JP2011508148A

JP2011508148A - Compressor tip clearance control system including plasma actuator, compressor, and gas turbine engine including the control system

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Publication number: JP2011508148A
Application number: JP2010540701A
Authority: JP
Inventors: ワディア，アスピ・ラストム; クラーク，デビッド・スコット; リー，チンパン; ブリーズ・ストリングフェロウ，アンドリュー; マクナルティ，グレゴリー・スコット
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2007-12-28
Filing date: 2008-11-21
Publication date: 2011-03-10
Also published as: GB201011325D0; CA2710376A1; WO2009085467A8; US20100284795A1; DE112008003506T5; WO2009085467A1; GB2467893A

Abstract

圧縮機ブレードの周方向列と、ブレードの先端から径方向に離間して位置する、ブレードの先端を取り囲む環状ケーシングと、環状ケーシング上に位置する少なくとも１つの環状プラズマ発生器とを備える、圧縮機のプラズマ漏れ流制御システムを開示する。環状プラズマ発生器は、誘電材料によって分離された内側電極と外側電極とを備える。プラズマ漏れ流制御システムを有するガスタービンエンジンは、ブレード先端漏れ流を変化させることができるように環状プラズマ発生器の動作を制御するエンジン制御システムをさらに備える。
【選択図】図５A compressor comprising: a circumferential row of compressor blades; an annular casing surrounding the blade tip positioned radially away from the blade tip; and at least one annular plasma generator located on the annular casing. A plasma leakage flow control system is disclosed. The annular plasma generator includes an inner electrode and an outer electrode separated by a dielectric material. The gas turbine engine having a plasma leakage flow control system further includes an engine control system that controls the operation of the annular plasma generator so that the blade tip leakage flow can be varied.
[Selection] Figure 5

Description

本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ファン、ブースタ、プラズマアクチュエータを使用する圧縮機などの圧縮システムの安定流範囲の改善に関する。 The present invention relates generally to gas turbine engines, and more particularly to improving the stable flow range of a compression system, such as a compressor that uses fans, boosters, and plasma actuators.

航空機のターボファンガスタービンエンジンでは、運転時に、ファンモジュール、ブースタモジュール、及び圧縮モジュールで空気を圧縮する。ファンモジュールを通過する空気は、大部分がバイパス流となり、飛行する航空機を前進させるのに必要な推力の大部分を発生させるために使用される。ブースタモジュール及び圧縮モジュールを流れる空気は、燃焼器で燃料と混合され、点火して高温の燃焼ガスを発生させ、この燃焼ガスがタービン段を流れ、これらのタービン段で燃焼ガスから、ファン、ブースタ、及び圧縮機のロータを駆動するためのエネルギーを抽出する。ファンモジュール、ブースタモジュール、及び圧縮モジュールは、一連のロータ段及びステータ段を有する。ファン及びブースタのロータは、一般に低圧タービンで駆動され、圧縮機のロータは、高圧タービンで駆動される。ファン及びブースタのロータは、圧縮機のロータと空気力学的に結合されているが、通常は、これらは異なる機械的速度で動作する。 In an aircraft turbofan gas turbine engine, air is compressed by a fan module, a booster module, and a compression module during operation. The air passing through the fan module is largely bypassed and is used to generate most of the thrust required to advance the flying aircraft. The air flowing through the booster module and the compression module is mixed with fuel in the combustor and ignited to generate hot combustion gas, which flows through the turbine stages, and from these combustion stages, from the combustion gas, the fan, booster And energy for driving the rotor of the compressor is extracted. The fan module, booster module, and compression module have a series of rotor stages and stator stages. The fan and booster rotors are typically driven by a low pressure turbine, and the compressor rotors are driven by a high pressure turbine. The fan and booster rotors are aerodynamically coupled to the compressor rotor, but typically they operate at different mechanical speeds.

ファンやブースタ、圧縮機などの圧縮システムの設計で重要なのは、離陸から巡航、着陸に至るまでの飛行動作エンベロープ全体にわたって十分な失速マージンを確保しながら空気を圧縮する効率である。しかし、圧縮効率と失速マージンは、通常は逆相関の関係にあり、普通は、効率を上げると、それに応じて失速マージンが小さくなる。失速マージンと効率という相反する要件は、入口ディストーションが深刻であったり補助動力の抽出量が増加したりする作動条件下で運用される高性能ジェットエンジンでは特に厳しくなるが、高水準の失速マージンと高い圧縮効率を両立することは依然として必要である。 The key to designing a compression system, such as a fan, booster, or compressor, is the efficiency of compressing air while ensuring a sufficient stall margin over the entire flight motion envelope from take-off to cruise and landing. However, the compression efficiency and the stall margin are usually in an inverse relationship, and usually, when the efficiency is increased, the stall margin is reduced accordingly. The conflicting requirements of stall margin and efficiency are particularly stringent for high performance jet engines operating under operating conditions where inlet distortion is severe or auxiliary power extraction is increased, but a high level of stall margin and It is still necessary to achieve both high compression efficiency.

圧縮システムの失速は、一般に、圧縮機のロータの先端で流れが破壊されることによって生じる。ガスタービンの高圧圧縮機では、回転しているブレード先端と、ブレード先端を取り囲む静止ケーシングとの間に、先端隙間がある。エンジンの動作中には、正圧面から先端隙間を通って負圧面に向かって、圧縮空気が漏れる。これらの漏れ流によって、ブレードの先端領域に渦が形成されることがある。これらの渦は、圧縮システムのスロットルを絞ると強度及び大きさが増し、閉塞及び損失を引き起こすことがあり、最終的に、圧縮システムの失速及び効率の低下につながる恐れがある。 Compression system stalls are typically caused by a flow break at the tip of the compressor rotor. In a high-pressure compressor of a gas turbine, there is a tip clearance between a rotating blade tip and a stationary casing surrounding the blade tip. During the operation of the engine, compressed air leaks from the pressure surface through the tip clearance toward the suction surface. These leakage flows can create vortices in the tip region of the blade. These vortices increase in strength and size when throttled in the compression system, can cause blockage and loss, and can ultimately lead to stalling and reduced efficiency of the compression system.

欧州特許第１９１４３９１号European Patent No. 1914391

したがって、圧縮システムにおける失速の開始を遅らせることによってブレード先端の渦による閉塞及び損失を最小限に抑えてエンジンの運用性を向上させる圧縮システムがあることが望ましい。また、回転しているブレードの先端とブレード先端を取り囲むケーシング又はシュラウドとの間の有効隙間を減少させることによって先端漏れ流を減少させるシステムがあることが望ましい。また、エンジンの圧縮システムの安定流範囲及び効率を改善する航空機のガスタービンエンジンを動作させる方法があることが望ましい。 Therefore, it is desirable to have a compression system that improves engine operability by minimizing blade tip vortex blockage and loss by delaying the onset of stall in the compression system. It would also be desirable to have a system that reduces tip leakage flow by reducing the effective clearance between the rotating blade tip and the casing or shroud surrounding the blade tip. It would also be desirable to have a method of operating an aircraft gas turbine engine that improves the stable flow range and efficiency of the engine compression system.

上述の１つ又は複数の必要は、圧縮機ブレードの周方向列と、ブレードの先端から径方向に離間して位置する、ブレードの先端を取り囲む環状ケーシングと、環状ケーシング上に位置する少なくとも１つの環状プラズマ発生器とを備える、圧縮機のプラズマ漏れ流制御システムを提供する例示的な実施形態によって満たすことができる。環状プラズマ発生器は、誘電材料によって分離された内側電極と外側電極とを備える。プラズマ漏れ流制御システムを有するガスタービンエンジンは、ブレード先端漏れ流を変化させることができるように環状プラズマ発生器の動作を制御するエンジン制御システムをさらに備える。 One or more of the above needs include a circumferential row of compressor blades, an annular casing that is radially spaced from the tip of the blade, surrounding the tip of the blade, and at least one located on the annular casing It can be satisfied by an exemplary embodiment that provides a plasma leakage flow control system for a compressor comprising an annular plasma generator. The annular plasma generator includes an inner electrode and an outer electrode separated by a dielectric material. The gas turbine engine having a plasma leakage flow control system further includes an engine control system that controls the operation of the annular plasma generator so that the blade tip leakage flow can be varied.

本発明の別の態様では、圧縮段にプラズマ漏れ流制御システムを備えるガスタービンエンジンは、ブレード先端漏れ流を変化させることができるようにプラズマ発生器６０の動作を制御するエンジン制御システム７４をさらに備える。 In another aspect of the invention, a gas turbine engine with a plasma leakage flow control system in the compression stage further includes an engine control system 74 that controls the operation of the plasma generator 60 so that the blade tip leakage flow can be varied. Prepare.

例示的な実施形態では、プラズマ発生器は、セグメント型シュラウドに取り付けられる。別の例示的な実施形態では、プラズマアクチュエータは、環状構造を有する。別の例示的な実施形態では、プラズマアクチュエータシステムは、離散プラズマ発生器を備える。 In the exemplary embodiment, the plasma generator is attached to a segmented shroud. In another exemplary embodiment, the plasma actuator has an annular structure. In another exemplary embodiment, the plasma actuator system comprises a discrete plasma generator.

航空機のガスタービンエンジンは、エンジンの圧縮システムの安定流範囲を改善するプラズマ発生器システムを動作させる方法を用いて動作させることができる。本発明の別の態様では、航空機のガスタービンエンジンは、回転するブレードの先端とブレード先端を取り囲むケーシング又はシュラウドの間の有効隙間を減少させることによって先端漏れ流を減少させる方法を用いて動作させることができる。航空機のガスタービンエンジンは、圧縮機の動作効率を変化させるプラズマ発生器システムを動作させる方法を用いて動作させることもできる。 Aircraft gas turbine engines can be operated using a method of operating a plasma generator system that improves the stable flow range of the compression system of the engine. In another aspect of the invention, an aircraft gas turbine engine is operated using a method of reducing tip leakage flow by reducing the effective clearance between the tip of a rotating blade and a casing or shroud surrounding the blade tip. be able to. Aircraft gas turbine engines can also be operated using a method of operating a plasma generator system that changes the operating efficiency of the compressor.

本発明と見なされる主題については、本明細書の最後に特に示し、明示的に主張する。しかし、本発明は、添付の図面と関連付けて以下の説明を読むことにより、最もよく理解することができる。 The subject matter regarded as the invention is particularly shown and explicitly claimed at the end of the specification. However, the invention can best be understood by reading the following description in conjunction with the accompanying drawings.

圧縮段にプラズマアクチュエータシステムの例示的な実施形態を備えた、ガスタービンエンジンを示す概略断面図である。1 is a schematic cross-sectional view illustrating a gas turbine engine with an exemplary embodiment of a plasma actuator system in a compression stage. FIG. 図１に示すガスタービンエンジンの圧縮機の一部分を示す拡大断面図である。It is an expanded sectional view which shows a part of compressor of the gas turbine engine shown in FIG. 図２に示す圧縮機の例示的な動作マップである。3 is an exemplary operation map of the compressor shown in FIG. 2. 圧縮段のブレード先端渦中に逆流領域が形成される様子を示す図である。It is a figure which shows a mode that a backflow area | region is formed in the blade front-end | tip vortex of a compression stage. 動作線より上の位置で圧縮機のスロットルを絞ったときに、図４ａに示すブレード先端渦中で逆流領域が拡大していく様子を示す図である。It is a figure which shows a mode that a backflow area | region expands in the blade front-end | tip vortex shown to FIG. 失速中のブレード先端領域の渦中の逆流を示す図である。It is a figure which shows the backflow in the vortex of the blade front-end | tip area | region during stalling. 圧縮機の先端領域を、プラズマ発生器システムの例示的な実施形態と共に示す概略断面図である。FIG. 2 is a schematic cross-sectional view showing the tip region of the compressor with an exemplary embodiment of a plasma generator system. 圧縮機のブレード先端を、プラズマ発生器システムの例示的な実施形態と共に示す概略上面図である。FIG. 2 is a schematic top view showing a compressor blade tip with an exemplary embodiment of a plasma generator system. 圧縮機のブレード先端を、プラズマ発生器システムの例示的な実施形態と共に示す概略上面図である。FIG. 2 is a schematic top view showing a compressor blade tip with an exemplary embodiment of a plasma generator system. 圧縮機のシュラウドセグメントを、プラズマ発生器の例示的な実施形態と共に示す等角図である。2 is an isometric view showing a shroud segment of a compressor with an exemplary embodiment of a plasma generator. FIG.

相異なる図全体を通して同じ参照番号が同じ要素を示している図面を参照する。図１は、本発明の例示的な実施形態を組み込んだ、例示的なターボファンガスタービンエンジン１０を示す図である。ターボファンガスタービンエンジン１０は、エンジン中心線軸８、周囲空気１４を受けるファン１２、ブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）１６、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８、ＨＰＣ１８が加圧した空気を燃料に混合して、高圧タービン（ＨＰＴ）２２を通って下流に流れる燃焼ガス又はガス流を生成する燃焼器２０、及びエンジン１０から燃焼ガスを排出する低圧タービン（ＬＰＴ）２４を備える。ＨＰＴ２２は、ＨＰＣ１８と接合されて、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とブースタ１６とに接合している。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、且つこれより径方向内側に、回転可能に配置される。 Reference is made to the drawings wherein like reference numerals indicate like elements throughout the different views. FIG. 1 is a diagram illustrating an exemplary turbofan gas turbine engine 10 incorporating an exemplary embodiment of the present invention. The turbofan gas turbine engine 10 mixes the air pressurized by the engine centerline shaft 8, the fan 12 receiving the ambient air 14, the booster or low pressure compressor (LPC) 16, the high pressure compressor (HPC) 18, and the HPC 18 into the fuel. And a combustor 20 that generates a combustion gas or gas stream that flows downstream through a high pressure turbine (HPT) 22 and a low pressure turbine (LPT) 24 that discharges the combustion gas from the engine 10. HPT 22 is joined to HPC 18 to form a substantially high pressure rotor 29. The low pressure shaft 28 joins the LPT 24 to the fan 12 and the booster 16. The second or low pressure shaft 28 is rotatably disposed coaxially and radially inward of the first or high pressure rotor.

コアを流れる空気を加圧するＨＰＣ１８は、長手方向中心線軸８について軸対称である。ＨＰＣは、複数の入口案内翼（ＩＧＶ）３０、及び長手方向中心線軸８の周りに周方向に配列された複数のステータベーン３１を含む。ＨＰＣ１８は、さらに、任意の従来の方法でロータハブ３９から、或いは別個のディスク、一体ブリスク、又は環状ドラム２１の形態をした対応するロータから径方向外側に延びる対応するロータブレード４０を有する複数のロータステージ１９を含む。 The HPC 18 that pressurizes the air flowing through the core is axisymmetric with respect to the longitudinal centerline axis 8. The HPC includes a plurality of inlet guide vanes (IGV) 30 and a plurality of stator vanes 31 arranged circumferentially around the longitudinal centerline axis 8. The HPC 18 further includes a plurality of rotors having corresponding rotor blades 40 extending radially outward from the rotor hub 39 in any conventional manner or from a corresponding rotor in the form of a separate disk, integral blisk, or annular drum 21. Stage 19 is included.

各ロータ段１９と協働するのは、周方向に離間した複数のステータベーン３１を含む、対応するステータ段である。ステータベーン及びロータブレードの構成を、図２に示す。ロータブレード４０とステータベーン３１とで、複数の軸方向段で連続的にコア空気流を加圧するための、対応する空気力学的プロフィル又は輪郭を有するエーロフォイルを画定している。各ロータブレード４０は、ブレード翼根部４５、ブレード先端４６、正圧面４３、負圧面４４、前縁４１、及び後縁４２を備える。前段のロータブレード４０は、ロータブレード先端を取り囲む環状ケーシング５０内で回転する。後段のロータブレードは、通常は、ブレード先端４６の周囲に周方向に配列されたシュラウドセグメント５１が形成する環状通路内で回転する。動作時には、空気が減速され、ステータエーロフォイル及びロータエーロフォイルを通って拡散するにつれて、空気の圧力が高くなる。 Cooperating with each rotor stage 19 is a corresponding stator stage including a plurality of circumferentially spaced stator vanes 31. The structure of the stator vane and the rotor blade is shown in FIG. The rotor blade 40 and the stator vane 31 define an airfoil having a corresponding aerodynamic profile or profile for pressurizing the core air flow continuously in a plurality of axial stages. Each rotor blade 40 includes a blade blade root 45, a blade tip 46, a pressure surface 43, a suction surface 44, a leading edge 41, and a trailing edge 42. The front rotor blade 40 rotates within an annular casing 50 that surrounds the rotor blade tip. The latter rotor blade usually rotates in an annular passage formed by a shroud segment 51 arranged circumferentially around the blade tip 46. In operation, as the air is decelerated and diffuses through the stator airfoil and the rotor airfoil, the air pressure increases.

例示的なガスタービンエンジン１０の例示的な圧縮システム１８の動作マップを、図３に示す。入口補正流量をＸ軸に、圧力比をＹ軸に示す。本明細書で使用する「圧力比」という用語は、圧縮システムの出口における全圧力を、圧縮システムの入口における全圧力で割った比として定義される。例示的な定常状態動作線１１６、過渡的動作線１１４、及び失速線１１２も、等速線１２２、１２４とともに示してある。線１２４は低速線を表し、線１２２は高速線を表す。等速線１２４に示すように、一定の速度で圧縮システムのスロットルを絞ると、入口補正流量が低下する一方で圧力比は増大し、圧縮システムの動作は、失速線１１２に近づく。本明細書で使用する「失速マージン」という用語は、一定の補正流における、失速時の圧力比と任意の動作線が示す圧力比の比から１を引いたもの［（ＰＲ_{ｓｔａｌｌ}／ＰＲ_ｏｌ）−１．０］として定義される。各作動条件には、それぞれ対応する圧縮機効率がある。圧縮機効率は、所与の圧力比を達成するために必要とされる圧縮機の実際の仕事入力に対する理想的な（等エントロピーの）仕事入力の比として従来定義されている。図３の圧縮機マップでは、各作動条件の圧縮機効率は、要素１１８、１２０として示すように、一定効率の等高線としてプロットしてある。この性能マップは、図３では最小の等高線１２０として示すピーク効率領域を有し、圧縮機は、可能な限りこのピーク効率領域内で動作させることが望ましい。以下でさらに説明するように、本発明の例示的な実施形態は、単純に動作線１１６を下げて効率を犠牲にするのではなく、圧縮システムの失速線（図３の要素１１３を参照）を引き上げることによって、圧縮システムの安定動作範囲を改善する手段を提供するものである。図３では、従来の圧縮機の失速線を要素１１２として示し、本発明の例示的な実施形態を用いた失速線を要素１１３として示している。点１２８及び１３２は、従来の圧縮システムのそれぞれ対応する点１２６及び１３０と比較して、本明細書に記載する本発明の例示的な実施形態によって安定動作範囲が増大していることを表している。 An operational map of the exemplary compression system 18 of the exemplary gas turbine engine 10 is shown in FIG. The inlet correction flow rate is shown on the X axis, and the pressure ratio is shown on the Y axis. The term “pressure ratio” as used herein is defined as the ratio of the total pressure at the outlet of the compression system divided by the total pressure at the inlet of the compression system. Exemplary steady state operating lines 116, transient operating lines 114, and stall lines 112 are also shown along with constant velocity lines 122, 124. Line 124 represents a low speed line and line 122 represents a high speed line. As shown by the constant velocity line 124, when the throttle of the compression system is throttled at a constant speed, the inlet correction flow rate decreases while the pressure ratio increases and the operation of the compression system approaches the stall line 112. As used herein, the term “stall margin” refers to the ratio of the pressure ratio at the time of stalling to the pressure ratio indicated by an arbitrary operation line in a constant correction flow [(PR _stall / PR _ol ) -1.0]. Each operating condition has a corresponding compressor efficiency. Compressor efficiency has traditionally been defined as the ratio of the ideal (isentropic) work input to the actual work input of the compressor required to achieve a given pressure ratio. In the compressor map of FIG. 3, the compressor efficiency for each operating condition is plotted as a constant efficiency contour, as shown as elements 118 and 120. This performance map has a peak efficiency region shown as the minimum contour line 120 in FIG. 3, and the compressor is preferably operated within this peak efficiency region as much as possible. As described further below, exemplary embodiments of the present invention do not simply lower the operating line 116 to sacrifice efficiency, but rather use the compression system stall line (see element 113 in FIG. 3). By pulling up, a means for improving the stable operating range of the compression system is provided. In FIG. 3, the stall line of a conventional compressor is shown as element 112 and the stall line using the exemplary embodiment of the present invention is shown as element 113. Points 128 and 132 represent an increase in the stable operating range according to the exemplary embodiments of the invention described herein as compared to corresponding points 126 and 130, respectively, of a conventional compression system. Yes.

圧縮機の失速は、ロータ１９の先端領域５２における流れの破壊によって引き起こされることがわかっている。この先端流破壊は、先端漏れ渦と関連があり、この先端漏れ渦を、図４ａ、図４ｂ、及び図４ｃに、計算流体力学解析に基づく負の軸方向速度を有する領域の等高線プロットとして概略的に示す。先端漏れ渦２００は、主として前縁４１付近のロータブレード先端４６で始まる。この渦２００の領域には、負の軸方向速度を有する流れが存在する。すなわち、この領域の流れは、流れの本体と反対であり、きわめて望ましくない。先端渦２００は、妨げられない限り、図４ｂに示すように、軸方向後方に、且つブレードの負圧面４４から接線方向に、隣接するブレードの正圧面４３まで伝搬する。この流れは、正圧面４３に到達すると、図４ｃに示すようにブレードとブレードの間で先端の閉塞領域に集まる傾向があり、大きな損失を生じる。失速線１１２に向かって圧縮機のスロットルを絞るにつれて、隣接するブレード間の流路内で、閉塞は大きくなっていき、最終的に圧縮機１８を失速させる。失速付近では、ブレード通路の流れ場の構造の挙動、特にブレード先端隙間の渦の軌道の挙動は、軸方向に対して直交しており、先端隙間の渦２００は、図４ｃに示すように、隣り合うブレード４０の前縁４１の間に存在している。渦２００は、図４ｃに示すように、ブレード４０の負圧面４４の前縁４１から始まり、隣接するブレード４０の正圧面の前縁４１に向かって移動する。 It has been found that compressor stall is caused by a flow break in the tip region 52 of the rotor 19. This tip flow failure is related to the tip leakage vortex, which is schematically shown in FIGS. 4a, 4b, and 4c as contour plots of regions having negative axial velocities based on computational fluid dynamics analysis. Indicate. The tip leakage vortex 200 begins primarily at the rotor blade tip 46 near the leading edge 41. In the region of this vortex 200 there is a flow having a negative axial velocity. That is, the flow in this region is opposite to the flow body and is highly undesirable. The tip vortex 200 propagates axially rearward and tangentially from the blade suction surface 44 to the adjacent blade pressure surface 43 unless otherwise impeded, as shown in FIG. 4b. When this flow reaches the pressure surface 43, as shown in FIG. 4c, it tends to collect in the closed region at the tip between the blades, resulting in a large loss. As the compressor is throttled toward the stall line 112, the blockage increases in the flow path between adjacent blades, eventually causing the compressor 18 to stall. In the vicinity of the stall, the behavior of the flow field structure of the blade passage, particularly the behavior of the vortex trajectory of the blade tip clearance, is orthogonal to the axial direction, and the tip clearance vortex 200 is, as shown in FIG. It exists between the front edges 41 of adjacent blades 40. The vortex 200 starts at the leading edge 41 of the suction surface 44 of the blade 40 and moves toward the leading edge 41 of the pressure surface of the adjacent blade 40, as shown in FIG. 4c.

本明細書に開示するプラズマアクチュエータを用いた本発明の例示的な実施形態では、この先端漏れ渦２００による閉塞の成長を遅らせる。本発明の例示的な実施形態で適用し、本発明の例示的な実施形態によって動作するプラズマアクチュエータは、先端領域５２中の流体に、より大きな軸方向運動量を与える。以下で述べるように、先端領域で発生したプラズマは、流体の軸方向運動量を強化し、負の流れの領域２００を最小にして、この領域が大きな閉塞領域に成長するのを妨げる。本発明の例示的な実施形態に示すように使用したプラズマアクチュエータは、イオンの流れと、先端渦領域中の流体に作用して、この流体を所望の流体流の方向にブレード通路に通す体積力とを生み出す。本明細書で使用する「プラズマアクチュエータ」という用語及び「プラズマ発生器」という用語は、同じ意味であり、入れ換え可能である。 In an exemplary embodiment of the invention using the plasma actuator disclosed herein, the growth of the occlusion by this tip leakage vortex 200 is delayed. The plasma actuator applied in the exemplary embodiment of the present invention and operating according to the exemplary embodiment of the present invention imparts greater axial momentum to the fluid in the tip region 52. As will be described below, the plasma generated in the tip region enhances the axial momentum of the fluid, minimizes the negative flow region 200 and prevents this region from growing into a large occluded region. The plasma actuator used, as shown in the exemplary embodiment of the present invention, acts on the flow of ions and fluid in the tip vortex region to force the fluid through the blade passage in the direction of the desired fluid flow. And produce. As used herein, the terms “plasma actuator” and “plasma generator” have the same meaning and are interchangeable.

図２は、図１に断面図を示す航空機のガスタービンエンジンなどのガスタービンエンジン１０の圧縮システムの失速マージンを増大させ、且つ／又は効率を向上させるプラズマアクチュエータシステム１００の例示的な実施形態を示す概略的な断面図である。ガスタービンエンジンのプラズマアクチュエータシステム１００は、回転可能なブレード先端４６を取り囲む、環状ケーシング５０又は環状シュラウドセグメント５１を備える。ケーシング５０又はシュラウドセグメント５１には、ブレード先端４６から径方向外側に離間した環状溝５４又は溝セグメント５６中に、環状プラズマ発生器６０が位置している。図２に示す例示的な実施形態は、前縁４１の先端４６付近でケーシング５０内に位置する前縁プラズマアクチュエータ１０１と、ブレードの先端４６付近のほぼブレードの翼弦中央の位置でケーシング５０内に位置する部分翼弦プラズマアクチュエータ１０２とを備える。 FIG. 2 illustrates an exemplary embodiment of a plasma actuator system 100 that increases stall margin and / or improves efficiency of a compression system of a gas turbine engine 10 such as an aircraft gas turbine engine shown in cross-section in FIG. It is a schematic sectional drawing shown. The gas turbine engine plasma actuator system 100 includes an annular casing 50 or an annular shroud segment 51 that surrounds a rotatable blade tip 46. An annular plasma generator 60 is located in the casing 50 or shroud segment 51 in an annular groove 54 or groove segment 56 spaced radially outward from the blade tip 46. The exemplary embodiment shown in FIG. 2 includes a leading edge plasma actuator 101 located in the casing 50 near the tip 46 of the leading edge 41 and a position in the casing 50 at a position near the blade chord 46 near the blade chord. And a partial chord plasma actuator 102 located at the same position.

図５は、失速マージンを増大し、且つ／又は圧縮システム１８の効率を向上させるプラズマアクチュエータシステム１００の例示的な実施形態を示す図である。本明細書で使用する「圧縮システム」という用語は、その中を流れる流体の圧力を増大させるために使用される装置を含み、図１に示すガスタービンエンジンで使用される高圧圧縮機１８、ブースタ１６、及びファン１２を含む。図５に示す例示的な実施形態は、環状プラズマ発生器６０が圧縮機のケーシング５０に取り付けられており、誘電材料６３で分離された第１の電極６２及び第２の電極６４を含む。誘電材料６３は、ケーシング５０の径方向内向き表面５３に形成された環状溝５４内に配置される。ガスタービンエンジンの設計によっては、圧縮機１８の複数の段の一部が、ブレード先端を取り囲む環状シュラウドセグメント５１を有することもある。図８は、プラズマアクチュエータをシュラウドセグメント５１内で使用する例示的な実施形態を示す図である。図８に示すように、各シュラウドセグメント５１は、環状溝セグメント５６を含み、その環状溝セグメント５６内に誘電材料６３が配置されている。この誘電材料６３、第１の電極６２、及び第２の電極６４が環状溝セグメント５６内に配置された溝セグメント５６の環状配列が、環状プラズマ発生器６０を構成する。 FIG. 5 is a diagram illustrating an exemplary embodiment of a plasma actuator system 100 that increases stall margin and / or improves the efficiency of the compression system 18. As used herein, the term “compression system” includes devices used to increase the pressure of fluid flowing therein, and includes the high pressure compressor 18, booster used in the gas turbine engine shown in FIG. 16 and the fan 12. In the exemplary embodiment shown in FIG. 5, an annular plasma generator 60 is attached to the compressor casing 50 and includes a first electrode 62 and a second electrode 64 separated by a dielectric material 63. The dielectric material 63 is disposed in an annular groove 54 formed in the radially inward surface 53 of the casing 50. Depending on the design of the gas turbine engine, some of the stages of the compressor 18 may have an annular shroud segment 51 that surrounds the blade tip. FIG. 8 is a diagram illustrating an exemplary embodiment in which a plasma actuator is used within shroud segment 51. As shown in FIG. 8, each shroud segment 51 includes an annular groove segment 56 in which a dielectric material 63 is disposed. An annular array of groove segments 56 in which the dielectric material 63, the first electrode 62, and the second electrode 64 are disposed within the annular groove segment 56 constitutes the annular plasma generator 60.

ＡＣ電源７０を電極に接続して、高圧ＡＣ電位を電極６２、６４に供給する。ＡＣ振幅が十分に大きいときには、最大電位領域で空気がイオン化して、プラズマ６８を形成する。プラズマ６８は、一般に、空気にさらされている第１の電極６２の縁部６５付近で発生し、誘電材料６３で覆われた第２の電極６４が影響を及ぼす領域１０４の上で拡散していく。電場勾配がある状態では、プラズマ６８（イオン化空気）は、プラズマ６８より径方向内側に位置する周囲空気に加わる力を生み出し、仮想的な空気力学的形状を誘発し、これが環状ケーシング５０又はシュラウドセグメント５１の径方向内向き表面５３上の圧力分布を変化させる。電極付近の空気はイオン化が小さいので、通常は、空気の加熱はほとんど、又は全く起こらない。 An AC power source 70 is connected to the electrodes to supply a high voltage AC potential to the electrodes 62 and 64. When the AC amplitude is sufficiently large, air is ionized in the maximum potential region to form plasma 68. The plasma 68 is generally generated near the edge 65 of the first electrode 62 that is exposed to air and diffuses over the region 104 where the second electrode 64 covered by the dielectric material 63 affects. Go. In the presence of an electric field gradient, the plasma 68 (ionized air) creates a force on the ambient air located radially inward of the plasma 68 and induces a virtual aerodynamic shape, which can be an annular casing 50 or shroud segment. The pressure distribution on the radially inward surface 53 of 51 is changed. Since the air near the electrodes is less ionized, there is usually little or no heating of the air.

エンジン動作中に、プラズマアクチュエータシステム１００は、プラズマ発生器６０をオンにして、環状ケーシング５０とブレード先端４６との間に、環状プラズマ６８を形成する。例えば全自動デジタル電子制御（ＦＡＤＥＣ）などの、エンジンのファン速度、圧縮機及びタービンの速度、並びに燃料システムを制御するエンジン制御システム７４とリンクした電子制御装置７２を使用して、プラズマ発生器６０をオン／オフする、或いは必要に応じてその他の方法でプラズマ発生器６０を変調して失速マージンを増大させる、又は圧縮システムの効率を向上させることによって、プラズマ発生器６０を制御することもできる。電子制御装置７２を使用して、電極に接続されて電極に高圧ＡＣ電位を供給するＡＣ電源７０の動作を制御することもできる。 During engine operation, the plasma actuator system 100 turns on the plasma generator 60 to form an annular plasma 68 between the annular casing 50 and the blade tip 46. Using an electronic controller 72 linked to an engine control system 74 that controls the engine fan speed, compressor and turbine speed, and fuel system, such as, for example, fully automatic digital electronic control (FADEC), the plasma generator 60. The plasma generator 60 can also be controlled by turning it on / off, or otherwise modulating the plasma generator 60 as necessary to increase the stall margin or improve the efficiency of the compression system. . The electronic controller 72 can also be used to control the operation of an AC power supply 70 that is connected to the electrode and supplies a high voltage AC potential to the electrode.

動作中、プラズマアクチュエータシステム１００は、オンになると、プラズマ６８を形成するイオン流と、空気を押して環状ケーシング５０の径方向内向き表面５３上のブレード先端付近の圧力分布を変化させる体積力とを発生させる。プラズマ６８は、上述のように、また図４ａ、図４ｂ、図４ｃに示すように、従来の圧縮システムでは渦２００が形成され易いブレード先端領域５２中の流体に正の軸方向運動量を与える。プラズマ６８に与えられる正の軸方向運動量によって、空気は、所望の正の流れの方向に、隣り合うブレード間の通路を通過し、従来のエンジンの図４ｃに示すタイプの流れの閉塞が回避される。これにより、圧縮段の失速マージンが増大し、それにより圧縮システムの失速マージンも増大する。例えば図５に示すようなプラズマ発生器６０は、失速が起きる可能性の高い圧縮段をいくつか選択し、それらの先端の周りに配置することもできる。或いは、全ての圧縮段の先端の周りにプラズマ発生器を配置し、それらのプラズマ発生器を、エンジン動作中にエンジン制御システム７４又は電子制御装置７２を用いて選択的に活動化してもよい。 In operation, when the plasma actuator system 100 is turned on, the ion flow that forms the plasma 68 and the volume force that pushes air and changes the pressure distribution near the blade tip on the radially inward surface 53 of the annular casing 50. generate. The plasma 68 imparts positive axial momentum to the fluid in the blade tip region 52 where the vortex 200 is likely to form in conventional compression systems, as described above and as shown in FIGS. 4a, 4b, and 4c. The positive axial momentum imparted to the plasma 68 allows air to pass through the passage between adjacent blades in the desired positive flow direction, avoiding the type of flow blockage shown in FIG. The This increases the stall margin of the compression stage, thereby increasing the stall margin of the compression system. For example, a plasma generator 60 as shown in FIG. 5 can select several compression stages that are likely to stall and place them around their tips. Alternatively, plasma generators may be placed around the tips of all compression stages and the plasma generators may be selectively activated using engine control system 74 or electronic controller 72 during engine operation.

プラズマ発生器６０は、ブレードの前縁４１の先端に対する様々な軸方向位置で、軸方向に配置することができる。プラズマ発生器６０は、ブレードの前縁４１より軸方向上流側に配置することができる（例えば図５参照）。また、プラズマ発生器６０は、前縁４１より軸方向下流側に配置してもよい（図６及び図７の符号「Ｓ」参照）。プラズマ発生器は、ブレード先端翼弦の約１０％だけ前縁４１より上流側の軸方向位置から、ブレード先端翼弦の約５０％だけ前縁４１より下流側の軸方向位置までに配置すると効果的である。プラズマ発生器は、例えば図４ａに示すような先端渦２００と関連する低運動量流体に直接作用することができるときに、最も効果的である。図４ａに示すように、渦が成長し始めると考えられるブレード先端翼弦の約１０％のところで、プラズマ６８の流れの影響が出始めるように、プラズマ発生器を配置することが好ましい。前縁４１より翼弦の約１０％後方の位置から約５０％後方の位置までに、複数のプラズマ発生器を配置することが、より好ましい。 The plasma generator 60 can be axially arranged at various axial positions relative to the tip of the leading edge 41 of the blade. The plasma generator 60 can be disposed upstream of the leading edge 41 of the blade in the axial direction (see, for example, FIG. 5). Moreover, you may arrange | position the plasma generator 60 in the axial direction downstream from the front edge 41 (refer code | symbol "S" of FIG.6 and FIG.7). The plasma generator is advantageous if it is arranged from an axial position upstream of the leading edge 41 by about 10% of the blade tip chord to an axial position downstream of the leading edge 41 by about 50% of the blade tip chord. Is. The plasma generator is most effective when it can act directly on the low momentum fluid associated with the tip vortex 200, for example as shown in FIG. 4a. As shown in FIG. 4a, it is preferable to arrange the plasma generator so that the influence of the flow of the plasma 68 begins to appear at about 10% of the blade tip chord where the vortex is expected to begin to grow. More preferably, a plurality of plasma generators are arranged from a position about 10% behind the chord to about 50% behind the leading edge 41.

本発明のその他の例示的な実施形態では、圧縮機のケーシング５０又はシュラウドセグメント５１内の複数の位置に配置された複数のプラズマアクチュエータ１０１、１０２を備えることができる。複数の位置に複数のプラズマアクチュエータを備えた本発明の例示的な実施形態を、図６及び図７に示す。図６は、前縁４１の付近に位置する環状前縁プラズマアクチュエータ１０１、及びブレード先端４６の翼弦中央付近に位置する環状部分翼弦プラズマアクチュエータ１０２を概略的に示す図である。図６に示す例示的な実施形態では、プラズマアクチュエータ１０１、１０２は、ケーシング５０内に連続的な環状ループ１０３を形成している。第１の電極６２及び第２の電極６４も、連続的なループを形成しており、例えば図４ａ及び図４ｂに示すようなＣＦＤ解析を用いた渦形成の解析に基づいて選択した距離Ａ及びＢだけ軸方向に離間して位置している。ブレード前縁先端位置からの前縁プラズマアクチュエータ１０１の軸方向位置（「Ｓ」）、及びブレード先端位置からの部分翼弦アクチュエータ１０２の軸方向位置（「Ｈ」）も、先端渦形成のＣＦＤ解析に基づいて選択される。本明細書に開示の例示的な実施形態では、前縁プラズマアクチュエータ１０１は、ブレード前縁先端から軸方向にロータブレード先端翼弦の約１０％の位置に配置するのが最もよいことがわかっている（「Ｓ」）。部分翼弦プラズマアクチュエータ１０２は、ブレード前縁先端から軸方向にロータブレード先端翼弦の約２０％から５０％の位置に配置することができる（「Ｈ」）。好ましい実施形態では、「Ｓ」の値は、ロータブレード先端翼弦の約１０％、「Ｈ」の値は、ロータブレード先端翼弦の約５０％である。 Other exemplary embodiments of the present invention may include a plurality of plasma actuators 101, 102 disposed at a plurality of locations within the compressor casing 50 or shroud segment 51. An exemplary embodiment of the present invention with multiple plasma actuators at multiple locations is shown in FIGS. FIG. 6 is a view schematically showing an annular leading edge plasma actuator 101 located near the leading edge 41 and an annular partial chord plasma actuator 102 located near the center of the chord of the blade tip 46. In the exemplary embodiment shown in FIG. 6, the plasma actuators 101, 102 form a continuous annular loop 103 within the casing 50. The first electrode 62 and the second electrode 64 also form a continuous loop, for example a distance A and a distance selected based on an analysis of vortex formation using CFD analysis as shown in FIGS. 4a and 4b. B is spaced apart in the axial direction. The axial position (“S”) of the leading edge plasma actuator 101 from the blade leading edge tip position and the axial position (“H”) of the partial chord actuator 102 from the blade tip position are also CFD analysis of tip vortex formation. Selected based on In the exemplary embodiment disclosed herein, it has been found that the leading edge plasma actuator 101 is best positioned about 10% of the rotor blade tip chord axially from the blade leading edge tip. ("S"). The partial chord plasma actuator 102 may be positioned approximately 20% to 50% of the rotor blade tip chord in the axial direction from the blade leading edge tip ("H"). In a preferred embodiment, the “S” value is about 10% of the rotor blade tip chord and the “H” value is about 50% of the rotor blade tip chord.

図７に示す別の例示的な実施形態では、離散プラズマアクチュエータ１０５、１０６が、ケーシング５０又はシュラウドセグメント５１内に周方向に配列される。特定の圧縮段で必要となる離散アクチュエータ１０５及び１０６の数は、当該圧縮段で使用されるブレードの数によって決まる。１つの例示的な実施形態では、使用する離散アクチュエータ１０５、１０６の数は、圧縮段内のブレードの数と同じであり、プラズマアクチュエータ間の周方向間隔は、ブレードの列ピッチと同じである。プラズマアクチュエータの軸方向の位置及び距離Ｓ、Ｈ、Ａ、及びＢは、連続的なプラズマアクチュエータの場合について上記で述べたように選択される。例えば図７に示すような離散プラズマアクチュエータは、プラズマ６８がエンジンの中心線軸８に対して角度を有するように、配列することもできる。これは、例えば、生成されるプラズマ６８がエンジンの中心線軸８に対して角度を有するように離散プラズマアクチュエータの第２の電極６４を第１の電極６２に対して配置することによって、実現することができる。いくつかの動作状態では、ブレード先端４６付近の流れを、ブレード通路を通る流れの本体とほぼ同じロータに対する方向に向かせるように、プラズマアクチュエータを配向すると有利であることもある。１つの例示的な実施形態では、これは、プラズマ発生器６０の第２の電極６４を、第１の電極６２よりも軸方向下流側に、且つ周方向にずらして配置して、選択した動作状態において２つの電極が平均的なロータに対する流れの方向とほぼ同じ角度で並ぶようにすることにより、実施される。 In another exemplary embodiment shown in FIG. 7, discrete plasma actuators 105, 106 are circumferentially arranged within the casing 50 or shroud segment 51. The number of discrete actuators 105 and 106 required for a particular compression stage depends on the number of blades used in that compression stage. In one exemplary embodiment, the number of discrete actuators 105, 106 used is the same as the number of blades in the compression stage, and the circumferential spacing between the plasma actuators is the same as the row pitch of the blades. The axial position and distances S, H, A, and B of the plasma actuator are selected as described above for the case of a continuous plasma actuator. For example, a discrete plasma actuator as shown in FIG. 7 can be arranged so that the plasma 68 is angled with respect to the engine centerline axis 8. This can be achieved, for example, by placing the second electrode 64 of the discrete plasma actuator relative to the first electrode 62 so that the generated plasma 68 is angled with respect to the engine centerline axis 8. Can do. In some operating conditions, it may be advantageous to orient the plasma actuator to direct the flow near the blade tip 46 in the same direction relative to the rotor as the flow body through the blade passage. In one exemplary embodiment, this is a selected operation with the second electrode 64 of the plasma generator 60 positioned axially downstream from the first electrode 62 and offset circumferentially. This is done by having the two electrodes line up at approximately the same angle as the flow direction for the average rotor in the state.

本明細書に開示する本発明の別の態様及びその例示的な実施形態では、プラズマアクチュエータを使用して、圧縮機１８の圧縮効率を改善することもできる。一般に、圧縮機のロータブレード４０の先端４６の漏れ流に伴って、きわめて高い程度の運動量の損失及びエントロピーの増大があることは、当業者には既知である。このような先端漏れを減少させれば、損失を低減し、圧縮機の効率を改善するのに役立つはずである。さらに、先端漏れ流の方向を修正し、圧縮機中の主流体流とその主流の方向に近い角度で混合させれば、損失を低減させ、圧縮機の効率を改善するのに役立つはずである。圧縮機のケース５０又はシュラウドセグメント５１に取り付けられ、本明細書に開示するように使用されるプラズマアクチュエータは、こうしたブレード先端の漏れ流を減少させ、その方向を向け直すという目的を達成する。先端漏れを低減するために、プラズマ発生器６０は、ブレードの正圧面４３と負圧面４４の静圧の差が最大となる、ブレード先端付近の、翼弦に沿った点に取り付けられる。本明細書に示す例示的な実施形態では、この位置は、ブレード先端から翼弦の約１０％のところである。ブレード先端で静圧の差が最大になる点の位置は、当技術分野では周知のように、ＣＦＤを用いて決定することができる。プラズマアクチュエータは、オンになると、先端漏れ流に対して３通りの影響を与える。第１に、失速マージンを増大させる場合と同様に、プラズマ発生器６０が発生させたプラズマが、先端漏れ流にかかる正の軸方向体積力を誘導し、それにより、損失の大きな閉塞が生じる前に先端漏れ流をロータ先端領域５２から出す。第２に、プラズマ発生器６０は、先端漏れ流の方向を向け直し、より好ましい角度で主流体流と混合させて、損失を低減する。圧縮システムの損失レベルが、混合させる流体流どうしの角度によって決まることは既知である。第３に、プラズマ発生器６０は、先端漏れ流の有効流れ面積を減少させ、それにより、漏れ流量を減少させる。図５、図６、及び図７に示すように、ケーシング５０又はシュラウドセグメント５１上のプラズマアクチュエータ１０１、１０２、１０５、１０６を、圧縮機のロータブレード先端４６の上方で動作させることにより、軸方向並びにロータのケーシング５１及びシュラウドセグメント５１から離れる方向の両方に、先端領域中の空気を押す力が生じる。プラズマ６８がケーシング５１及びシュラウドセグメント５１上の境界層を下向きに先端隙間領域へ押し込む効果によって、ロータブレード４０は、さらに狭い有効先端隙間ＣＬ（図５参照）で動作するようになり、有効漏れ流面積が減少する。これは、先端領域の低運動量流体が逆圧力勾配と反対に作用し、空気が軸方向圧縮機の内部に進むほど静圧が上昇する、軸流圧縮機で特に有用である。従来の圧縮機では、この逆圧力勾配は、先端渦領域の低運動量流体を妨げるように作用し、低運動量流体を反対方向に流れさせるので、損失が大きくなり、効率が低下する。本明細書に開示したように設置して使用するプラズマアクチュエータは、このようなブレード先端における逆圧力勾配の悪影響を減少させるのに役立つ。 In another aspect of the invention disclosed herein and its exemplary embodiments, a plasma actuator may be used to improve the compression efficiency of the compressor 18. It is generally known to those skilled in the art that there is a very high degree of momentum loss and entropy increase with leakage flow at the tip 46 of the compressor rotor blade 40. Reducing such tip leakage should help reduce losses and improve compressor efficiency. In addition, correcting the direction of the tip leakage flow and mixing it with the main fluid flow in the compressor at an angle close to the direction of the main flow should help reduce losses and improve compressor efficiency. . A plasma actuator attached to the compressor case 50 or shroud segment 51 and used as disclosed herein achieves the objective of reducing and redirecting the blade tip leakage flow. In order to reduce tip leakage, the plasma generator 60 is mounted at a point along the chord near the blade tip where the difference in static pressure between the pressure surface 43 and the suction surface 44 of the blade is maximized. In the exemplary embodiment shown herein, this position is about 10% of the chord from the blade tip. The location of the point where the difference in static pressure is greatest at the blade tip can be determined using CFD, as is well known in the art. When the plasma actuator is turned on, it has three effects on the tip leakage flow. First, as in the case of increasing the stall margin, the plasma generated by the plasma generator 60 induces a positive axial volume force on the tip leakage flow, thereby causing a lossy blockage. The tip leakage flow is discharged from the rotor tip region 52. Second, the plasma generator 60 redirects the tip leakage flow and mixes it with the main fluid flow at a more favorable angle to reduce losses. It is known that the loss level of a compression system depends on the angle of the fluid streams being mixed. Third, the plasma generator 60 reduces the effective flow area of the tip leakage flow, thereby reducing the leakage flow rate. As shown in FIGS. 5, 6, and 7, the plasma actuators 101, 102, 105, 106 on the casing 50 or shroud segment 51 are moved axially by moving them above the rotor blade tips 46 of the compressor. As well as in the direction away from the rotor casing 51 and the shroud segment 51, there is a force pushing the air in the tip region. Due to the effect that the plasma 68 pushes the boundary layer on the casing 51 and the shroud segment 51 downward into the tip clearance region, the rotor blade 40 operates with a narrower effective tip clearance CL (see FIG. 5), and effective leakage flow is achieved. The area is reduced. This is particularly useful in axial flow compressors where the low-momentum fluid in the tip region acts against the reverse pressure gradient and the static pressure increases as air advances into the axial compressor. In conventional compressors, this reverse pressure gradient acts to impede the low momentum fluid in the tip vortex region, causing the low momentum fluid to flow in the opposite direction, increasing losses and reducing efficiency. The plasma actuator installed and used as disclosed herein helps to reduce the adverse effects of such a reverse pressure gradient at the blade tip.

本明細書に開示のプラズマアクチュエータシステムは、例えば図３に引き上げた失速線１１３として示すように、失速線を引き上げることによって、エンジンの圧縮システムの失速マージンを増加させるように動作させることができる。エンジン動作中に、プラズマアクチュエータを連続的に動作させることは可能であるが、必ずしも、失速マージンを改善するためにはプラズマアクチュエータを連続的に動作させる必要があるわけではない。通常の動作状態では、ブレード先端渦及び小さな逆流領域２００（図４ａ参照）は、依然としてロータ先端領域５２に存在している。第１に必要なことは、圧縮機が失速を起こす可能性の高い圧縮機の動作点を識別することである。これは、従来の解析及び試験方法で行うことができ、その結果は、例えば図３に示すように、動作マップ上に表すことができる。図３を参照すると、例えば動作線１１６上の通常動作点では、失速線１１２に対する失速マージンは十分であり、プラズマアクチュエータをオンにする必要はない。しかし、例えば等速線１２２に沿って圧縮機のスロットルを絞ると、ブレード翼根部４５からブレード先端４６までのブレード翼幅全体にわたる圧縮段の空気の軸方向速度が低下し、特に先端領域５２において低下する。この軸方向速度の低下と、ロータブレード先端４６における圧力上昇とが相まって、ロータブレード先端における流れが増加し、先端渦が強さを増し、失速が起こる状態を生み出す。圧縮機の動作が、失速線１１２で示す通常は失速付近である状態に近づくと、プラズマアクチュエータがオンになる。制御システム７４及び／又は電子制御装置は、圧縮機が失速する可能性が高い失速線１１２に動作点が近づくよりかなり前に、プラズマアクチュエータシステムをオンにするように設定される。失速線１１２に達するよりかなり前にプラズマアクチュエータを早期にオンにすることは、それにより絶対スロットルマージン能力が増大するので、好ましい。ただし、動作線１１６上にあるときなど、圧縮機が健康的な定常状態で動作しているときには、電力を使ってアクチュエータを動作させる必要はない。 The plasma actuator system disclosed herein can be operated to increase the stall margin of the engine compression system by pulling up the stall line, for example as shown in FIG. Although it is possible to operate the plasma actuator continuously during engine operation, it is not always necessary to operate the plasma actuator continuously in order to improve the stall margin. Under normal operating conditions, the blade tip vortex and a small backflow region 200 (see FIG. 4a) are still present in the rotor tip region 52. First, it is necessary to identify the operating point of the compressor where the compressor is likely to stall. This can be done with conventional analysis and testing methods, and the results can be represented on an action map, for example, as shown in FIG. Referring to FIG. 3, for example, at a normal operating point on the operating line 116, the stall margin for the stall line 112 is sufficient, and the plasma actuator need not be turned on. However, for example, when the throttle of the compressor is throttled along the constant velocity line 122, the axial velocity of the compression stage air across the entire blade width from the blade root 45 to the blade tip 46 decreases, particularly in the tip region 52. descend. This reduction in axial speed combined with increased pressure at the rotor blade tip 46 increases the flow at the rotor blade tip, creating a situation where the tip vortex increases in strength and stalls occur. When the operation of the compressor approaches a state that is normally near the stall indicated by the stall line 112, the plasma actuator is turned on. The control system 74 and / or the electronic controller is set to turn on the plasma actuator system long before the operating point approaches the stall line 112 where the compressor is likely to stall. It is preferable to turn on the plasma actuator early, well before reaching the stall line 112, as this increases the absolute throttle margin capability. However, when the compressor is operating in a healthy steady state, such as when it is on the operating line 116, it is not necessary to operate the actuator using power.

或いは、上述のようにプラズマアクチュエータ１０１、１０２、１０４、１０５を連続モードで動作させる代わりに、プラズマアクチュエータをパルスモードで動作させることもできる。パルスモードでは、プラズマアクチュエータ１０１、１０２、１０５、１０６の一部又は全てを、いくつかの所定の（「パルス」）周波数でパルス状にオン／オフする。一般に、圧縮機の失速につながる先端渦が、流れの中に配置した円柱の渦発生周波数にある程度近いいくつかの固有周波数を有していることは既知である。所与のロータの幾何学的形状で、これらの固有周波数は、解析的に計算する、又は非定常流センサを用いて試験中に測定することができる。これらは、ＦＡＤＥＣ又はその他のエンジン制御システム７４、或いはプラズマアクチュエータの電子制御装置７２の動作ルーチンにプログラムすることができる。その場合には、例えば様々な圧縮段の渦発生周波数又はブレード通過周波数に関係する複数の周波数を選択し、選択したそれらの周波数で、プラズマアクチュエータ１０１、１０２、１０５、１０６を制御システムによって迅速にパルス状にオン／オフすることができる。或いは、プラズマアクチュエータは、渦発生周波数の「倍数」又はブレード通過周波数の「倍数」に対応する周波数で、パルス状にオン／オフすることもできる。本明細書で使用する「倍数」という用語は、任意の数、又は分数でよく、１に等しい値、１超の値、又は１未満の値を有することができる。プラズマアクチュエータのパルス化は、渦周波数と同相で行うことができる。或いは、プラズマアクチュエータのパルス化は、選択した位相角だけ渦周波数から位相をずらして行うこともできる。位相角は、約０度から１８０度まで変化させることができる。約１８０度渦周波数から位相をずらしてプラズマアクチュエータをパルス化して、ブレード先端渦が形成されるときに迅速にこれを破壊することが好ましい。プラズマアクチュエータの位相角及び周波数は、ブレード先端付近に取り付けられたプローブを用いた先端渦信号の測定に基づいて選択することができる。プローブを用いてブレード先端渦信号を測定する方法は、適当なものであればどのような方法を用いてもよく、例えば、ＫｕｌｉｔｅＳｅｍｉｃｏｎｄｕｃｔｏｒＰｒｏｄｕｃｔｓ社製の動圧変換器を使用してもよい。 Alternatively, instead of operating the plasma actuators 101, 102, 104, and 105 in a continuous mode as described above, the plasma actuator can be operated in a pulse mode. In the pulse mode, some or all of the plasma actuators 101, 102, 105, 106 are pulsed on / off at some predetermined (“pulse”) frequency. In general, it is known that the tip vortex leading to compressor stall has some natural frequencies that are somewhat close to the vortex generation frequency of a cylinder placed in the flow. For a given rotor geometry, these natural frequencies can be calculated analytically or measured during testing using unsteady flow sensors. These can be programmed into the operational routine of the FADEC or other engine control system 74 or the electronic controller 72 of the plasma actuator. In that case, for example, multiple frequencies related to the vortex generation frequency or blade passing frequency of various compression stages are selected, and at those selected frequencies, the plasma actuators 101, 102, 105, 106 are quickly controlled by the control system. It can be turned on / off in pulses. Alternatively, the plasma actuator can be pulsed on / off at a frequency corresponding to a “multiple” of the vortex generation frequency or a “multiple” of the blade passing frequency. As used herein, the term “multiple” can be any number or fraction, and can have a value equal to 1, greater than 1, or less than 1. The pulsing of the plasma actuator can be done in phase with the vortex frequency. Alternatively, the pulsing of the plasma actuator can be performed by shifting the phase from the vortex frequency by a selected phase angle. The phase angle can be varied from about 0 degrees to 180 degrees. Preferably, the plasma actuator is pulsed out of phase from the approximately 180 degree vortex frequency to quickly destroy the blade tip vortex as it forms. The phase angle and frequency of the plasma actuator can be selected based on the measurement of the tip vortex signal using a probe attached near the blade tip. Any suitable method for measuring the blade tip vortex signal using a probe may be used. For example, a dynamic pressure transducer manufactured by Kulite Semiconductor Products may be used.

エンジン動作中に、プラズマブレード先端隙間制御システム９０が、プラズマ発生器６０をオンにして、環状ケーシング５０（又はシュラウドセグメント５１）とブレード先端４６との間にプラズマ６８を形成する。電子制御装置７２を使用して、プラズマ発生器６０及びプラズマ発生器６０のオン／オフを制御することもできる。電子制御装置７２を使用して、電極６２、６４に接続されて電極６２、６４に高圧ＡＣ電位を供給するＡＣ電源７０の動作を制御することもできる。プラズマ６８により、環状ケーシング５０（又はシュラウドセグメント５１）の径方向内向き表面５３付近の空気は、その表面から離れる方向に押される。これにより、環状ケーシング５０（又はシュラウドセグメント５１）とブレード先端４６との間に、環状ケーシング５０（又はシュラウドセグメント５１）とブレード先端４６との間の冷間隙間より小さな有効隙間４８が生じる。冷間隙間とは、エンジンが動作していないときの隙間である。環状ケーシング５０（又はシュラウドセグメント５１）とブレード先端４６との間の実際の、又は動作中の隙間は、エンジン動作中に、熱膨張及び遠心荷重により変化する。プラズマ発生器６０がオンであるとき、環状ケーシングの表面５３とブレード先端４６の間の有効隙間４８（ＣＬ）（図５参照）は、アクチュエータがオフであるときより小さい。 During engine operation, the plasma blade tip clearance control system 90 turns on the plasma generator 60 to form a plasma 68 between the annular casing 50 (or shroud segment 51) and the blade tip 46. The electronic controller 72 can be used to control the plasma generator 60 and the on / off of the plasma generator 60. The electronic controller 72 can also be used to control the operation of an AC power supply 70 that is connected to the electrodes 62, 64 and supplies a high voltage AC potential to the electrodes 62, 64. The plasma 68 pushes the air near the radially inward surface 53 of the annular casing 50 (or shroud segment 51) in a direction away from the surface. This creates an effective gap 48 between the annular casing 50 (or shroud segment 51) and the blade tip 46 that is smaller than the cold gap between the annular casing 50 (or shroud segment 51) and the blade tip 46. The cold gap is a gap when the engine is not operating. The actual or operating clearance between the annular casing 50 (or shroud segment 51) and the blade tip 46 varies due to thermal expansion and centrifugal loading during engine operation. When the plasma generator 60 is on, the effective gap 48 (CL) (see FIG. 5) between the annular casing surface 53 and the blade tip 46 is smaller than when the actuator is off.

環状ケーシング５０（又はシュラウドセグメント５１）とブレード先端４６との間の冷間隙間は、高温及び遠心荷重のためにブレードディスク及びブレードが膨張する離陸時など、エンジンの高出力動作中に、ブレード先端が環状ケーシング５０（又はシュラウドセグメント５１）をこすらないように設計される。本明細書に示すプラズマアクチュエータシステムの例示的な実施形態は、圧縮機の失速を回避するために失速マージンの増大が必要となって動作線を引き上げたときにエンジンが過渡的状態になっているとき、或いは例えばエンジンによって動力を得ている航空機が巡航状態にあるときのような、隙間４８を制御しなければならない飛行レジームにあるときに、プラズマ発生器６０を起動して環状プラズマ６８を形成するように設計され、そのように動作することができる。船舶用のガスタービンエンジンや場合によっては工業用のガスタービンエンジンなど、その他のタイプのガスタービンエンジンでは、本明細書に示す例示的なプラズマアクチュエータシステムのその他の実施形態を使用することができる。 The cold gap between the annular casing 50 (or shroud segment 51) and the blade tip 46 can cause the blade tip during high power operation of the engine, such as during takeoff when the blade disk and blade expand due to high temperature and centrifugal loads. Is designed not to rub the annular casing 50 (or shroud segment 51). The exemplary embodiment of the plasma actuator system shown herein has a transient state when the engine is pulled up due to the need for increased stall margin to avoid compressor stall. Or when in a flight regime where the gap 48 must be controlled, such as when an aircraft powered by an engine is in a cruise state, the plasma generator 60 is activated to form an annular plasma 68 Designed to be able to work that way. Other embodiments of the exemplary plasma actuator system shown herein can be used with other types of gas turbine engines, such as marine gas turbine engines and possibly industrial gas turbine engines.

セグメント型シュラウド５１の設計では、セグメント型シュラウド５１は、圧縮機ブレード４０を取り囲み、圧縮機ブレード４０の径方向外側のブレード先端４６の周囲の流れの漏れを減少させるのに役立つ。プラズマ発生器６０は、ブレード先端４６から径方向外側に離間している。この応用例では、セグメント型シュラウド５１上で、環状プラズマ発生器６０はセグメント化され、セグメント化された環状溝５６と、セグメント化された環状溝５６内に配置されたセグメント化された誘電材料６３とを有する。シュラウドの各セグメントは、環状溝のセグメントと、環状溝のセグメント内に配置された誘電材料のセグメントと、環状溝のセグメント内に配置された誘電材料のセグメントによって分離された第１及び第２の電極とを有する。 In the segmented shroud 51 design, the segmented shroud 51 surrounds the compressor blade 40 and helps reduce flow leakage around the blade tip 46 radially outward of the compressor blade 40. The plasma generator 60 is spaced radially outward from the blade tip 46. In this application, on the segmented shroud 51, the annular plasma generator 60 is segmented, a segmented annular groove 56, and a segmented dielectric material 63 disposed within the segmented annular groove 56. And have. Each segment of the shroud is separated by a segment of an annular groove, a segment of dielectric material disposed within the segment of the annular groove, and a first and second segment separated by a segment of dielectric material disposed within the segment of the annular groove. Electrode.

ＡＣ（交流）電源７０を使用して、約３〜２０ｋＶ（キロボルト）の範囲内の高圧ＡＣ電位を電極に供給する（ＡＣは「交流」を表す）。ＡＣ振幅が十分に大きいときには、最大電位領域で空気がイオン化して、プラズマ６８を形成する。プラズマ６８は、一般に、第１の電極の縁部で発生し、誘電材料で覆われた第２の電極の裏の領域に拡散していく。電場勾配がある状態では、プラズマ６８（イオン化空気）は、プラズマ６８より径方向内側に位置する周囲空気に加わる力を生み出し、仮想的な空気力学的形状を誘発し、これが環状ケーシング５０（又はシュラウドセグメント５１）の径方向内向き表面５３上の圧力分布を変化させる。電極付近の空気はイオン化が小さいので、空気の加熱はほとんど、又は全く起こらない。 An AC (alternating current) power source 70 is used to supply a high voltage AC potential in the range of about 3-20 kV (kilovolts) to the electrodes (AC stands for “alternating current”). When the AC amplitude is sufficiently large, air is ionized in the maximum potential region to form plasma 68. The plasma 68 is generally generated at the edge of the first electrode and diffuses into the area behind the second electrode covered with a dielectric material. In the presence of an electric field gradient, the plasma 68 (ionized air) creates a force on the ambient air located radially inward of the plasma 68 and induces a virtual aerodynamic shape, which in turn causes the annular casing 50 (or shroud). The pressure distribution on the radially inward surface 53 of the segment 51) is varied. Because the air near the electrodes is less ionized, there is little or no heating of the air.

プラズマブレード先端有効隙間制御システム９０は、ブースタ１６、低圧圧縮機（ＬＰＣ）、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８、及び／又はファン１２など、環状ケーシング又はシュラウド及びロータブレード先端を有するエンジンの任意の圧縮部分で使用することができる。 The plasma blade tip effective clearance control system 90 can be used for any compression of engines having an annular casing or shroud and rotor blade tips, such as booster 16, low pressure compressor (LPC), high pressure compressor (HPC) 18, and / or fan 12. Can be used in parts.

本明細書では、最良の形態も含むいくつかの例を用いて、本発明を開示し、当業者が本発明を作成及び使用することを可能にするものである。本発明の特許範囲は、特許請求の範囲によって規定されるものであり、当業者が思いつくその他の例も含むことができる。そうしたその他の例は、特許請求の範囲の表現と同じ構造要素を有する場合、又は特許請求の範囲の表現と多少の相違はあっても等価である構造要素を含む場合には、特許請求の範囲に含まれるものとする。 This written description uses examples to disclose the invention, including the best mode, and also to enable any person skilled in the art to make and use the invention. The patentable scope of the invention is defined by the claims, and may include other examples that occur to those skilled in the art. If such other examples have the same structural elements as the claims representation, or contain structural elements that are equivalent to some extent, the claims Shall be included.

４０ロータブレード
４１前縁
４２後縁
４６ブレード先端
５０ケーシング
６０環状プラズマ発生器
６２第１の電極
６３誘電材料
６４第２の電極
６８プラズマ
７０ＡＣ電源
７２電子制御装置
７４エンジン制御システム 40 rotor blade 41 leading edge 42 trailing edge 46 blade tip 50 casing 60 annular plasma generator 62 first electrode 63 dielectric material 64 second electrode 68 plasma 70 AC power supply 72 electronic control unit 74 engine control system

Claims

An annular casing surrounding a compressor blade row having blade tips;
A compressor blade tip leakage flow control system comprising: at least one annular plasma generator positioned radially outward from the blade tip.

The system of claim 1, wherein the plasma generator is attached to the casing.

The system according to claim 1 or 2, wherein the plasma generator comprises a radially inner electrode and a radially outer electrode separated by a dielectric material.

The system of claim 3, further comprising an AC power source connected to the inner electrode and the outer electrode to supply a high voltage AC potential to the inner electrode and the outer electrode.

The system according to any one of claims 1 to 4, further comprising a control device that changes the blade tip effective clearance of the rotor stage of the compressor by turning the plasma generator on and off as necessary.

A plurality of shrouds surrounding a blade row having blade tips 46;
A compressor blade tip leakage flow control system comprising: at least one annular plasma generator positioned radially outward from the blade tip.

The system of claim 6, wherein the plasma generator is attached to a shroud.

A rotor having a circumferential row of blades;
A casing surrounding the blade row, spaced radially from the tip of the blade;
A compressor comprising a system for controlling leakage flow between the blade tip and the casing having at least one annular plasma generator located on the casing.

A rotor having a circumferential row of blades;
A plurality of shrouds surrounding the blade row, spaced radially from the tip of the blade;
A compressor comprising a system for controlling leakage flow between the blade tip and the casing having at least one annular plasma generator located on the casing.

A compressor having a circumferential row of blades;
A casing surrounding the tip of the blade, which is located radially away from the tip of the blade;
A gas turbine engine comprising a system for controlling leakage flow between the blade tip and the casing, the system comprising at least one annular plasma generator located on the casing.

The gas turbine engine of claim 10, further comprising an engine control system that controls operation of the plasma generator such that leakage flow between the blade tip and the casing is reduced.

The gas turbine engine of claim 10 or 11, wherein the annular plasma generator comprises an inner electrode, an outer electrode, and a dielectric material.

The gas turbine engine of claim 12, wherein the dielectric material is disposed on a radially inward surface of the casing.

The gas turbine engine of claim 10, wherein the annular plasma generator is located in a groove formed in the casing.

The gas turbine engine of claim 10, comprising a plurality of annular plasma generators spaced apart in the axial direction.

The gas turbine engine of claim 10, further comprising a plurality of discrete plasma generators arranged circumferentially apart.

The gas turbine engine of claim 10, wherein the annular plasma generator is located on a surface located radially away from a blade tip.

A compressor having a circumferential row of blades;
A plurality of shroud segments arranged circumferentially and spaced radially from the tip of the blade;
A gas turbine engine comprising: a system for controlling leakage flow between the blade tip and the shroud segment having at least one annular plasma generator located on the shroud segment.

The gas turbine engine of claim 18, wherein the annular plasma generator is located on a surface located radially away from a blade tip.

The gas turbine engine of claim 18, further comprising a plurality of discrete plasma generators arranged circumferentially apart.