Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя



Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя
Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя
Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя
Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя
Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя
Обогащенный плазмой быстро расширяющийся переходный канал газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2463459:

ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (US)

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

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям и, в частности, к переходным каналам между турбинами низкого давления и высокого давления таких двигателей.

Уровень техники

Газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа в общем случае включает в себя передний вентилятор и вспомогательный компрессор или компрессор низкого давления, средний двигатель внутреннего канала и турбину низкого давления, которая питает вентилятор и вспомогательный компрессор или компрессор низкого давления. Двигатель внутреннего канала включает в себя компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, соединенные последовательно в направлении потока. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления двигателя внутреннего канала взаимосвязаны посредством вала высокого давления. Компрессор высокого давления, турбина и вал высокого давления, по существу, образуют ротор высокого давления. Воздух, находящийся под высоким давлением из компрессора высокого давления, затем смешивается с топливом в камере сгорания и сжигается, образуя высокоэнергетический поток газа. Этот поток газа протекает через турбину высокого давления, приводя во вращение ее и вал высокого давления, который, в свою очередь, приводит во вращение компрессор.

Поток газа, выходящий из турбины высокого давления, распространяется через вторую турбину, или турбину низкого давления. Эта турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор и вспомогательный компрессор посредством вала низкого давления, причем все эти конструктивные элементы образуют ротор низкого давления. Вал низкого давления проходит сквозь ротор высокого давления. Наибольшая доля вырабатываемой тяги создается вентилятором. Морские или промышленные газотурбинные двигатели имеют турбины низкого давления, которые снабжают энергией генераторы, гребные винты судов, насосы и другие устройства, а в турбовинтовых двигателях турбины низкого давления используются для снабжения, обычно осуществляемого посредством редуктора, - гребных винтов энергией.

Крупные турбовентиляторные двигатели, выпускаемые современной промышленностью, обладают более высокими эксплуатационными КПД, имея при этом конфигурации с более высокими степенями пропускания и увеличенные переходные каналы между турбинами высокого и низкого давления. Чтобы повысить КПД турбины низкого давления, проточный канал газа в переходном канале между турбинами высокого и низкого давления расширяют до большего радиуса. Для экономии веса двигателя весьма желательно иметь переходный канал наименьшей возможной длины. Однако, если длина переходного канала оказывается слишком малой, он становится быстро расширяющимся каналом, который вызывает отрыв потока вблизи пограничного слоя от радиально внешней стенки переходного канала и вызывает нежелательные потери давления.

ЕР 1413713 описывает средство для улучшения характеристик газотурбинного двигателя путем применения управления потоком текучей среды в межтурбинном канале, соединяющим каскад турбины высокого давления и соответствующий каскад турбины низкого давления посредством обеспечения самовсасывающего узла для предотвращения отрыва пограничного слоя вдоль внешней поверхности посредством отбора текучей среды с низкой кинетической энергией, которая участвует в отрыве пограничного слоя.

Желательно иметь конструкцию, которая может предотвратить отрыв потока и при этом имеет быстро расширяющийся и короткий переходный канал.

Раскрытие изобретения

Система обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала включает в себя межтурбинный переходный канал газотурбинного двигателя, имеющий вход канала и выход канала позади и ниже по течению от входа канала, радиально отстоящие друг от друга конические радиально внутреннюю и внешнюю стенки канала, проходящие в осевом направлении между входом канала и выходом канала, и конический плазменный генератор для создания плазмы вдоль внешней стенки канала.

В возможном варианте осуществления системы конический плазменный генератор установлен на внешнюю стенку канала. Конический плазменный генератор включает в себя радиально внутренний и внешний электроды, разделенные диэлектрическим материалом. К электродам подсоединен источник питания переменного тока для подачи потенциала высокого напряжения переменного тока на электроды. Диэлектрический материал расположен внутри конической канавки на обращенной радиально внутрь поверхности внешней стенки канала.

В другом возможном варианте осуществления системы межтурбинный переходный канал расположен вокруг центральной оси двигателя и имеет входной внешний радиус, простирающийся от центральной оси до внешней стенки канала на входе канала, выходной внешний радиус, простирающийся от центральной оси до внешней стенки канала на выходе канала, входную радиальную высоту, простирающуюся между внутренней и внешней стенками канала на входе канала, и длину канала, простирающуюся между входом канала и выходом канала. Имеется разность между входным внешним радиусом и выходным внешним радиусом. Эта разность, деленная на входную радиальную высоту, больше величины 0,375, умноженной на длину, деленную на входную радиальную высоту.

В еще одном возможном варианте осуществления системы имеются входная область, простирающаяся между внутренней и внешней стенками канала на входе канала, выходная область, простирающаяся между внутренней и внешней стенками канала на выходе канала, и входная радиальная высота, простирающаяся между внутренней и внешней стенками канала на входе канала. Отношение площадей, равное площади выходной области, деленной на площадь входной области, больше величины 0,2067, умноженной на длину, деленную на входную радиальную высоту.

Способ эксплуатации газотурбинного двигателя, имеющего систему обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала, заключается в том, что формируют плазму вдоль конической внешней стенки канала, межтурбинного переходного канала газотурбинного двигателя системы обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала.

Краткое описание чертежей

Вышеизложенные аспекты и другие признаки изобретения поясняются в нижеследующем описании, приводимом со ссылками на прилагаемые чертежи, при этом:

на фиг.1 представлено изображение продольного сечения возможного варианта осуществления авиационного газотурбинного двигателя с системой обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала для межтурбинного переходного канала между секциями турбин высокого и низкого давления двигателя;

на фиг.2 представлено увеличенное изображение межтурбинного переходного канала с плазменным генератором системы обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала, проиллюстрированной на фиг.1;

на фиг.3 представлено увеличенное изображение плазменного генератора, проиллюстрированного на фиг.2;

на фиг.4 представлено схематическое изображение межтурбинного переходного канала, проиллюстрированного на фиг.2;

на фиг.5 представлено схематическое изображение входа межтурбинного переходного канала, показанного на фиг.4;

на фиг.6 представлено схематическое изображение выхода межтурбинного переходного канала, показанного на фиг.4.

Осуществление изобретения

На фиг.1 изображен возможный турбовентиляторный газотурбинный двигатель 10, расположенный вокруг центральной оси 8 двигателя и имеющий вентилятор 12, который принимает окружающий воздух 14, вспомогательный компрессор или компрессор низкого давления (КНД), обозначенный позицией 16, компрессор высокого давления (КВД), обозначенный позицией 18, камеру 20 сгорания, в которой происходит смешение топлива с воздухом 14, сжимаемым КВД 18, для образования горючих газов, которые текут вниз по течению через турбину высокого давления (ТВД), обозначенную позицией 22, и турбину низкого давления (ТНД), обозначенную позицией 24, выходя из которой горючие газы выбрасываются из двигателя 10. ТВД 22 соединена с КВД 18, по существу, образуя ротор 29 высокого давления. Вал 28 низкого давления соединяет ТНД 24 и с вентилятором 12, и с компрессором 16 низкого давления. Второй вал, или вал низкого давления, обозначенный позицией 28, по меньшей мере, частично расположен с возможностью вращения соосно с первым ротором или ротором высокого давления и радиально внутри этого ротора.

Изображенная на фиг.2 и 3 система 11 обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала включает в себя межтурбинный переходный канал 114, находящийся между турбиной 22 высокого давления и турбиной 24 низкого давления, который включает в себя радиально отстоящие друг от друга конические радиально внутреннюю и внешнюю стенки 60 и 62 канала соответственно. Обращаясь к фиг.2 и 4, отмечаем, что переходный канал 114 имеет вход 64 канала и выход 66 канала сзади и ниже по течению от входа канала. Вход 64 канала имеет входную радиальную высоту HI между внутренней и внешней стенками 60 и 62 канала, а выход 66 канала имеет выходную радиальную высоту HO между внутренней и внешней стенками 60 и 62 канала. Радиальные высоты измеряются вдоль радиуса двигателя по нормали к центральной оси 8 двигателя. Выходная высота НО существенно больше, чем входная высота HI.

Обращаясь к фиг.3, отмечаем, что система 11 обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала включает в себя конический плазменный генератор 2 для создания конической плазмы 90 вдоль внешней стенки 62 канала. В возможном варианте осуществления конического плазменного генератора 2, иллюстрируемом на рассматриваемом чертеже, плазменный генератор 2 установлен на внешнюю стенку 62 канала на входе 64 канала или около этого входа. Конический плазменный генератор 2 включает в себя радиально внутренний и внешний электроды 3, 4, разделенные диэлектрическим материалом 5. Диэлектрический материал 5 расположен внутри конической канавки 6 на обращенной радиально внутрь поверхности 7 внешней стенки 62 канала. К электродам подсоединен источник 100 питания переменного тока для подачи потенциала высокого напряжения переменного тока на электроды.

Когда амплитуда переменного тока достаточно велика, воздух ионизируется в области наибольшего электрического потенциала, образуя плазму 90. Плазма 90 обычно начинается на краю 102 радиально внутреннего электрода 3, который открыт для воздействия воздуха, и распределяется поверх области 104 проекции внешнего электрода, который покрыт диэлектрическим материалом 5. Плазма 90 (ионизированный воздух) в присутствии градиента электрического поля создает силу, воздействующую на окружающий воздух, расположенный радиально изнутри от плазмы 90, что приводит к созданию виртуального аэродинамического профиля, который вызывает изменение в распределении давления по обращенной радиально внутрь поверхности 7 внешней стенки 62 канала.

Воздух около электродов слабо ионизирован, поэтому нагревание воздуха оказывается незначительным или вообще не происходит. Изменение в распределении давления предотвращает отрыв потока, когда конический плазменный генератор 2 включен. Известно, что использование плазменных генераторов с аэродинамическими профилями продемонстрировало возможность предотвращать отрыв потока от аэродинамических профилей.

Практика проектирования в настоящее время предусматривает ограничения, позволяющие избежать отрыва воздушного потока 36 в переходном канале 114 и распространяющиеся на геометрию переходного канала. Одно такое ограничение состоит в том, что (DR/HI) меньше чем 0,375 (L/HI). Обращаясь к фиг.4, отмечаем, что входная радиальная высота HI - это расстояние между внутренней и внешней стенками 60 и 62 канала на входе 64 канала, a L - это длина между входом 64 канала и выходом 66 канала. DR - это разность между входным внешним радиусом RI внешней стенки 62 канала на входе 64 канала и выходным внешним радиусом RO внешней стенки 62 канала на выходе 66 канала, имеющемся в переходном канале 114. Радиусы R измеряются от и по нормали к центральной оси 8 двигателя. Когда отношение (DR/HI) больше чем 0,375 (L/HI), вероятность отрыва воздушного потока 36 в переходном канале 114 более велика и вызывает значительные потери давления в переходном канале 114. Поэтому в одном варианте осуществления переходному каналу 114 придана такая конструкция, что разность (DR), деленная на входную радиальную высоту (HI), больше величины 0,375, умноженной на длину (L), деленную на входную радиальную высоту (HI).

Другая практика проектирования накладывает ограничение на параметр AR отношения площадей, которое равно частному от деления площади выходной области АЕ на площадь входной области AI переходного канала 114. Как показано на фиг.4, 5 и 6, площадь выходной области АЕ представляет собой кольцевую зону между внутренней и внешней стенками 60 и 62 канала на выходе 66 канала, а площадь входной области AI представляет собой кольцевую зону между внутренней и внешней стенками 60 и 62 канала на входе 64 канала. Когда AR больше величины 0,2067 (L/HI), отрыв воздушного потока 36 в переходном канале 114 также более вероятен и вызывает значительные потери давления в переходном канале 114. Система 11 обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала позволяет конструировать и строить газотурбинные двигатели, в частности авиационные газотурбинные двигатели, не допускающие отрыв потока и имеющие отношение (DR/HI) больше чем 0,375 (L/HI) или AR больше чем 0,2067 (L/HI).

Настоящее изобретение описано иллюстративным образом. Следует понять, что употреблявшаяся терминология предназначена для того, чтобы дать представление о природе слов, употребляемых при описании, а не носит характер ограничения. Хотя в описании рассмотрено то, что считается предпочтительными и возможными вариантами осуществления настоящего изобретения, другие модификации изобретения станут очевидными для специалистов в данной области техники в свете приведенных положений, и поэтому желательно понять, что все такие модификации охватываются прилагаемой формулой изобретения и находятся в рамках истинного существа и объема притязаний изобретения.

РАСШИФРОВКА ПОЗИЦИЙ ЧЕРТЕЖЕЙ

2. Плазменный генератор

3. Внутренние электроды

4. Внешние электроды

5. Диэлектрический материал

6. Коническая канавка

7. Обращенная внутрь поверхность

8. Центральная ось двигателя

10. Газотурбинный двигатель

11. Система обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала

12. Вентилятор

14. Окружающий воздух

16. Вспомогательный компрессор или компрессор низкого давления (КНД)

18. Компрессор высокого давления (КВД)

20. Камера сгорания

22. Турбина высокого давления (ТВД)

24. Турбина низкого давления (ТНД)

28. Вал низкого давления

29. Ротор высокого давления

36. Воздушный поток

60. Внутренняя стенка канала

62. Внешняя стенка канала

64. Вход канала

66. Выход канала

90. Плазма

100. Источник питания переменного тока

102. Край

104. Область

114. Переходный канал

АЕ - Выходная область

AI - Входная область

HI - Входная высота

НО - Выходная высота

L - Длина

RI - Входной внешний радиус

O - Выходной внешний радиус

R - Радиусы

1. Система (11) обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала, содержащая межтурбинный переходный канал (114) газотурбинного двигателя, имеющий вход (64) канала и выход (66) канала позади и ниже по течению от входа канала, радиально отстоящие друг от друга конические радиально внутреннюю и внешнюю стенки (60 и 62) канала, расположенные в осевом направлении между входом (64) канала и выходом (66) канала, и конический плазменный генератор (2) для создания конической плазмы (90) вдоль внешней стенки (62) канала.

2. Система (11) по п.1, в которой конический плазменный генератор (2) установлен на внешнюю стенку (62) канала.

3. Система (11) по п.2, в которой конический плазменный генератор (2) включает в себя радиально внутренний электрод (3) и радиально внешний электрод (4), при этом радиально внутренний электрод (3) и радиально внешний электрод (4) разделены диэлектрическим материалом (5).

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

5. Система (11) по п.4, в которой диэлектрический материал (5) расположен внутри конической канавки (6) на обращенной радиально внутрь поверхности (7) внешней стенки (62) канала.

6. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая диэлектрический материал (5), расположенный внутри конической канавки (6) на обращенной радиально внутрь поверхности (7) внешней стенки (62) канала.

7. Система (11) по п.1, в которой межтурбинный переходный канал (114), расположенный вокруг центральной оси (8) двигателя, входной внешний радиус (RI), простирающийся от центральной оси (8) до внешней стенки (62) канала на входе (64) канала, выходной внешний радиус (RO), простирающийся от центральной оси (8) до внешней стенки (62) канала на выходе (66) канала, входная радиальная высота (HI), простирающаяся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала, длина (L) канала, простирающаяся между входом (64) канала и выходом (66) канала, разность (DR) между входным внешним радиусом (RI) и выходным внешним радиусом (RO), и при этом разность (DR), деленная на входную радиальную высоту (HI), больше величины 0,375, умноженной на длину (L), деленную на входную радиальную высоту (HI).

8. Система (11) по п.1, в которой межтурбинный переходный канал (114), расположенный вокруг центральной оси (8) двигателя, входная область (AI), простирающаяся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала, выходная область (АЕ), простирающаяся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на выходе (66) канала, входная радиальная высота (HI), простирающаяся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала, длина (L) канала, простирающаяся между входом (64) канала и выходом (66) канала, отношение (AR) площадей областей, равное площади выходной области (АЕ), деленной на площадь входной области (AI), и при этом отношение (AR) площадей областей больше величины 0,2067, умноженной на длину (L), деленную на входную радиальную высоту (HI).

9. Способ эксплуатации газотурбинного двигателя, имеющего систему (11) обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала, заключающийся в том, что формируют коническую плазму (90) вдоль конической внешней стенки (62) канала в межтурбинном переходном канале (114) газотурбинного двигателя системы (11) обогащенного плазмой быстро расширяющегося канала.

10. Способ по п.9, дополнительно содержащий межтурбинный переходный канал (114), расположенный вокруг центральной оси (8) двигателя; входной внешний радиус (RI), простирающийся от центральной оси (8) до внешней стенки (62) канала на входе (64) канала, выходной внешний радиус (RO), простирающийся от центральной оси (8) до внешней стенки (62) канала на выходе (66) канала, входную радиальную высоту (HI), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала, длину (L) канала, простирающуюся между входом (64) канала и выходом (66) канала, разность (DR) между входным внешним радиусом (RI) и выходным внешним радиусом (RO), и при этом разность (DR), деленная на входную радиальную высоту (HI), больше величины 0,375, умноженной на длину (L), деленную на входную радиальную высоту (HI).

11. Способ по п.9, дополнительно содержащий межтурбинный переходный канал (114), расположенный вокруг центральной оси (8) двигателя, входную область (AI), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала, выходную область (АЕ), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на выходе (66) канала, входную радиальную высоту (HI), простирающуюся между внутренней и внешней стенками (60, 62) канала на входе (64) канала, длину (L) канала, простирающуюся между входом (64) канала и выходом (66) канала, отношение (AR) площадей областей, равное площади выходной области (АЕ), деленной на площадь входной области (AI), и при этом отношение (AR) площадей областей больше величины 0,2067, умноженной на длину (L), деленную на входную радиальную высоту (HI).



 

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 устройству для крепления, которое содержитсредства соединения в паз края суппорта детали суппорта и стабилизирующего края стабилизирующей детали, иудерживающую деталь для удержания соединенных в паз края суппорта и стабилизирующего края,при этом устройство для крепления характеризуется тем, что оно содержит средства удержания для противодействия относительному вращению края суппорта и стабилизирующего края.

Изобретение относится к конструкции сопловых аппаратов малорасходных активных турбин с парциальным подводом газа и может быть использовано в энергетическом машиностроении.

Изобретение относится к области авиации и газотурбинных установок наземного применения, а именно к компрессорам высокого давления двухконтурных турбореактивных двигателей и методам управления ступенями поворотных лопаток статора компрессора.

Изобретение относится к энергомашиностроению, в частности к газовым турбинам или компрессорам с регулируемыми направляющими лопатками

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

Изобретение относится к конструкции выходного устройства турбины, а именно к элементам связи между корпусом турбины и ее внутренними элементами

Изобретение относится к выпускному картеру в газотурбинном двигателе, таком как авиационный турбореактивный двигатель, и, в частности, к герметизации полости ступицы в выпускном картере
Наверх