СИСТЕМА ПОДЪЕМА ГРАНИЧНОГО СЛОЯ ПОСРЕДСТВОМ ПЛАЗМЫ ДЛЯ ЛОПАТКИ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ (ВАРИАНТЫ) И СПОСОБ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
SYSTEM FOR LIFTING BOUNDARY LAYER USING PLASMA FOR BLADE OF GAS-TURBINE ENGINE (VERSIONS), AND GAS-TURBINE ENGINE APPLICATION METHOD

Предпосылки создания изобретения
Область техники
Настоящее изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям и, в частности, к аэродинамическим профилям лопатки турбины газотурбинных двигателей.
Обычный газотурбинный двигатель турбовентиляторного типа в общем случае содержит передний вентилятор и бустер или компрессор низкого давления, расположенный в середине внутренний контур двигателя и турбину низкого давления, которая снабжает энергией упомянутые вентилятор и бустер или компрессор низкого давления. Внутренний контур двигателя включает компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, расположенные последовательно в направлении потока газа. Компрессор высокого давления и турбина высокого давления, относящиеся к внутреннему контуру двигателя, соединены валом высокого давления. Воздух под высоким давлением из компрессора высокого давления смешивается с топливом в камере сгорания и поджигается для получения высокоэнергетического потока газа. Поток газа протекает 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, проходит, расширяясь, через вторую турбину или турбину низкого давления. Турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор и бустер-компрессор посредством вала низкого давления. Вал низкого давления проходит через ротор высокого давления. Бόльшая часть получаемой тяги создается вентилятором. Морские или промышленные газотурбинные двигатели имеют турбины низкого давления, которые снабжают энергией генераторы, судовые винты, насосы и другие устройства, в то время как в турбовинтовых двигателях турбины низкого давления используются для снабжения энергией винтов, обычно через редуктор.
Турбина высокого давления имеет сопло, включающее, по меньшей мере, один ряд расположенных по окружности на определенном расстоянии друг от друга аэродинамических профилей или лопаток, проходящих в радиальном направлении между внутренним и наружным ободами. Лопатки обычно являются полыми и имеют внешнюю стенку, которая охлаждается за счет охлаждающего воздуха, поступающего из компрессора. Горячие газы, протекающие вдоль охлаждаемой внешней стенки лопатки турбины, формируют поток и создают тепловые граничные слои вдоль внешних поверхностей внешней стенки лопатки, а также поверхностей торцевых стенок внутреннего и наружного ободов, вдоль которых эти горячие газы проходят.
Существуют градиенты скорости в граничном слое потока газа и градиенты температуры газа в тепловом граничном слое, примыкающем к внешней поверхности внешней стенки лопатки. Градиент скорости приводит к возникновению касательных напряжений в потоке газа и созданию нежелательного аэродинамического сопротивления. Градиент температуры газа приводит к возникновению нежелательного переноса тепла от горячего газа к более холодной внешней поверхности, создающего ненужный нагрев поверхности. Желательно снизить градиенты скорости в граничном слое потока газа, чтобы уменьшить поверхностное сопротивление и улучшить аэродинамическую эффективность. Также желательно снизить градиенты температуры в тепловом граничном слое газа, чтобы уменьшить перенос тепла с целью продления срока службы элементов двигателя или снижения требований к охлаждающему потоку для улучшения эффективности работы двигателя.
В уровне техники, из документа ЕР 1672966 А1, МПК Н05Н 1/54, 21.06.2006, известна система подъема граничного слоя посредством плазмы, однако из данного документа не следует возможность реализации такой системы для лопатки газотурбинного двигателя с устранением известных недостатков.
Исходя из предшествующего уровня техники в основе изобретения лежит задача создания системы подъема граничного слоя посредством плазмы для лопатки газотурбинного двигателя и способа эксплуатации газотурбинного двигателя, в которых обеспечивается снижение градиентов скорости в граничном слое потока газа, а также градиенты температуры в тепловом граничном слое газа. За счет настоящего изобретения обеспечивается уменьшение поверхностного сопротивления и улучшение аэродинамической эффективности лопатки, а также уменьшение переноса тепла и продление срока службы элементов двигателя или снижение требований к охлаждающему потоку для улучшения эффективности работы двигателя.
Решение указанной задачи достигается посредством системы подъема граничного слоя посредством плазмы, содержащей по меньшей мере одну лопатку газотурбинного двигателя, с аэродинамическим профилем, проходящим по длине этой лопатки, при этом аэродинамический профиль имеет внешнюю поверхность, проходящую в направлении вдоль хорды между расположенными против друг друга передней и задней кромками; и расположенные вдоль упомянутой хорды на расстоянии друг от друга генераторы для создания плазмы, распространяющейся в направлении по внешней поверхности вдоль упомянутой хорды.
Альтернативно изобретением предлагается система подъема граничного слоя посредством плазмы, содержащая лопаточный венец, включающий ряд расположенных по окружности на расстоянии друг от друга и проходящих в направлении по радиусу лопаток газотурбинного двигателя; причем каждая из лопаток имеет аэродинамический профиль, проходящий по длине этой лопатки, при этом аэродинамический профиль имеет внешнюю поверхность, проходящую в направлении вдоль хорды между расположенными против друг друга передней и задней кромками; и расположенные вдоль упомянутой хорды на расстоянии друг от друга генераторы для создания плазмы, распространяющейся в направлении вдоль хорды по внешней поверхности.
Также предлагается способ использования газотурбинного двигателя с системой подъема граничного слоя посредством плазмы. Способ использования газотурбинного двигателя с системой подъема граничного слоя посредством плазмы, включающего, по меньшей мере, одну лопатку газотурбинного двигателя из ряда расположенных по окружности на расстоянии друг от друга и проходящих в направлении по радиусу лопаток газотурбинного двигателя, каждая лопатка газотурбинного двигателя имеет аэродинамический профиль, проходящий по длине этой лопатки и имеющий внешнюю поверхность, проходящую в направлении вдоль хорды между расположенными друг против друга передней и задней кромками; и расположенные вдоль упомянутой хорды на расстоянии друг от друга генераторы для создания плазмы, содержит этап, на котором формируют плазму, распространяющуюся в направлении вдоль хорды по внешней поверхности аэродинамического профиля лопатки газотурбинного двигателя.
Предпочтительные варианты изобретения приведены в зависимых пунктах формулы.
Раскрытие изобретения
Система подъема граничного слоя посредством плазмы включает, по меньшей мере, одну лопатку газотурбинного двигателя, которая имеет аэродинамический профиль, проходящий по длине (размаху) лопатки, с внешней поверхностью, проходящей вдоль хорды между расположенными друг против друга передней и задней кромками. Установленные вдоль хорды на расстоянии друг от друга генераторы плазмы используются для создания плазмы, распространяющейся по внешней поверхности в направлении вдоль хорды. В примере данной системы генераторы плазмы установлены на аэродинамическом профиле. Каждый из генераторов плазмы содержит внутренний и внешний электроды, разделенные диэлектрическим материалом. Диэлектрический материал размещен внутри проходящей по длине лопатки канавки, выполненной на внешней поверхности аэродинамического профиля. С электродами для создания на них высокой разности потенциалов соединен источник питания переменного тока.
В более предпочтительном варианте данной системы аэродинамический профиль является полым, и генераторы плазмы установлены на внешней стенке этого профиля, а диэлектрический материал размещен внутри проходящей по длине лопатки канавки, выполненной на внешней поверхности внешней стенки. Данная система предназначена для использования в сопле турбины высокого давления, но может использоваться с другими лопаточными венцами в двигателе.
Способ использования газотурбинного двигателя с системой подъема граничного слоя посредством плазмы включает этап, на котором создают плазму, распространяющуюся в направлении вдоль хорды по внешней поверхности аэродинамического профиля одной или более лопаток газотурбинного двигателя, образующих ряд лопаток, которые расположены по окружности на расстоянии друг от друга и проходят в радиальном направлении. В более предпочтительном варианте данного способа на упомянутом этапе создания плазмы дополнительно снабжают энергией генераторы плазмы, которые расположены вдоль хорды на расстоянии друг от друга и проходят в направлении длины лопатки. Генераторы плазмы могут работать в установившемся или неустановившемся режимах.
Краткое описание чертежей
Описанные выше аспекты и другие отличительные особенности настоящего изобретения далее описаны более подробно с использованием сопровождающих чертежей, из которых изображено:
фиг.1 - продольное сечение одного из примерных вариантов авиационного газотурбинного двигателя с системой подъема граничного слоя посредством плазмы для сопловых лопаток, расположенных в секции турбины высокого давления этого двигателя;
фиг.2 - вид в увеличенном масштабе сопловых лопаток и системы подъема граничного слоя посредством плазмы, показанных на фиг.1;
фиг.3 - общий вид в увеличенном масштабе лопаток и генераторов плазмы, показанных на фиг.2;
фиг.4 - сечения лопаток, изображенных на фиг.3;
фиг.5 - схема, иллюстрирующая подключение к источнику питания генераторов плазмы, изображенных на фиг.4, и структуру граничного слоя; и
фиг.6 - схема, иллюстрирующая структуру граничного слоя при отсутствии подключения к источнику энергии генераторов плазмы, изображенных на фиг.4.
Подробное описание изобретения
На фиг.1 изображен пример газотурбинного двигателя 10 турбовентиляторного типа, линией симметрии которого является центральная ось 8, и который содержит вентилятор 12, принимающий воздух 14 из окружающей среды, бустер или компрессор 16 низкого давления (LPC), компрессор 18 высокого давления (НРС), камеру 20 сгорания, в которой топливо смешивается с воздухом 14, нагнетаемым компрессором 18 высокого давления, для получения газов сгорания или потока 19 горячих газов сгорания, который течет далее через турбину 22 высокого давления (НРТ) и турбину 24 низкого давления (LPT), посредством которой газы сгорания выбрасываются из двигателя 10. Турбина 22 высокого давления соединена с компрессором 18 высокого давления с образованием ротора 29 высокого давления. Вал 28 низкого давления соединяет турбину 24 низкого давления как с вентилятором 12, так и с компрессором 16 низкого давления. Второй вал или вал 28 низкого давления с возможностью вращения установлен соосно и, по меньшей мере, частично внутри ротора высокого давления.
На фиг.2 и 3 изображено сопло 30 турбины 22 высокого давления, через которое поток 19 горячих газов сгорания выбрасывается из камеры 20 сгорания. Примерный вариант сопла 30 турбины, которое, кроме того, в более общем смысле обозначено как лопаточный венец 31, изображенный на фиг.2 и 3, включает ряд 33 расположенных по окружности на определенном расстоянии друг от друга и проходящих в радиальном направлении лопаток 32, имеющих полые аэродинамические профили 39 и объединенных в целостный узел на внутреннем и наружном концах 34 и 36 соответственно с внутренним и наружным в радиальном направлении ободами 38 и 40. В примерном варианте изображенного сопла 30 турбины ободы и лопатки объединены в расположенные по окружности сегменты 42, обычно с двумя лопатками 32 на сегмент. Может иметься более двух сегментов, и сегменты имеют обычно осевые соединительные стыки, подходящим образом соединяемые вместе посредством обычных шлицевых соединений. Часть нагнетаемого охлаждающего воздуха отводится из компрессора для подвода охлаждающего воздуха к соплу 30 турбины для охлаждения различных ее элементов, включая полые аэродинамические профили 39, а также внутренний и наружный ободы.
Как показано на фиг.3 и 4, каждый аэродинамический профиль 39 содержит внешнюю стенку 26, имеющую сторону 46 нагнетания и расположенную напротив сторону 48 всасывания, которые проходят в направлении С вдоль хорды между расположенными друг против друга передней и задней кромками LE, ТЕ соответственно. Аэродинамические профили 39 и внешние стенки 26 проходят по радиусу в направлении S длины лопатки между внутренним и наружным ободами 38, 40. В обычном случае ободы отливают как единое целое с соответствующими лопатками при их первоначальном изготовлении. Поток 19 горячих газов сгорания проходит через каналы 50 между аэродинамическими профилями 39. Каналы 50 ограничены внутренними поверхностями 52, обращенными в сторону потока 19 горячих газов сгорания, внутреннего и наружного ободов 38, 40 и внешними поверхностями 54 сторон нагнетания и всасывания 46, 48 аэродинамических профилей 39.
Поток 19 горячих газов сгорания, текущий по охлаждаемым лопаткам 32 турбины и внешним стенкам 26, создает граничный слой 60 вдоль внутренних поверхностей 52 внутреннего и наружного ободов 38, 40 и, как схематично изображено на фиг.6, вдоль внешних поверхностей 54 сторон нагнетания и всасывания 46, 48 внешних стенок 26. В граничном слое 60, примыкающем к внешним поверхностям 54 сторон нагнетания и всасывания 46, 48 внешних стенок 26, создаются градиент U скорости и градиент Т температуры газа. Градиент U скорости приводит к возникновению касательных напряжений в потоке 19 горячих газов сгорания, вызывающих ненужное и нежелательное аэродинамическое сопротивление. Градиент Т температуры газа приводит к возникновению нежелательного переноса тепла от потока 19 горячих газов сгорания к более холодным внешним стенкам 26.
Система 11 подъема граничного слоя посредством плазмы, изображенная на фиг.2-5, предназначена для подъема граничного слоя 60 потока и его удаления от внешних поверхностей 54 внешних стенок 26. Показанная здесь система 11 подъема граничного слоя посредством плазмы содержит расположенные вдоль хорды на расстоянии друг от друга генераторы 2 плазмы на сторонах 48 всасывания аэродинамических профилей 39, так как данные профили подвергаются значительному нагреву именно на этих сторонах. Расположенные таким образом генераторы 2 плазмы могут также быть установлены на сторонах 46 нагнетания аэродинамических профилей 39. Генераторы 2 плазмы создают плазму 90, соответствующую форме внешней поверхности аэродинамического профиля, вдоль каждой из внешних поверхностей 54 сторон 48 всасывания аэродинамических профилей 39. Система 11 подъема граничного слоя посредством плазмы поднимает граничный слой 60 потока относительно внешних поверхностей 54 внешних стенок 26 аэродинамических профилей 39 и удаляет упомянутый граничный слой от этих поверхностей, как показано на фиг.5. Это создает граничный слой 70 скольжения, по которому течет поток 19 горячих газов сгорания.
Граничный слой 70 скольжения обеспечивает границу 68 раздела между потоком 19 горячих газов сгорания и внешней поверхностью 54 внешней стенки 26, и эта граница 68 раздела не является сплошной поверхностью, когда генераторы 2 плазмы включают или подключают к источнику питания. Граничный слой 60 потока и его градиент U скорости и градиент Т температуры газа отделены от внешней поверхности 54 граничным слоем 70 скольжения, когда генераторы 2 плазмы подключены к источнику питания, как показано на фиг.5, в то время как упомянутые градиенты непосредственно возникают у внешней поверхности 54, когда генераторы 2 плазмы не подключены к источнику питания, как показано на фиг.6.
Подъем граничного слоя 60 вверх от внешних поверхностей 54 и удаление его от этих поверхностей снижает поверхностное сопротивление и перенос тепла между потоком 19 горячих газов сгорания и внешними поверхностями 54 внешних стенок 26 аэродинамических профилей 39, обусловленные наличием упомянутого граничного слоя 60. Снижение поверхностного сопротивления улучшает аэродинамическую эффективность лопаток и эффективность работы двигателя 10. Уменьшение переноса тепла продлевает срок службы элементов лопатки и снижает требования к охлаждающему потоку, таким образом, улучшая эффективность работы двигателя.
В приведенном здесь примере варианта генератора 2 плазмы предусмотрены генераторы 2 плазмы, установленные на внешних стенках 26 лопаток 32. Каждый из генераторов 2 плазмы содержит внутренний и внешний электроды 3 и 4, разделенные диэлектрическим материалом 5. Диэлектрический материал 5 размещен в проходящих по длине лопатки канавках 6, выполненных на внешних поверхностях 54 внешних стенок 26 лопаток 32. С упомянутыми электродами соединен источник питания 100 переменного тока, предназначенный для создания на этих электродах высокой разности потенциалов.
Если амплитуда переменного тока достаточно высока, поток 19 горячих газов сгорания ионизируется в области наибольшей разности потенциалов, формируя плазму 90. Множество генераторов 2 плазмы создают плазму 90, соответствующую форме внешней поверхности 54 лопатки 32, и которая покрывает существенную часть этой внешней поверхности. Плазма 90 первоначально возникает на торце 102 внешнего электрода 4, который подвергается воздействию потока 19 горячих газов сгорания, и распространяется по области 104, простирающейся над внутренним электродом 3, который закрыт диэлектрическим материалом 5. При наличии градиента электрического поля плазма 90 воздействует на поток 19 горячих газов сгорания, находящийся между ней и внешней поверхностью 54, приводя к возникновению фактической аэродинамической формы, которая вызывает изменение в распределении давления на внешней поверхности 54 внешней стенки 26 аэродинамического профиля 39.
Возникшая фактическая аэродинамическая форма и возникающее в результате изменение в распределении давления создает граничный слой 70 скольжения, по которому будет течь поток 19 горячих газов сгорания. Уже известно применение аэродинамических профилей, использующих генераторы плазмы для предотвращения разделения потока над этими профилями.
При включенных генераторах 2 плазмы градиент U скорости на границе 68 раздела меньше, чем при отключенных генераторах 2 плазмы. Аналогичным образом, при включенных генераторах 2 плазмы градиент Т температуры на границе 68 раздела также меньше, чем при отключенных генераторах 2 плазмы. Как следствие, нагрев потоком 19 горячих газов сгорания внешних поверхностей 54 сторон 48 всасывания на внешних стенках 26 аэродинамических профилей 39 также будет меньше при включенных генераторах 2 плазмы, чем при отключенных упомянутых генераторах 2. Генераторы 2 плазмы могут работать либо в установившемся, либо в установившемся режимах.
Система 11 подъема граничного слоя посредством плазмы рассмотрена в данном описании для аэродинамических профилей 39 в сопле 30 турбины 22 высокого давления и, в частности, для стороны 48 всасывания на внешней стенке этих профилей. Система 11 подъема граничного слоя посредством плазмы также может быть использована для стороны 46 нагнетания аэродинамического профиля и для внутренних поверхностей 52 внутреннего и наружного ободов 38, 40. Кроме того, система 11 подъема граничного слоя посредством плазмы может применяться на аэродинамических профилях лопаток в других ступенях турбины высокого давления и в турбине низкого давления. Система 11 подъема граничного слоя посредством плазмы может также использоваться для лопаточного венца в компрессорах высокого и низкого давления. Лопаточный венец компрессора включает аэродинамические профили лопаток, которые проходят в направлении по радиусу между внутренним и наружным ободами этого венца, и эти профили обычно выполнены цельными, а не полыми.
Настоящее изобретение рассмотрено здесь на основе примеров вариантов его реализации, приведенных в качестве иллюстрации. Необходимо понимать, что использованная терминология, как подразумевается, служит для описания, а не для ограничения. Хотя здесь описаны считающиеся предпочтительными и примерными варианты реализации настоящего изобретения, специалистам в данной области техники после изучения этого описания станут очевидны и другие модификации изобретения, поэтому все подобные модификации, не выходящие за пределы сущности и объема настоящего изобретения, охвачены пунктами приложенной формулы изобретения.
Соответственно, в патенте должно быть закреплено изобретение, как оно определено и ограничено в пунктах приложенной формулы изобретения.
Список использованных обозначений
2 - генераторы плазмы
3 - внутренние электроды
4 - внешние электроды
5 - диэлектрический материал
6 - канавка
8 - центральная ось двигателя
10 - газотурбинный двигатель
11 - система подъема граничного слоя посредством плазмы
12 - вентилятор
14 - воздух окружающей среды
16 - бустер или компрессор низкого давления (СРС)
18 - компрессор высокого давления (НРС)
19 - поток горячих газов сгорания
20 - камера сгорания
22 - турбина высокого давления (НРТ)
24 - турбина низкого давления (СРТ)
26 - внешняя стенка
28 - вал низкого давления
29 - ротор высокого давления
30 - сопло турбины
31 - лопаточный венец
32 - лопатки
33 - ряд
34 - внутренние концы
36 - наружные концы
38 - внутренние ободы
39 - аэродинамические профили
40 - наружные ободы
42 - сегменты
46 - сторона нагнетания
48 - сторона всасывания
50 - каналы
52 - внутренние поверхности
54 - внешние поверхности
60 - граничный слой
68 - граница раздела
70 - граничный слой скольжения
90 - плазма
100 - источник питания переменного тока
102 - торец
104 - область
С - направление вдоль хорды
S - направление по длине лопатки
Т - градиент температуры газа
U - градиент скорости
LE - передняя кромка
ТЕ - задняя кромка