжения соединен с электродами для подачи переменного потенциала с высоким напряжением к электродам. Генераторы плазмы также могут быть размещены далее по потоку или сзади от области задней кромки, вдоль стороны давления и/или стороны разрежения, которая граничит и примыкает к основанию задней кромки.

Система может использоваться в лопатке сопла турбины высокого давления, которая включает в себя аэродинамический профиль, продолжающийся радиально в направлении размаха между радиально внутренним и внешним поясами. Система может использоваться в лопасти турбины высокого давления, включающей в себя аэродинамический профиль, продолжающийся радиально наружу от основания аэродинамического профиля на платформе лопасти.

Один из вариантов работы системы уменьшения завихрений на задней кромке включает в себя подачу питания к одному или больше генераторам плазмы в области задней кромки аэродинамического профиля газотурбинного двигателя. Генераторы плазмы могут работать в установившемся или неустановившемся режиме.

Краткое описание чертежей

Приведенные выше аспекты и другие свойства изобретения поясняются в следующем описании, которое следует рассматривать совместно с прилагаемыми чертежами.

На фиг.1 показан вид в продольном разрезе, иллюстрирующий пример варианта выполнения газотурбинного двигателя самолета с системой уменьшения завихрений на задней кромке, лопаток турбины и лопастей ротора участка турбины высокого давления двигателя.

На фиг.2 показан вид с увеличением лопаток и лопастей, представленных на фиг.1.

На фиг.3 показан вид в перспективе лопасти и генераторов плазмы, представленных на фиг.2.

На фиг.4 показан вид в перспективе лопаток и генераторов плазмы для узла лопатки, представленного на фиг.2.

На фиг.5 показан вид в перспективе области задней кромки аэродинамического профиля лопатки или лопасти, представленной на фиг.2.

На фиг.6 показан вид в поперечном сечении, иллюстрирующий область, продолжающуюся через заднюю кромку, представленную на фиг.5.

На фиг.7 схематично иллюстрируется система уменьшения завихрений на задней кромке со включенными генераторами плазмы, показанными на фиг.4.

На фиг.8 схематично иллюстрируется система уменьшения завихрений на задней кромке с выключенными генераторами плазмы, показанными на фиг.4.

На фиг.9 показана иллюстрация вида в разрезе через область задней кромки, представленной на фиг.5, для случая, когда генераторы плазмы расположены в заднем углу задней кромки и частично впритык с основанием задней кромки аэродинамического профиля.

На фиг.10 схематично показана иллюстрация системы уменьшения завихрений задней кромки с включенными генераторами плазмы, показанными на фиг.9.

Подробное описание изобретения

На фиг.1 показан пример турбовентиляторного газотурбинного двигателя 10, расположенного вокруг центральной оси 8 двигателя и имеющего вентилятор 12, в который поступает окружающий воздух 14, бустер или компрессор 16 низкого давления (LPC, КНД), компрессор 18 высокого давления (НРС, КВД), камеру 20 сгорания, турбину 22 высокого давления (НРТ, ТВД) и турбину 24 низкого давления (LPT, ТНД), через которую газообразные продукты сгорания выходят из двигателя 10. ТВД 22 соединена с КВД 18, образуя, по существу, ротор 29 высокого давления. Вал 28 низкого давления соединяет ТНД 24 как с вентилятором 12, так и с компрессором 16 низкого давления. Второй вал, или вал 28 низкого давления, по меньшей мере, частично установлен с возможностью вращения коаксиально и радиально внутри первого ротора, или ротора высокого давления. Основная камера 20 сгорания включает в себя внутреннюю и внешнюю облицовки 74, 76 камеры сгорания. В основной камере 20 сгорания топливо смешивается с воздухом 14, сжатым КВД 18, для генерирования газообразных продуктов сгорания или потока 19 газа, который протекает в направлении выхода через турбину.

На фиг.2-5 показано сопло 30 турбины для турбины 22 высокого давления, через которое поток 19 горячих газов выходит из камеры 20 сгорания. Представленный здесь примерный вариант выполнения сопла 30 турбины, также в более общем виде обозначенный как узел 31 лопаток, включает в себя ряд 33 расположенных вдоль окружности на некотором расстоянии друг от друга лопаток 32. Лопатки 32 имеют аэродинамические профили 39, продолжающиеся радиально в направлении SD (HP) размаха, между радиально внутренним и внешним поясами 38, 40 соответственно. Каждый из аэродинамических профилей 39 продолжается в направлении С хорды между передней кромкой LE (ПК) и задней кромкой ТЕ (ЗК) аэродинамического профиля и продолжается радиально наружу в направлении HP размаха, от основания 84 аэродинамического профиля до кончика 82 аэродинамического профиля. Задняя кромка ЗК имеет хвостовую заднюю или обращенную в вниз по потоку поверхность, называемую основанием 34 задней кромки. В иллюстрируемом здесь примерном варианте выполнения сопла 30 турбины пояса и аэродинамические профили сформированы в виде расположенных вдоль окружности сегментов 42, обычно с двумя аэродинамическими профилями 39 на сегмент 42. Может присутствовать больше чем два сегмента, и сегменты обычно имеют разделенную вдоль оси облицовку, соответствующим образом соединенную вместе с помощью обычного пазового уплотнения между ними.

Каждый аэродинамический профиль 39 включает в себя внешнюю стенку 26, имеющую сторону 46 давления и расположенную противоположно вдоль окружности сторону 48 разрежения, которые продолжаются вдоль оси в направлении С хорды между противоположными передней и задней кромками ПК, ЗК соответственно. Аэродинамические профили 39 и внешние стенки 26 продолжаются радиально в направлении HP размаха между внутренним и внешним поясами 38, 40. Каждый из аэродинамических профилей 39 имеет измеряемый в радиальном направлении S размах, продолжающийся от внутреннего пояса 38 до внешнего пояса 40. Поток 19 горячих газообразных продуктов сгорания проходит через каналы 50 потока между аэродинамическими профилями 39. Каналы 50 потока ограничены внутренними горячими поверхностями 52 относительно потока 19 газа, внутренними и внешними поясами 38, 40 и внешними горячими поверхностями 54 внешней стенки 26, вдоль сторон 46, 48 давления и разрежения аэродинамических профилей 39. Турбина 22 высокого давления включает в себя, по меньшей мере, один ряд расположенных вдоль окружности на некотором расстоянии друг от друга лопаток 80 турбины высокого давления. Каждая из лопаток 80 турбины имеет аэродинамический профиль 39 турбины, продолжающийся радиально наружу от основания 84 аэродинамического профиля на платформе 86 лопасти до кончика 82 аэродинамического профиля. Аэродинамический профиль 39 турбины имеет измеряемый радиально размах S, продолжающийся от платформы 86 лопасти до кончика 82 аэродинамического профиля. Аэродинамические профили сужаются в направлении вниз по потоку или в заднем направлении через заднюю кромку ЗК аэродинамического профиля в направлении основания аэродинамического профиля, обращенного назад или в сторону вниз по потоку.

Часть выходного воздуха 45 компрессора используется для подачи охлажденного воздуха 35 под давлением к соплу 30 турбины для охлаждения ее различных компонентов, включающих в себя полые аэродинамические профили 39 и внутренний и внешний пояса. Охлаждающий воздух 35 также используется для пленочного охлаждения кольцевой насадки 72, окружающей кончики 82 вращающихся лопастей турбины 22 высокого давления. Внешние стенки 26 охлаждаются с помощью пленки, с использованием охлаждающего воздуха 35 под давлением, который представляет собой часть выходного воздуха 45 компрессора, отбираемого из последней ступени 43 компрессора высокого давления на заднем конце компрессора 18 высокого давления, как представлено на фиг.1 и 2. Часть выходного воздуха 45 компрессора протекает вокруг внешней облицовки камеры 76 сгорания и через отверстия 44 в облицовке, в расположенном ближе к выходу фланце 47 внешней облицовки 76 камеры сгорания в полость 56 для охлаждающего воздуха. Часть выходного воздуха 45 компрессора, которая протекает в полость 56 для охлаждающего воздуха, используется как охлаждающий воздух 35 и протекает в полые внутренние пространства аэродинамических профилей 39. Отверстия 49 пленочного охлаждения продолжаются через стенку 26 от полого внутреннего пространства до внешней горячей поверхности 54 стенки 26 и, в общем, в направлении D вниз по потоку.

Поток 19 газа, протекающий вдоль сторон 46, 48 давления и разрежения аэродинамических профилей 39, образует завихрения в основании 34 задней кромки из-за градиента давления, вызываемого толщиной Т задней кромки ЗК, как представлено на фиг.6. Такое образование вихря создает нежелательные потери давления. Иногда эти потери называются эффектом блокирования. В результате механических ограничений и ограничений, связанных с литьем, толщину задней кромки невозможно физически дополнительно уменьшить. Система 11 снижения завихрений задней кромки используется для уменьшения или минимизации силы завихрений в основании 34 задней кромки, в области 89 задней кромки, между сторонами 46, 48 давления и разрежения аэродинамических профилей 39. Система 11 снижения завихрений на задней кромке формирует сужающееся в направлении вниз по потоку виртуальное удлинение 91 задней кромки, индуцированное плазмой, в результате чего аэродинамически уменьшается эффективная толщина задней кромки с повышением коэффициента полезного действия турбины.

Как показано на фиг.5 и 6, примерный вариант выполнения системы 11 уменьшения завихрений на задней кромке, представленный здесь, имеет, в общем, расположенные вдоль размаха или продолжающиеся радиально генераторы 2 плазмы, в области 89 задней кромки аэродинамического профиля 39, вдоль стороны 46 давления и/или стороны 48 разрежения, рядом с основанием 34 задней кромки, как показано на фиг.5 и 6. Генераторы 2 плазмы также могут быть размещены далее назад или вниз в направлении вниз по потоку в области 89 задней кромки, вдоль стороны 46 давления и/или стороны 48 разрежения, которая граничит и которая расположена заподлицо с основанием 34 задней кромки, как показано на фиг.9 и 10. Вдоль каждой из сторон 46, 48 давления и разрежения могут быть расположены один или больше генераторов 2 плазмы. Генераторы 2 плазмы могут продолжаться вдоль части пути вдоль размаха S аэродинамического профиля 39. Область 89 задней кромки включает в себя основание 34 задней кромки и продолжается вдоль хорды от основания 34 задней кромки, вокруг аэродинамического профиля 39, через малые участки сторон 46, 48 давления и разрежения аэродинамического профиля 39.

В иллюстрируемом здесь примерном варианте выполнения системы 11 снижения завихрений задней кромки один генератор 2 плазмы установлен на каждой из сторон 46, 48 давления и разрежения и в основании 34 задней кромки аэродинамического профиля 39, в области 89 задней кромки. Генераторы 2 плазмы во время работы формируют плазму 90 из ионизированного воздуха, который индуцирует поток в пограничном слое от стороны давления и/или стороны разрежения, протекая до основания 34 задней кромки, и формируют удлиненное сужающееся виртуальное удлинение 91 задней кромки, продолжающееся в направлении D вниз по потоку или в направлении назад от основания 34 задней кромки. Виртуальное удлинение 91 задней кромки уменьшает или устраняет завихрение возле основания 34 задней кромки, возникающее в результате градиента давления, вызываемого толщиной Т задней кромки ЗК, как показано на фиг.6. Это уменьшает или устраняет нежелательные потери давления. Виртуальное удлинение 91 задней кромки аэродинамически снижает эффективную толщину задней кромки для повышения коэффициента полезного действия турбины.

Как показано на фиг.7, каждый из генераторов 2 плазмы включает в себя внутренние и внешние электроды 3, 4, разделенные диэлектрическим материалом 5. Диэлектрический материал 5 расположен в продолжающихся в направлении размаха канавках 6 на внешних горячих поверхностях 54 внешних стенок 26 аэродинамических профилей 39 и, в частности, на сторонах 46, 48 давления и разрежения и в основании 34 задней кромки аэродинамического профиля 39, в области 89 задней кромки. Источник 100 питания переменного напряжения подключен к электродам для подачи высокого переменного напряжения к электродам. Когда амплитуда переменного напряжения достаточно велика, поток 19 газов ионизируется в области наибольшего электрического потенциала, формируя плазму 90. Как упомянуто выше, генераторы 2 плазмы также могут быть размещены далее назад или в направлении вниз по потоку в области 89 задней кромки, вдоль стороны 46 давления и/или стороны 48 разрежения таким образом, что внутренние электроды 3 устанавливаются заподлицо с основанием 34 задней кромки, как показано на фиг.9 и 10.

Плазма 90, в общем, начинается на кромке 102 внешнего электрода 4, который открыт к потоку 19 газа и продолжается вдоль области 104, проецируемой внешним электродом 4, который покрыт диэлектрическим материалом 5. Когда генераторы 2 плазмы на стороне давления и/или стороне разрежения включены, плазма 90 образует индуцированный поток 70 пограничного слоя, который протекает от потока 83 пограничного слоя, со стороны давления и/или стороны разрежения, к основанию 34 задней кромки, и формирует расширенное сужающееся виртуальное удлинение 91 задней кромки, продолжающееся в направлении D вниз по потоку или в направлении назад от основания 34 задней кромки.

Когда генераторы 2 плазмы выключены, виртуальное удлинение 91 задней кромки исчезает, и основание 34 задней кромки становится эффективной задней кромкой в области 89 задней кромки. Генераторы 2 плазмы могут работать в одном из установившегося и неустановившегося режимов. Электронный контроллер 51 может использоваться для управления и включения и выключения генераторов 2 плазмы и активной системы зазора, если двигатель оборудован такой.

Настоящее изобретение было описано в виде иллюстрации. Следует понимать, что использовавшаяся здесь терминология предназначена, по своей природе, скорее, для описания, чем для ограничения. Хотя выше было описано то, что рассматривается как предпочтительные и примерные варианты выполнения настоящего изобретения, другие модификации изобретения будут очевидны для специалистов в данной области техники из приведенного здесь описания, и поэтому желательно, чтобы все такие модификации были закреплены в приложенной формуле изобретения как соответствующие истинной сущности и объему изобретения.

В соответствии с этим то, что должно быть защищено патентной грамотой, представляет собой изобретение в том виде, как оно определено и представлено отличительно в следующей формуле изобретения.

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

2. генераторы плазмы

3. внутренние электроды

4. внешние электроды

5. диэлектрический материал

6. канавки

8. центральная ось двигателя

10. газотурбинный двигатель

11. система уменьшения завихрений на задней кромке

12. вентилятор

14. окружающий воздух

16. бустер или компрессор низкого давления (КНД)

18. компрессор высокого давления (КВД)

19. поток газа

20. камера сгорания

22. турбина высокого давления (ТВД)

24. турбина низкого давления (ТНД)

26. внешняя стенка

28. вал низкого давления

29. ротор высокого давления

30. сопло турбины

31. узел лопаток

32. лопатки

33. ряд

34. основание задней кромки

35. воздух охлаждения

38. внутренние пояса

39. аэродинамические профили

40. внешние пояса

42. сегменты

43. ступень компрессора высокого давления

44. отверстия облицовки

45. воздух на выходе компрессора

46. сторона давления

47. выходной фланец

48. сторона разрежения

49. отверстия пленочного охлаждения

50. каналы для потока

51. электронный контроллер

52. внутренние горячие поверхности

54. внешняя горячая поверхность

56. полость для воздуха охлаждения

70. индуцированный поток пограничного слоя

72. кольцевая насадка

74. внутренняя облицовка камеры сгорания

76. внешняя облицовка камеры сгорания

80. лопасти турбины

82. кончик аэродинамического профиля

83. поток пограничного слоя

84. основание аэродинамического профиля

86. платформа лопасти

89. область задней кромки

90. плазма

91. виртуальное удлинение задней кромки

100. источник питания переменного напряжения

102. кромка

104. область

С - направление вдоль хорды

D - направление вниз по потоку

Т - толщина

S - размах

HP - направление размаха

ПК - передняя кромка

ЗК - задняя кромка

1. Система (11) снижения завихрений на задней кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, содержащая:
аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя, продолжающийся в направлении (С) вдоль хорды между передней кромкой (ПК) и задней кромкой (ЗК) аэродинамического профиля и продолжающийся наружу в направлении (HP) размаха от основания (84) аэродинамического профиля до кончика (82) аэродинамического профиля, при этом упомянутый аэродинамический профиль (39), имеет стороны (46, 48) давления и разрежения, продолжающиеся в упомянутом направлении (С) вдоль хорды между передней кромкой (ПК) и задней кромкой (ЗК), а также основание (34) задней кромки и область (89) задней кромки (ЗК), включающую в себя основание (34) задней кромки, причем предусмотрены один или больше генераторов (2) плазмы, установленных на внешней стенке (26) аэродинамического профиля (39) и продолжающихся, по меньшей мере, частично в упомянутом направлении (HP) размаха, вдоль стороны (46) давления и/или стороны (48) разрежения для формирования в упомянутой области (89) задней кромки сужающегося в направлении вниз по потоку, индуцированного плазмой виртуального удлинения задней кромки.

2. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая первое множество генераторов (2) плазмы на стороне (46) давления аэродинамического профиля (39), и второе множество генераторов (2) плазмы на стороне (48) разрежения аэродинамического профиля (39).

3. Система (11) по п.1 или 2, в которой генераторы (2) плазмы, включают в себя внутренний и внешний электроды (3, 4), разделенные диэлектрическим материалом (5).

4. Система (11) по п.3, в которой диэлектрический материал (5) расположен внутри канавок (6) на внешней горячей поверхности (54) внешней стенки (26) аэродинамического профиля (39).

5. Способ эксплуатации системы (11) снижения завихрений на заднее кромке аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, в котором: включают один или больше генераторов (2) плазмы, проходящих в направлении размаха аэродинамического профиля (39) в области (89) задней кромки аэродинамического профиля (39) и установленных на внешней стенке (26) аэродинамического профиля (39), причем аэродинамический профиль (39) продолжается в направлении (С) вдоль хорды между передней кромкой (ПК) и задней кромкой (ЗК) аэродинамического профиля и продолжается наружу в направлении (HP) размаха от основания (84) аэродинамического профиля до кончика (82) аэродинамического профиля, при этом аэродинамический профиль (39) имеет стороны (46, 48) давления и разрежения, продолжающиеся в упомянутом направлении (С) вдоль хорды между передней кромкой (ПК) и задней кромкой (ЗК), а также основание (34) задней кромки и область (89) задней кромки (ЗК), включающую в себя основание (34) задней кромки.

6. Способ по п.5, в котором осуществляют подачу переменного напряжения к внутренним и внешним электродам (3, 4) генератора (2) плазмы, разделенным диэлектрическим материалом (5).

7. Способ по п.6, в котором генератор (2) плазмы работает в установившемся или неустановившемся режиме.



 

Похожие патенты:

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 области газотурбинных двигателей, в частности турбореактивных двигателей, и касается направляющей лопатки, расположенной внутри компрессора.

Изобретение относится к энергомашиностроению, в частности к осевым газовым турбинам предельно высокотемпературных газотурбинных установок. .

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. .

Изобретение относится к конструкции лопаток большой длины ротора паровой турбины. .

Изобретение относится к газотурбостроению, где создаются и используются лопаточные турбомашины - турбины и компрессоры. .

Изобретение относится к поточному каналу для компрессора, который расположен концентрично вокруг проходящей в осевом направлении оси машины и для направления в осевом направлении основного потока ограничен круглой в поперечном сечении ограничительной стенкой, при этом ограничительная стенка имеет множество распределенных по окружности проходов обратного потока, через которые ответвляемый из основного потока в месте отбора частичный поток направляется обратно в основной поток в лежащем по потоку выше места отбора месте ввода, и который содержит расположенные лучевидно в поточном канале перья лопаток лопаточного венца, при этом вершины перьев лопаток лежат противоположно ограничительной стенке с образованием зазора, при этом перья рабочих лопаток установлены с возможностью движения в заданном направлении вращения вдоль окружности ограничительной стенки, или ограничительная стенка установлена с возможностью движения в заданном направлении вращения относительно перьев направляющих лопаток лопаточного венца.

Изобретение относится к турбореактивным двигателям (ТРД) и газотурбинным двигателям (ГТД), а также газовым осевым компрессорам и паровым турбинам. .

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

Изобретение относится к компрессору, в частности вентилятору турбореактивного двигателя, содержащему ступицу (36) и множество лопаток, каждая из которых жестко закреплена своим основанием (16) на ступице

Колесо компрессора с облегченными лопатками включает в себя диск и приваренные к нему облегченные лопатки. Облегченная лопатка состоит из двух частей, соединенных между собой сваркой. В каждой части лопатки выполнены полости таким образом, что соседние полости образуют ребра, вершинами которых между собой соединены обе части лопатки в корневой области. Ребра в корневой области лопатки ориентированы преимущественно радиально по отношению к оси вращения. В средней и периферийной областях ребра изогнуты таким образом, что ребра одной части лопатки скрещиваются с ребрами другой части лопатки, соединяясь между собой по контактным площадкам. Выбор геометрических размеров, количества и направления ребер, количества, формы и расположения контактных площадок осуществляется исходя из условий статического и динамического нагружения лопаток и колеса компрессора. Достигается минимизация массы рабочих лопаток и массы колес компрессора. 3 ил.

Рабочее колесо центробежного компрессора турбомашины имеет по меньшей мере одну лопатку (24), присоединенную к ступице (26) рабочего колеса посредством галтели (27). Лопатка продолжается вдоль хорды, образованной между передней кромкой (28) и задней кромкой лопатки. Галтель (27) имеет форму, которая изменяется непрерывно вдоль хорды. Галтель (27) представляет собой участок (Р) эллипса (Е1). Галтель (27) подвергается изменению посредством непрерывного изменения длин осей эллипса. Достигается оптимальное распределение механической прочности лопатки вдоль хорды. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Лопасть рабочего колеса турбомашины содержит аэродинамический профиль с корытом, спинкой, задней и передней кромками, а также полку, проходящую от одного из концов аэродинамического профиля перпендикулярно его продольному направлению. Лопасть вместе с множеством одинаковых лопастей образовывает кольцо. Аэродинамические профили кольца установлены радиально. Смежные полки лопастей объединены попарно для образования непрерывной поверхности между их аэродинамическими профилями, соединяющей корыто аэродинамического профиля со спинкой соседнего аэродинамического профиля. Указанная поверхность в верхней по потоку половине аэродинамического профиля содержит выступ, расположенный ближе к корыту, чем к спинке, и углубленный канал, расположенный между ней и корытом. Выступ отделен от корыта посредством упомянутого углубленного канала. Другие изобретения группы относятся к участку соплового аппарата турбомашины и рабочему лопастному колесу, содержащим указанные выше лопасти. Еще одно изобретение относится к турбомашине, содержащей указанное выше рабочее лопастное колесо. Изобретение позволяет снизить потери в межлопастном канале без существенного увеличения стоимости изготовления турбомашины. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх