(57)【要約】      （修正有）【課題】より良好な空気力学的性能を達成し、また表面加熱を低下させるためには、馬蹄形渦流の強さを最小にする。【解決手段】前縁渦流低減システムは、端部壁８８から離れる方向に翼長方向に延びるガスタービンエンジン翼形部３９と、翼形部の前縁ＬＥの近く、かつ前縁の周りに位置すると共に、フィレット３４の近くに位置する前縁領域８９内に翼形部及び端部壁間のフィレットを通って翼長方向に延びる１つ以上のプラズマ発生器とを含む。プラズマ発生器は、前縁領域内においてフィレットの一部分上に延びるプラズマを生成するように作動可能である。プラズマ発生器は、その第１の部分が翼形部の正圧側面上に位置し、かつ第２の部分が翼形部の負圧側面上に位置した状態で、翼形部の外壁上に取付けることができる。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に電力供給して、定常状態又は非定常モードでプラズマを形成する段階を含む。【選択図】図８
2008163940.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
端部壁（８８）から離れる方向に翼長方向（Ｓ）に延びるガスタービンエンジン翼形部（３９）と、
前記翼形部（３９）及び端部壁（８８）間のフィレット（３４）と、
前記翼形部（３９）の前縁（ＬＥ）の近くかつ該前縁（ＬＥ）の周りの前記フィレット（３４）の前縁領域（８９）と、
前記前縁領域（８９）内において前記フィレット（３４）を通って翼長方向（Ｓ）に延びる１つ又はそれ以上のプラズマ発生器（２）と、を含み、
前記プラズマ発生器（２）が、前記前縁領域（８９）内において前記フィレット（３４）の少なくとも一部分上に延びるプラズマ（９０）を生成するように作動可能である、
ことを特徴とする前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、前記翼形部（３９）の外壁（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】
前記ガスタービンエンジン翼形部（３９）が、該翼形部（３９）の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）間で翼弦方向（Ｃ）に延び、
前記プラズマ発生器（２）のうちの第１の部分が、前記翼形部（３９）の正圧側面（４６）上に配置され、
前記プラズマ発生器（２）のうちの第２の部分が、前記翼形部（３９）の負圧側面（４８）上に配置される、
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】
前記ガスタービンエンジン翼形部（３９）が、該翼形部（３９）の前縁（ＬＥ）及び後縁（ＴＥ）間で翼弦方向（Ｃ）に延び、
前記プラズマ発生器（２）のうちの第１の部分が、前記翼形部（３９）の正圧側面（４６）に配置され、
前記プラズマ発生器（２）のうちの第２の部分が、前記翼形部（３９）の負圧側面（４８）上に配置され、
前記翼形部（３９）が、高圧タービンノズルベーンに含まれかつ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、
前記端部壁（８８）が、前記バンドの１つである、
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】
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（３３）を備えたベーン組立体（３１）を含み、
前記ベーン（３２）の各々が、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）間で翼弦方向（Ｃ）に延びる外壁（２６）を有し、
フィレット（３４）が、前記翼形部（３９）と前記内側及び外側バンド（３８、４０）との間に設けられ、
前記フィレット（３４）の前縁領域（８９）が、前記翼形部（３９）の前縁（ＬＥ）の近くかつ該前縁（ＬＥ）の周りに位置し、
１つ又はそれ以上のプラズマ発生器（２）が、前記前縁領域（８９）内において前記フィレット（３４）を通って翼長方向（Ｓ）に延びる、
ことを特徴とする前縁渦流低減システム（１１）。
【請求項９】
前縁渦流低減システム（１１）を作動させる方法であって、
１つ又はそれ以上のプラズマ発生器（２）に電力供給して、ガスタービンエンジン翼形部（３９）の前縁領域（８９）内においてフィレット（３４）の少なくとも一部分上に延びるプラズマ（９０）を形成する段階、
を含み、ここで、
前記翼形部（３９）が、端部壁（８８）から離れる方向に翼長方向（Ｓ）に延び、
前記フィレット（３４）が、前記翼形部（３９）及び端部壁（８８）間に位置し、
前記前縁領域（８９）が、前記翼形部（３９）の前縁（ＬＥ）の近くかつ該前縁（ＬＥ）の周りに位置すると共に前記フィレット（３４）の近くに位置する、ようになっている、
ことを特徴とする方法。
【請求項１０】
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と、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と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、タービンベーン翼形部と該タービンベーン翼形部がそれらの間で半径方向に延びるバンドとの交差部のような及びタービンロータブレードと該タービンロータブレードがそれから半径方向外向きに延びる根元との交差部のような、翼形部と端部壁とが出会う領域内における高温タービン翼形部及び端部壁表面の空気力学及び冷却に関する。
【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。タービンブレードプラットフォーム並びに半径方向内側及び外側バンドはまた、特に翼形部とバンド及びプラットフォームとの交差部の領域において、翼形部との関係で端部壁とも呼ばれる。
【０００５】
高温ガス流がタービン翼形部に接近すると、翼形部表面及び端部壁表面に沿って流れ境界層が生じる。翼形部及び端部壁間のフィレットにおいて、これら２つの境界層は、合流して境界層内に圧力勾配を形成する。この圧力勾配は、フィレットの前縁において１対の馬蹄形渦流を、１つは翼形部の正圧側面上にまた他の１つは翼形部の負圧側面上にというように形成する可能性がある。正圧側面の渦流は、端部壁表面に沿って下流方向に移動する。負圧側面の渦流は、負圧側面翼形部壁に沿って下流方向に移動しかつそれらが翼形部の後縁に接近するにつれて、端部壁から離れる方向に半径方向に移動する。これらの渦流により、圧力損失が生じ、また表面加熱が増大する。
【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】
【０００６】
より良好な空気力学的性能を達成しまた表面加熱を低下させるためには、馬蹄形渦流の強さを最小にすることが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
前縁渦流低減システムは、端部壁から離れる方向に翼長方向に延びるガスタービンエンジン翼形部と、翼形部及び端部壁間のフィレットと、翼形部の前縁の近くかつ該前縁の周りの前縁領域とを含む。１つ又はそれ以上のプラズマ発生器が、前縁領域内においてフィレットを通って翼長方向に延び、プラズマ発生器は、前縁領域内においてフィレットの少なくとも一部分上に延びるプラズマを生成するように作動可能である。
【０００８】
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。プラズマ発生器のうちの第１の部分は、翼形部の正圧側面上に取付けることができ、またプラズマ発生器のうちの第２の部分は、翼形部の負圧側面上に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、該電極に高電圧ＡＣ電位を供給する。
【０００９】
本システムは、それぞれ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並びにバンドの１つである端部壁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翼形部根元から半径方向外向きに延びる翼形部並びにブレードプラットフォームである端部壁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。
【００１０】
本前縁渦流低減システムを作動させる１つの方法は、１つ又はそれ以上のプラズマ発生器に電力供給して、ガスタービンエンジン翼形部の前縁領域内においてフィレットの少なくとも一部分上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、それぞれ翼形部の正圧側面上に取付けられたプラズマ発生器のうちの第１の部分及び翼形部の負圧側面上に取付けられたプラズマ発生器のうちの第２の部分を使用して該翼形部の正圧及び負圧側面上にプラズマを形成する段階を含むことができる。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。
【００１１】
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】
【００１２】
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。
【００１３】
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Ｓに延びる翼形部３９を有する。翼形部３９は、該翼形部の前縁ＬＥ及び後縁ＴＥ間で翼弦方向Ｃに延びる。
【００１４】
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、バンド並びにベーン及び翼形部は、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。内側及び外側バンド３８、４０は、翼形部３９のための翼形部端部壁８８として空気力学的に働く。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】
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Ｓに延びる。バンドは一般的に、それらの最初の製時に、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。
【００１６】
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。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。
【００１７】
フィレット３４が、翼形部３９と内側及び外側バンド３８、４０との間に、或いはより一般的な表現では翼形部３９及び端部壁８８間に配置される。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の列を含む。タービンブレード８０の各々は、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。根元８４は、タービン翼形部３９のための翼形部端部壁８８として空気力学的に働くブレードプラットフォーム８６上に位置する。フィレット３４はまた、タービン翼形部３９とブレードプラットフォーム８６との間に、或いはより一般的な表現ではタービン翼形部３９及び端部壁８８間に配置される。
【００１８】
高温ガス流１９がタービン翼形部３９に接近すると、翼形部表面及び端部壁表面に沿って流れ境界層が形成される。これら２つの境界層は、合流し、翼形部３９及び端部壁８８間のフィレット３４において境界層内に圧力勾配を形成する。この圧力勾配は、翼形部３９の前縁ＬＥの近くかつ該前縁ＬＥの周りのフィレット３４の前縁領域８９内において１対の馬蹄形渦流を形成する可能性がある。前縁領域８９内において、１つの馬蹄形渦流は、翼形部３９の正圧側面４６上に形成され、また他の馬蹄形渦流は、翼形部３９の負圧側面４８上に形成される（図９に示すように）。正圧側面渦流は、端部壁表面に沿って下流に移動し、また負圧側面渦流は、負圧側面翼形部壁に沿って下流に移動しかつそれらが翼形部３９の後縁ＴＥに接近するにつれて、端部壁８８から離れる方向に半径方向に移動する。これらの渦流により、圧力損失が生じ、また表面加熱が増大する。より良好な空気力学的性能を達成しかつ表面加熱を低下させるために、馬蹄形渦流の強さを最小にすることが望ましい。
【００１９】
前縁渦流低減システム１１は、前縁ＬＥの近傍における翼形部３９及び端部壁８８間の前縁領域８９内において馬蹄形渦流の強さを低減又は最小にして、空気力学的性能を向上させかつ端部壁及び翼形部に沿った表面加熱を低下させるために使用される。１つ又はそれ以上の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が、翼形部３９の前縁ＬＥに沿ったかつ該前縁ＬＥの近傍の前縁領域８９内において、各翼形部３９及び関連する端部壁８８に沿ってかつそれらの間に配置される。フィレット３４の前縁領域８９は、翼形部３９の周りで該翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８の小部分を通って翼弦方向に延び、また前縁の近傍においてフィレット３４の一部分を含む。
【００２０】
本明細書に示す前縁渦流低減システム１１の例示的な実施形態では、プラズマ発生器２が、前縁領域８９内において翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８上に配置又は取付けられる。プラズマ発生器２は、図８及び図９に示すように、端部壁８８上からフィレット３４を通って翼形部３９上まで翼長方向つまり半径方向に延びる。プラズマ発生器２は、前縁領域８９内においてフィレット３４の少なくとも一部分上に延びるプラズマ９０を生成するように作動可能である。図５を参照すると、本明細書に示す前縁渦流低減システム１１は、翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８の各々上に、２つの翼弦方向に間隔を置いて配置されたプラズマ発生器２を含む。翼形部３９の正圧及び負圧側面４６、４８の各々上には、１つ又はそれ以上の翼弦方向に間隔を置いて配置されたプラズマ発生器２を設けることができる。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、翼形部３９の外壁２６の外側高温表面５４において、特にフィレット３４において翼長方向に延びる溝６内に配置される。
【００２１】
電極に対して高電圧ＡＣ電位を供給するために、ＡＣ電源１００が電極に接続される。翼弦方向に間隔を置いて配置されたプラズマ発生器２は、前縁領域８９内においてフィレット３４に沿って翼形部表面適合プラズマ９０を生成する。ＡＣ振幅が十分に大きい場合には、ガス流１９は、最大電位領域内で弱電離（イオン化）して、プラズマ９０を形成する。プラズマ発生器２は、前縁領域８９内においてフィレット３４を被う外側表面適合プラズマ９０を生成する。プラズマ９０は、拡大バーチャル空気力学的前縁を生成して、馬蹄形渦流の強さを低減する形状にする。
【００２２】
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。電界勾配の存在下では、プラズマ９０は、図８にさらに示すように、前縁領域８９においてフィレット３４内に位置するガス流１９に作用する力を発生させる。このことは、バーチャル空気力学的形状つまりプラズマ誘導体９２を誘導し、このプラズマ誘導体９２が、フィレット３４の前縁領域８９内において翼形部３９の外壁２６の表面上の圧力分布の変化を生じさせる。このプラズマ誘導体９２は、馬蹄形渦流９６の強さを低減する一層大きな有効前縁つまりバーチャル前縁９４を生成するように作用する。
【００２３】
プラズマ発生器２が作動している時には、前縁領域８９内における有効前縁は、生長して、馬蹄形渦流９６の強さを低減するバーチャル前縁を備えるようになる。プラズマ発生器２が作動停止している時には、前縁領域８９内における有効前縁は、図９に示すように前縁領域８９内における物理的つまり実際の前縁となる。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。
【００２４】
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。
【００２５】
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】
【００２６】
【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前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に示すベーン組立体の外側バンドと関連するベーン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外側バンドと関連するベーン及びプラズマ発生器の斜視図。
【図５】図３に示すベーンの断面図。
【図６】図２に示すブレード及びプラズマ発生器の斜視図。
【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前縁渦流低減システムと境界層とを示す概略図。
【図８】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前縁渦流低減システムを備えた翼形部及び端部壁と境界層とを示す斜視図。
【図９】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前縁渦流低減システムを備えた翼形部及び端部壁を示す斜視図。
【符号の説明】
【００２７】
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  前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  フィレット
３５  冷却空気
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
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
８４  翼形部根元
８６  ブレードプラットフォーム
８８  端部壁
８９  前縁領域
９０  プラズマ
９２  プラズマ誘導体
９４  バーチャル前縁
９６  馬蹄形渦流
１００  ＡＣ電源
１０２  端縁部
１０４  区域
Ｄ  下流方向
Ｃ  翼弦方向
Ｓ  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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