JP5196974B2

JP5196974B2 - 上流プラズマ遮蔽式フィルム冷却

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Description

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。

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。

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。

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。

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冷却空気を噴射して、構成部品の高温表面上に断熱層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、高温ガス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。フィルムが高温ガスと混合するのを減少させる１つの方法は、孔又はスロットの上流に後方に面した段差を設けて、フィルム流を遮蔽することである。この方法は、ガス速度がより低い燃焼器ライナにおいて使用されてきたが、ガス速度がより高いタービン翼形部においては使用されなかった。後方に面する段差は、空気力学的表面からの物理的嵌入部である。高速用途では、この物理的嵌入部は、大きな空気力学的損失の原因となるおそれがある。
米国特許第５，１８１，３７９号公報米国特許第５，４６５，５７２号公報米国特許出願公開第２００６／０００５５４５Ａ１号公報米国特許出願公開第２００６／０１０４８０７Ａ１号公報米国特許第５，２３３，８２８号公報米国特許第５，２４１，８２７号公報米国特許第５，３３７，５６８号公報米国特許第５，４１９，６８１号公報米国特許第５，５０３，５２９号公報米国特許第５，６５１，６６２号公報米国特許第５，６６０，５２５号公報米国特許第５，７４７，７６９号公報米国特許第６，６１９，０３０号公報米国特許第６，６５５，１４９号公報米国特許第６，７０８，４８２号公報米国特許第６，７３２，５０２号公報米国特許第６，７６１，９５６号公報米国特許第６，９９１，４３０号公報米国特許第７，００８，１７９号公報米国特許第７，０９４，０２７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, AOAA 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, 10 pages "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 "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, 13 pages "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 "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 "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 "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

物理的嵌入部なしにフィルム冷却に対して同様の遮蔽効果を与えて空気力学的効率を維持するようにすることができる装置を得ることが望ましい。

上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上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。

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。

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。

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。

上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。

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。

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。

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。

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。

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６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。

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。

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に示す上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の壁２６のフィルム冷却式外側高温表面５４を遮蔽するように設計される。上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ようにも設計される。

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。

図２〜図５に示す上流プラズマ境界層遮蔽システム１１は、壁２６の外側高温表面５４上の冷却フィルム３７に対するバーチャル空気力学的シールドを形成するように設計される。本明細書に示す上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の上流Ｕ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の上流つまり前方において翼形部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。上流プラズマ境界層遮蔽システム１１は、図５に示すように、流れ境界層６０を翼形部３９の外壁２６の外側高温表面５４から離れるようにかつ上方に持ち上げ、該外側高温表面５４から引き離す。これは、冷却フィルム３７上を流れるガス流１９のスリップ境界層７０を形成して該冷却フィルム３７を保護し、壁２６に伝達される熱の量をさらに減少させる。

プラズマ発生器２が作動しているすなわち電力供給されている時には、スリップ境界層７０は、ガス流１９と外壁２６の外側高温表面５４との間に境界部６８を形成し、この境界部６８は、固体表面ではない。流れ境界層６０並びにその速度及びガス温度勾配Ｖ、Ｔは、図５に示すように、プラズマ発生器２が電力供給されている時には、スリップ層７０によって外側高温表面５４から分離（剥離）され、他方、図６に示すように、プラズマ発生器２が電力供給されていない時には、これらの勾配は、外側高温表面５４に直接接触する。

外側高温表面５４上の冷却フィルム３７の遮蔽は、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減少させる。熱伝達の減少により、ベーン又はその他の上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要件が低下し、従ってエンジン効率が向上する。

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。

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。電界勾配の存在下では、プラズマ９０は、外側高温表面５４と該プラズマ９０との間に位置するガス流１９に作用する力を発生させて、翼形部３９の外壁２６の外側高温表面５４上の冷却フィルムに対してバーチャル空気力学的シールドを誘発させる。誘発空気力学的シールド及びその結果生じた圧力分布変化は、冷却フィルム３７上を流れるガス流１９のスリップ境界層７０を形成する。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。

プラズマ発生器２が作動している時、境界部６８における速度勾配Ｖは、プラズマ発生器２が作動停止している時よりも小さい。同様に、境界部６８における温度勾配Ｔ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。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。

図１〜図６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上流プラズマ境界層遮蔽システム１１を示している。上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。上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。

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７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。

プラズマ発生器２は、フィルム冷却開口４９の上流Ｕ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に流れる。上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。

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。

エンジンの高圧タービンセクションのノズルベーンに対して上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１に示すノズルベーン及び上流プラズマ境界層遮蔽システムの拡大図。図２に示すベーン及び上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３に示すベーンの断面図。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上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。プラズマ発生器が作動していない状態での境界層の図式図。上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

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上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
６８境界部
７０スリップ境界層
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
１００ＡＣ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
Ｕ上流
Ｄ下流方向
ＬＥ前縁
ＴＥ後縁

Claims

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）の上流（Ｕ）で前記壁（２６）の前記外側高温表面（５４）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、上流プラズマ境界層遮蔽システム（１１）。
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）。
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２に記載のシステム（１１）。
前記誘電体材料（５）が、前記外側高温表面（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２又は３記載のシステム（１１）。
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４記載のシステム（１１）。
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４記載のシステム（１１）。
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）の上流で前記壁（２６）の前記外側高温表面（５４）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、上流プラズマ境界層遮蔽システム（１１）。
上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、
外側高温表面（５４）を有する壁（２６）を貫通して配置されたフィルム冷却開口（４９）の上流に且つ前記外側高温表面（５４）に配置されたプラズマ発生器（２）に電力供給して、前記フィルム冷却開口（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。
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８記載の方法。
前記壁（２６）が、ガスタービンエンジンのタービンノズル（３０）の翼形部（３９）の正圧側面（４６）及び負圧側面（４８）を形成し、前記プラズマ発生器（２）が、該正圧側面（４６）及び負圧側面（４８）の前記フィルム冷却孔（４９）と前記タービンノズルの前縁との間にのみ設けられていることを特徴とする、請求項１乃至４のいずれか１項に記載のシステム（１１）。