(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機用のガスタービンエンジンに関し、ガス流境界層の中における速度勾配を低下させ、表面の抵抗を削減して、空力効率を改善する。【解決手段】プラズマ境界層リフトシステム１１は、対向する前縁および後縁ＬＥ，ＴＥの間において翼弦方向Ｃに延在する外側表面５４を備えて翼幅方向に延在するエアフォイル３９を有する少なくとも１つのガスタービンエンジン翼形部３２と、外側表面５４に沿って翼弦方向Ｃに延在するプラズマを生成する翼弦方向に離間したプラズマ発生器２とを包含する。各々のプラズマ発生器２は、外側表面５４内において翼幅方向に延在する溝の中に配設される誘電体によって分離される内側および外側の電極を包含しても良い。エアフォイル３９は、外側壁部と、外側壁部上に取付けられるプラズマ発生器２とを有して中空であっても良い。【選択図】図２
2008115857.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
プラズマ境界層リフトシステム（１１）であって、
翼幅方向に延在するエアフォイル（３９）を有する少なくとも１つのガスタービンエンジン翼形部（３２）と、
対向する前縁および後縁（ＬＥ，ＴＥ）の間において翼弦方向（Ｃ）に延在する外側表面（５４）を有する前記エアフォイル（３９）と、
前記外側表面（５４）に沿って前記翼弦方向（Ｃ）に延在するプラズマ（９０）を生成するようにした翼弦方向に離間したプラズマ発生器（２）とを含む、
プラズマ境界層リフトシステム（１１）。
【請求項２】
前記エアフォイル（３９）上に取付けられる前記プラズマ発生器（２）を更に含み、各々の前記プラズマ発生器（２）が誘電体（５）によって分離される内側および外側の電極（３，４）を包含する、
請求項１記載のシステム（１１）。
【請求項３】
各電極に接続する交流電源（１００）を更に含んで、各電極に高電圧の交流電位を供給するようにした、
請求項２記載のシステム（１１）。
【請求項４】
前記エアフォイル（３９）の外側表面（５４）内において翼幅方向に延在する溝（６）の中に配設される前記誘電体（５）を更に含む、
請求項３記載のシステム（１１）。
【請求項５】
中空であって、外側壁部（２６）と、前記外側壁部（２６）上に取付けられる前記プラズマ発生器（２）とを有するようにした前記エアフォイル（３９）を更に含む、
請求項１記載のシステム（１１）。
【請求項６】
誘電体（５）によって分離される内側および外側の電極（３，４）を包含する各々の前記プラズマ発生器（２）を更に含み、前記誘電体（５）が前記外側壁部（２６）の外側表面（５４）内において翼幅方向に延在する溝（６）の中に配設される、
請求項５記載のシステム（１１）。
【請求項７】
高圧タービンノズル翼形部である前記エアフォイル（３９）を更に含む、
請求項２記載のシステム（１１）。
【請求項８】
中実なコンプレッサエアフォイルである前記エアフォイル（３９）を更に含み、各々の前記プラズマ発生器（２）が誘電体（５）によって分離される内側および外側の電極（３，４）を包含する、
請求項２記載のシステム（１１）。
【請求項９】
プラズマ境界層リフトシステム（１１）であって、
周方向に離間され且つ半径方向に延在するガスタービンエンジン翼形部（３２）の列（３３）を包含する翼形部アセンブリ（３１）と、
翼幅方向に延在するエアフォイル（３９）を有する各々の前記翼形部（３２）と、
対向する前縁および後縁（ＬＥ，ＴＥ）の間において翼弦方向（Ｃ）に延在する外側表面（５４）を有する前記エアフォイル（３９）と、
前記外側表面（５４）に沿って前記翼弦方向（Ｃ）に延在するプラズマ（９０）を生成する翼弦方向に離間したプラズマ発生器（２）とを含む、
プラズマ境界層リフトシステム（１１）。
【請求項１０】
セグメント毎に２つまたはそれ以上の翼形部（３２）を備えた周方向セグメント部分（４２）を有する周方向に離間され且つ半径方向に延在するガスタービンエンジン翼形部（３２）の前記列（３３）を更に含む、
請求項９記載のシステム（１１）。
【請求項１１】
プラズマ境界層リフトシステム（１１）を有するガスタービンエンジン（１０）を操作する方法であって、当該方法が、周方向に離間され且つ半径方向に延在するガスタービンエンジン翼形部（３２）の列（３３）の中における１つまたはそれ以上のガスタービンエンジン翼形部（３２）のエアフォイル（３９）の外側表面（５４）に沿って翼弦方向（Ｃ）に延在するプラズマ（９０）を形成することを含む、
ガスタービンエンジン（１０）を操作する方法。
【請求項１２】
前記プラズマ（９０）を形成することが、翼弦方向に離間され且つ翼幅方向に延在するプラズマ発生器（２）を付勢することを更に包含する、
請求項１１記載の方法。
【請求項１３】
前記プラズマ発生器（２）を定常状態または非定常モードで操作することを更に含む、請求項１２記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用のガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジンのタービン翼形部エアフォイルに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファンタイプの典型的なガスタービンエンジンは、概ね、前方ファンと、ブースターコンプレッサすなわち低圧コンプレッサと、中央のコアエンジンと、ファンおよびブースターコンプレッサすなわち低圧コンプレッサに動力を供給する低圧タービンとを包含する。コアエンジンは、連続的な流れ関係において、高圧コンプレッサと、燃焼器と、高圧タービンとを包含する。コアエンジンの高圧コンプレッサおよび高圧タービンは、高圧シャフトによって接続する。高圧コンプレッサからの高圧空気は、燃焼器内において燃料に混合されて点火され、高エネルギーガス流を形成する。そのガス流は、高圧タービンを介して流れ、それを高圧シャフトと共に回転可能に駆動し、続いて、その高圧シャフトが、高圧コンプレッサを回転可能に駆動する。
【０００３】
高圧タービンから出て行くガス流は、第２タービンすなわち低圧タービンを介して膨張する。低圧タービンは、低圧シャフトを経由してファンおよびブースターコンプレッサ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在する。発生するスラストの大部分は、ファンによって生じるものである。船舶用または産業用のガスタービンエンジンは、発電機、船舶用プロペラ、ポンプおよびその他の装置に動力を供給する低圧タービンを有しているが、ターボプロップエンジンは、低圧タービンを使用し、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】
高圧タービンは、周方向に離間したエアフォイルまたは半径方向内側および外側のバンドの間に延在する翼形部の少なくとも１つの列を包含するタービンノズルを有している。翼形部は、通常、コンプレッサからの冷却空気によって冷却される外側壁部を有する中空のものである。冷却されたタービン翼形部外側壁部を越えて流れる高温ガスは、翼形部外側壁部の外側表面と高温ガスがそれを通過する内側および外側のバンドの端壁部表面とに沿って流れおよび温度の境界層を形成する。
【０００５】
ガス流境界層の中には速度勾配が存在し、翼形部外側壁部の外側表面に隣接する温度境界層の中にはガス温度勾配が存在する。速度勾配は、結果としてガス流の中における剪断応力を生じて、不都合な空力抵抗を形成する。ガス温度勾配は、結果として高温ガスから低温外側表面への不都合な伝熱を生じて、不要な表面加熱を形成する。ガス流境界層の中における速度勾配を低下させ、表面の抵抗を削減して、空力効率を改善することが望ましい。ガス温度境界層の中における温度勾配を低下させ、伝熱を削減して、コンポーネント寿命を改善し、或いは冷却流要求事項を軽減して、エンジン効率を向上させることもまた望ましい。
【特許文献１】米国特許第６，６１９，０３０号公報
【特許文献２】米国特許第６，７０８，４８２号公報
【特許文献３】米国特許第６，７３２，５０２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，  ＡＩＡＡ  ２００５−５６３，１５  ｐａｇｅｓ
【非特許文献２】“Ｐｌａｓｍａ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｏｆ  Ｂｏｕｄａｒｙ  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．  Ｃｒａｆｒｏｎ，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  Ｅ．  Ｂａｌｃｅｒ，  Ｍｉｌｔｏｎ  Ｅ．  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  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  Ｆｌｏｗ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ，  ５−８  Ｊｕｎｅ  ２００６，  Ｓａｎ  Ｆｒａｎｃｉｓｃｏ，  Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ，  ＡＩＡＡ  ２００６−３６９３，  １４  ｐａｇｅｓ  プラズマ境界層リフトシステムは、対向する前縁および後縁の間において翼弦方向に延在する外側表面を備えて翼幅方向に延在するエアフォイルを有する少なくとも１つのガスタービンエンジン翼形部を包含する。翼弦方向に離間したプラズマ発生器は、外側表面に沿って翼弦方向に延在するプラズマを生成するために使用される。システムの例示的な実施例では、プラズマ発生器は、エアフォイル上に取付けられる。各々のプラズマ発生器は、誘電体によって分離される内側および外側の電極を包含する。誘電体は、エアフォイルの外側表面内において翼幅方向に延在する溝の中に配設される。交流電源は、各電極に接続して、各電極に高電圧の交流電位を供給する。
【０００６】
システムの更なる特定の実施例では、エアフォイルは中空であり、プラズマ発生器は、エアフォイルの外側壁部上に取付けられ、誘電体は、外側壁部の外側表面内において翼幅方向に延在する溝の中に配設される。システムは、高圧タービンノズル用として示されているが、エンジン内におけるその他の翼形部アセンブリと共に使用されても良い。
【０００７】
プラズマ境界層リフトシステムを有するガスタービンエンジンを操作する方法は、周方向に離間され且つ半径方向に延在するガスタービンエンジン翼形部の列の中における１つまたはそれ以上のガスタービンエンジン翼形部のエアフォイルの外側表面に沿って翼弦方向に延在するプラズマを形成することを包含する。当該方法の更なる特定の実施例では、プラズマを形成することは、翼弦方向に離間され且つ翼幅方向に延在するプラズマ発生器を付勢することを更に包含する。プラズマ発生器は、定常状態または非定常モードで操作されても良い。
【０００８】
図１に示すものは、エンジン中心線軸８の回りにおいて設定され、周囲空気１４を受入れるファン１２と、ブースターコンプレッサすなわち低圧コンプレッサ（ＬＰＣ）１６と、高圧コンプレッサ（ＨＰＣ）１８と、ＨＰＣ１８によって与圧される空気１４に燃料を混合して、高圧タービン（ＨＰＴ）２２を介して下流に流れる燃焼ガスまたはガス流１９を生成する燃焼器２０と、そこからの燃焼ガスがエンジン１０から吐出される低圧タービン（ＬＰＴ）２４とを有するようにした例示的なターボファンガスタービンエンジン１０である。ＨＰＴ２２は、ＨＰＣ１８に対して接合され、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および低圧コンプレッサ１６の両者に接合する。少なくとも部分的には回転可能に配設される第２シャフトすなわち低圧シャフト２８は、第１ロータすなわち高圧ロータに対して同軸的に且つその半径方向内側に配設される。
【０００９】
図２および図３に示すものは、それを介して高温ガス流１９が燃焼器２０から吐出される高圧タービン２２のタービンノズル３０である。より一般的には翼形部アセンブリ３１とも呼ばれるタービンノズル３０の例示的な実施例は、図２および図３に示すように、半径方向内側および外側の端部３４，３６において半径方向内側および外側のバンド３８，４０のそれぞれに対して一体的に接合する中空のエアフォイル３９を有して周方向に離間され且つ半径方向に延在する翼形部３２の列３３を包含する。本文において示すタービンノズル３０の例示的な実施例では、それらのバンドおよび翼形部は、典型的には、セグメント４２毎に２つの翼形部３２を備えて、周方向のセグメント４２の中において形成される。２つ以上のセグメントが存在していても良く、それらのセグメントは、典型的には、それらの間における従来的なスプラインシールによって互いに適切に接合される軸方向のスプリットラインを有する。与圧した冷却空気の一部は、コンプレッサから抽気され、冷却空気をタービンノズル３０に供給し、中空エアフォイル３９と内側および外側のバンドとを包含するその様々なコンポーネントを冷却する。
【００１０】
図３および図４を参照すると、各々のエアフォイル３９は、圧力側４６と、対向する前縁および後縁ＬＥ，ＴＥのそれぞれの間における翼弦方向Ｃにおいて軸方向に延在する周方向反対側の吸込み側４８とを有する外側壁部２６を包含する。エアフォイル３９および外側壁部２６は、内側および外側のバンド３８，４０の間における翼幅方向Ｓにおいて半径方向に延在する。それらのバンドは、典型的には、その初期製造の間に対応する翼形部と共に一体的に鋳造される。高温燃焼ガス流１９は、エアフォイル３９の間における流れ通路５０を通り抜ける。流れ通路５０は、内側および外側のバンド３８，４０のガス流１９に対する内側表面５２と、エアフォイル３９の圧力側および吸込み側４６，４８の外側表面５４とによって画成される。
【００１１】
冷却されるタービン翼形部３２および外側壁部２６を越えて流れる高温燃焼ガス流１９は、内側および外側のバンド３８，４０の内側表面５２に沿って、更には、図６において概略的に示すように、外側壁部２６の圧力側および吸込み側４６，４８の外側表面５４に沿って、流れ境界層６０を形成する。外側壁部２６の圧力側および吸込み側４６，４８の外側表面５４に隣接する流れ境界層６０の中には、速度勾配Ｕおよびガス温度勾配Ｔが存在する。速度勾配Ｕは、結果としてガス流１９の中における剪断応力を生じて、不要且つ不都合な空力抵抗を引き起こす。ガス温度勾配Ｔは、結果として高温のガス流１９から低温の外側壁部２６への不都合な伝熱を生じる。
【００１２】
図２から図５に示したプラズマ境界層リフトシステム１１は、流れ境界層６０を外側壁部２６の外側表面５４から離して上に持ち上げるように設計されている。本文において示すプラズマ境界層リフトシステム１１は、エアフォイルが吸込み側において高い加熱を受けるので、エアフォイル３９の吸込み側４８において翼弦方向に離間したプラズマ発生器２を包含する。翼弦方向に離間したプラズマ発生器２は、エアフォイル３９の圧力側４６に配置されても良い。プラズマ発生器２は、エアフォイル３９の吸込み側４８の外側表面５４の各々に沿ってプラズマ９０に整合するエアフォイル外側表面を形成する。プラズマ境界層リフトシステム１１は、図６に示したように、流れ境界層６０をエアフォイル３９の外側壁部２６の外側表面５４から離して上に持ち上げる。これは、ガス流１９がそれを越えて流れるスリップ境界層７０を形成する。
【００１３】
スリップ境界層７０は、ガス流１９と外側壁部２６の外側表面５４との間にインターフェース６８を提供し、インターフェース６８は、プラズマ発生器２がオンにされ或いは付勢される際も中実な表面ではない。流れ境界層６０およびその速さ並びにガス温度の勾配Ｕ，Ｔは、プラズマ発生器２が図５に示すように電圧を加えられるときにはスリップ層７０によって外側表面５４から分離されるが、それらの勾配は、プラズマ発生器２が図６に示すように付勢されないときには外側表面５４と直接に接触する。
【００１４】
流れ境界線６０を外側表面５４から離して上に持ち上げることは、流れ境界層６０に起因するガス流１９とエアフォイル３９の外側壁部２６の外側表面５４との間における表面抵抗および伝熱を削減する。表面の抵抗の削減は、翼形部の空力効率とエンジン１０の効率とを向上させる。伝熱の削減は、翼形部のコンポーネント寿命を改善し、翼形部の冷却流要求事項を軽減し、結果としてエンジン効率を向上させる。
【００１５】
本文において示すプラズマ発生器２の例示的な実施例は、翼形部３２の外側壁部２６上に取付けられるプラズマ発生器２を包含する。プラズマ発生器２の各々は、誘電体５によって分離される内側および外側の電極３，４を包含する。誘電体５は、翼形部３２の外側壁部２６の外側表面５４内において翼幅方向に延在する溝６の中に配設される。交流電源１００は、各電極に接続して、各電極に高電圧の交流電位を供給する。
【００１６】
交流の振幅が十分に大きいとき、ガス流１９は、プラズマ９０を形成している最大の電位の領域内においてイオン化する。複数のプラズマ発生器２は、プラズマ９０に整合する外側表面を形成して、翼形部３２の外側表面５４の実質的な部分をカバーする。プラズマ９０は、概ね、ガス流１９に曝される内側電極３のエッジ１０２から始まり、誘電体５によってカバーされる外側電極４によって投影される領域１０４の全体にわたって展開される。電界勾配の面前におけるプラズマ９０は、外側表面５４とプラズマ９０の間に位置するガス流１９に対する力を発生させ、エアフォイル３９の外側壁部２６の外側表面５４の全体にわたる圧力分布の変化を引き起こす仮想空力的な形状を誘導する。
【００１７】
誘導される仮想空力的な形状および結果として生じる圧力分布の変化は、ガス流１９がそれを越えて流れるスリップ境界層７０を形成する。プラズマ発生器を使用するエアフォイルは、エアフォイルの全体にわたって流れの分離を防止するために提示されたものが知られている。
【００１８】
プラズマ発生器２がオンにされるとき、インターフェース６８における速度勾配Ｕは、プラズマ発生器２がオフであるときよりも小さい。同様にして、インターフェース６８の温度勾配Ｔもまた、プラズマ発生器２がオンであるときには、プラズマ発生器２がオフであるときより小さい。従って、高温ガス流１９からエアフォイル３９の外側壁部２６の吸込み側４８の外側表面５４への加熱もまた、プラズマ発生器２がオンであるときには、プラズマ発生器２がオフであるときより小さいことになる。プラズマ発生器２は、定常状態または非定常モードの何れにおいて操作されても良い。
【００１９】
プラズマ境界層リフトシステム１１は、本文においては、高圧タービン２２のタービンノズル３０のエアフォイル３９のためのものとして示され、より詳細には、エアフォイルの外側壁部の吸込み側４８におけるものとして示されている。また、プラズマ境界層リフトシステム１１は、エアフォイルの圧力側４６に沿って、更には、内側および外側のバンド３８，４０の内側表面５２に沿って使用されても良い。また、プラズマ境界層リフトシステム１１は、高圧タービンのその他のステージおよび低圧タービンにおけるタービン翼形部エアフォイルにおいて使用されても良い。また、プラズマ境界層リフトシステム１１は、高圧および低圧のコンプレッサにおける翼形部アセンブリのために使用されても良い。コンプレッサ翼形部アセンブリは、コンプレッサの内側および外側のバンドの間において半径方向に延在するコンプレッサ翼形部エアフォイルを包含するものであり、コンプレッサ翼形部エアフォイルは、通常、中空ではなく中実である。
【００２０】
本発明は、例示的な様式で説明されてきた。使用された用語は、本質的には限定的ではなくむしろ説明的な言葉として意図されていると理解すべきである。本文では、本発明の好適且つ例示的な実施例であると思われる内容を説明してきたが、当業者にとっては、本発明のその他の修正もまた本文における教示内容から明らかになるはずであり、それ故、そのような全ての修正は、本発明の正当な精神および範囲の中に納まるものとして添付請求項において保証されるように要請される。
【００２１】
従って、特許による保護を求めるものは、特許請求の範囲の請求項において規定され識別される本発明なのである。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
本発明の上述の様相およびその他の特徴は、添付図面を参照して理解される後続の説明において説明される。
【図１】エンジンの高圧タービンセクションのノズル翼形部のためのプラズマ境界層リフトシステムを備えた航空機用のガスタービンエンジンの例示的な実施例に関する長手方向の断面図である。
【図２】図１に示したノズル翼形部およびプラズマ境界層リフトシステムの拡大図である。
【図３】図２に示した翼形部およびプラズマ発生器の拡大斜視図である。
【図４】図３に示した翼形部を介する斜視図である。
【図５】図４に示した付勢されるプラズマ発生器を境界層と共に示している概略的且つ部分的な説明図である。
【図６】図４に示した付勢されるプラズマ発生器を取り除いた境界層の説明図である。
【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
６  溝
８  エンジン中心線軸
１０  ガスタービンエンジン
１１  プラズマ境界層リフトシステム
１２  ファン
１４  周囲空気
１６  ブースターコンプレッサすなわち低圧コンプレッサ（ＬＰＣ）
１８  高圧コンプレッサ（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  外側壁部
２８  低圧シャフト
２９  高圧ロータ
３０  タービンノズル
３１  翼形部アセンブリ
３２  翼形部
３３  列
３４  内側端部
３６  外側端部
３８  内側バンド
３９  エアフォイル
４０  外側バンド
４２  セグメント
４６  圧力側
４８  吸込み側
５０  流れ通路
５２  内側表面
５４  外側表面
６０  境界層
６８  インターフェース
７０  スリップ境界層
９０  プラズマ
１００  交流電源
１０２  エッジ
１０４  領域
Ｃ  翼弦方向
Ｓ  翼幅方向
Ｔ  ガス温度勾配
Ｕ  速度勾配
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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