(57)【要約】【課題】下流プラズマ遮蔽式フィルム冷却に関する。【解決手段】下流プラズマ境界層遮蔽システムは、低温及び高温表面を有する壁を貫通して配置されかつ壁の低温表面から該壁の外側高温表面まで下流方向に傾斜したフィルム冷却開口を含む。フィルム冷却開口の下流に設置したプラズマ発生器は、該フィルム冷却開口を覆って下流方向に延びるプラズマを生成するために使用される。各プラズマ発生器は、外側高温表面の溝内に配置された誘電体材料によって分離された内側及び外側電極を含む。壁は、中空翼形部或いは環状燃焼器ライナ又は排気ライナの一部とすることができる。下流プラズマ境界層遮蔽システムを作動させる方法は、壁の外側高温表面に沿ってフィルム冷却開口を覆って下流方向に延びるプラズマを形成する段階を含む。本方法はさらに、プラズマ発生器を定常状態又は非定常モードで作動させる段階を含む。【選択図】      図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
壁（２６）を貫通して配置されかつ前記壁（２６）の低温表面（５９）から該壁（２６）の外側高温表面（５４）まで下流方向（Ｄ）に傾斜したフィルム冷却開口（４９）と、
前記フィルム冷却開口（４９）の下流に設置されて該フィルム冷却開口（４９）を覆って延びるプラズマ（９０）を生成するようになったプラズマ発生器（２）と、
を含む、下流プラズマ境界層遮蔽システム（１１）。
【請求項２】
前記プラズマ発生器（２）が、前記壁（２６）上に取付けられ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、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２記載のシステム（１１）。
【請求項４】
前記電極に接続されて該電極に高電圧ＡＣ電位を供給するＡＣ電源（１００）を含むことをさらに特徴とする、請求項３に記載のシステム（１１）。
【請求項５】
前記誘電体材料（５）が、前記壁（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６】
前記壁（２６）及び溝（６）が環状であることをさらに特徴とする、請求項５記載のシステム（１１）。
【請求項７】
前記壁（２６）が環状であり、
前記壁（２６）が、少なくとも部分的にガスタービンエンジン環状燃焼器ライナ（６６）を形成し、
前記溝（６）が環状である、
ことをさらに特徴とする、請求項５記載のシステム（１１）。
【請求項８】
円周方向に間隔を置いて配置されかつ半径方向に延びるガスタービンエンジンベーン（３２）の列を含み、前記ベーン（３２）の各々が、翼長方向に延びる中空翼形部（３９）を有し、前記翼形部（３９）が、対向する前縁及び後縁（ＬＥ、ＴＥ）間で下流方向（Ｄ）にかつ翼弦方向（Ｃ）に延びる外壁（２６）を有すると共にそれぞれ半径方向内側及び外側バンド（３８、４０）間で半径方向翼長方向（Ｓ）に延びる、ベーン組立体（３１）と、
前記壁（２６）を貫通して配置されかつ前記壁（２６）の低温表面（５９）から該壁（２６）の外側高温表面（５４）まで下流方向（Ｄ）に傾斜したフィルム冷却開口（４９）と、
前記フィルム冷却開口（４９）の下流で前記翼形部（３９）上に取付けられて該フィルム冷却開口（４９）を覆って延びるプラズマ（９０）を生成するようになったプラズマ発生器（２）と、
を含む、下流プラズマ境界層遮蔽システム（１１）。
【請求項９】
下流プラズマ境界層遮蔽システム（１１）を作動させる方法であって、
プラズマ発生器（２）に電力供給して、壁（２６）を貫通して配置されたフィルム冷却開口（４９）を覆ってかつ該壁（２６）の外側高温表面（５４）に沿って下流方向（Ｄ）に延びるプラズマ（９０）を形成する段階、
を含む、方法。
【請求項１０】
前記電力供給する段階が、前記プラズマ発生器（２）の誘電体材料（５）によって分離された内側及び外側電極（３、４）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９記載の方法。
【請求項１１】
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１０記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、高温航空機ガスタービンエンジン構成部品において見られる表面のような高温表面のフィルム冷却に関し、具体的にはガスタービンエンジンの燃焼器ライナ及びタービンノズル翼形部において見られる冷却孔のようなフィルム冷却孔に関する。
【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ストリームを形成する。ガスストリームは、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ストリームは、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。
【０００５】
フィルム冷却は、燃焼器ライナ、タービンノズルベーン及びバンド、タービンブレード、タービンシュラウド、並びにアフタバーニングエンジンに使用されるものなどの排気ノズル及び排気ノズルライナのようなガスタービン高温構成部品において広く使用されている。フィルム冷却は、フィルム冷却孔又はスロットを介してより低温の空気を噴射して、構成部品の高温表面上に断熱層又は冷却フィルムを形成しかつ該構成部品の表面上を流れる高温ガスとの直接的接触を減少させるために使用される。フィルム冷却孔は一般的に、冷却空気が高温表面に沿って或いは該高温表面に可能な限り近接して境界層内に噴射されるように、下流方向に傾斜している。冷却フィルム流は、該冷却フィルム流が下流方向に流れるにつれて、高温ガスと混合して、その効果が低下する可能性がある。構成部品の高温表面上を流れる高温ガスは、冷却フィルムを該高温表面から離れる方向に持ち上げ、フィルム冷却効果を低下させる。フィルム付着を高める１つの方法は、その出口に下流方向フレアを有する成形フィルム冷却孔を使用して、該孔から流出するフィルム噴流と下流側高温表面との間の角度を減少させることである。この方法は、ガス速度が比較的高いタービン翼形部においてこれ迄使用されてきた。
【特許文献１】米国特許第５，１８１，３７９号公報
【特許文献２】米国特許第５，４６５，５７２号公報
【特許文献３】米国特許出願公開第２００６／０００５５４５Ａ１号公報
【特許文献４】米国特許出願公開第２００６／０１０４８０７Ａ１号公報
【特許文献５】米国特許第５，２３３，８２８号公報
【特許文献６】米国特許第５，２４１，８２７号公報
【特許文献７】米国特許第５，３３７，５６８号公報
【特許文献８】米国特許第５，４１９，６８１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】
【０００６】
高温表面に対する付着を高めて良好なフィルム冷却効果を得ることができる別の又は付加的な装置及び／或いは方法を獲得することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
下流プラズマ境界層遮蔽システムは、壁を貫通して配置されかつ壁の低温表面から該壁の外側高温表面まで下流方向に傾斜したフィルム冷却開口を含む。フィルム冷却開口の下流に設置したプラズマ発生器は、該フィルム冷却開口の下流で壁の低温表面を覆って延びるプラズマを生成するために使用される。
【０００８】
本システムの例示的な実施形態では、プラズマ発生器は、壁上に取付けられ、誘電体材料によって分離された内側及び外側電極を含む。ＡＣ電源は、電極に接続されて該電極に高電圧ＡＣ電位を供給する。誘電体材料は、壁の外側高温表面の溝内に配置される。
【０００９】
本システムのより具体的な実施形態はさらに、ガスタービンエンジンベーンを含み、ガスタービンエンジンベーンは、該ベーンの中空翼形部を少なくとも部分的に形成した壁を含む。翼形部は、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と共に対向する前縁及び後縁間で下流方向にかつ翼弦方向に延びる。翼形部は、高圧タービンノズルベーンの一部とすることができる。プラズマ発生器は、翼形部の外側高温表面の翼長方向に延びる溝内に誘電体材料を配置した状態で、翼形部上に取付けることができる。
【００１０】
本システムの別のより具体的な実施形態はさらに、環状でありかつガスタービンエンジン燃焼器ライナを少なくとも部分的に形成した壁と環状である溝とを含む。
【００１１】
下流プラズマ境界層遮蔽システムを作動させる方法は、プラズマ発生器に電力供給して、壁を貫通して配置されたフィルム冷却開口を覆ってかつ該壁の外側高温表面に沿って下流方向に延びるプラズマを形成する段階を含む。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。
【００１２】
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】
【００１３】
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、ＨＰＣ１８によって加圧された空気１４と燃料を混合して高圧タービン（ＨＰＴ）２２を通って下流方向（Ｄ）に流れる燃焼ガス流１９を生成するようになった燃焼器２０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。
【００１４】
図２及び図３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。主燃焼器２０は、内側及び外側燃焼器ライナ７４、７６を含む。タービンノズル３０はより一般的にはベーン組立体３１とも呼ばれるが、図２及び図３に示すタービンノズル３０の例示的な実施形態は、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Ｓに延びる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。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、バンド及びベーンは、典型的にはセグメント４２当たり２つのベーン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。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。
【００１５】
図３及び図４を参照すると、各翼形部３９は、正圧側面４６と円周方向に対向する負圧側面４８とを有する外壁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Ｓに延びる。両バンドは一般的に、それらの初期製造時に、対応するベーンと一体形に鋳造される。高温燃焼ガス流１９は、翼形部３９間の流路５０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。
【００１６】
冷却式タービンベーン３２及び外壁２６上を流れる高温燃焼ガス流１９は、内側及び外側バンド３８、４０の内側高温表面５２に沿って、また図５に概略的に示すように、外壁２６の正圧及び負圧側面４６、４８の外側高温表面５４に沿って、流れ境界層６０を形成する。外壁２６の正圧及び負圧側面４６、４８の外側高温表面５４に隣接して流れ境界層６０内に速度勾配Ｖ及びガス温度勾配Ｔが存在する。ガス温度勾配Ｔ及び高温ガス流１９は、外壁２６の正圧及び負圧側面４６、４８の外側高温表面５４に沿って不要なかつ望ましくない加熱を引き起こす。ガス温度勾配Ｔは、高温ガス流１９から比較的低温ではあるが依然として高温の外壁２６への望ましくない熱伝達を生じる。
【００１７】
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４１内に流入する。
【００１８】
円筒状又はその他の形状の孔又はスロットのようなフィルム冷却開口４９が、図２、図３及び図４に示すように、翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８の外壁２６を貫通して配置される。フィルム冷却開口４９は、外壁２６を横切って冷却空気３５を流し、壁２６の外側高温表面５４上に熱保護用冷却フィルム３７を形成するために使用される。図１に示す下流プラズマ境界層遮蔽システム１１は、高温表面５４に対する冷却フィルム３７の付着を高めることによって、フィルム冷却開口４９の下流で壁２６の高温表面５４を覆った冷却フィルム３７の効果を向上させるように設計される。本明細書に示す下流プラズマ境界層遮蔽システム１１は、高圧タービン２２のタービンノズル３０における翼形部３９のためのものである。下流プラズマ境界層遮蔽システム１１はまた、燃焼器２０内に見られるもののような壁２６のフィルム冷却式外側高温表面５４並びにその他のガスタービンエンジン構成部品及び非ガスタービンエンジンのフィルム冷却式壁のその他のフィルム冷却式高温表面を遮蔽するために使用することができる。
【００１９】
フィルム冷却開口４９は、高温ガス流１９に対して下流方向Ｄに傾斜している。フィルム冷却開口４９は、壁２６の低温表面５９から該壁２６の外側高温表面５４までほぼ下流方向Ｄに該壁２６を横切って延びる。低温表面５９及び外側高温表面５４という用語は、エンジンの作動中つまり壁２６の加熱時に、どちらの表面が相対的に低温及び高温であるかを示すために使用しており、システム１１が作動していない時のそれら両表面の相対的温度を反映するものではない。フィルム冷却開口４９は一般的に、壁２６に対して浅くかつ下流方向Ｄに傾斜して、外側高温表面５４に沿った境界層内にフィルム冷却空気３５を送り込みかつ該高温表面上に冷却フィルム３７を形成する。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】
図２〜図５に示す下流プラズマ境界層遮蔽システム１１は、以後において誘導流（ｉｎｄｕｃｅｄ  ｆｌｏｗ）７０と呼ぶ流れを高温表面に向かって誘導しかつフィルム冷却開口４９の下流で冷却フィルム３７を外側高温表面５４に対して付着した状態に保つ体積力（ｂｏｄｙ  ｆｏｒｃｅ）を生成するように設計される。下流プラズマ境界層遮蔽システム１１は、図５に示すように、プラズマ９０を形成し、このプラズマ９０が、翼形部３９の外壁２６の外側高温表面５４上の圧力分布に変化を引き起こすバーチャル空気力学的形状を生成する。バーチャル空気力学的形状によって生じる圧力分布は、プラズマ誘導流７０を生じさせる。プラズマ誘導流７０は、冷却フィルム３７上に負圧を発生させて該フィルムを高温表面５４に近接した状態に保ち、より良好なフィルム冷却効果を得るようにする。
【００２１】
本明細書に示す下流プラズマ境界層遮蔽システム１１は、図５に示すように、フィルム冷却開口４９の下流において壁２６の外側高温表面５４上に設置されたプラズマ発生器２を含む。プラズマ発生器２は、フィルム冷却開口４９の下流つまり後方において翼形部３９の負圧側面４８及び正圧側面４６の各々上に配置される。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。電極近傍の空気は弱電離（イオン化）し、またその空気の加熱は殆ど又は全くない。
【００２２】
プラズマ発生器２は、翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８の外側高温表面５４の各々に沿って、翼形部外側表面適合プラズマ９０を生成する。プラズマ９０は、図５に示すように、翼形部３９の外壁２６の外側高温表面５４上の圧力分布に変化を引き起こすバーチャル空気力学的形状を生成する。これにより、高温表面に向かう誘導流７０が生じ、また冷却フィルム３７が、フィルム冷却開口４９の下流で壁２６の外側高温表面５４に対して付着した状態に保たれる。プラズマ誘導流７０は、冷却フィルム３７上に負圧を発生させて該フィルムを高温表面５４に近接した状態に保ち、より良好なフィルム冷却効果を得るようにする。
【００２３】
下流プラズマ境界層遮蔽システム１１は、外側高温表面５４に対する冷却フィルム３７の効果を高め、従って流れ境界層６０によるガス流１９と翼形部３９の外壁２６の外側高温表面５４との間の表面熱伝達をさらに減少させる。熱伝達の減少により、ベーン又はその他の下流プラズマ遮蔽フィルム冷却式構成部品の部品寿命が改善されかつ構成部品の冷却流量要件が低下し、従ってエンジン効率が向上する。
【００２４】
図５を参照すると、本明細書に示したプラズマ発生器２の例示的な実施形態は、ベーン３２の外壁２６上に取付けられた複数のプラズマ発生器２を含む。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、ベーン３２の外壁２６の外側高温表面５４における翼長方向に延びる溝６内に配置される。電極に高電圧ＡＣ電位を供給するために、電極に対してＡＣ電源１００が接続される。
【００２５】
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。複数のプラズマ発生器２は、ベーン３２の外側高温表面５４の大きな部分を被う外表高温表面適合プラズマ９０を生成する。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。プラズマ発生器を使用した翼形部は、該翼形部上での流れ剥離を防止することが知られている。
【００２６】
プラズマ発生器２が作動している時には、プラズマ発生器２が作動停止している時よりも多くの有効フィルム冷却が行われるので、外壁２６への熱伝達が減少する。従って、翼形部３９の外壁２６の負圧側面４８の外側高温表面５４に対する高温ガス流１９による加熱もまた、プラズマ発生器２が作動停止している時よりも作動している時の方が小さいことになる。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。
【００２７】
図１〜図５には、高圧タービン２２のタービンノズル３０の翼形部３９に使用するための、より具体的には翼形部の外壁つまり高温壁の正圧及び負圧側面４６、４８の両面上で使用するための下流プラズマ境界層遮蔽システム１１を示している。下流プラズマ境界層遮蔽システム１１はまた、内側及び外側バンド３８、４０の内側高温表面５２に沿って、また図１に示す主燃焼器２０の内側及び外側燃焼器ライナ７４、７６上で使用することができる。下流プラズマ境界層遮蔽システム１１はまた、高圧タービンのその他の段のタービンノズル翼形部上で、またアフタバーナ燃焼器ライナにおいて使用することができる。
【００２８】
アフタバーナ燃焼器又は排気ノズルライナについては、米国特許第５，４６５，５７２号に説明されており、また主燃焼器ライナについては、米国特許第５，１８１，３７９号により具体的に説明されている。ガスタービンエンジンライナ６６の一部分６４は、図６に示すように、環状燃焼器ライナ６６によって例示しており、この環状燃焼器ライナ６６は、主又はアフタバーナ燃焼器のライナ或いは排気ノズルライナからのものとすることができる。燃焼器及び排気ノズルライナは一般的に、環状であって、エンジン中心軸線８の周りを囲む。誘電体材料５は、内向きに面した高温表面つまりライナを形成する壁の環状溝６内に配置される。円筒状として示したフィルム冷却開口４９は、環状のものとして図示している外壁２６を貫通して配置される。
【００２９】
プラズマ発生器２は、フィルム冷却開口４９の下流で壁２６の外側高温表面５４上に設置される。フィルム冷却開口４９は、高温ガス流１９に対して下流方向Ｄに傾斜している。フィルム冷却開口４９は、壁２６の低温表面５９から該壁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。フィルム冷却開口４９は一般的に、壁２６に対して浅くかつ下流方向Ｄに傾斜して、外側高温表面５４に沿った境界層内にフィルム冷却空気３５を送り込みかつ該高温表面上に冷却フィルム３７を形成する。冷却空気３５は、フィルム冷却開口４９を貫通して半径方向内向きかつ下流方向Ｄに流れる。下流プラズマ境界層遮蔽システム１１はまた、二次元又はその他の形状のガスタービンエンジンノズルライナ又は排気ライナで使用することができる。
【００３０】
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。
【００３１】
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】
【００３２】
【図１】エンジンの高圧タービンセクションのノズルベーンに対して下流プラズマ境界層遮蔽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に示すノズルベーン及び下流プラズマ境界層遮蔽システムの拡大図。
【図３】図２に示すベーン及び下流プラズマ境界層遮蔽システムのプラズマ発生器の拡大斜視図。
【図４】図３に示すベーンの断面図。
【図５】電力供給状態にある図４に示すプラズマ発生器を備えた下流プラズマ境界層遮蔽システム及び境界層の概略部分図式図。
【図６】下流プラズマ境界層遮蔽システムを備えたガスタービンエンジンライナの斜視図。
【符号の説明】
【００３３】
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  下流プラズマ境界層遮蔽システム
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  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
３５  冷却空気
３７  冷却フィルム
３８  内側バンド
３９  翼形部
４０  外側バンド
４１  中空内部
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
５９  低温表面
６０  境界層
６４  一部分
６６  ライナ
７０  誘導流
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
８２  ブレード先端
９０  プラズマ
１００  ＡＣ電源
１０２  端縁部
１０４  区域
Ｃ  翼弦方向
Ｓ  翼長方向
Ｔ  ガス温度勾配
Ｖ  速度勾配
Ｄ  下流方向
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】
2008139012.tif 000008