(57)【要約】      （修正有）【課題】タービン翼形部、特にタービン翼形部後縁の空気力学に関する。【解決手段】本後縁渦流低減システムは、翼長方向に延びるガスタービンエンジン翼形部３９と、翼形部の後縁ＴＥの周りの後縁領域８９内で翼長方向に延びる１以上のプラズマ発生器とを含む。プラズマ発生器２は、第１及び第２の複数のプラズマ発生器をそれぞれ翼形部の正圧及び負圧側面４６，４８上に位置させた状態で、翼形部の外壁上に取付けることができる。プラズマ発生器は、外壁の外側高温表面の溝内に配置された誘電体によって分離された内側及び外側電極を含むことができる。プラズマ発生器は、翼形部の後端部に設置することができ、内側電極は、後縁基部３４と同一平面になるようにすることができる。本システムを作動させる方法は、１以上のプラズマ発生器を定常状態又は非定常モードで電力供給する段階を含む。【選択図】図５
2008157225.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
その前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）間で翼弦方向（Ｃ）に延びかつ翼形部根元（８４）から翼形部先端（８２）まで翼長方向（ＳＤ）に外向きに延びるガスタービンエンジン翼形部（３９）を含み、
前記翼形部（３９）が、前記前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）間で翼弦方向（Ｃ）に延びる正圧及び負圧側面（４６、４８）と、前記後縁（ＴＥ）における後縁基部（３４）と、前記後縁（ＴＥ）の周りで延びかつ前記後縁基部（３４）を含む後縁領域（８９）とを有し、
１つ以上のプラズマ発生器（２）が、前記後縁領域（８９）内において前記正圧側面（４６）及び／又は負圧側面（４８）に沿って翼長方向（ＳＤ）に少なくともある程度延びる、
ことを特徴とする後縁渦流低減システム（１１）。
【請求項２】
前記プラズマ発生器（２）が複数であり、前記翼形部（３９）の外壁（２６）上に取付けられ、
第１の複数のプラズマ発生器（２）が、前記翼形部（３９）の正圧側面（４６）上に位置し、
第２の複数のプラズマ発生器（２）が、前記翼形部（３９）の負圧側面（４８）上に位置する、
ことをさらに特徴とする、請求項１記載のシステム（１１）。
【請求項３】
前記プラズマ発生器（２）が複数であり、前記翼形部（３９）の外壁（２６）上に取付けられ、
第１のプラズマ発生器（２）が、前記翼形部（３９）の正圧側面（４６）上に位置し、
第２のプラズマ発生器（２）が、前記翼形部（３９）の負圧側面（４８）上に位置する、
ことをさらに特徴とする、請求項１記載のシステム（１１）。
【請求項４】
前記プラズマ発生器（２）が、誘電体材料（５）によって分離された内側及び外側電極（３、４）を含むことをさらに特徴とする、請求項１記載のシステム（１１）。
【請求項５】
前記プラズマ発生器（２）が、前記翼形部（３９）の後端部に設置され、
前記内側電極（３）が、前記後縁基部（３４）と同一平面になっていることをさらに特徴とする、請求項４記載のシステム（１１）。
【請求項６】
前記誘電体材料（５）が、前記翼形部（３９）の外壁（２６）の外側高温表面（５４）の溝（６）内に配置されることをさらに特徴とする、請求項４記載のシステム（１１）。
【請求項７】
前記プラズマ発生器（２）が複数であり、
前記翼形部（３９）の正圧側面（４６）上に位置する第１の複数のプラズマ発生器（２）と、
前記翼形部（３９）の負圧側面（４８）上に位置する第２の複数のプラズマ発生器（２）と、
前記翼形部（３９）の正圧側面（４６）上に位置する第１のプラズマ発生器（２）と、
前記翼形部（３９）の負圧側面（４８）上に位置する第２のプラズマ発生器（２）と、
を含むことをさらに特徴とする、請求項６記載のシステム（１１）。
【請求項８】
後縁渦流低減システム（１１）を作動させる方法であって、
ガスタービンエンジン翼形部（３９）の後縁領域（８９）内において１つ又はそれ以上の翼長方向に延びるプラズマ発生器（２）に電力供給する段階、
を含み、ここで、
前記翼形部（３９）が、該翼形部の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）間で翼弦方向（Ｃ）に延びかつ翼形部根元（８４）から翼形部先端（８２）まで翼長方向（ＳＤ）に外向きに延び、また前記前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）間で翼弦方向（Ｃ）に延びる正圧及び負圧側面（４６、４８）と、前記後縁（ＴＥ）における後縁基部（３４）とを含み、前記後縁領域（８９）が、前記後縁（ＴＥ）の周りで延びかつ前記後縁基部（３４）を含むようになっている、
ことを特徴とする方法。
【請求項９】
前記電力供給する段階が、誘電体材料（５）によって分離された前記プラズマ発生器（２）の内側及び外側電極（３、４）にＡＣ電位を供給する段階を含むことをさらに特徴とする、請求項８記載の方法
【請求項１０】
前記プラズマ発生器（２）を定常状態又は非定常モードで作動させる段階を含むことをさらに特徴とする、請求項９記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン翼形部、特にタービン翼形部後縁の空気力学に関する。
【背景技術】
【０００２】
典型的なターボファン型ガスタービンエンジンは一般的に、前方ファン及びブースタ又は低圧圧縮機と、中間コアエンジンと、ファン及びブースタ又は低圧圧縮機に動力を供給する低圧タービンとを含む。コアエンジンは、直列流れ関係で、高圧圧縮機と、燃焼器と、高圧タービンとを含む。コアエンジンの高圧圧縮機及び高圧タービンは、高圧シャフトによって連結される。高圧圧縮機からの高圧空気は、燃焼器内で燃料と混合されかつ点火されて非常に高温の高エネルギーガス流を形成する。ガス流は、高圧タービンを通って流れて、該高圧タービン及び高圧シャフトを回転可能に駆動し、高圧シャフトはつぎに、高圧圧縮機を回転可能に駆動する。
【０００３】
高圧タービンを出たガス流は、第２の又は低圧タービンを通って膨張する。低圧タービンは、低圧シャフトを介してファン及びブースタを回転可能に駆動する。低圧シャフトは、高圧ロータを貫通して延びる。発生推力の大部分は、ファンによって生成される。船舶用又は産業用ガスタービンエンジンは、発電機、船用プロペラ、ポンプ及びその他の装置に動力を供給する低圧タービンを有するが、ターボプロップエンジンは、低圧タービンを使用して、通常はギアボックスを介してプロペラに動力を供給する。
【０００４】
高圧及び低圧タービンは、半径方向内側及び外側バンド間で半径方向に延びる少なくとも１つの円周方向に間隔を置いて配置された翼形部又はベーンの列を含む少なくとも１つのタービンノズルを有する。ベーンは通常、中空であり、圧縮機からの冷却空気で冷却される外壁を有する。冷却されるタービンベーンの外壁上を流れる高温ガスは、ベーン外壁の高温外側表面及び高温ガスがその上を通過する内側及び外側バンドの端部壁高温表面に沿った流れ境界層及び温度境界層を生成する。高圧及び低圧タービンはまた、タービンブレードプラットフォームから半径方向外向きに延びる円周方向に間隔を置いて配置された翼形部を含む少なくとも１つのタービンロータブレード列を有する。ステータベーン及びロータブレードを含む高圧タービン翼形部は一般的に、内部対流冷却と外部フィルム冷却とを必要とする。これらの翼形部は一般的に、冷却空気通路、ピン及びタービュレータのような内部冷却形状部を含むように鋳造される。従って、タービン翼形部は通常、圧縮機翼形部よりも厚い。幾つかのタービン翼形部の後縁は、約３０〜５０ミルまで薄くなるようにテーパ状にされる。高温ガスがタービン翼形部上を流れる時に、後縁の厚さによって引き起こされる圧力勾配により、後縁基部において渦流発生が生じる。この渦流発生は、時に遮断効果と呼ばれることもある望ましくない圧力損失を引き起こす。機械的制約条件及び鋳造上の制約条件により、この後縁の厚さは、物理的にさらに薄くすることができない。
【特許文献１】米国特許出願公開第２００６／０００５５４５Ａ１号公報
【特許文献２】米国特許出願公開第２００６／０１０４８０７Ａ１号公報
【特許文献３】米国特許第５，１８１，３７９号公報
【特許文献４】米国特許第５，２３３，８２８号公報
【特許文献５】米国特許第５，２４１，８２７号公報
【特許文献６】米国特許第５，３３７，５６８号公報
【特許文献７】米国特許第５，４１９，６８１号公報
【特許文献８】米国特許第５，４６５，５７２号公報
【特許文献９】米国特許第５，５０３，５２９号公報
【特許文献１０】米国特許第５，６５１，６６２号公報
【特許文献１１】米国特許第５，６６０，５２５号公報
【特許文献１２】米国特許第５，７４７，７６９号公報
【特許文献１３】米国特許第６，６１９，０３０号公報
【特許文献１４】米国特許第６，６５５，１４９号公報
【特許文献１５】米国特許第６，７０８，４８２号公報
【特許文献１６】米国特許第６，７３２，５０２号公報
【特許文献１７】米国特許第６，７６１，９５６号公報
【特許文献１８】米国特許第６，９９１，４３０号公報
【特許文献１９】米国特許第７，００８，１７９号公報
【特許文献２０】米国特許第７，０９４，０２７号公報
【非特許文献１】"Overview of Plasma Flow Control: Concepts, Optimization, and Applications", Thomas C. Corke and Martiqua L. Post, 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 10-13 January 2005, Reno, Nevada, AOAA 2005-563, 15 pages
【非特許文献２】"Plasma Control of Boundary Layer Using Low-Temperature Non-Equilibrium Plasma of Gas Discharge", D. F. Opaits, D. V. Roupassov, S. M. Starikovskaia, A. Yu. Starikovskii, I. N. Zavialov, and S. G. Saddoughi, 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting  and Exhibit, 10-13 January 2005, Reno, Nevada, AIAA 2005-1180, 6 pages
【非特許文献３】"Demonstration of Separation Delay With Glow-Discharge Plasma Actuators", Lennart S. Hultgren and David E. Ashpis, 41st AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 6-9 January 2003, Reno, Nevada, AIAA 2003-1025, 10 pages
【非特許文献４】"Unsteady Plasma Actuators for Separation Control of Low-Pressure Turbine Blades", Junhui Huang, Thomas C. Corke and Flint O. Thomas, AIAA Journal, Vol. 44, No. 7, July 2006, pages 1477-1487
【非特許文献５】"Control of Separation in Turbine Boundary Layers", R. B. Rivir, R. Sondergaard, J. P. Bons, and N. Yurchenko, 2nd AIAA Flow control conference, 28 June - 1 July 2004, Portland, Oregon, 16 pages
【非特許文献６】"Plasma Flow Control Optimized Airfoil", Thomas C. Corke, Benjamin Mertz, and Mehul P. Patel, 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 9-12 January 2006, Reno, Nevada, AIAA 2006-1208, 13 pages
【非特許文献７】"Control of Transitional and Turbulent Flows Using Plasma-Based Actuators", Miguel R. Visbal, Datta V.Gaitonde, and subrata Roy, 36th AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit, 5-8 June 2006, San Francisco, California, AIAA 2006-3230, 22 pages
【非特許文献８】"AC And Pulsed Plasma Flow Control", R. Rivir, A. White, C. Carter, B. Ganguly, J. Jacob, A. Forelines, and J. Crafton, 42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 5-8 January 2004, Reno, Nevada, AIAA 2004-847, 9 pages
【非特許文献９】"Effects of Plasma Induced Velocity On Boundary Layer Flow", Brian D. Balcer, Milton D. Franke, and Richard B. Rivir, 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 9-12 January 2006, Reno, Nevada, AIAA 2006-875, 12 pages
【非特許文献１０】"Flow Control Using Plasma Actuators and Linear / Annular Plasma Synthetic Jet Actuators", Arvind Santhanakrishan, Jamey D. Jacob, and Yildirim B. Suzen, 3rd AIAA Flow control Conference, 5-8 June 2006, San Francisco, California, AIAA 2006-3033, 31 pages
【非特許文献１１】"Turbulent Drag Reduction by Surface Plasma through Spanwise Flow Oscillation", Timothy N. Jukes, Kwing-So Choi, Graham A. Johnson, and Simon J. Scott, 3rd AIAA Flow Control Conference, 5-8 June 2006, San Francisco, California, AIAA 2006-3693, 14 pages
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
より良いタービン効率を達成するために、渦流発生によるこの望ましくない圧力損失を低減又は排除することができることが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
後縁渦流低減システムは、その前縁及び後縁間で翼弦方向に延びかつ翼形部根元から翼形部先端まで翼長方向に外向きに延びるガスタービンエンジン翼形部を含む。翼形部は、前縁及び後縁間で翼弦方向延びる正圧及び負圧側面を含む。翼形部はさらに、後縁における後縁基部と、前記後縁の周りで延びかつ後縁基部を含む後縁領域とを含む。１つ又はそれ以上のプラズマ発生器が、後縁領域内において翼長方向に延びる。
【０００７】
プラズマ発生器は、翼形部の外壁上に取付けることができる。それぞれ翼形部の正圧及び負圧側面上には、第１及び第２の複数のプラズマ発生器を取付けることができる。プラズマ発生器は、誘電体材料によって分離された内側及び外側電極を有することができ、誘電体材料は、翼形部の外壁の外側高温表面の溝内に配置することができる。電極に対して交流（ＡＣ）電源を接続して、電極に高電圧ＡＣ電位を供給する。プラズマ発生器はまた、後縁領域内において、後縁基部に隣接しかつ該後縁基部と同一平面になるように正圧側面及び／又は負圧側面に沿ってさらに後方つまり下流に配置することもできる。
【０００８】
本システムは、半径方向内側及び外側バンド間で半径方向翼長方向に延びる翼形部を含む高圧タービンノズルベーンで使用することができる。本システムは、ブレードプラットフォーム上のブレード根元から半径方向外向きに延びる翼形部を含む高圧タービンロータブレードで使用することができる。
【０００９】
本後縁渦流低減システムを作動させる１つの方法は、ガスタービンエンジン翼形部の後縁領域内において１つ又はそれ以上のプラズマ発生器に電力供給する段階を含む。プラズマ発生器は、定常状態又は非定常モードで作動させることができる。
【００１０】
本発明の上述の態様及びその他の特徴は、添付の図面に関連させて行う以下の記述において説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
図１に示すのは、エンジン中心軸線８の周りを囲んだ例示的なターボファンガスタービンエンジン１０であり、このガスタービンエンジン１０は、周囲空気１４を受けるファン１２と、ブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）１６と、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８と、燃焼器２０と、高圧タービン（ＨＰＴ）２２と、それにより燃焼ガスがエンジン１０から排出される低圧タービン（ＬＰＴ）２４とを有する。ＨＰＴ２２は、ＨＰＣ１８に結合されて実質的に高圧ロータ２９を形成する。低圧シャフト２８は、ＬＰＴ２４をファン１２及び低圧圧縮機１６の両方に結合する。第２の又は低圧シャフト２８は、第１の又は高圧ロータと同軸にかつ該高圧ロータの半径方向内側に少なくとも部分的に回転可能に配置される。主燃焼器２０は、内側及び外側燃焼器ライナ７４、７６を含む。主燃焼器２０は、ＨＰＣ１８によって加圧された空気１４と燃料を混合して、タービンを通って下流に流れる燃焼ガスつまりガス流１９を発生させるようにする。
【００１２】
図２〜図５に示すのは、高圧タービン２２のタービンノズル３０であり、燃焼器２０から高温ガス流１９がその中に吐出される。より一般的にはベーン組立体３１とも呼ばれる、本明細書に示すタービンノズル３０の例示的な実施形態は、円周方向に間隔を置いて配置されたベーン３２の列３３を含む。これらのベーン３２は、それぞれ半径方向内側及び外側バンド３８、４９間で半径方向翼長方向ＳＤに延びる翼形部３９を有する。翼形部３９の各々は、該翼形部の前縁ＬＥ及び後縁ＴＥ間で翼弦方向Ｃに延びかつ翼形部根元８４から翼形部先端８２まで翼長方向ＳＤに半径方向外向きに延びる。後縁ＴＥは、後縁基部３４と呼ばれる後方つまり下流に面した表面を有する。本明細書に示すタービンノズル３０の例示的な実施形態では、バンド及び翼形部は、典型的にはセグメント４２当たり２つの翼形部３２を備えた円周方向セグメント４２として形成される。２つよりも多くのセグメントを設けることができ、これらのセグメントは一般的に、それらの間の従来型のスプラインシールによって互いに適切に接合された軸方向の分割線を有する
各翼形部３９は、正圧側面４６及び円周方向に対向する負圧側面４８を有する外壁２６を含み、これら側面は、それぞれ対向する前縁及び後縁ＬＥ、ＴＥ間で軸方向翼弦方向Ｃに延びる。翼形部３９及び外壁２６は、内側及び外側バンド３８、４０間で半径方向翼長方向ＳＤに延びる。翼形部３９の各々は、内側バンド３８から外側バンド４０まで延びる半径方向に測定した翼長Ｓを有する。高温燃焼ガス流１９は、翼形部３９間の流路５０内を通って流れる。流路５０は、内側及び外側バンド３８、４０のガス流１９に対する内側高温表面５２と、翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８に沿った外壁２６の外側高温表面５４とによって境界付けられる。高圧タービン２２は、少なくとも１つの円周方向に間隔を置いて配置された高圧タービンブレード８０列を含む。タービンブレード８０の各々は、ブレードプラットフォーム８６上の翼形部根元８４から翼形部先端８２まで半径方向外向きに延びるタービン翼形部３９を有する。タービン翼形部３９は、ブレードプラットフォーム８６から翼形部先端８２まで延びる半径方向に測定した翼長Ｓを有する。翼形部は、翼形部後縁ＴＥ全体にわたり後方つまり下流方向に面した翼形部後縁基部まで、後方つまり下流方向に薄くなるようにテーパ状になっている。
【００１３】
圧縮機吐出空気４５の一部分は、加圧冷却空気３５をタービンノズル３０に供給して、中空翼形部３９並びに内側及び外側バンドを含む該タービンノズル３０の様々な構成部品を冷却するようにするために使用される。冷却空気３５はまた、高圧タービン２２の回転可能なブレード先端８２を囲む環状シュラウド７２をフィルム冷却するためにも使用される。外壁２６は、図１及び図２に示すように、高圧圧縮機１８の下流端部にある最終高圧圧縮機段４３からの圧縮機吐出空気４５の一部分である加圧冷却空気３５を使用することによってフィルム冷却される。その圧縮機吐出空気４５の部分は、外側燃焼器ライナ７６の周りを流れ、該外側燃焼器ライナ７６の下流フランジ４７内のライナ開口４４を介して冷却空気プレナム５６内に流入する。冷却空気プレナム５６内に流入した圧縮機吐出空気４５の部分は、冷却空気３５として使用され、翼形部３９の中空内部内に流入する。フィルム冷却開口４９は、中空内部から壁２６の外側高温表面５４まで該壁２６を横切ってほぼ下流方向Ｄに延びる。
【００１４】
翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８に沿って流れるガス流１９は、図６に示すように、後縁ＴＥの厚さＴによって生じる圧力勾配により、後縁基部３４において渦流発生を引き起こす。この渦流発生により、望ましくない圧力損失が生じる。これらの損失は、時として遮断効果と呼ばれることもある。機械的制約条件及び鋳造上の制約条件によって、後縁の厚さをさらに薄くすることは物理的にできない。後縁渦流低減システム１１は、後縁領域８９内において翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８間の後縁基部３４における渦流発生の強さを低減又は最小にするために使用される。後縁渦流低減システム１１は、下流方向テーパ状プラズマ誘導バーチャル後縁延長部９１を生成し、このプラズマ誘導バーチャル後縁延長部９１が、より良好なタービン効率を達成するように有効後縁厚さを空気力学的に減少させる。
【００１５】
図５及び図６を参照すると、本明細書に示す後縁渦流低減システム１１の例示的な実施形態は、図５及び図６に示すように翼形部３９の後縁領域８９内において、後縁基部３４に近接して正圧側面４６及び／又は負圧側面４８に沿ったほぼ翼長方向つまり半径方向に延びるプラズマ発生器２を有する。プラズマ発生器２はまた、図９及び図１０に示すように、後縁領域８９内において、後縁基部３４に隣接しかつ該後縁基部３４と同一平面になるように正圧側面４６及び／又は負圧側面４８に沿ってさらに後方つまり下流に配置することもできる。正圧及び負圧側面４６、４８の各々に沿って、１つ又はそれ以上のプラズマ発生器２を設けることができる。プラズマ発生器２は、翼形部３９の翼長Ｓに沿ってある程度延びることができる。後縁領域８９は、後縁基部３４を含み、後縁基部３４から翼形部３９の周りで該翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８の小部分まで翼弦方向に延びる。
【００１６】
本明細書に示す後縁渦流低減システム１１の例示的な実施形態では、１つのプラズマ発生器２が、後縁領域８９内において翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８並びに後縁基部３４の各々上に取付けられる。プラズマ発生器２は、弱電離（イオン化）した空気のプラズマ９０を生成するように作動可能であり、イオン化空気のプラズマ９０は、正圧側面及び／又は負圧側面から後縁基部３４まで流動しかつ該後縁基部３４から下流方向Ｄつまり後向きに延びる延長したテーパ状バーチャル後縁延長部９１を形成する境界層流を誘導する。バーチャル後縁延長部９１は、図６に示すように、後縁ＴＥの厚さＴによって生じる圧力勾配による後縁基部３４における渦流発生を低減又は排除する。これにより、望ましくない圧力損失が低減又は排除される。バーチャル後縁延長部９１は、より良好なタービン効率を達成するように有効後縁厚さを空気力学的に減少させる。
【００１７】
図７を参照すると、プラズマ発生器２の各々は、誘電体材料５によって分離された内側及び外側電極３、４を含む。誘電体材料５は、後縁領域８９内において、翼形部３９の外壁２６、具体的には該翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８並びに後縁基部３４上の外側高温表面５４の翼長方向に延びる溝６内に配置される。電極に対してＡＣ電源１００を接続して、電極に高電圧ＡＣ電位を供給する。ＡＣ振幅が十分に大きい場合には、ガス流１９は、最大電位領域内でイオン化して、プラズマ９０を形成する。上述したように、プラズマ発生器２はまた、図９及び図１０に示すように、内側電極３が後縁基部３４と同一平面になるように、後縁領域８９内において正圧側面４６及び／又は負圧側面４８に沿ってさらに後方つまり下流に配置することもできる。
【００１８】
プラズマ９０は一般に、ガス流１９に曝された外側電極４の端縁部１０２で始まり、外側電極４が突出しかつ誘電体材料５によって覆われた区域１０４にわたって広がる。正圧側面及び／又は負圧側面上のプラズマ発生器２が作動している時には、プラズマ９０により、誘導境界層流７０が正圧側面及び／又は負圧側面からの境界層流８３から後縁基部３４に流動しかつ該後縁基部３４から下流方向Ｄつまり後向きに延びる延長したテーパ状バーチャル後縁延長部９１を形成するようになる。
【００１９】
プラズマ発生器２が作動停止されている時には、バーチャル後縁延長部９１は消滅し、後縁基部３４は、後縁領域８９内における有効後縁となる。プラズマ発生器２は、定常状態又は非定常モードのいずれかで作動させることができる。プラズマ発生器２及びもしエンジンがそれを有する場合には能動的隙間制御システムを制御しかつそれらを作動させまた作動停止させるために、電子制御装置５１を使用することができる。
【００２０】
事例的方法で、本発明を説明してきた。使用した専門用語は、限定としてではなく説明の用語の性質としてのものであることを意図していることを理解されたい。本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられものについて説明してきたが、本明細書の教示から当業者には本発明のその他の変更が明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更は本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることが望まれる。
【００２１】
従って、本特許によって保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】エンジンの高圧タービンセクションのタービンベーン及びロータブレードに対して後縁渦流低減システムを示した航空機ガスタービンエンジンの例示的な実施形態の長手方向断面図。
【図２】図１に示すベーン及びブレードの拡大図。
【図３】図２に示すブレード及びプラズマ発生器の斜視図。
【図４】図２に示すベーン組立体のベーン及びプラズマ発生器の斜視図。
【図５】図２に示すベーン又はブレードの翼形部の後縁領域の斜視図。
【図６】図５に示す後縁領域の断面図。
【図７】図４に示すプラズマ発生器が電力供給状態になっている後縁渦流低減システムの概略図。
【図８】図４に示すプラズマ発生器が作動停止状態になっている後縁渦流低減システムの概略図。
【図９】プラズマ発生器が後縁の後方コーナ部に置かれかつ翼形部の後縁基部と部分的に同一面になっている、図５に示す後縁領域の断面図。
【図１０】図９に示すプラズマ発生器が電力供給状態になっている後縁渦流低減システムの概略図。
【符号の説明】
【００２３】
２  プラズマ発生器
３  内側電極
４  外側電極
５  誘電体材料
６  溝
８  エンジン中心軸線
１０  ガスタービンエンジン
１１  後縁渦流低減システム
１２  ファン
１４  周囲空気
１６  ブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）
１８  高圧圧縮機（ＨＰＣ）
１９  ガス流
２０  燃焼器
２２  高圧タービン（ＨＰＴ）
２４  低圧タービン（ＬＰＴ）
２６  外壁
２８  低圧シャフト
２９  高圧ロータ
３０  タービンノズル
３１  ベーン組立体
３２  ベーン
３３  列
３４  後縁基部
３５  冷却空気
３８  内側バンド
３９  翼形部
４０  外側バンド
４２  セグメント
４３  高圧圧縮機段
４４  ライナ開口
４５  圧縮機吐出空気
４６  正圧側面
４７  下流フランジ
４８  負圧側面
４９  フィルム冷却開口
５０  流路
５１  電子制御装置
５２  内側高温表面
５４  外側高温表面
５６  冷却空気プレナム
７０  誘導境界層流
７２  環状シュラウド
７４  内側燃焼器ライナ
７６  外側燃焼器ライナ
８０  タービンブレード
８２  翼形部先端
８３  境界層流
８４  翼形部根元
８６  ブレードプラットフォーム
８９  後縁領域
９０  プラズマ
９１  バーチャル後縁延長部
１００  ＡＣ電源
１０２  端縁部
１０４  区域
Ｃ  翼弦方向
Ｄ  下流方向
Ｔ  厚さ
Ｓ  翼長
ＳＤ  翼長方向
ＬＥ  前縁
ＴＥ  後縁
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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