Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы



Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы
Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы

 


Владельцы патента RU 2471996:

ДЖЕНЕРАЛ ЭЛЕКТРИК КОМПАНИ (US)

Система снижения образования вихрей включает аэродинамический профиль, простирающийся в направлении размаха профиля от торцевой стенки, округление между аэродинамическим профилем и торцевой стенкой, зону передней кромки округления рядом и вокруг передней кромки аэродинамического профиля, а также генераторы плазмы. Генераторы плазмы простираются в направлении размаха профиля через округление в зоне передней кромки и выполнены с возможностью производить плазму, простирающуюся над частью округления в области передней кромки. В другом варианте система снижения образования вихрей содержит блок лопаток, включающий в себя венец лопаток газотурбинного двигателя, каждая из которых имеет аэродинамический профиль и простирается по радиусу в направлении размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами. Каждый аэродинамический профиль имеет внешнюю стенку, простирающуюся в направлении хорды между противоположными передней и задней кромками, скругления между аэродинамическим профилем и внутренним и внешним обручами, зоны передней кромки округлений около и вокруг передней кромки аэродинамического профиля, а также генераторы плазмы. Генераторы плазмы простираются в направлении размаха профиля через скругление в зонах передней кромки. Еще одно изобретение группы относится к способу работы системы снижения образования вихрей, в соответствии с которым включают питание генераторов плазмы для образования плазмы, простирающейся над частью скругления в зоне передней кромки аэродинамического профиля газотурбинного двигателя. Изобретения позволяют повысить аэродинамические характеристики лопатки газотурбинного двигателя. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к аэродинамике и охлаждению горячего аэродинамического профиля турбины и поверхностей торцевой стенки в зоне, где аэродинамический профиль и торец встречаются, как, например, пересечение аэродинамического профиля лопатки турбины и обручей, между которыми они выступают по радиусу и, например, пересечение рабочих лопаток турбины и оснований, из которых они выступают по радиусу наружу.

Уровень техники

Типичный газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа обычно включает в себя передний вентилятор и компрессор низкого давления (усилитель), средний внутренний контур двигателя и турбину низкого давления, которая приводит в действие вентилятор и усилитель (или компрессор низкого давления). Внутренний контур двигателя включает в себя компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, расположенные последовательно по потоку. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления внутреннего контура двигателя соединены валом высокого давления. Воздух высокого давления из компрессора высокого давления смешивается с топливом в камере сгорания и воспламеняется, образуя поток газа с очень высокой тепловой энергией. Поток газа проходит через турбину высокого давления, заставляя вращаться ее и вал высокого давления, который, в свою очередь, вращает компрессор высокого давления.

Поток газа, выходящий из турбины высокого давления, расширяется при прохождении второй турбины (или турбины низкого давления). Турбина низкого давления вращает вентилятор и компрессор усилителя с помощью вала низкого давления. Вал низкого давления проходит через ротор высокого давления. Большая часть производимой реактивной силы генерируется вентилятором. Морские или промышленные газотурбинные двигатели имеют турбины низкого давления, которые приводят в действие генераторы, корабельные винты, насосы и другие механизмы, в то время как турбовинтовые двигатели для того, чтобы приводить в движение винты, используют турбины низкого давления, обычно через редуктор.

Турбины высокого и низкого давления имеют, по крайней мере, одно сопло турбины, включающее, по крайней мере, один ряд разнесенных по окружности аэродинамических профилей или лопаток, выступающих по радиусу между внутренним и наружным обручами. Обычно полые лопатки имеют внешнюю стену, охлаждаемую охлаждающим воздухом от компрессора. Горячие газы, протекающие над внешней стенкой охлаждаемой лопатки турбины, создают поток и теплые пограничные слои вдоль горячих внешних поверхностей внешней стенки лопатки и горячих поверхностей торцевой стенки внутреннего и внешнего обручей, над которыми проходят горячие газы. Турбины высокого и низкого давления, к тому же, имеют, по крайней мере, один ряд рабочих лопаток турбины, включая аэродинамические профили, разнесенные по кругу, вытянутые по радиусу во внешнюю сторону от плоскостей лопасти турбины. Плоскости лопасти турбины и радиальные внутренние и внешние обручи также называются торцевыми стенками по отношению к аэродинамическим профилям, особенно в зоне пересечений аэродинамических профилей и обручей и плоскостей лопасти.

Когда поток горячего газа приближается к аэродинамическому профилю турбины, вдоль поверхностей аэродинамических поверхностей и поверхностей торцевой стенки образуются пограничные слои. На скруглении между аэродинамическими профилями и торцевыми стенками два пограничных слоя сливаются и создают перепад давления внутри пограничных слоев. Этот перепад давления может образовать пару П-образных вихрей на передней кромке округления, один на стороне повышенного давления, а другой на стороне пониженного давления аэродинамического профиля. Вихрь со стороны повышенного давления перемещается вниз по потоку вдоль поверхности торцевой стенки. Вихрь со стороны пониженного давления перемещается вниз по потоку вдоль стороны пониженного давления стенки аэродинамического профиля и движется по радиусу в сторону от торцевой стенки, когда они приближаются к задней кромке аэродинамического профиля. Эти вихри вызывают потерю давления и увеличение нагрева поверхности. Для улучшения аэродинамики и снижения нагрева поверхности желательно предельно уменьшить силу П-образных вихрей.

Документ ЕР 1411209 описывает проток охлаждающего воздуха вдоль входного патрубка внутреннего и внешнего кожуха для лопатки газовой турбины. Документ ЕР 1221536 описывает структуру охлаждения для газовой турбины, включающей в себя отверстия диффузии охлажденного воздуха, сформированные из внутренней поверхности во внешнюю поверхность платформы.

Раскрытие изобретения

Система, снижающая образование вихрей по передней кромке, включает аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, вытянутый в направлении размаха профиля в сторону от торцевой стенки, скругление между аэродинамическим профилем и торцевой стенкой и передней кромкой зоны около и вокруг передней кромки аэродинамического профиля. Генераторы плазмы, один или более, ориентированы в направлении размаха профиля вплоть до скругления в зоне передней кромки, а генераторы плазмы могут использоваться для производства плазмы, распространяющейся над частью скругления в зоне передней кромки.

Генераторы плазмы могут устанавливаться на внешней стенке аэродинамического профиля. Первая часть генераторов плазмы может устанавливаться на стороне повышенного давления аэродинамического профиля, а вторая часть генераторов плазмы может устанавливаться на стороне пониженного давления аэродинамического профиля. Генераторы плазмы могут иметь внутренние или внешние электроды, отделенные диэлектриком, и диэлектрик можно располагать внутри канавки на внешней горячей поверхности внешней стенки аэродинамического профиля. Источник переменного тока соединяется с электродами для подачи на них высоковольтного переменного напряжения.

Систему можно использовать с лопаткой сопла турбины высокого давления, включая аэродинамический профиль, простирающийся по радиусу в направлении размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами, соответственно, и торец стенки является одним из обручей. Система может использовать лопасть ротора турбины высокого давления, включая аэродинамический профиль, простирающийся радиально наружу из основания аэродинамического профиля на плоскости лопасти, и торец стенки является плоскостью лопасти.

Один способ действия системы, снижающей образование вихрей на передней кромке, включает активацию одного или более генераторов плазмы для образования плазмы, выступающей над частью скругления в зоне передней кромки аэродинамического профиля газотурбинного двигателя. Далее метод может включать использование первой части генераторов плазмы, установленных на стороне повышенного давления аэродинамического профиля, и второй части генераторов плазмы, установленных на стороне пониженного давления аэродинамического профиля, для образования плазмы на сторонах повышенного давления и пониженного давления аэродинамического профиля, соответственно. Генераторы плазмы могут функционировать в устойчивом или неустойчивом режимах.

Изобретение обеспечивает улучшения в аэродинамике и охлаждении горячего аэродинамического профиля турбины и поверхностей торцевой стенки в области, где встречаются аэродинамический профиль и торцевая стенка.

Краткое описание чертежей

Вышеуказанные аспекты и другие свойства изобретения объясняются в последующих описаниях, взятых в связи с прилагаемыми чертежами, в которых

Фиг.1 - это изображение продольного разреза образцового варианта газотурбинного двигателя самолета с системой снижения образования вихрей на передней кромке, показанного для лопаток турбин и лопаток ротора в части турбины высокого давления двигателя;

Фиг.2 - это увеличенный вид лопаток и лопастей, показанных на фиг.1;

Фиг.3 - это аксонометрическое изображение лопаток и генераторов плазмы, связанных с внешним обручем блока лопаток, показанных на фиг.2;

Фиг.4 - это аксонометрическое изображение лопаток и генераторов плазмы, связанных с внутренним обручем блока лопаток, показанных на фиг.2;

Фиг.5 - это поперечное сечение, вплоть до лопаток, вида, показанного на фиг.3;

Фиг.6 - это аксонометрическое изображение лопасти и генераторов плазмы, показанных на фиг.2;

Фиг.7 - это схематичное изображение включенной системы снижения образования вихрей по передней кромке с генератором плазмы, показанной на фиг.4, и пограничный слой;

Фиг.8 - это аксонометрическое изображение аэродинамического профиля и торцевой стенки с включенной системой снижения образования вихрей на передней кромке с генератором плазмы, показанной на фиг.4 и пограничный слой;

Фиг.9 - это аксонометрическое изображение аэродинамического профиля и торцевой стенки с выключенной системой снижения образования вихрей на передней кромке с генераторами плазмы, показанной на фиг.4.

Осуществление изобретения

На фиг.1 показан типовой двухконтурный газотурбинный двигатель 10, имеющий центральную ось 8 и вентилятор 12, получающий окружающий воздух 14, усилитель или компрессор низкого давления (КНД) 16, компрессор высокого давления (КВД) 18, камеру сгорания 20, турбину высокого давления (ТВД) 22 и турбину низкого давления (ТНД) 24, через которую продукты сгорания выходят из двигателя 10. ТВД 22 присоединяется к КВД 18, по существу, образуя ротор высокого давления 29. Вал низкого давления 28 соединяет ТНД 24 с вентилятором 12 и компрессором низкого давления 16. Второй вал или вал низкого давления 28, который, по крайней мере, частично расположен так, что способен соосно вращаться с первым ротором (или ротором высокого давления) и, одновременно, радиально внутри него. Главная камера сгорания включает в себя внутренние и внешние контуры 74, 76. Главная камера сгорания смешивает топливо с воздухом 14, предварительно сжатым в КВД 18 для генерации газообразных продуктов сгорания или потока газа 19 (на чертеже не показан), который течет вниз по потоку через турбины.

На фиг.2-5 показано турбинное сопло 30 турбины высокого давления 22, через которую поток горячего газа впускается из камеры сгорания 20. Типичный вариант сопла 30 турбины, показанный здесь, имеющий, кроме того, более общее название блок 31 лопаток, включает в себя венец 33, отстоящий по окружности от лопаток 32. Лопатки 32 имеют аэродинамические профили 39, радиально простирающиеся в направлении S размаха профиля, между радиальными внутренним и внешним обручами 38, 40, соответственно. Аэродинамический профиль 39 простирается в направлении С хорды между передней кромкой LE и задней кромкой ТЕ аэродинамического профиля.

В показанном здесь примере осуществления изобретения сопло 30 турбины, обручи с лопатками и аэродинамическими профилями формируются в круговые сегменты 42, обычно, два аэродинамических профиля 39 на один сегмент 42. Может быть более чем два сегмента, и, обычно, между ними в осевом направлении имеются зазоры, соответствующим образом соединенные друг с другом традиционным уплотнителем. Внутренний и внешний обручи 38, 40 аэродинамически служат в качестве аэродинамического профиля торцевой стенки 88 в аэродинамических профилях 39. Часть выпускаемого компрессором воздуха 45 используется для снабжения сопла 30 турбины предварительно сжатым охлажденным воздухом 35 для охлаждения ее различных компонентов, включая полые аэродинамические профили 39 и внутренний и внешний обручи. Кроме того, охлажденный воздух 35 используется для того, чтобы покрывать тонкой холодной пленкой кольцевой защитный кожух 72, окружающий вращающиеся кончики 82 лопастей турбины 22 высокого давления.

Каждый аэродинамический профиль 39 включает в себя внешнюю стенку 26, имеющую сторону 46 высокого давления и противоположную по окружности сторону 48 низкого давления, которая простирается по оси в направлении С хорды между противоположными передней и задней кромками LE, ТЕ соответственно. Аэродинамический профиль 39 и внешние стенки 26 простираются по радиусу в направлении S размаха профиля между внутренним и внешним обручами 38, 40. Обручи обычно отливаются за одно целое с соответствующими лопастями во время начальной стадии их изготовления. Горячий поток выхлопного газа 19 проходит через проходные каналы 50 между аэродинамическими профилями 39. Проходные каналы 50 ограничены внутренними горячими поверхностями 52 относительно потока 19 газа, внутреннего и внешнего обручей 38, 40 и внешних горячих поверхностей 54 внешней тогда стенки 26 вдоль сторон 46, 48 высокого и низкого давления аэродинамических профилей 39.

Внешние поверхности стенок 26 подвергаются пленочному охлаждению, используя предварительно сжатый охлаждающий воздух 45, который представляет собой часть выпускаемого из последней ступени 43 компрессора высокого давления на его выходном торце 18 воздуха 45, как показано на фиг.1 и 2. Часть выходящего из компрессора воздуха 45 обтекает внешний контур 76 камеры сгорания и через отверстия 44 в контуре в выходном фланце 47 внешнего контура 76 камеры сгорания попадает в охлаждающую воздух полость 56. Часть выходящего из компрессора воздуха 45, которая попадает в охлаждающую воздух полость 56, используется как охлаждающий воздух 35 и течет во внутренние полости 41 аэродинамических профилей 39. Отверстия пленочного охлаждения 49 проходят сквозь стенку 26 от холодной поверхности 59 стенки 26 к внешней горячей поверхности 54 стенки 26 в основном вниз по потоку D.

Скругления 34 расположены между аэродинамическими профилями 39 и внутренним и внешним обручами 38, 40 или, в общих чертах, между аэродинамическими профилями 39 и торцевыми стенками 88. Турбина 22 высокого давления включает, по крайней мере, один венец разнесенных по окружности лопастей 80 турбины высокого давления. Каждая из лопастей 80 турбины имеет аэродинамический профиль 39 турбины, проходящий по радиусу из основания 84 аэродинамического профиля к кончику 82 аэродинамического профиля. Основание 84 находится на плоскости 86 лопасти, которая аэродинамически служит как аэродинамический профиль торцевой стенки 88 для аэродинамического профиля 39 турбины. Скругления 34 также расположены между аэродинамическим профилем 39 турбины и плоскостью 86 лопасти или, в общих чертах, между аэродинамическим профилем 39 и торцевыми стенками 88.

Когда поток 19 горячего газа приближается к аэродинамическому профилю 39 турбины, на поверхностях аэродинамического профиля и торцевой стенки образуются пограничные слои. Эти два пограничных слоя сливаются и создают перепад давления внутри пограничных слоев на округлениях 34 между аэродинамическими профилями 39 и торцевыми стенками 88. Этот перепад давления может образовать пару П-образных вихрей в зоне передней кромки 89 скругления 34 рядом и вокруг передней кромки LE аэродинамического профиля 39. Один П-образный вихрь образуется на стороне 46 высокого давления, а другой подковообразный вихрь образуется на стороне 48 низкого давления аэродинамического профиля 39 в зоне 89 передней кромки (как показано на фиг.9). Вихрь, образуемый на стороне давления, перемещается вниз по потоку вдоль поверхности торцевой стенки, а вихрь, образуемый на стороне пониженного давления, движется вниз по потоку вдоль стороны пониженного давления стенки аэродинамического профиля, и когда они приближаются к задней кромке ТЕ аэродинамического профиля 39, они движутся по радиусу от торцевой стенки 88. Эти вихри вызывают снижение давления и увеличивают нагревание поверхности. Для улучшения аэродинамических характеристик и снижения нагрева поверхности желательно минимизировать силу П-образных вихрей.

Система 11 снижения вихрей по передней кромке используется для снижения или минимизирования силы П-образных вихрей в зоне 89 передней кромки между аэродинамическими профилями 39 и торцевыми стенками 88 поблизости от передней кромки LE для того, чтобы улучшить аэродинамические характеристики и снизить нагревание поверхности торцевых стенок и аэродинамических профилей. Вдоль и между каждым аэродинамическим профилем 39 и связанной с ним торцевой стенкой 88 и в зоне 89 передней кромки вдоль или в окрестностях от передней кромки LE аэродинамического профиля 39 расположены один или несколько генераторов 2 плазмы, простирающихся обычно в направлении размаха профиля или в радиальном направлении. Зона 89 передней кромки округления 34 простирается в направлении хорды вокруг аэродинамического профиля 39 через небольшие участки сторон 46, 48 повышенного давления и пониженного давления аэродинамического профиля 39 и включает в себя часть скруглений 34 в окрестностях передней кромки.

В иллюстративном варианте системы 11 снижения образования вихрей на передней кромке, показанной здесь, генераторы 2 плазмы расположены или установлены на сторонах 46, 48 высокого или низкого давления аэродинамического профиля 39 в зоне 89 передней кромки. Генераторы 2 плазмы простираются по размаху профиля или по радиусу от торцевых стенок 88 вплоть до скругления 34 на аэродинамический профиль 39, как показано на фиг.8-9. Генераторы 2 плазмы способны производить плазму 90, простирающуюся над частью скругления 34 в зоне 89 передней кромки. Обратимся к фиг.5, на которой показана система 11, понижающая образование вихрей на передней кромке, включающая в себя два разделенных по направлению хорды генератора 2 плазмы на каждой из сторон 46, 48 высокого или низкого давления аэродинамических профилей 39. На каждой из сторон 46, 48 высокого или низкого давления аэродинамического профиля 39 может быть один или более генераторов 2 плазмы. На фиг.7, каждый из генераторов 2 плазмы включает в себя внутренний или внешний электроды 3, 4, разделенные диэлектрическим материалом 5. Диэлектрический материал 5 располагается внутри вытянутых по размаху профиля канавок 6 во внешних горячих поверхностях 54 наружных стенок 26 аэродинамических профилей 39 и, в частности, в скруглениях 34.

Источник 100 питания переменного тока соединяется с электродами для подачи на них высокого напряжения переменного тока. Разнесенные по хорде генераторы 2 плазмы производят вдоль поверхности аэродинамического профиля плазму 90 в зоне 89 направляющей кромки вдоль скруглений 34. Когда амплитуда переменного тока достаточно велика, поток 19 газа ионизируется в зоне наибольшего электрического потенциала, образуя плазму 90. Генераторы 2 плазмы производят вдоль внешней поверхности плазму 90, которая закрывает скругления 34 в зоне 89 передней кромки. Плазма 90 образует виртуальную аэродинамическую переднюю кромку, которая снижает силу П-образных вихрей.

Плазма 90 обычно начинается на кромке 102 внешнего электрода 4, на который набегает поток 19 газа, и распространяется над площадью 104, определяемой внешним электродом 4, который покрыт диэлектрическим материалом 5. Плазма 90 в присутствии градиента электрического поля производит давление на поток 19 газа, расположенный в скруглениях 34 в зоне 89 передней кромки, как далее показывается на фиг.8. Это индуцирует виртуальную аэродинамическую форму или корпус 92, индуцируемый плазмой, который вызывает изменение в распределении давления над поверхностью внешней стенки 26 аэродинамического профиля 39 в зоне 89 передней кромки скруглений 34. Этот индуцируемый плазмой корпус 92 образует более эффективную переднюю кромку или виртуальную переднюю кромку 94, которая снижает силу П-образных вихрей 96.

При включении генераторов 2 плазмы эффективная передняя кромка в зоне 89 передней кромки увеличивается, включая виртуальную переднюю кромку, которая снижает силу П-образных вихрей. При выключении генераторов 2 плазмы эффективная передняя кромка в зоне 89 передней кромки является физической или действительной передней кромкой в зоне 89 передней кромки, как показано на фиг.9. Генераторы плазмы могут работать как в устойчивом, так и в неустойчивом режимах. Для контроля и включения и выключения генераторов 2 плазмы можно использовать электронный контроллер 51 и активную систему контроля зазоров, если она имеется в двигателе.

Настоящее изобретение описано иллюстративно. Понятно, что используемая терминология предназначена для описания, а не для ограничения. Хотя в этом документе описывается то, что считается предпочтительным, и раскрывается иллюстративный вариант настоящего изобретения, другие варианты изобретения будут очевидны для специалистов в этой области техники и следовательно все подобные модификации, которые находятся в пределах объема настоящего изобретения.

СПЕЦИФИКАЦИЯ ДЕТАЛЕЙ - 202633

2. Генераторы плазмы

3. Внутренние электроды

4. Внешние электроды

5. Диэлектрик

6. Канавка

8. Центральная ось двигателя

10. Газотурбинный двигатель

11. Система снижения образования вихрей на передней кромке

12. Вентилятор

14. Окружающий воздух

16. Компрессор низкого давления (LPC)

18. Компрессор высокого давления (НРС)

19. Поток газа

20. Камера сгорания

22. Турбина высокого давления (НРТ)

24. Турбина низкого давления (LPT)

26. Внешняя стенка

28. Вал низкого давления

29. Ротор высокого давления

30. Сопло турбины

31. Блок лопаток

32. Лопатки

33. Венец

34. Скругление

35. Охлаждающий воздух

38. Внутренние обручи

39. Аэродинамические профили

40. Внешние обручи

41. Полые внутренние области

42. Сегменты

43. Ступень компрессора высокого давления

44. Отверстия внешнего контура камеры сгорания

45. Выходящий из компрессора воздух

46. Сторона высокого давления

47. Фланец, расположенный по потоку

48. Сторона низкого давления

49. Отверстия пленочного охлаждения

50. Проходы для потока

51. Электронный контролер

52. Встроенные горячие поверхности

54. Внешние горячие поверхности

56. Полость охлаждающего воздуха

72. Кольцевой кожух

74. Внутренний контур камеры сгорания

76. Внешний контур камеры сгорания

80. Лопасти турбины

82. Кончик аэродинамического профиля

84. Основание аэродинамического профиля

86. Плоскость лопасти

88. Торцевая стенка

89. Зона передней кромки

90. Плазма

92. Корпус, индуцированный плазмой

94. Виртуальная передняя кромка

96. П-образный вихрь

100. Источник переменного тока

102. Кромка

104. Площадь

D - направление вниз по потоку

С - направление по хорде

S - направление по размаху профиля

LE передняя кромка

ТЕ задняя кромка

1. Система (11) снижения образования вихрей на передней кромке, содержащая:
аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя, простирающийся в направлении (S) размаха профиля от торцевой стенки (88),
округление (34) между аэродинамическим профилем (39) и торцевой стенкой (88),
зону (89) передней кромки скругления (34) рядом и вокруг передней кромки (LE) аэродинамического профиля (39),
один или более генераторов (2) плазмы, простирающихся в направлении (S) размаха профиля через скругление (34) в зоне (89) передней кромки,
причем генераторы (2) плазмы выполнены с возможностью производить плазму (90), простирающуюся над частью скругления (34) в области (89) передней кромки.

2. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая генераторы (2) плазмы, установленные на внешней стенке (26) аэродинамического профиля (39).

3. Система (11) по п.2, в которой:
упомянутый аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя дополнительно простирается в направлении (С) хорды между передней кромкой (LE) и задней кромкой (ТЕ) аэродинамического профиля (39).

4. Система (11) по п.3, дополнительно содержащая:
первую часть генераторов (2) плазмы на стороне (46) повышенного давления аэродинамического профиля (39), и
вторую часть генераторов (2) плазмы на стороне (48) пониженного давления аэродинамического профиля (39).

5. Система (11) по п.1, дополнительно содержащая генераторы (2) плазмы, включающие в себя внутренние и внешние электроды (3, 4), разделенные диэлектрическим материалом (5).

6. Система (11) по п.5, дополнительно содержащая источник питания (100) переменного тока, соединенный с электродами для снабжения их высоковольтным напряжением переменного тока.

7. Система (11) по п.5, дополнительно содержащая диэлектрический материал (5), расположенный внутри канавки (6) на горячей внешней поверхности (54) внешней стенки (26) аэродинамического профиля (39).

8. Система (11) по п.7, в которой:
упомянутый аэродинамический профиль (39) газотурбинного двигателя дополнительно простирается в направлении (С) хорды между передней кромкой (LE) и задней кромкой (ТЕ) аэродинамического профиля (39).

9. Система (11) по п.8, дополнительно содержащая:
первую часть генераторов (2) плазмы на стороне (46) повышенного давления аэродинамического профиля (39),
вторую часть генераторов (2) плазмы на стороне (48) пониженного давления аэродинамического профиля (39), и
сопловую лопатку турбины высокого давления, включающую в себя аэродинамический профиль (39), простирающийся по радиусу в направлении (S) размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами (38, 40) соответственно, и торцевую стенку (88), являющуюся одним из обручей.

10. Система (11) снижения образования вихрей на передней кромке, содержащая:
блок (31) лопаток, включающий в себя венец (33), рассредоточенных по окружности и простирающихся по радиусу лопаток (32) газотурбинного двигателя,
каждая из лопаток (32) имеет аэродинамический профиль (39) и простирается по радиусу в направлении (S) размаха профиля между радиально внутренним и внешним обручами (38, 40),
причем каждый аэродинамический профиль (39) имеет внешнюю стенку (26), простирающуюся в направлении (С) хорды между противоположными передней и задней кромками (LE, ТЕ),
скругления (34) между аэродинамическим профилем (39) и внутренним и внешним обручами (38, 40),
зоны (89) передней кромки скруглений (34) около и вокруг передней кромки (LE) аэродинамического профиля (39), и
один или более генераторов (2) плазмы, простирающихся в направлении (S) размаха профиля через скругления (34) в зонах (89) передней кромки.

11. Способ работы системы (11) снижения образования вихрей на передней кромке, содержащий:
включение питания одного или более генераторов (2) плазмы для образования плазмы (90), простирающейся над частью скругления (34) в зону (89) передней кромки аэродинамического профиля (39) газотурбинного двигателя,
причем
аэродинамический профиль (39) простирается в направлении (S) размаха профиля в сторону от торцевой стенки (88),
скругление (34) расположено между аэродинамическим профилем (39) и торцевой стенкой (88), и
зона (89) передней кромки расположена рядом и вокруг передней кромки (LE) аэродинамического профиля (39) и расположена рядом со скруглением (34).

12. Способ по п.11, в котором включение питания дополнительно включает подачу напряжения переменного тока к внутренним и внешним электродам (3, 4), отделенным диэлектрическим материалом (5) генератора (2) плазмы.



 

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 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.

Изобретение относится к способу изготовления направляющей лопатки, к направляющей лопатке из композиционного материала и к турбомашине, включающей в себя по меньшей мере одну направляющую лопатку. Способ включает в себя изготовление волоконной преформы посредством трехмерного переплетения одной детали. Преформа содержит первую часть, продолжающуюся вдоль продольной оси и образующую преформу для аэродинамического профиля лопатки, и расположенную на продольном конце первой части вторую часть, образующую преформу для платформы лопатки. Вторая часть выполнена в виде первого слоя и второго слоя, обращенного к первому слою и отделенного от первого слоя посредством разделения без разрезания при изготовлении преформы. Способ включает сгибание первого и второго слоев таким образом, что каждый из них расположен в плоскости, перпендикулярной продольной оси, по существу симметрично друг другу относительно первой части, и таким образом, что первый участок первого слоя перекрывает второй участок второго слоя перед передней кромкой первой части. Способ включает согласование преформы с формой и уплотнение преформы полимерной матрицей. Изобретение обеспечивает упрощение способа изготовления лопатки, а также повышение ее механической прочности. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 14 ил.

Лопасть (10) для рабочего лопастного колеса турбомашины содержит аэродинамический профиль и, по меньшей мере, одну полку на одном конце аэродинамического профиля. Лопасть (10) приспособлена для расположения совместно с множеством по существу одинаковых лопастей таким образом, чтобы формировать кольцо. Поверхность полки имеет профиль (80) на стороне поверхности разрежения и профиль (85) на стороне нагнетающей поверхности, соответственно, вдоль поверхности разрежения и нагнетающей поверхности. У лопасти профиль (85) нагнетающей поверхности имеет углубленную часть (I) нагнетающей поверхности, расположенную в осевом направлении в верхней по потоку половине аэродинамического профиля. Большая часть поверхности между аэродинамическими профилями создается движением линейного сегмента на основе профилей (80, 85) поверхности разрежения и нагнетающей поверхности. Благодаря этой конфигурации эффективность лопасти и турбомашины повышена за счет снижения турбулентности вблизи поверхности полки лопасти. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.

Монокристаллическая лопатка рабочего колеса турбины изготовлена путем литья с направленной кристаллизацией и содержит перо лопатки, конечный конструктивный элемент пера лопатки и переходную зону. Перо лопатки имеет переднюю и заднюю кромки, стороны С-образного корыта и С-образной спинки, срединную линию и продольную ось. Конечный конструктивный элемент пера лопатки содержит конечную сторону пера лопатки со стороны газовоздушного тракта, образующую угол с продольной осью пера лопатки. Переходная зона расположена между пером лопатки и конечной стороной пера лопатки и образует утолщение пера лопатки. Переходная зона простирается вокруг передней кромки между точкой, находящейся на спинке пера лопатки и на конечной стороне конечного конструктивного элемента пера лопатки вверх по потоку относительно спинки С-образной формы, и точкой, находящейся на корыте пера лопатки и на конечной стороне конечного конструктивного элемента пера лопатки выше по потоку корыта С-образной формы. Другие изобретения группы относятся к модулю турбомашины и турбомашине, содержащим указанные выше лопатки. Изобретения позволяют повысить срок эксплуатации монокристаллической лопатки турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх