JP2008095685A

JP2008095685A - プラズマ強化急拡大型ガスタービンエンジン移行ダクト

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Publication number: JP2008095685A
Application number: JP2007262347A
Authority: JP
Inventors: Ching-Pang Lee; チン−パン・リー; Aspi Rustom Wadia; アスピ・ラストム・ワディア; David Glenn Cherry; デイヴィッド・グレン・チェリー; Scott Michael Carson; スコット・マイケル・カーソン
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2006-10-13
Filing date: 2007-10-05
Publication date: 2008-04-24
Anticipated expiration: 2027-10-05
Also published as: US7870719B2; EP1914385A3; JP5100293B2; EP1914385A2; RU2463459C2; CA2605525A1; RU2007129570A; CA2605525C; US20100251696A1

Abstract

【課題】プラズマ強化急拡大型ダクトシステムを提供する。
【解決手段】本プラズマ強化急拡大型ダクトシステム（１１）は、ダクト入口（６４）及びダクト出口（６６）間で軸方向に延びる半径方向に間隔を置いて配置された円錐形内側及び外側ダクト壁（６０及び６２）を有するガスタービンエンジンタービン間移行ダクト（１１４）を含む。円錐形プラズマ発生装置（２）は、外側ダクト壁（６２）に沿って円錐形プラズマ（９０）を生成する。円錐形プラズマ発生装置（２）の例示的な実施形態は、外側ダクト壁（６２）に取付けられ、誘電体材料（５）によって分離された半径方向内側及び外側電極（３、４）を含む。誘電体材料（５）は、外側ダクト壁（６２）の半径方向内向き表面（７）内の円錐形溝（６）内部に配置される。ＡＣ電源（１００）は、電極に接続されて該電極に高電圧ＡＣ電位を供給する。
【選択図】図２

Description

本発明は、航空機用ガスタービンエンジンに関し、具体的には、そのようなエンジンの低圧及び高圧タービン間の移行ダクトに関する。

ターボファン型の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相互結合される。高圧圧縮機、タービン及びシャフトは、本質的に高圧ロータを形成する。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、圧縮機を回転可能に駆動する。

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し、これらの全てが低圧ロータを形成する。低圧シャフトは、高圧ロータを貫通して延びる。生成する推力の大部分は、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、通常ギアボックスを介してプロペラに動力を供給する。

大型の最新式民間用ターボファンエンジンは、より高い運転効率を有しており、より高いバイパス比構成と低圧及び高圧タービン間の大型の移行ダクトとを備えている。低圧タービンの効率を改善するために、高圧及び低圧タービン間の移行ダクト内のガス流路は、より大きな半径に拡大される。エンジン重量を軽減するために、可能な限り最短長さの移行ダクトを有するのが大いに望ましい。しかしながら、移行ダクトの軸方向長さが短すぎる場合には、移行ダクトは、境界層近くの流れに移行ダクトの半径方向外側壁からの剥離を引き起こしかつ望ましくない圧力損失を引き起こす急拡大型ダクトになる。
米国特許出願公開第２００６／０００５５４５Ａ１号公報米国特許第６，６１９，０３０号公報米国特許第６，７０８，４８２号公報米国特許第６，７３２，５０２号公報 "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 "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 "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, 10pages "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, pges 1477-1487 "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 "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, 13pages "Control of Transitional and Turbulent Flows Using Plasma-Based Actuators", Miquel R. Visbal, Datta V. Gaitonde, and Exhibit, 5-8 June 2006, San Francisco, California, AIAA 2006-3230, 22 pages "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, 9pages "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 "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 "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

流れ剥離を防止することができ、かつ依然として急拡大型で短い移行ダクトを有する設計とすることが望ましい。

プラズマ強化急拡大型ダクトシステムは、ダクト入口及び該ダクト入口の後方かつ下流のダクト出口を有するガスタービンエンジンタービン間移行ダクトと、ダクト入口及びダクト出口間で軸方向に延びる半径方向に間隔を置いて配置された円錐形半径方向内側及び外側ダクト壁と、外側ダクト壁に沿って円錐形プラズマを生成するための円錐形プラズマ発生装置とを含む。

本システムの例示的実施形態では、円錐形プラズマ発生装置は、外側ダクト壁に取付けられる。円錐形プラズマ発生装置は、誘電体材料によって分離された半径方向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、外側ダクト壁の半径方向内向き表面内の円錐形溝内部に配置される。

本システムの別の例示的実施形態では、タービン間移行ダクトは、エンジン中心軸線の周りを囲み、入口外側半径が、ダクト入口において中心軸線から外側ダクト壁まで延び、出口外側半径が、ダクト出口において中心軸線から外側ダクト壁まで延び、入口半径方向高さが、ダクト入口において内側及び外側ダクト壁間で延び、またダクト長さが、ダクト入口及びダクト出口間で延びる。入口外側半径と出口外側半径との間で差が定められる。差／入口半径方向高さは、０．３７５×長さ／入口半径方向高さよりも大きい。

本システムのさらに別の例示的実施形態では、ダクト入口において内側及び外側ダクト壁間で延びる入口面積と、ダクト出口において内側及び外側ダクト壁間で延びる出口面積と、ダクト入口において内側及び外側ダクト壁間で延びる入口半径方向高さとが存在する。出口面積／入口面積と等しい面積比は、０．２０６７×長さ／入口半径方向高さよりも大きい。

プラズマ強化急拡大型ダクトシステムを有するガスタービンエンジンを運転する方法は、該プラズマ強化急拡大型ダクトシステムのガスタービンエンジンタービン間移行ダクトの円錐形外側ダクト壁に沿ってプラズマを形成する段階を含む。

本発明の前述の態様及びその他の特徴は、添付図面と関連させて行った以下の記載において説明する。

図１に示すのは、エンジン中心軸線８の周りを囲んで設けた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を通って下流方向に流れる燃焼ガス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。

図２及び図３に示すのは、プラズマ強化急拡大型ダクトシステム１１であり、このダクトシステム１１は、高圧タービン２２と低圧タービン２４との間に配置されたタービン間移行ダクト１１４を含み、この移行ダクト１１４は、それぞれ半径方向に間隔を置いて配置された円錐形半径方向内側及び外側ダクト壁６０及び６２を含む。図２及び図４を参照すると、移行ダクト１１４は、ダクト入口６４と該ダクト入口の後方かつ下流のダクト出口６６とを有する。ダクト入口６４は、内側及び外側ダクト壁６０及び６２間に入口半径方向高さＨＩを有し、またダクト出口６６は、内側及び外側ダクト壁６０及び６２間に出口半径方向高さＨＯを有する。半径方向高さは、エンジン中心軸線８と垂直なエンジンの半径に沿って測定される。出口高さＨＯは、実質的に入口高さＨＩよりも大きい。

図３を参照すると、プラズマ強化急拡大型ダクトシステム１１は、外側ダクト壁６２に沿って円錐形プラズマ９０を生成するために使用する円錐形プラズマ発生装置２を含む。本明細書に示す円錐形プラズマ発生装置２の例示的な実施形態は、ダクト入口６４において又は該ダクト入口６４の近くで外側ダクト壁６２に取付けられたプラズマ発生装置２を有する。円錐形プラズマ発生装置２は、誘電体材料５によって分離された半径方向内側及び外側電極３及び４を含む。誘電体材料５は、外側ダクト壁６２の半径方向内向き表面７内の円錐形溝６内部に配置される。ＡＣ電源１００は、電極に接続されて該電極に高電圧ＡＣ電位を供給する。

ＡＣ振幅が十分に大きい場合には、最大電位の領域内で空気がイオン化して、プラズマ９０を形成する。プラズマ９０は一般的に、空気に曝されている半径方向内側電極３の端縁部１０２で始まり、誘電体材料５で覆われた外側電極４によって投射された区域１０４全体にわたって広がる。電場勾配の存在下でのプラズマ９０（イオン化した空気）は、プラズマ９０の半径方向内側に位置する周囲空気に対して力を生成して、外側ダクト壁６２の半径方向内向き表面７上における圧力分布を変化させる仮想空気力学的形状を誘起する。

電極近くの空気は、弱くイオン化され、空気の加熱は殆ど又は全くない。圧力分布の変化は、円錐形プラズマ発生装置２が作動している時に流れの剥離を防止する。プラズマ発生装置を使用している翼形部が、翼形部上の流れ剥離の防止を示すことは、公知である。

現在では、実設計手順は、移行ダクトの幾何学形状を含めて、移行ダクト１１４内の空気流３６の剥離を回避するための限界値を組み入れている。１つのそのような限界値が、０．３７５（Ｌ／ＨＩ）よりも小さい（ＤＲ／ＨＩ）である。図４を参照すると、入口半径方向高さＨＩは、ダクト入口６４における内側及び外側ダクト壁６０及び６２間の距離であり、またＬは、ダクト入口６４及びダクト出口６６間の長さである。ＤＲは、移行ダクト１１４のダクト入口６４における外側ダクト壁６２の入口外側半径ＲＩとダクト出口６６における外側ダクト壁６２の出口外側半径ＲＯとの差である。半径Ｒは、エンジン中心軸線８からかつ該エンジン中心軸線８と垂直に測定される。（ＤＲ／ＨＩ）が０．３７５（Ｌ／ＨＩ）よりも大きい場合には、移行ダクト１１４内の空気流３６は、より剥離しやすく、かつ移行ダクト１１４内に大きな圧力損失を引き起こす傾向になる。従って、移行ダクト１１４の１つの実施形態は、差（ＤＲ）／入口半径方向高さ（ＨＩ）が０．３７５×長さ（Ｌ）／入口半径方向高さ（ＨＩ）よりも大きくなるように構成される。

別の実設計手順は、移行ダクト１１４の（出口面積ＡＥ）／（入口面積ＡＩ）と等しい面積比ＡＲのパラメータを制限する。図４、図５及び図６に示すように、出口面積ＡＥは、ダクト出口６６における内側及び外側ダクト壁６０及び６２間の環状空間であり、また入口面積ＡＩは、ダクト入口６４における内側及び外側ダクト壁６０及び６２間の環状空間である。ＡＲが０．２０６７（Ｌ／ＨＩ）よりも大きい場合には、空気流３６はまた、より剥離しやすく、かつ大きな圧力損失を引き起こす傾向になる。プラズマ強化急拡大型ダクトシステム１１により、ガスタービンエンジン、特に航空機用ガスタービンエンジンを、流れ剥離がなく、かつ０．３７５（Ｌ／ＨＩ）よりも大きい（ＤＲ／ＨＩ）又は０．２０６７（Ｌ／ＨＩ）よりも大きいＡＲを有するように設計かつ構成することが可能になる。

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。

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。

エンジンの高圧及び低圧タービンセクション間のタービン間移行ダクト用のプラズマ強化急拡大型ダクトシステムを備えた航空機用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１に示すプラズマ強化急拡大型ダクトシステムのプラズマ発生装置を備えたタービン間移行ダクトの拡大図。図２に示すプラズマ発生装置の拡大図。図２におけるタービン間移行ダクトの概略図。図４におけるタービン間移行ダクトの入口の概略図。図４におけるタービン間移行ダクトの出口の概略図。

符号の説明

２プラズマ発生装置
３内側電極
４外側電極
５誘電体材料
６円錐形溝
７内向き表面
８エンジン中心軸線
１０ガスタービンエンジン
１１プラズマ強化急拡大型ダクトシステム
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）
２０燃焼器
２２高圧タービン（ＨＰＴ）
２４低圧タービン（ＬＰＴ）
２８低圧シャフト
２９高圧ロータ
３６空気流
６０内側ダクト壁
６２外側ダクト壁
６４ダクト入口
６６ダクト出口
９０プラズマ
１００ＡＣ電源
１０２端縁部
１０４面積
１１４移行ダクト
ＡＥ出口面積
ＡＩ入口面積
ＨＩ入口半径方向高さ
ＨＯ出口半径方向高さ
Ｌ長さ
ＲＩ入口外径
ＲＯ出口外径
Ｒ半径

Claims

ダクト入口（６４）及び前記ダクト入口の後方かつ下流のダクト出口（６６）を有するガスタービンエンジンタービン間移行ダクト（１１４）と、
前記ダクト入口（６４）及びダクト出口（６６）間で軸方向に延びる半径方向に間隔を置いて配置された円錐形半径方向内側及び外側ダクト壁（６０及び６２）と、
前記外側ダクト壁（６２）に沿って円錐形プラズマ（９０）を生成するための円錐形プラズマ発生装置（２）と、
を含むプラズマ強化急拡大型ダクトシステム（１１）。
前記円錐形プラズマ発生装置（２）が、前記外側ダクト壁（６２）に取付けられる、請求項１記載のシステム（１１）。
前記円錐形プラズマ発生装置（２）が、誘電体材料（５）によって分離された半径方向内側及び外側電極（３、４）を含む、請求項２記載のシステム（１１）。
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）をさらに含む、請求項３記載のシステム（１１）。
前記誘電体材料（５）が、前記外側ダクト壁（６２）の半径方向内向き表面（７）内の円錐形溝（６）内部に配置される、請求項４記載のシステム（１１）。
前記誘電体材料（５）が、前記外側ダクト壁（６２）の半径方向内向き表面（７）内の円錐形溝（６）内部に配置される、請求項１記載のシステム（１１）。
前記タービン間移行ダクト（１１４）が、エンジン中心軸線（８）の周りを囲み、
前記ダクト入口（６４）において前記中心軸線（８）から前記外側ダクト壁（６２）まで延びる入口外側半径（ＲＩ）と、
前記ダクト出口（６６）において前記中心軸線（８）から前記外側ダクト壁（６２）まで延びる出口外側半径（ＲＯ）と、
前記ダクト入口（６４）において前記内側及び外側ダクト壁（６０及び６２）間で延びる入口半径方向高さ（ＨＩ）と、
前記ダクト入口（６４）及びダクト出口（６６）間で延びるダクト長さ（Ｌ）と、
前記入口外側半径（ＲＩ）と前記出口外側半径（ＲＯ）との間の差（ＤＲ）と、をさらに含み、
前記差（ＤＲ）／前記入口半径方向高さ（ＨＩ）が、０．３７５×前記長さ（Ｌ）／前記入口半径方向高さ（ＨＩ）よりも大きい、
請求項１記載のシステム（１１）。
前記タービン間移行ダクト（１１４）が、エンジン中心軸線（８）の周りを囲み、
前記ダクト入口（６４）において前記内側及び外側ダクト壁（６０及び６２）間で延びる入口面積（ＡＩ）と、
前記ダクト出口（６６）において前記内側及び外側ダクト壁（６０及び６２）間で延びる出口面積（ＡＥ）と、
前記ダクト入口（６４）において前記内側及び外側ダクト壁（６０及び６２）間で延びる入口半径方向高さ（ＨＩ）と、
前記ダクト入口（６４）及びダクト出口（６６）間で延びるダクト長さ（Ｌ）と、
前記出口面積（ＡＥ）／前記入口面積（ＡＩ）と等しい面積比（ＡＲ）と、を含み、
前記面積比（ＡＲ）が、０．２０６７×前記長さ（Ｌ）／前記入口半径方向高さ（ＨＩ）よりも大きい、
請求項１記載のシステム（１１）。
プラズマ強化急拡大型ダクトシステム（１１）を有するガスタービンエンジンを運転する方法であって、
前記プラズマ強化急拡大型ダクトシステム（１１）のガスタービンエンジンタービン間移行ダクト（１１４）の円錐形外側ダクト壁（６２）に沿って円錐形プラズマ（９０）を形成する段階、
を含む方法。
前記タービン間移行ダクト（１１４）が、エンジン中心軸線（８）の周りを囲み、
前記ダクト入口（６４）において前記中心軸線（８）から前記外側ダクト壁（６２）まで延びる入口外側半径（ＲＩ）と、
前記ダクト出口（６６）において前記中心軸線（８）から前記外側ダクト壁（６２）まで延びる出口外側半径（ＲＯ）と、
前記ダクト入口（６４）において前記内側及び外側ダクト壁（６０及び６２）間で延びる入口半径方向高さ（ＨＩ）と、
前記ダクト入口（６４）及びダクト出口（６６）間で延びるダクト長さ（Ｌ）と、
前記入口外側半径（ＲＩ）と前記出口外側半径（ＲＯ）との間の差（ＤＲ）と、をさらに含み、
前記差（ＤＲ）／前記入口半径方向高さ（ＨＩ）が、０．３７５×前記長さ（Ｌ）／前記入口半径方向高さ（ＨＩ）よりも大きい、
請求項９記載の方法。
前記タービン間移行ダクト（１１４）が、エンジン中心軸線（８）の周りを囲み、
前記ダクト入口（６４）において前記内側及び外側ダクト壁（６０及び６２）間で延びる入口面積（ＡＩ）と、
前記ダクト出口（６６）において前記内側及び外側ダクト壁（６０及び６２）間で延びる出口面積（ＡＥ）と、
前記ダクト入口（６４）において前記内側及び外側ダクト壁（６０及び６２）間で延びる入口半径方向高さ（ＨＩ）と、
前記ダクト入口（６４）及びダクト出口（６６）間で延びるダクト長さ（Ｌ）と、
前記出口面積（ＡＥ）／前記入口面積（ＡＩ）と等しい面積比（ＡＲ）と、を含み、
前記面積比（ＡＲ）が、０．２０６７×前記長さ（Ｌ）／前記入口半径方向高さ（ＨＩ）よりも大きい、
請求項９記載の方法。