プラズマアクチュエータを備えた圧縮機およびガスタービンエンジン
中心軸線の周りに配列された、動翼エーロフォイルおよび動翼端をそれぞれ有する複数の動翼を有するロータと、動翼上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータとを備える圧縮システムが開示される。圧縮システムのロータの不安定性を検出するための検出システム、ならびにロータの安定性の改善を容易にする動翼上に取り付けられた少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む緩和システムの例示的実施形態が開示される。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンに使用されるファンまたは圧縮機などの圧縮システムにおける失速などの不安定性を検出するためのシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファン航空機のガスタービンエンジンでは、動作の間、ファンモジュール、ブースタモジュール、および圧縮モジュールを備える圧縮システムにおいて空気が加圧される。大型のターボファンエンジンでは、ファンモジュールを通過する空気は、主にバイパスストリームに流入し、飛行中の航空機を推進するのに必要な推進力の大半を発生させるのに使用される。ブースタモジュールおよび圧縮モジュールを介して運ばれた空気は、燃焼器内で燃料と混合され、点火されて、タービン段を流れる高温の燃焼ガスを発生させ、タービン段において、ファン、ブースタ、および圧縮機のロータに動力を供給するエネルギーが燃焼ガスから抽出される。ファン、ブースタ、および圧縮機のモジュールは、一連のロータ段およびステータ段を有する。ファンおよびブースタのロータは、一般的に低圧タービンによって駆動され、圧縮機のロータは高圧タービンによって駆動される。ファンおよびブースタのロータは圧縮機のロータに空気力学的に結合されるが、これらは通常、異なる機械的速度で動作する。
【０００３】
広範な作動条件での運転能力（ｏｐｅｒａｂｉｌｉｔｙ）は、ファン、ブースタ、および圧縮機などの圧縮システムの設計における基本的要件である。最新の航空機における現代の開発では、機体中に埋め込まれたエンジンを使用することが必要とされており、空気は、特有の幾何学形状を有する入口を介してエンジンに流入し、これらの入口は、入口気流に激しい偏流（ｄｉｓｔｏｒｔｉｏｎ）を引き起こす。これらのエンジンには、面積固定の排気ノズルを有するものもあり、これも、これらのエンジンの運転能力を制限する。これらの圧縮システムの設計における基本は、離陸から、巡航、および着陸という運行の飛行エンベロープ全体にわたる、十分な失速マージン（ｓｔａｌｌ ｍａｒｇｉｎ）を有する空気圧縮時の効率である。しかし、圧縮効率および失速マージンは、通常、反比例しており、効率が増加すると、一般に、失速マージンがそれに対応して減少する。失速マージンと効率の相反する要件は、激しい入口偏流、面積固定の排気ノズル、および補助動力抽出の増加など、困難な作動条件下で動作し、なおかつ依然として飛行エンベロープ全体を通して高レベルの安定余裕を必要とする、高性能ジェットエンジンにおいて特に強く求められる。
【０００４】
失速などの不安定性は、一般に、ファン、圧縮機、およびブースタなどの圧縮システムの動翼および静翼のエーロフォイル上における流れの崩壊によって引き起こされる。ガスタービンエンジンの圧縮システムのロータでは、回転する動翼端と動翼端を取り囲む固定のケーシングまたは囲い板との間に翼端クリアランスがある。エンジンの動作中、空気は、動翼の正圧面から翼端クリアランスを通って負圧面に向かって漏れる。これらの漏れ流は、動翼の翼端領域で渦を生じさせることがある。翼端渦は、動翼および静翼上において翼長方向および翼弦方向で成長し広がる可能性がある。ステータおよびロータのエーロフォイル上での境界層はがれは、圧縮システムに流入する空気に激しい入口偏流があるとき、またはエンジンを絞ったときに生じ、圧縮機の失速に結び付き、著しい運転能力の問題および性能の損失を引き起こすことがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】欧州特許第１６７２９６６号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
したがって、圧縮システムにおける流れの不安定性などの動的プロセスを測定し制御する能力を有することが望ましいであろう。動翼端または他の場所付近の動圧など、流れの不安定性の始まりに関連する圧縮システムパラメータを測定するとともに、測定データを処理して、ファン、ブースタ、および圧縮機などの圧縮システムにおける失速などの不安定性の始まりを検出することができる、検出システムを有することが望ましいであろう。飛行エンベロープの臨界点における特定の機動飛行に対して、検出システムの出力に基づいて圧縮システムの不安定性を緩和して、失速およびサージなどの不安定性を伴わずにその機動を完了できるようにする、緩和システムを有することが望ましいであろう。検出システムおよび緩和システムを制御し管理することができる、不安定性緩和システムを有することが望ましいであろう。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上述の１つまたは複数の必要性は、静翼エーロフォイルを有する静翼の円周方向列を有するステータ段であって、ロータの軸線方向前方または機尾側に位置するステータ段と、動翼エーロフォイルをそれぞれ有する動翼の円周方向列を有するロータと、動作中のロータの不安定性を検出するための検出システムと、圧縮システムの安定性の改善を容易にする、動翼上に取り付けられた少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む緩和システムと、緩和システムの動作を制御するための制御システムと備える圧縮システムを提供する例示的実施形態によって満たすことができる。
【０００８】
１つの例示的実施形態では、ファン部と、ファン部の動作中に不安定性を検出するための検出システムと、ファン部の安定性の改善を容易にする緩和システムとを備えるガスタービンエンジンが開示される。
【０００９】
別の例示的実施形態では、動翼の列の翼端を取り囲むケーシング上に位置する圧力センサを備え、圧力センサが、動翼端付近の場所における動圧に対応する入力信号を発生させることができる、多段の圧縮システムロータにおける不安定性の始まりを検出するための検出システムが開示される。
【００１０】
別の例示的実施形態では、圧縮システムの安定動作範囲を増加させるための、圧縮システムの不安定性を緩和する緩和システムであって、圧縮システムのロータ段上に位置する少なくとも１つのプラズマ発生器を含む緩和システムが提供される。プラズマ発生器は、誘電材料によって分離された第１の電極および第２の電極を含む。プラズマ発生器は、第１の電極と第２の電極との間でプラズマを形成するように動作可能である。
【００１１】
別の例示的実施形態では、プラズマアクチュエータは、ほぼ翼長方向でロータエーロフォイル上に取り付けられる。別の例示的実施形態では、プラズマアクチュエータシステムは、入口案内翼の可動フラップ上に取り付けられたプラズマアクチュエータを備える。
【００１２】
本発明と見なされる主題は、本明細書の結び部分において特に指摘され明確に請求される。しかし、本発明は、添付図面と併せて以下の記載を参照することによって最も良く理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の例示的実施形態を用いたガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】ロータおよびステータのエーロフォイル上に取り付けられたプラズマアクチュエータの例示的実施形態を示す、図１に示されるガスタービンエンジンのファン部の一部分の拡大断面図である。
【図３】図１に示されるガスタービンエンジン内の圧縮システムの例示的な動作マップである。
【図４】静的構成部品上に取り付けられた例示的な検出システムを示す、本発明の例示的実施形態の概略断面図である。
【図５】図２に示されるプラズマアクチュエータが通電されている緩和システムの概略図である。
【図６】プラズマアクチュエータの例示的な配列を有する２つのステータ段と、動翼端領域付近で静的構成部品内に取り付けられた検出システムとを示す図である。
【図７】エーロフォイル上に取り付けられた複数のプラズマアクチュエータの例示的な配列を有する動翼の断面図である。
【図８】ほぼ翼長方向で取り付けられた２つのプラズマアクチュエータの例示的な配列を有する動翼の等角図である。
【図９】ケーシング上に取り付けられた複数のセンサと、ロータ段およびステータ段上に取り付けられたプラズマアクチュエータとの例示的な配列を示す、不安定性緩和システムの例示的実施形態の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
様々な図面全体を通して同一の参照番号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、本発明の例示的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。これは、エンジン中心軸線８と、周囲空気１４を受け入れるファン部１２と、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８と、高圧タービン（ＨＰＴ）２２を介して下流へと流れる燃焼ガスまたはガス流を発生させるため、ＨＰＣ１８によって加圧された空気と燃料を混合する燃焼器２０と、燃焼ガスがそこから放出されてエンジン１０から出る低圧タービン（ＬＰＴ）２４とを備える。多くのエンジンは、ファン部とＨＰＣとの間に取り付けられたブースタまたは低圧圧縮機（図１には図示なし）を有する。ファン部１２を通過する空気の一部分は、ファン部１２と高圧圧縮機１８との間に入口またはスプリッタ２３を有するバイパスダクト２１を介して、高圧圧縮機１８の周りを迂回する。ＨＰＴ２２は、ＨＰＣ１８に接合されて、高圧ロータ２９を実質的に形成する。低圧シャフト２８は、ＬＰＴ２４をファン部１２およびブースタ（使用される場合）に接合する。第２のまたは低圧シャフト２８は、第１のまたは高圧ロータと同軸で、かつその半径方向内側に回転可能に配置される。図１および２に示される本発明の例示的実施形態では、多くのガスタービンエンジンと同様に、ファン部１２は、第１、第２、および第３のファンロータ段１２ａ、１２ｂ、および１２ｃによって示される多段のファンロータと、３１ａ、３１ｂ、および３１ｃなどの静翼の円周方向列をそれぞれ有する複数のステータ段３１とを有する。各ステータ段は、１２ａなどのロータの軸線方向前方または機尾側に位置する。例えば、図２に示されるように、静翼３１ａの円周方向列を有するステータ段は、ロータ１２ａよりも軸線方向機尾側に位置する。図２に示されるように、圧縮システムへの入口に入口案内翼（ＩＧＶ）の円周方向列を有するのが一般的である。ＩＧＶは、図２に示されるように、その機尾側端部に位置する可動フラップ３２を有してもよい。
【００１５】
そこを介して流れる空気を加圧するファン部１２は、長手方向中心軸線８を中心にして軸対称である。図２に示されるファン部１２は、長手方向中心軸線８の周囲に円周方向で配列された、複数の入口案内翼（ＩＧＶ）３０と複数の静翼３１ａ、３１ｂ、３１ｃとを含む。ファン部１２の複数のロータ段１２ａ、１２ｂ、１２ｃは、あらゆる従来の様式の、別個のディスク、または一体のブリスク、または環状ドラムの形態の対応するロータハブ３９ａ、３９ｂ、３９ｃから半径方向外向きに延在する、対応するファン動翼４０ａ、４０ｂ、４０ｃを有する。
【００１６】
図２に示されるファンロータ段１２ａ、１２ｂ、１２ｃは、複数の円周方向で離間した静翼３１ａ、３１ｂ、３１ｃを備える対応するステータ段３１と協働する。静翼および動翼の例示的な配列は図２に示される。動翼４０および静翼３１ａ、３１ｂ、３１ｃは、軸線方向の段において気流を連続的に加圧するための、対応する空気力学的プロファイルまたは輪郭を有するエーロフォイルを有する。各ファン動翼４０は、動翼付根４５から動翼端４６まで半径方向外向きに延在するエーロフォイル３４と、凹面側（「正圧面」とも呼ばれる）４３と、凸面側（「負圧面」とも呼ばれる）４４と、前縁４１と、後縁４２とを備える。動翼エーロフォイル３４は、前縁４１と後縁４２との間を翼弦方向で延在する。エーロフォイル３４の翼弦Ｃは、動翼の各半径方向断面における前縁４１と後縁４２との間の長さである。エーロフォイル３４の正圧面４３は、ファンロータの一般的な回転方向に面し、負圧面４４はエーロフォイルの他方の側にある。
【００１７】
ステータ段３１は、例えば項目１２ｂなど、ロータに軸線方向で近接して位置する。図２に項目３１ａ、３１ｂ、３１ｃとして示されるような、ステータ段３１の各静翼は、動翼付根４５と動翼端４６との間の翼長に対応する、ほぼ翼長方向で半径方向に延在するエーロフォイル３５を備える。項目３１ａなどの各静翼は、静翼凹面側（ｖａｎｅ ｃｏｎｃａｖｅ ｓｉｄｅ）（「正圧面」とも呼ばれる）５７と、静翼凸面側（ｖａｎｅ ｃｏｎｖｅｘ ｓｉｄｅ）（「負圧面」とも呼ばれる）５８と、静翼前縁３６と、静翼後縁３７とを有する。静翼エーロフォイル３５は、前縁３６と後縁３７との間に翼弦方向で延在する。エーロフォイル３５の翼弦は、静翼の各半径方向断面における前縁３６と後縁３７との間の長さである。ファン部１２などの圧縮システムの前方に、気流を圧縮システム内へと受け入れる一組の入口案内翼３０（「ＩＧＶ」）を有するステータ段がある。入口案内翼３０は、気流を第１段のロータ１２ａ内へと案内する、適切に形作られた空気力学的プロファイルを有する。気流を圧縮システム内へと適切に配向するため、入口案内翼３０は、それらの機尾側端部付近に位置する可動のＩＧＶフラップ３２を有してもよい。ＩＧＶフラップ３２は、図２においてＩＧＶ３０の機尾側端部に示される。それは、圧縮システムの動作の間可動であるように、半径方向内側端部と外側端部とで２つのヒンジの間に支持される。
【００１８】
動翼は、図２に示されるように、動翼端から半径方向に離間して位置し、かつそこを取り囲む、ケーシングまたは囲い板などの静的構造内で回転する。前段の動翼４０は、動翼端を取り囲む環状ケーシング５０内で回転する。図１に項目１８として示される高圧圧縮機など、多段圧縮システムの機尾側の段の動翼は、一般的には、動翼端４６の周りで円周方向に配列される囲い板セグメント５１によって形成される環状通路内で回転する。動作の際、空気が減速し、ステータおよびロータのエーロフォイルを介して拡散するにつれて、空気の圧力が増加する。
【００１９】
入口修正流量（ｉｎｌｅｔ ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ ｆｌｏｗ ｒａｔｅ）が水平軸線に沿い、圧力比が垂直軸線上にある、例示的なガスタービンエンジン１０のファン部１２などの例示的な圧縮システムの動作マップが、図３に示される。例示的な動作線（ｏｐｅｒａｔｉｎｇ ｌｉｎｅｓ）１１４、１１６、および失速線（ｓｔａｌｌ ｌｉｎｅ）１１２が、例示的な定速線（ｃｏｎｓｔａｎｔ ｓｐｅｅｄ ｌｉｎｅｓ）１２２、１２４とともに示される。線１２４はより低速の線を表し、線１２２はより高速の線を表す。圧縮システムが定速線１２４などの定速で絞られるにつれて、入口修正流量が減少するとともに圧力比が増加し、圧縮システムの動作は失速線１１２に近付くように移動する。各作動条件は、所与の圧力比を達成するのに必要な、理想的な（等エントロピーの）圧縮機作業入力と実際の作業入力との比として従来的に定義される、対応する圧縮システムの効率を有する。各作動条件の圧縮機効率は、図３に示される項目１１８、１２０など、一定効率の輪郭の形態で動作マップ上にプロットされている。性能マップは、最も小さな輪郭１２０として図３に描かれたピーク効率の領域を有し、可能な限りピーク効率の領域内で圧縮システムを動作させることが望ましい。ファン部１２に入る入口気流１４の偏流は、ファン動翼（および圧縮システムの動翼）によって空気が圧縮されるにつれて流れの不安定性を引き起こす傾向があり、失速線１１２はさらに降下する傾向がある。本明細書にてさらに後述するように、本発明の例示的実施形態は、偏流などによるファン部１２における流れの不安定性を検出し、ファン部からの情報を処理して、ファンロータの差し迫った失速を予測するためのシステムを提供する。本明細書に示される本発明の実施形態によって、必要に応じて応答することができるエンジン内の他のシステムが、図３の項目１１３によって表されるように、失速線を上昇させることによって、ファンロータおよび他の圧縮システムの失速マージンを管理することが可能になる。
【００２０】
入口偏流によるファンロータの失速、および絞られた他の圧縮システムにおける失速は、図２に示されるファンロータ１２ａ、１２ｂ、１２ｃなど、特にロータの翼端領域５２付近の、ステータおよびロータのエーロフォイルにおける流れの崩壊または境界層はがれによって引き起こされることが知られている。動翼端付近での流れの崩壊は、負の軸流速度を有する翼端漏れ渦（ｔｉｐ ｌｅａｋａｇｅ ｖｏｒｔｅｘ）と関連付けられ、即ち、この領域の流れは流れの主体に反し、非常に望ましくない。中断されなければ、翼端渦は、軸線方向で機尾側へ、また動翼の負圧面４４から隣接した動翼の正圧面４３へと接線方向で伝播する。入口偏流が激しくなるにつれて、または圧縮システムが絞られるにつれて、隣接した動翼および静翼の間の流路内での遮断が次第に大きくなり、最終的にはロータの圧力比がその設計水準未満に降下するほど大きくなって、圧縮システムを失速させる。
【００２１】
圧縮システムにおける流れの不安定性など、動的プロセスを制御する能力は、継続的な測定方法を使用して、または十分な数の個別の測定のサンプルを使用して、プロセスの特性を測定することを必要とする。安定余裕が小さいか負である飛行エンベロープの臨界点における、特定の機動飛行に対するファンの減速を緩和するため、最初に、図２に示される多段ファンの段における失速の始まりを予測するのに直接、または何らかの追加の処理を伴って使用することができる、エンジンの流れパラメータが測定される。
【００２２】
図４は、ガスタービンエンジン１０の圧縮段における、失速またはサージなどの空気力学的不安定性の始まりを検出するためのシステム５００の例示的実施形態を示す。図２に示される例示的実施形態では、ロータ１２ａ、１２ｂ、および１２ｃを有する三段のファンと、静翼３１ａ、３１ｂ、３１ｃを有するステータ段と、ＩＧＶ３０とを備えるファン部１２が示される。本発明の実施形態は、単一段のファンに、または、高圧圧縮機１８もしくは低圧圧縮機もしくはブースタなど、ガスタービンの他の圧縮システムに使用することもできる。本明細書に示される例示的実施形態では、エンジンの動作中、ファン動翼端４６の翼端領域５２付近の局所的な動圧を測定する圧力センサ５０２が使用される。流れパラメータの測定に単一のセンサ５０２を使用することができるが、エンジンが長期間動作する間にいくつかのセンサが動作不能になることがあるので、少なくとも２つのセンサ５０２を使用することが好ましい。図２に示される例示的実施形態では、ファンロータ１２ａ、１２ｂ、および１２ｃの翼端の周辺で複数の圧力センサ５０２が使用される。
【００２３】
図４に示される例示的実施形態では、圧力センサ５０２は、ファン動翼端４６から半径方向外側に離間したケーシング５０上に位置する。あるいは、圧力センサ５０２は、動翼端４６から半径方向外側に離間して位置する囲い板５１上に位置してもよい。ケーシング５０または複数の囲い板５１は、動翼の列４７の翼端を取り囲む。圧力センサ５０２は、図９に示されるように、ケーシング５０または囲い板５１上に円周方向で配列される。ロータ段上の複数のセンサを使用する例示的実施形態では、センサ５０２は、図９に示されるように、ケーシングまたは囲い板内でほぼ直径方向で向かい合った場所に配列される。あるいは、本発明の他の実施形態では、センサ５０２がステータ段３１内の位置に取り付けられて、ステータにおける流れパラメータを測定してもよい。適切なセンサはまた、ステータエーロフォイルの凸面側５８もしくは凹面側５７、または動翼４０上に取り付けられてもよい。
【００２４】
エンジンの動作中、ファン動翼端とケーシング５０または囲い板５１との間には有効クリアランスＣＬがある（図４を参照）。センサ５０２は、動翼端４６付近の動翼端領域５２における動圧など、流れパラメータに対応する入力信号５０４をリアルタイムで発生させることができる。動翼通過周波数（ｂｌａｄｅ ｐａｓｓｉｎｇ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ）よりも高い応答能力を有する、適切な高応答性のトランスデューサが使用される。一般的に、これらのトランスデューサは１０００Ｈｚより高い応答能力を有する。本明細書に示される例示的実施形態では、使用されるセンサ５０２はＫｕｌｉｔｅ Ｓｅｍｉｃｏｎｄｕｃｔｏｒ Ｐｒｏｄｕｃｔｓ製であった。トランスデューサは約０．１インチの直径を有し、長さ約０．３７５インチである。それらは、約５０ポンド／平方インチの圧力に対して約０．１ボルトの出力電圧を有する。信号を約１０ボルトに増幅するのには従来の信号調整器が使用される。例えば、約１０倍の動翼通過周波数など、動圧測定の高周波サンプリングを使用することが好ましい。
【００２５】
センサ５０２からの流れパラメータを測定することによって、相関プロセッサ５１０によって入力信号５０４として使用される信号が発生する。相関プロセッサ５１０はまた、図１、４、および９に示されるような、ファンロータ１２ａ、１２ｂ、１２ｃの回転速度に対応するファンロータ速度信号５０６を入力として受信する。本明細書に示される例示的実施形態では、ファンロータ速度信号５０６は、ガスタービンエンジンで使用されるエンジン制御システム７４によって供給される。あるいは、ファンロータ速度信号５０６は、デジタル電子制御システム、または航空機エンジンに使用される全機能デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）システムによって供給されてもよい。
【００２６】
相関プロセッサ５１０は、センサ５０２から入力信号５０４と、制御システム７４からロータ速度信号５０６とを受信し、従来の計算方式を使用してリアルタイムで安定性相関信号５１２を発生させる。公表文献において利用可能な自己相関方法がこの目的に使用されてもよい。本明細書に示される例示的実施形態では、相関プロセッサ５１０のアルゴリズムは、エンジン制御システム７４からの既存の速度信号をサイクル同期に使用する。個別の圧力トランスデューサ５０２について、ロータ１２ａ、１２ｂ、１２ｃの動翼端４６、および入力信号５０４ａ、５０４ｂ、５０４ｃに対する相関基準が計算される。本明細書に記載される例示的実施形態における自己相関システムは、２００ＫＨｚの周波数で圧力センサ５０２からの信号をサンプリングした。サンプリング周波数のこの比較的高い値によって、ファン動翼４０の通過周波数の少なくとも１０倍の速度でデータがサンプリングされることが確実にされる。７２個のサンプルのウィンドウを使用して、動作線１１６に沿って１に近い値を有し、動作が失速／サージ線１１２に近付くとゼロに向かって降下する（図３を参照）自己相関を計算した。特定のファン段１２ａ、１２ｂ、１２ｃの場合、安定余裕がゼロに近付くと、特定のファン段が失速寸前であり、相関基準は最小である。圧縮システムの失速またはサージなどの不安定性を回避するように設計された、本明細書に開示される例示的な不安定性緩和システム７００（図９を参照）では、相関基準が選択されプリセットされた閾値レベル未満に降下すると、不安定性制御システム６００が安定性相関信号５１２を受信し、電気信号６０２を例えばＦＡＤＥＣシステムなどのエンジン制御システム７４に送信し、電気信号６０６を電子コントローラ７２に送信し、それが次に、本明細書に記載されるような失速線を上昇させることによって、失速またはサージなどの不安定性からエンジンを遠ざけるように、利用可能な制御装置を使用して修正動作を行うことができる。相関プロセッサ５１０が、本明細書に示される例示的実施形態において空気力学的安定性のレベルを測るのに使用する方法は、文献「Development and Demonstration of a Stability Management System for Gas Turbine Engines」、Proceedings of GT2006 ASME Turbo Expo 2006, GT2006-90324に記載されている。
【００２７】
図４は、動翼４０の動翼端翼弦中央（ｂｌａｄｅ ｔｉｐ ｍｉｄ−ｃｈｏｒｄ）付近のケーシング５０内に位置するセンサ５０２を使用する、本発明の例示的実施形態を概略的に示す。センサは、ケーシング５０内に位置するので、ファン動翼端４６とケーシング５０の内表面５３との間のクリアランス４８内における空気の動圧を測定することができる。１つの例示的実施形態では、センサ５０２はケーシング５０の環状溝５４内に位置する。他の例示的実施形態では、例えば安定性のために翼端の流れを修正するためなど、ケーシング５０に複数の環状溝５４を有することが可能である。複数の溝が存在する場合、圧力センサ５０２は、本明細書に開示されるのと同じ原理および実施例を使用して、これらの溝の１つまたは複数の中に位置する。センサは、図４ではケーシング５０内に位置するものとして示されるが、他の実施形態では、圧力センサ５０２は、動翼端４６から半径方向外側に離間して位置する囲い板５１内に位置してもよい。圧力センサ５０２はまた、動翼４０の前縁４１端または後縁４２端付近でケーシング５０（もしくは囲い板５１）内に位置してもよい。圧力センサ５０２はまた、ステータ段３１内に、または３１ａ、３１ｂ、３１ｃなどの静翼上に位置してもよい。
【００２８】
図９は、図２の項目４０ａなど、ファン段の複数のセンサ５０２を使用する、本発明の例示的実施形態を概略的に示す。複数のセンサ５０２は、センサ５０２の対がほぼ直径方向で向かい合って位置するように、円周方向でケーシング５０（または囲い板５１）内に配列される。相関プロセッサ５１０は、これらのセンサ対から入力信号５０４を受信し、対からの信号を併せて処理する。対になった直径方向で向かい合ったセンサからの測定データにおける差は、安定性相関信号５１２を展開して、エンジンの入口偏流によるファンの失速の始まりを検出するのに特に有用であり得る。
【００２９】
図１、６、および９は、不安定性が上述したような検出システム５００によって検出されたとき、圧縮システムの安定性の改善を容易にする緩和システム３００の例示的実施形態を示す。本発明のこれらの例示的実施形態は、本明細書に開示されるプラズマアクチュエータを使用して、静翼エーロフォイル３５または動翼エーロフォイル３４における境界層はがれを低減し、また、本明細書にて上述した動翼翼端漏れ渦による遮断の始まりおよび成長を遅延する。本発明の例示的実施形態に示されるような、使用されるプラズマアクチュエータは、静翼および動翼のエーロフォイル内の流体に作用する、イオンの流れおよび体積力を生み出して、所望の流体流れの方向で動翼流路を通過させて境界層はがれを低減する。
【００３０】
用語「プラズマアクチュエータ」および「プラズマ発生器」は、本明細書で使用するとき、同じ意味を有し、置換え可能に使用される。図５は、本明細書に示される、通電されたときのプラズマアクチュエータ８２、８４、８６（図１、２、６、７、８、９を参照）を概略的に示す。図５に示される例示的実施形態は、動翼４０に取り付けられたプラズマ発生器８６を示し、誘電材料６３によって分離された第１の電極６２および第２の電極６４を含む。ＡＣ（交流）電源７０が電極に接続されて、約３〜２０ｋＶの範囲の高電圧ＡＣ電位を電極６２、６４に供給する。ＡＣ振幅が十分に大きいと、最大電位の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、空気に暴露されている第１の電極６２の縁部６５付近で起こり、誘電材料６３によって被覆された第２の電極６４によって突出したエリア１０４全体に広がる。プラズマ６８（イオン化した空気）は、電界勾配の存在下で、エーロフォイル付近を流れる空気に対する力を生み出して、エーロフォイル表面に沿って圧力分布を変化させる仮想の空気力学的形状を誘発するので、流れはエーロフォイル表面に付着したままで、境界層はがれを低減させる傾向がある。電極付近の空気は弱イオン化され、通常、空気の加熱はほとんどまたはまったくない。
【００３１】
図６は、圧縮システムの安定性を改善するための、かつ／または圧縮システムの効率を向上させるための、プラズマアクチュエータシステム１００の例示的実施形態を断面図で概略的に示す。用語「圧縮システム」は、本明細書で使用するとき、そこを介して流れる流体の圧力を増加させるために使用されるデバイスを含み、また、図１に示されるガスタービンエンジンに使用される高圧圧縮機１８、ブースタ、およびファン１２を含む。本明細書に示される例示的実施形態は、失速マージンの増加を容易にし、かつ／または、図１の断面図に示される航空機ガスタービンエンジンなどのガスタービンエンジン１０における圧縮システムの効率を向上する。図６に示される例示的な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、動翼４０ｂ上に取り付けられたプラズマ発生器８６、ならびに静翼３１ａおよび３１ｂ上に取り付けられたプラズマ発生器８２を含む。図６に示されるプラズマアクチュエータは、動翼付根付近からエーロフォイルの翼端まで、ほぼ翼長方向で動翼４０ｂ内に取り付けられる。プラズマアクチュエータ８６は、動翼エーロフォイルの負圧面４４に位置する溝内に取り付けられるので、プラズマアクチュエータ付近の局所的な気流を妨害するのを回避するため、表面はほぼ平滑なままである。エーロフォイル表面上における滑らかな気流を容易にするため、プラズマアクチュエータが取り付けられた後に、従来の材料を使用する適切な外被が溝上に適用されてもよい。各溝セグメントは、溝セグメント内に配置されて、プラズマアクチュエータ８６を形成する第１の電極６２と第２の電極６４とを分離する溝セグメント内に配置された誘電材料６３を有する。本発明の別の実施形態では、複数のプラズマアクチュエータ８２も、図６の項目３１ａおよび３１ｂなどの静翼の静翼エーロフォイル３５上に位置する。プラズマアクチュエータは、エーロフォイルの正圧面および負圧面の周りの気流を従来の方式で空気力学的に分析することによって決定される、気流の分離の傾向に基づいて選択された場所で、動翼前縁４１から選択された翼弦長さで取り付けられる。図７に示される本発明の別の実施形態では、プラズマアクチュエータ８６はまた、動翼エーロフォイル４９の凹面側４３上に、特に後縁４２付近に位置してもよい。図８は、プラズマアクチュエータ８６が、動翼エーロフォイル４９の凸面側上に取り付けられ、ほぼ翼弦方向に向けられた、本発明の例示的実施形態を有する動翼４０を示す。あるいは、プラズマ６８の方向を、従来の空気力学的分析によって決定されるような他の適切な流れ方向に沿って位置合わせするように、プラズマアクチュエータを他の向きで取り付けるのが有利なことがある。図８および９は、回転動翼４０上に取り付けられたプラズマアクチュエータ８６に対して電気的に接続するのに使用されてもよい、従来のスリップリング８８および８９を概略的に示す。回転動翼上のプラズマアクチュエータ８６に電源を供給する他の適切な方法も使用されてもよい。
【００３２】
図９は、本発明による不安定性緩和システム７００の例示的実施形態を概略的に示す。例示的な不安定性緩和システム７００は、検出システム５００と、緩和システム３００と、不安定性制御システム６００を含む検出システム５００および緩和システム３００を制御するための制御システム７４とを備える。動翼端付近の動圧などの流れパラメータを測定する１つまたは複数のセンサ５０２を有する検出システム５００、および相関プロセッサ５１０は、本明細書にて上述している。相関プロセッサ５１０は、失速などの不安定性の始まりが特定のロータ段において検出されているか否かを示す相関信号５１２を不安定性制御システム６００に送信し、それが次に、状態信号６０４を制御システム７４にフィードバックする。制御システム７４は、ロータ速度などの圧縮システム動作に関連する情報信号５０６を相関プロセッサ５１０に供給する。不安定性の始まりが検出され、緩和システム３００を作動させるべきであると制御システム７４が判断すると、コマンド信号６０２が不安定性制御システム６００に送信され、それが、不安定性緩和動作を行うべき場所、タイプ、程度、持続時間を判断し、それに対応する不安定性制御システム信号６０６を実行のために電子コントローラ７２に送信する。電子コントローラ７２は、プラズマアクチュエータシステム１００および電源７０の動作を制御する。上述したこれらの動作は、検出システム５００によって確認されるような不安定性の緩和が達成されるまで継続する。緩和システム３００の動作はまた、制御システム７４によって決定される予め定められた動作点において終了してもよい。
【００３３】
図１に示されるガスタービンエンジン１０の例示的な不安定性緩和システム７００システムでは、エンジンの動作中、不安定性制御システム６００および電子コントローラ７２によって命令されると、プラズマアクチュエータシステム１００は、プラズマ発生器８６、８２（図６および９を参照）をオンにして、第１の電極６２と第２の電極６４との間にプラズマ６８を形成する。電子コントローラ７２は、例えば全機能デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）など、エンジンのファン速度、圧縮機速度、タービン速度、および燃料システムを制御するエンジン制御システム７４にも連結させることができる。電子コントローラ７２は、プラズマ発生器６０をオンオフすることによって、または別の方法で必要に応じてそれを変調することによってプラズマ発生器６０を制御して、圧縮システムの失速マージンを増加させるか、または効率を向上させることによって圧縮システムの安定性を向上させるのに使用される。電子コントローラ７２はまた、高電圧ＡＣ電位を電極に供給するように電極に接続されたＡＣ電源７０の動作を制御するのに使用されてもよい。
【００３４】
動作の際、プラズマアクチュエータシステム１００は、オンにされると、プラズマ６８を形成するイオンの流れと、空気を押しやり、静翼エーロフォイルの正圧面および負圧面付近で圧力分布を変更する体積力とを生じる。プラズマ６８によって加えられる体積力は、正の流れの所望の方向で隣接した動翼間の流路に空気を流して、エーロフォイル表面および動翼端付近の境界層はがれを低減する。これによって、ファンまたは圧縮機のロータ段の、またその結果として圧縮システムの安定性が増加する。例えば図６に示されるものなどのプラズマ発生器８２、８６は、失速が生じる傾向がある、いくつかの選択されたファンまたは圧縮機のステータ段およびロータ段のエーロフォイル上に取り付けられてもよい。あるいは、プラズマ発生器は、すべての圧縮段の動翼４０および静翼３１ａの長さに沿って位置し、エンジン制御システム７４または電子コントローラ７２を使用して、エンジンの動作中に不安定性制御システム６００によって選択的に作動してもよい。図２に示される本発明の別の例示的実施形態では、プラズマアクチュエータ８４は、ＩＧＶフラップ３２上に取り付けられ、ほぼ翼長方向に向けられる。第１のファンロータ１２ａに入る気流の方向を配向するため、ＩＧＶフラップ３２は可動である。プラズマアクチュエータ８４、８６を通電することによって、境界層はがれなしにＩＧＶフラップ３２に対して達成することができる移動範囲を拡張することが可能である。これは、特定の状況下で激しい入口偏流が存在するガスタービンエンジン用途において特に有用である。
【００３５】
本発明の他の例示的実施形態では、動翼エーロフォイル４９および静翼エーロフォイル３５上に取り付けられたプラズマアクチュエータに加えて、圧縮機のケーシング５０または囲い板セグメント５１内の複数の場所に複数のプラズマアクチュエータを位置させることが可能である。
【００３６】
本明細書に開示されるプラズマアクチュエータシステムは、例えば図３の向上した失速線１１３によって示されるような、失速線を上昇させることによって、エンジン中の圧縮システムの失速マージンの増加をもたらすように動作させることができる。エンジンの動作中にプラズマアクチュエータを継続的に動作させることは可能であるが、失速マージンを改善するために、必ずしもプラズマアクチュエータを継続的に動作させなくてもよい。正常な作動条件では、動翼翼端渦および逆流の小さな領域がロータ翼端領域５２に存在することがある。最初に、失速が生じる傾向があるファンまたは圧縮機の動作点を特定することが必要である。これは、従来の分析および試験方法によって行うことができ、例えば図３に示されるような動作マップ上に結果を表すことができる。図３を参照すると、例えば、動作線１１６上の正常な動作点では、失速線１１２に対する失速マージンは適当であり、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、例えば定速線１２２に沿ってなど、圧縮システムが絞られるにつれて、または激しい入口偏流の間、静翼長または動翼長全体にわたって、特に翼端領域５２において、圧縮システムの段における空気の軸流速度は減少する。動翼端４６における高圧上昇と結び付けられるこの軸流速度の降下は、動翼端全体にわたる流れと翼端渦の強度とを増加させて、失速が生じる条件を作り出す。圧縮システムの動作が、一般的には失速線１１２付近である条件に近付くと、プラズマアクチュエータはオンにされる。プラズマアクチュエータは、検出システム５００からの測定および相関分析が失速またはサージなどの不安定性の始まりを示すとき、検出システム５００の入力に基づいて、不安定性制御システム６００によってオンにされてもよい。制御システム７４および／または電子コントローラは、圧縮機が失速する傾向がある失速線１１２に動作点が近付くよりもかなり前に、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。プラズマアクチュエータを早期に、失速線１１２に達するよりもかなり前にオンにすることによって、絶対的な絞りマージン（ｔｈｒｏｔｔｌｅ ｍａｒｇｉｎ）能力が増加するので、そのようにすることが好ましい。しかし、圧縮機が、動作線１１６上などの正常な定常条件で動作しているとき、アクチュエータを稼働させるのに必要な電力を消費する必要はない。
【００３７】
あるいは、ロータプラズマアクチュエータ８６、ステータプラズマアクチュエータ８２、およびＩＧＶプラズマアクチュエータ８４を上述したような継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ができる。パルスモードでは、プラズマアクチュエータ８２、８４、８６の一部またはすべては、（「パルス状」の）いくつかの予め定められた周波数でパルスオンオフ（ｐｕｌｓｅｄ ｏｎ ａｎｄ ｏｆｆ）される。圧縮機の失速に結び付く翼端渦は、一般に、流れ（ｆｌｏｗ ｓｔｒｅａｍ）の中に配置されたシリンダの流出周波数（ｓｈｅｄｄｉｎｇ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ）にある程度類似したいくつかの固有周波数を有することが知られている。所与のロータの幾何学形状の場合、これらの固有周波数は、不定の流量センサを使用した試験中に分析的に計算または測定することができる。これらは、ＦＡＤＥＣもしくは他のエンジン制御システム７４、またはプラズマアクチュエータの電子コントローラ７２の動作ルーチンにプログラムすることができる。その結果、プラズマアクチュエータ８２、８４、８６は、例えば、様々な圧縮機段の渦流出周波数または動翼通過周波数に関連する、選択された周波数で制御システムによって迅速にパルスオンオフすることができる。あるいは、プラズマアクチュエータは、渦流出周波数の「倍数」または動翼通過周波数の「倍数」に対応する周波数でパルスオンオフすることができる。用語「倍数」は、本明細書で使用するとき、任意の数または分数であることができ、１に等しい、１より大きい、または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８２、８４、８６のパルス化は互いに同位相で行うことができる。あるいは、プラズマアクチュエータ８２、８４、８６のパルス化は、互いに対して選択された位相角において位相外れで行うことができる。位相角は約０°〜１８０°の間で変動してもよい。プラズマアクチュエータを、渦周波数に対して約１８０°の位相外れでパルス化して、翼端渦が形成されると迅速にそれを崩壊させることが好ましい。プラズマアクチュエータの位相角および周波数は、本明細書にて上述したように、ステータ段に、または動翼端付近に取り付けられたプローブを使用して、検出システム５００による翼端渦信号の測定値に基づいて選択されてもよい。
【００３８】
エンジンの動作中、緩和システム３００は、ロータプラズマアクチュエータ８などのプラズマ発生器をオンにして、第１の電極６２と第２の電極６４との間でプラズマ６８を形成する。電子コントローラ７２は、プラズマ発生器８２、８４、８６と、プラズマ発生器のオンオフとを制御するのに使用されてもよい。電子コントローラ７２はまた、電極６２、６４に接続されたＡＣ電源７０の動作を制御して、高電圧ＡＣ電位を電極６２、６４に供給するのに使用されてもよい。
【００３９】
環状ケーシング５０（または囲い板セグメント５１）と動翼端４６との間のコールドクリアランスは、高温および遠心荷重の結果として動翼板および動翼が拡張する離陸の間など、エンジンの高出力動作の間、動翼端が環状ケーシング５０（または囲い板セグメント５１）に擦れないように設計される。本明細書に示されるプラズマアクチュエータシステムの例示的実施形態は、激しい入口偏流条件の間、またはファンもしくは圧縮機の失速を回避するために向上した失速マージンが必要な、動作線が上昇する（図３の項目１１４を参照）ときのエンジン遷移の間、または例えば航空機の巡航状態がエンジンによって動力供給されているなど、クリアランス４８を制御しなければならない飛行計画の間、プラズマ発生器８２、８４、８６を作動させてプラズマ６８を形成するように設計され、またそのように動作可能である。本明細書に示される例示的なプラズマアクチュエータシステムの他の実施形態は、船舶などのガスタービンエンジン、または恐らくは工業用ガスタービンエンジンの他のタイプに使用されてもよい。
【００４０】
本明細書における本発明の例示的実施形態は、環状ケーシングまたは囲い板および動翼端を有する、ブースタ、低圧圧縮機（ＬＰＣ）、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８、およびファン１２など、エンジン１０のあらゆる圧縮部に使用することができる。
【００４１】
この文書による記載は、実施例を使用して、最良の形態を含む本発明を開示するとともに、当業者が本発明を作成し使用することを可能にする。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定され、また、当業者が思いつく他の実施例を含むことができる。他のそのような実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言とはわずかしか違わない均等な構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内にあるものとする。
【符号の説明】
【００４２】
８ 中心軸線
１０ エンジン
１２ ファン部
１４ 周囲空気
１８ 高圧圧縮機（ＨＰＣ）
２０ 燃焼器
２１ バイパスダクト
２２ 高圧タービン（ＨＰＴ）
２３ スプリッタ
２４ 低圧タービン（ＬＰＴ）
２８ 低圧シャフト
２９ 高圧ロータ
３０ 入口案内翼（ＩＧＶ）
３１ 静翼
３２ ＩＧＶフラップ
４０ 動翼
４７ 動翼の列
７０ ＡＣ電源
７２ 電子コントローラ
７４ エンジン制御システム
８２ プラズマ発生器
８４ プラズマアクチュエータ
３００ 緩和システム
５００ 検出システム
５０４ 入力信号
５０６ ファンロータ速度信号
５１０ 相関プロセッサ
５１２ 安定性相関信号
６００ 不安定性制御システム
６０２ コマンド信号
６０４ 状態信号
６０６ 不安定性制御システム信号
７００ 不安定性緩和システム
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンに使用されるファンまたは圧縮機などの圧縮システムにおける失速などの不安定性を検出するためのシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファン航空機のガスタービンエンジンでは、動作の間、ファンモジュール、ブースタモジュール、および圧縮モジュールを備える圧縮システムにおいて空気が加圧される。大型のターボファンエンジンでは、ファンモジュールを通過する空気は、主にバイパスストリームに流入し、飛行中の航空機を推進するのに必要な推進力の大半を発生させるのに使用される。ブースタモジュールおよび圧縮モジュールを介して運ばれた空気は、燃焼器内で燃料と混合され、点火されて、タービン段を流れる高温の燃焼ガスを発生させ、タービン段において、ファン、ブースタ、および圧縮機のロータに動力を供給するエネルギーが燃焼ガスから抽出される。ファン、ブースタ、および圧縮機のモジュールは、一連のロータ段およびステータ段を有する。ファンおよびブースタのロータは、一般的に低圧タービンによって駆動され、圧縮機のロータは高圧タービンによって駆動される。ファンおよびブースタのロータは圧縮機のロータに空気力学的に結合されるが、これらは通常、異なる機械的速度で動作する。
【０００３】
広範な作動条件での運転能力（ｏｐｅｒａｂｉｌｉｔｙ）は、ファン、ブースタ、および圧縮機などの圧縮システムの設計における基本的要件である。最新の航空機における現代の開発では、機体中に埋め込まれたエンジンを使用することが必要とされており、空気は、特有の幾何学形状を有する入口を介してエンジンに流入し、これらの入口は、入口気流に激しい偏流（ｄｉｓｔｏｒｔｉｏｎ）を引き起こす。これらのエンジンには、面積固定の排気ノズルを有するものもあり、これも、これらのエンジンの運転能力を制限する。これらの圧縮システムの設計における基本は、離陸から、巡航、および着陸という運行の飛行エンベロープ全体にわたる、十分な失速マージン（ｓｔａｌｌ ｍａｒｇｉｎ）を有する空気圧縮時の効率である。しかし、圧縮効率および失速マージンは、通常、反比例しており、効率が増加すると、一般に、失速マージンがそれに対応して減少する。失速マージンと効率の相反する要件は、激しい入口偏流、面積固定の排気ノズル、および補助動力抽出の増加など、困難な作動条件下で動作し、なおかつ依然として飛行エンベロープ全体を通して高レベルの安定余裕を必要とする、高性能ジェットエンジンにおいて特に強く求められる。
【０００４】
失速などの不安定性は、一般に、ファン、圧縮機、およびブースタなどの圧縮システムの動翼および静翼のエーロフォイル上における流れの崩壊によって引き起こされる。ガスタービンエンジンの圧縮システムのロータでは、回転する動翼端と動翼端を取り囲む固定のケーシングまたは囲い板との間に翼端クリアランスがある。エンジンの動作中、空気は、動翼の正圧面から翼端クリアランスを通って負圧面に向かって漏れる。これらの漏れ流は、動翼の翼端領域で渦を生じさせることがある。翼端渦は、動翼および静翼上において翼長方向および翼弦方向で成長し広がる可能性がある。ステータおよびロータのエーロフォイル上での境界層はがれは、圧縮システムに流入する空気に激しい入口偏流があるとき、またはエンジンを絞ったときに生じ、圧縮機の失速に結び付き、著しい運転能力の問題および性能の損失を引き起こすことがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】欧州特許第１６７２９６６号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
したがって、圧縮システムにおける流れの不安定性などの動的プロセスを測定し制御する能力を有することが望ましいであろう。動翼端または他の場所付近の動圧など、流れの不安定性の始まりに関連する圧縮システムパラメータを測定するとともに、測定データを処理して、ファン、ブースタ、および圧縮機などの圧縮システムにおける失速などの不安定性の始まりを検出することができる、検出システムを有することが望ましいであろう。飛行エンベロープの臨界点における特定の機動飛行に対して、検出システムの出力に基づいて圧縮システムの不安定性を緩和して、失速およびサージなどの不安定性を伴わずにその機動を完了できるようにする、緩和システムを有することが望ましいであろう。検出システムおよび緩和システムを制御し管理することができる、不安定性緩和システムを有することが望ましいであろう。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上述の１つまたは複数の必要性は、静翼エーロフォイルを有する静翼の円周方向列を有するステータ段であって、ロータの軸線方向前方または機尾側に位置するステータ段と、動翼エーロフォイルをそれぞれ有する動翼の円周方向列を有するロータと、動作中のロータの不安定性を検出するための検出システムと、圧縮システムの安定性の改善を容易にする、動翼上に取り付けられた少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む緩和システムと、緩和システムの動作を制御するための制御システムと備える圧縮システムを提供する例示的実施形態によって満たすことができる。
【０００８】
１つの例示的実施形態では、ファン部と、ファン部の動作中に不安定性を検出するための検出システムと、ファン部の安定性の改善を容易にする緩和システムとを備えるガスタービンエンジンが開示される。
【０００９】
別の例示的実施形態では、動翼の列の翼端を取り囲むケーシング上に位置する圧力センサを備え、圧力センサが、動翼端付近の場所における動圧に対応する入力信号を発生させることができる、多段の圧縮システムロータにおける不安定性の始まりを検出するための検出システムが開示される。
【００１０】
別の例示的実施形態では、圧縮システムの安定動作範囲を増加させるための、圧縮システムの不安定性を緩和する緩和システムであって、圧縮システムのロータ段上に位置する少なくとも１つのプラズマ発生器を含む緩和システムが提供される。プラズマ発生器は、誘電材料によって分離された第１の電極および第２の電極を含む。プラズマ発生器は、第１の電極と第２の電極との間でプラズマを形成するように動作可能である。
【００１１】
別の例示的実施形態では、プラズマアクチュエータは、ほぼ翼長方向でロータエーロフォイル上に取り付けられる。別の例示的実施形態では、プラズマアクチュエータシステムは、入口案内翼の可動フラップ上に取り付けられたプラズマアクチュエータを備える。
【００１２】
本発明と見なされる主題は、本明細書の結び部分において特に指摘され明確に請求される。しかし、本発明は、添付図面と併せて以下の記載を参照することによって最も良く理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の例示的実施形態を用いたガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】ロータおよびステータのエーロフォイル上に取り付けられたプラズマアクチュエータの例示的実施形態を示す、図１に示されるガスタービンエンジンのファン部の一部分の拡大断面図である。
【図３】図１に示されるガスタービンエンジン内の圧縮システムの例示的な動作マップである。
【図４】静的構成部品上に取り付けられた例示的な検出システムを示す、本発明の例示的実施形態の概略断面図である。
【図５】図２に示されるプラズマアクチュエータが通電されている緩和システムの概略図である。
【図６】プラズマアクチュエータの例示的な配列を有する２つのステータ段と、動翼端領域付近で静的構成部品内に取り付けられた検出システムとを示す図である。
【図７】エーロフォイル上に取り付けられた複数のプラズマアクチュエータの例示的な配列を有する動翼の断面図である。
【図８】ほぼ翼長方向で取り付けられた２つのプラズマアクチュエータの例示的な配列を有する動翼の等角図である。
【図９】ケーシング上に取り付けられた複数のセンサと、ロータ段およびステータ段上に取り付けられたプラズマアクチュエータとの例示的な配列を示す、不安定性緩和システムの例示的実施形態の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
様々な図面全体を通して同一の参照番号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、本発明の例示的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。これは、エンジン中心軸線８と、周囲空気１４を受け入れるファン部１２と、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８と、高圧タービン（ＨＰＴ）２２を介して下流へと流れる燃焼ガスまたはガス流を発生させるため、ＨＰＣ１８によって加圧された空気と燃料を混合する燃焼器２０と、燃焼ガスがそこから放出されてエンジン１０から出る低圧タービン（ＬＰＴ）２４とを備える。多くのエンジンは、ファン部とＨＰＣとの間に取り付けられたブースタまたは低圧圧縮機（図１には図示なし）を有する。ファン部１２を通過する空気の一部分は、ファン部１２と高圧圧縮機１８との間に入口またはスプリッタ２３を有するバイパスダクト２１を介して、高圧圧縮機１８の周りを迂回する。ＨＰＴ２２は、ＨＰＣ１８に接合されて、高圧ロータ２９を実質的に形成する。低圧シャフト２８は、ＬＰＴ２４をファン部１２およびブースタ（使用される場合）に接合する。第２のまたは低圧シャフト２８は、第１のまたは高圧ロータと同軸で、かつその半径方向内側に回転可能に配置される。図１および２に示される本発明の例示的実施形態では、多くのガスタービンエンジンと同様に、ファン部１２は、第１、第２、および第３のファンロータ段１２ａ、１２ｂ、および１２ｃによって示される多段のファンロータと、３１ａ、３１ｂ、および３１ｃなどの静翼の円周方向列をそれぞれ有する複数のステータ段３１とを有する。各ステータ段は、１２ａなどのロータの軸線方向前方または機尾側に位置する。例えば、図２に示されるように、静翼３１ａの円周方向列を有するステータ段は、ロータ１２ａよりも軸線方向機尾側に位置する。図２に示されるように、圧縮システムへの入口に入口案内翼（ＩＧＶ）の円周方向列を有するのが一般的である。ＩＧＶは、図２に示されるように、その機尾側端部に位置する可動フラップ３２を有してもよい。
【００１５】
そこを介して流れる空気を加圧するファン部１２は、長手方向中心軸線８を中心にして軸対称である。図２に示されるファン部１２は、長手方向中心軸線８の周囲に円周方向で配列された、複数の入口案内翼（ＩＧＶ）３０と複数の静翼３１ａ、３１ｂ、３１ｃとを含む。ファン部１２の複数のロータ段１２ａ、１２ｂ、１２ｃは、あらゆる従来の様式の、別個のディスク、または一体のブリスク、または環状ドラムの形態の対応するロータハブ３９ａ、３９ｂ、３９ｃから半径方向外向きに延在する、対応するファン動翼４０ａ、４０ｂ、４０ｃを有する。
【００１６】
図２に示されるファンロータ段１２ａ、１２ｂ、１２ｃは、複数の円周方向で離間した静翼３１ａ、３１ｂ、３１ｃを備える対応するステータ段３１と協働する。静翼および動翼の例示的な配列は図２に示される。動翼４０および静翼３１ａ、３１ｂ、３１ｃは、軸線方向の段において気流を連続的に加圧するための、対応する空気力学的プロファイルまたは輪郭を有するエーロフォイルを有する。各ファン動翼４０は、動翼付根４５から動翼端４６まで半径方向外向きに延在するエーロフォイル３４と、凹面側（「正圧面」とも呼ばれる）４３と、凸面側（「負圧面」とも呼ばれる）４４と、前縁４１と、後縁４２とを備える。動翼エーロフォイル３４は、前縁４１と後縁４２との間を翼弦方向で延在する。エーロフォイル３４の翼弦Ｃは、動翼の各半径方向断面における前縁４１と後縁４２との間の長さである。エーロフォイル３４の正圧面４３は、ファンロータの一般的な回転方向に面し、負圧面４４はエーロフォイルの他方の側にある。
【００１７】
ステータ段３１は、例えば項目１２ｂなど、ロータに軸線方向で近接して位置する。図２に項目３１ａ、３１ｂ、３１ｃとして示されるような、ステータ段３１の各静翼は、動翼付根４５と動翼端４６との間の翼長に対応する、ほぼ翼長方向で半径方向に延在するエーロフォイル３５を備える。項目３１ａなどの各静翼は、静翼凹面側（ｖａｎｅ ｃｏｎｃａｖｅ ｓｉｄｅ）（「正圧面」とも呼ばれる）５７と、静翼凸面側（ｖａｎｅ ｃｏｎｖｅｘ ｓｉｄｅ）（「負圧面」とも呼ばれる）５８と、静翼前縁３６と、静翼後縁３７とを有する。静翼エーロフォイル３５は、前縁３６と後縁３７との間に翼弦方向で延在する。エーロフォイル３５の翼弦は、静翼の各半径方向断面における前縁３６と後縁３７との間の長さである。ファン部１２などの圧縮システムの前方に、気流を圧縮システム内へと受け入れる一組の入口案内翼３０（「ＩＧＶ」）を有するステータ段がある。入口案内翼３０は、気流を第１段のロータ１２ａ内へと案内する、適切に形作られた空気力学的プロファイルを有する。気流を圧縮システム内へと適切に配向するため、入口案内翼３０は、それらの機尾側端部付近に位置する可動のＩＧＶフラップ３２を有してもよい。ＩＧＶフラップ３２は、図２においてＩＧＶ３０の機尾側端部に示される。それは、圧縮システムの動作の間可動であるように、半径方向内側端部と外側端部とで２つのヒンジの間に支持される。
【００１８】
動翼は、図２に示されるように、動翼端から半径方向に離間して位置し、かつそこを取り囲む、ケーシングまたは囲い板などの静的構造内で回転する。前段の動翼４０は、動翼端を取り囲む環状ケーシング５０内で回転する。図１に項目１８として示される高圧圧縮機など、多段圧縮システムの機尾側の段の動翼は、一般的には、動翼端４６の周りで円周方向に配列される囲い板セグメント５１によって形成される環状通路内で回転する。動作の際、空気が減速し、ステータおよびロータのエーロフォイルを介して拡散するにつれて、空気の圧力が増加する。
【００１９】
入口修正流量（ｉｎｌｅｔ ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ ｆｌｏｗ ｒａｔｅ）が水平軸線に沿い、圧力比が垂直軸線上にある、例示的なガスタービンエンジン１０のファン部１２などの例示的な圧縮システムの動作マップが、図３に示される。例示的な動作線（ｏｐｅｒａｔｉｎｇ ｌｉｎｅｓ）１１４、１１６、および失速線（ｓｔａｌｌ ｌｉｎｅ）１１２が、例示的な定速線（ｃｏｎｓｔａｎｔ ｓｐｅｅｄ ｌｉｎｅｓ）１２２、１２４とともに示される。線１２４はより低速の線を表し、線１２２はより高速の線を表す。圧縮システムが定速線１２４などの定速で絞られるにつれて、入口修正流量が減少するとともに圧力比が増加し、圧縮システムの動作は失速線１１２に近付くように移動する。各作動条件は、所与の圧力比を達成するのに必要な、理想的な（等エントロピーの）圧縮機作業入力と実際の作業入力との比として従来的に定義される、対応する圧縮システムの効率を有する。各作動条件の圧縮機効率は、図３に示される項目１１８、１２０など、一定効率の輪郭の形態で動作マップ上にプロットされている。性能マップは、最も小さな輪郭１２０として図３に描かれたピーク効率の領域を有し、可能な限りピーク効率の領域内で圧縮システムを動作させることが望ましい。ファン部１２に入る入口気流１４の偏流は、ファン動翼（および圧縮システムの動翼）によって空気が圧縮されるにつれて流れの不安定性を引き起こす傾向があり、失速線１１２はさらに降下する傾向がある。本明細書にてさらに後述するように、本発明の例示的実施形態は、偏流などによるファン部１２における流れの不安定性を検出し、ファン部からの情報を処理して、ファンロータの差し迫った失速を予測するためのシステムを提供する。本明細書に示される本発明の実施形態によって、必要に応じて応答することができるエンジン内の他のシステムが、図３の項目１１３によって表されるように、失速線を上昇させることによって、ファンロータおよび他の圧縮システムの失速マージンを管理することが可能になる。
【００２０】
入口偏流によるファンロータの失速、および絞られた他の圧縮システムにおける失速は、図２に示されるファンロータ１２ａ、１２ｂ、１２ｃなど、特にロータの翼端領域５２付近の、ステータおよびロータのエーロフォイルにおける流れの崩壊または境界層はがれによって引き起こされることが知られている。動翼端付近での流れの崩壊は、負の軸流速度を有する翼端漏れ渦（ｔｉｐ ｌｅａｋａｇｅ ｖｏｒｔｅｘ）と関連付けられ、即ち、この領域の流れは流れの主体に反し、非常に望ましくない。中断されなければ、翼端渦は、軸線方向で機尾側へ、また動翼の負圧面４４から隣接した動翼の正圧面４３へと接線方向で伝播する。入口偏流が激しくなるにつれて、または圧縮システムが絞られるにつれて、隣接した動翼および静翼の間の流路内での遮断が次第に大きくなり、最終的にはロータの圧力比がその設計水準未満に降下するほど大きくなって、圧縮システムを失速させる。
【００２１】
圧縮システムにおける流れの不安定性など、動的プロセスを制御する能力は、継続的な測定方法を使用して、または十分な数の個別の測定のサンプルを使用して、プロセスの特性を測定することを必要とする。安定余裕が小さいか負である飛行エンベロープの臨界点における、特定の機動飛行に対するファンの減速を緩和するため、最初に、図２に示される多段ファンの段における失速の始まりを予測するのに直接、または何らかの追加の処理を伴って使用することができる、エンジンの流れパラメータが測定される。
【００２２】
図４は、ガスタービンエンジン１０の圧縮段における、失速またはサージなどの空気力学的不安定性の始まりを検出するためのシステム５００の例示的実施形態を示す。図２に示される例示的実施形態では、ロータ１２ａ、１２ｂ、および１２ｃを有する三段のファンと、静翼３１ａ、３１ｂ、３１ｃを有するステータ段と、ＩＧＶ３０とを備えるファン部１２が示される。本発明の実施形態は、単一段のファンに、または、高圧圧縮機１８もしくは低圧圧縮機もしくはブースタなど、ガスタービンの他の圧縮システムに使用することもできる。本明細書に示される例示的実施形態では、エンジンの動作中、ファン動翼端４６の翼端領域５２付近の局所的な動圧を測定する圧力センサ５０２が使用される。流れパラメータの測定に単一のセンサ５０２を使用することができるが、エンジンが長期間動作する間にいくつかのセンサが動作不能になることがあるので、少なくとも２つのセンサ５０２を使用することが好ましい。図２に示される例示的実施形態では、ファンロータ１２ａ、１２ｂ、および１２ｃの翼端の周辺で複数の圧力センサ５０２が使用される。
【００２３】
図４に示される例示的実施形態では、圧力センサ５０２は、ファン動翼端４６から半径方向外側に離間したケーシング５０上に位置する。あるいは、圧力センサ５０２は、動翼端４６から半径方向外側に離間して位置する囲い板５１上に位置してもよい。ケーシング５０または複数の囲い板５１は、動翼の列４７の翼端を取り囲む。圧力センサ５０２は、図９に示されるように、ケーシング５０または囲い板５１上に円周方向で配列される。ロータ段上の複数のセンサを使用する例示的実施形態では、センサ５０２は、図９に示されるように、ケーシングまたは囲い板内でほぼ直径方向で向かい合った場所に配列される。あるいは、本発明の他の実施形態では、センサ５０２がステータ段３１内の位置に取り付けられて、ステータにおける流れパラメータを測定してもよい。適切なセンサはまた、ステータエーロフォイルの凸面側５８もしくは凹面側５７、または動翼４０上に取り付けられてもよい。
【００２４】
エンジンの動作中、ファン動翼端とケーシング５０または囲い板５１との間には有効クリアランスＣＬがある（図４を参照）。センサ５０２は、動翼端４６付近の動翼端領域５２における動圧など、流れパラメータに対応する入力信号５０４をリアルタイムで発生させることができる。動翼通過周波数（ｂｌａｄｅ ｐａｓｓｉｎｇ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ）よりも高い応答能力を有する、適切な高応答性のトランスデューサが使用される。一般的に、これらのトランスデューサは１０００Ｈｚより高い応答能力を有する。本明細書に示される例示的実施形態では、使用されるセンサ５０２はＫｕｌｉｔｅ Ｓｅｍｉｃｏｎｄｕｃｔｏｒ Ｐｒｏｄｕｃｔｓ製であった。トランスデューサは約０．１インチの直径を有し、長さ約０．３７５インチである。それらは、約５０ポンド／平方インチの圧力に対して約０．１ボルトの出力電圧を有する。信号を約１０ボルトに増幅するのには従来の信号調整器が使用される。例えば、約１０倍の動翼通過周波数など、動圧測定の高周波サンプリングを使用することが好ましい。
【００２５】
センサ５０２からの流れパラメータを測定することによって、相関プロセッサ５１０によって入力信号５０４として使用される信号が発生する。相関プロセッサ５１０はまた、図１、４、および９に示されるような、ファンロータ１２ａ、１２ｂ、１２ｃの回転速度に対応するファンロータ速度信号５０６を入力として受信する。本明細書に示される例示的実施形態では、ファンロータ速度信号５０６は、ガスタービンエンジンで使用されるエンジン制御システム７４によって供給される。あるいは、ファンロータ速度信号５０６は、デジタル電子制御システム、または航空機エンジンに使用される全機能デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）システムによって供給されてもよい。
【００２６】
相関プロセッサ５１０は、センサ５０２から入力信号５０４と、制御システム７４からロータ速度信号５０６とを受信し、従来の計算方式を使用してリアルタイムで安定性相関信号５１２を発生させる。公表文献において利用可能な自己相関方法がこの目的に使用されてもよい。本明細書に示される例示的実施形態では、相関プロセッサ５１０のアルゴリズムは、エンジン制御システム７４からの既存の速度信号をサイクル同期に使用する。個別の圧力トランスデューサ５０２について、ロータ１２ａ、１２ｂ、１２ｃの動翼端４６、および入力信号５０４ａ、５０４ｂ、５０４ｃに対する相関基準が計算される。本明細書に記載される例示的実施形態における自己相関システムは、２００ＫＨｚの周波数で圧力センサ５０２からの信号をサンプリングした。サンプリング周波数のこの比較的高い値によって、ファン動翼４０の通過周波数の少なくとも１０倍の速度でデータがサンプリングされることが確実にされる。７２個のサンプルのウィンドウを使用して、動作線１１６に沿って１に近い値を有し、動作が失速／サージ線１１２に近付くとゼロに向かって降下する（図３を参照）自己相関を計算した。特定のファン段１２ａ、１２ｂ、１２ｃの場合、安定余裕がゼロに近付くと、特定のファン段が失速寸前であり、相関基準は最小である。圧縮システムの失速またはサージなどの不安定性を回避するように設計された、本明細書に開示される例示的な不安定性緩和システム７００（図９を参照）では、相関基準が選択されプリセットされた閾値レベル未満に降下すると、不安定性制御システム６００が安定性相関信号５１２を受信し、電気信号６０２を例えばＦＡＤＥＣシステムなどのエンジン制御システム７４に送信し、電気信号６０６を電子コントローラ７２に送信し、それが次に、本明細書に記載されるような失速線を上昇させることによって、失速またはサージなどの不安定性からエンジンを遠ざけるように、利用可能な制御装置を使用して修正動作を行うことができる。相関プロセッサ５１０が、本明細書に示される例示的実施形態において空気力学的安定性のレベルを測るのに使用する方法は、文献「Development and Demonstration of a Stability Management System for Gas Turbine Engines」、Proceedings of GT2006 ASME Turbo Expo 2006, GT2006-90324に記載されている。
【００２７】
図４は、動翼４０の動翼端翼弦中央（ｂｌａｄｅ ｔｉｐ ｍｉｄ−ｃｈｏｒｄ）付近のケーシング５０内に位置するセンサ５０２を使用する、本発明の例示的実施形態を概略的に示す。センサは、ケーシング５０内に位置するので、ファン動翼端４６とケーシング５０の内表面５３との間のクリアランス４８内における空気の動圧を測定することができる。１つの例示的実施形態では、センサ５０２はケーシング５０の環状溝５４内に位置する。他の例示的実施形態では、例えば安定性のために翼端の流れを修正するためなど、ケーシング５０に複数の環状溝５４を有することが可能である。複数の溝が存在する場合、圧力センサ５０２は、本明細書に開示されるのと同じ原理および実施例を使用して、これらの溝の１つまたは複数の中に位置する。センサは、図４ではケーシング５０内に位置するものとして示されるが、他の実施形態では、圧力センサ５０２は、動翼端４６から半径方向外側に離間して位置する囲い板５１内に位置してもよい。圧力センサ５０２はまた、動翼４０の前縁４１端または後縁４２端付近でケーシング５０（もしくは囲い板５１）内に位置してもよい。圧力センサ５０２はまた、ステータ段３１内に、または３１ａ、３１ｂ、３１ｃなどの静翼上に位置してもよい。
【００２８】
図９は、図２の項目４０ａなど、ファン段の複数のセンサ５０２を使用する、本発明の例示的実施形態を概略的に示す。複数のセンサ５０２は、センサ５０２の対がほぼ直径方向で向かい合って位置するように、円周方向でケーシング５０（または囲い板５１）内に配列される。相関プロセッサ５１０は、これらのセンサ対から入力信号５０４を受信し、対からの信号を併せて処理する。対になった直径方向で向かい合ったセンサからの測定データにおける差は、安定性相関信号５１２を展開して、エンジンの入口偏流によるファンの失速の始まりを検出するのに特に有用であり得る。
【００２９】
図１、６、および９は、不安定性が上述したような検出システム５００によって検出されたとき、圧縮システムの安定性の改善を容易にする緩和システム３００の例示的実施形態を示す。本発明のこれらの例示的実施形態は、本明細書に開示されるプラズマアクチュエータを使用して、静翼エーロフォイル３５または動翼エーロフォイル３４における境界層はがれを低減し、また、本明細書にて上述した動翼翼端漏れ渦による遮断の始まりおよび成長を遅延する。本発明の例示的実施形態に示されるような、使用されるプラズマアクチュエータは、静翼および動翼のエーロフォイル内の流体に作用する、イオンの流れおよび体積力を生み出して、所望の流体流れの方向で動翼流路を通過させて境界層はがれを低減する。
【００３０】
用語「プラズマアクチュエータ」および「プラズマ発生器」は、本明細書で使用するとき、同じ意味を有し、置換え可能に使用される。図５は、本明細書に示される、通電されたときのプラズマアクチュエータ８２、８４、８６（図１、２、６、７、８、９を参照）を概略的に示す。図５に示される例示的実施形態は、動翼４０に取り付けられたプラズマ発生器８６を示し、誘電材料６３によって分離された第１の電極６２および第２の電極６４を含む。ＡＣ（交流）電源７０が電極に接続されて、約３〜２０ｋＶの範囲の高電圧ＡＣ電位を電極６２、６４に供給する。ＡＣ振幅が十分に大きいと、最大電位の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、空気に暴露されている第１の電極６２の縁部６５付近で起こり、誘電材料６３によって被覆された第２の電極６４によって突出したエリア１０４全体に広がる。プラズマ６８（イオン化した空気）は、電界勾配の存在下で、エーロフォイル付近を流れる空気に対する力を生み出して、エーロフォイル表面に沿って圧力分布を変化させる仮想の空気力学的形状を誘発するので、流れはエーロフォイル表面に付着したままで、境界層はがれを低減させる傾向がある。電極付近の空気は弱イオン化され、通常、空気の加熱はほとんどまたはまったくない。
【００３１】
図６は、圧縮システムの安定性を改善するための、かつ／または圧縮システムの効率を向上させるための、プラズマアクチュエータシステム１００の例示的実施形態を断面図で概略的に示す。用語「圧縮システム」は、本明細書で使用するとき、そこを介して流れる流体の圧力を増加させるために使用されるデバイスを含み、また、図１に示されるガスタービンエンジンに使用される高圧圧縮機１８、ブースタ、およびファン１２を含む。本明細書に示される例示的実施形態は、失速マージンの増加を容易にし、かつ／または、図１の断面図に示される航空機ガスタービンエンジンなどのガスタービンエンジン１０における圧縮システムの効率を向上する。図６に示される例示的な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、動翼４０ｂ上に取り付けられたプラズマ発生器８６、ならびに静翼３１ａおよび３１ｂ上に取り付けられたプラズマ発生器８２を含む。図６に示されるプラズマアクチュエータは、動翼付根付近からエーロフォイルの翼端まで、ほぼ翼長方向で動翼４０ｂ内に取り付けられる。プラズマアクチュエータ８６は、動翼エーロフォイルの負圧面４４に位置する溝内に取り付けられるので、プラズマアクチュエータ付近の局所的な気流を妨害するのを回避するため、表面はほぼ平滑なままである。エーロフォイル表面上における滑らかな気流を容易にするため、プラズマアクチュエータが取り付けられた後に、従来の材料を使用する適切な外被が溝上に適用されてもよい。各溝セグメントは、溝セグメント内に配置されて、プラズマアクチュエータ８６を形成する第１の電極６２と第２の電極６４とを分離する溝セグメント内に配置された誘電材料６３を有する。本発明の別の実施形態では、複数のプラズマアクチュエータ８２も、図６の項目３１ａおよび３１ｂなどの静翼の静翼エーロフォイル３５上に位置する。プラズマアクチュエータは、エーロフォイルの正圧面および負圧面の周りの気流を従来の方式で空気力学的に分析することによって決定される、気流の分離の傾向に基づいて選択された場所で、動翼前縁４１から選択された翼弦長さで取り付けられる。図７に示される本発明の別の実施形態では、プラズマアクチュエータ８６はまた、動翼エーロフォイル４９の凹面側４３上に、特に後縁４２付近に位置してもよい。図８は、プラズマアクチュエータ８６が、動翼エーロフォイル４９の凸面側上に取り付けられ、ほぼ翼弦方向に向けられた、本発明の例示的実施形態を有する動翼４０を示す。あるいは、プラズマ６８の方向を、従来の空気力学的分析によって決定されるような他の適切な流れ方向に沿って位置合わせするように、プラズマアクチュエータを他の向きで取り付けるのが有利なことがある。図８および９は、回転動翼４０上に取り付けられたプラズマアクチュエータ８６に対して電気的に接続するのに使用されてもよい、従来のスリップリング８８および８９を概略的に示す。回転動翼上のプラズマアクチュエータ８６に電源を供給する他の適切な方法も使用されてもよい。
【００３２】
図９は、本発明による不安定性緩和システム７００の例示的実施形態を概略的に示す。例示的な不安定性緩和システム７００は、検出システム５００と、緩和システム３００と、不安定性制御システム６００を含む検出システム５００および緩和システム３００を制御するための制御システム７４とを備える。動翼端付近の動圧などの流れパラメータを測定する１つまたは複数のセンサ５０２を有する検出システム５００、および相関プロセッサ５１０は、本明細書にて上述している。相関プロセッサ５１０は、失速などの不安定性の始まりが特定のロータ段において検出されているか否かを示す相関信号５１２を不安定性制御システム６００に送信し、それが次に、状態信号６０４を制御システム７４にフィードバックする。制御システム７４は、ロータ速度などの圧縮システム動作に関連する情報信号５０６を相関プロセッサ５１０に供給する。不安定性の始まりが検出され、緩和システム３００を作動させるべきであると制御システム７４が判断すると、コマンド信号６０２が不安定性制御システム６００に送信され、それが、不安定性緩和動作を行うべき場所、タイプ、程度、持続時間を判断し、それに対応する不安定性制御システム信号６０６を実行のために電子コントローラ７２に送信する。電子コントローラ７２は、プラズマアクチュエータシステム１００および電源７０の動作を制御する。上述したこれらの動作は、検出システム５００によって確認されるような不安定性の緩和が達成されるまで継続する。緩和システム３００の動作はまた、制御システム７４によって決定される予め定められた動作点において終了してもよい。
【００３３】
図１に示されるガスタービンエンジン１０の例示的な不安定性緩和システム７００システムでは、エンジンの動作中、不安定性制御システム６００および電子コントローラ７２によって命令されると、プラズマアクチュエータシステム１００は、プラズマ発生器８６、８２（図６および９を参照）をオンにして、第１の電極６２と第２の電極６４との間にプラズマ６８を形成する。電子コントローラ７２は、例えば全機能デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）など、エンジンのファン速度、圧縮機速度、タービン速度、および燃料システムを制御するエンジン制御システム７４にも連結させることができる。電子コントローラ７２は、プラズマ発生器６０をオンオフすることによって、または別の方法で必要に応じてそれを変調することによってプラズマ発生器６０を制御して、圧縮システムの失速マージンを増加させるか、または効率を向上させることによって圧縮システムの安定性を向上させるのに使用される。電子コントローラ７２はまた、高電圧ＡＣ電位を電極に供給するように電極に接続されたＡＣ電源７０の動作を制御するのに使用されてもよい。
【００３４】
動作の際、プラズマアクチュエータシステム１００は、オンにされると、プラズマ６８を形成するイオンの流れと、空気を押しやり、静翼エーロフォイルの正圧面および負圧面付近で圧力分布を変更する体積力とを生じる。プラズマ６８によって加えられる体積力は、正の流れの所望の方向で隣接した動翼間の流路に空気を流して、エーロフォイル表面および動翼端付近の境界層はがれを低減する。これによって、ファンまたは圧縮機のロータ段の、またその結果として圧縮システムの安定性が増加する。例えば図６に示されるものなどのプラズマ発生器８２、８６は、失速が生じる傾向がある、いくつかの選択されたファンまたは圧縮機のステータ段およびロータ段のエーロフォイル上に取り付けられてもよい。あるいは、プラズマ発生器は、すべての圧縮段の動翼４０および静翼３１ａの長さに沿って位置し、エンジン制御システム７４または電子コントローラ７２を使用して、エンジンの動作中に不安定性制御システム６００によって選択的に作動してもよい。図２に示される本発明の別の例示的実施形態では、プラズマアクチュエータ８４は、ＩＧＶフラップ３２上に取り付けられ、ほぼ翼長方向に向けられる。第１のファンロータ１２ａに入る気流の方向を配向するため、ＩＧＶフラップ３２は可動である。プラズマアクチュエータ８４、８６を通電することによって、境界層はがれなしにＩＧＶフラップ３２に対して達成することができる移動範囲を拡張することが可能である。これは、特定の状況下で激しい入口偏流が存在するガスタービンエンジン用途において特に有用である。
【００３５】
本発明の他の例示的実施形態では、動翼エーロフォイル４９および静翼エーロフォイル３５上に取り付けられたプラズマアクチュエータに加えて、圧縮機のケーシング５０または囲い板セグメント５１内の複数の場所に複数のプラズマアクチュエータを位置させることが可能である。
【００３６】
本明細書に開示されるプラズマアクチュエータシステムは、例えば図３の向上した失速線１１３によって示されるような、失速線を上昇させることによって、エンジン中の圧縮システムの失速マージンの増加をもたらすように動作させることができる。エンジンの動作中にプラズマアクチュエータを継続的に動作させることは可能であるが、失速マージンを改善するために、必ずしもプラズマアクチュエータを継続的に動作させなくてもよい。正常な作動条件では、動翼翼端渦および逆流の小さな領域がロータ翼端領域５２に存在することがある。最初に、失速が生じる傾向があるファンまたは圧縮機の動作点を特定することが必要である。これは、従来の分析および試験方法によって行うことができ、例えば図３に示されるような動作マップ上に結果を表すことができる。図３を参照すると、例えば、動作線１１６上の正常な動作点では、失速線１１２に対する失速マージンは適当であり、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、例えば定速線１２２に沿ってなど、圧縮システムが絞られるにつれて、または激しい入口偏流の間、静翼長または動翼長全体にわたって、特に翼端領域５２において、圧縮システムの段における空気の軸流速度は減少する。動翼端４６における高圧上昇と結び付けられるこの軸流速度の降下は、動翼端全体にわたる流れと翼端渦の強度とを増加させて、失速が生じる条件を作り出す。圧縮システムの動作が、一般的には失速線１１２付近である条件に近付くと、プラズマアクチュエータはオンにされる。プラズマアクチュエータは、検出システム５００からの測定および相関分析が失速またはサージなどの不安定性の始まりを示すとき、検出システム５００の入力に基づいて、不安定性制御システム６００によってオンにされてもよい。制御システム７４および／または電子コントローラは、圧縮機が失速する傾向がある失速線１１２に動作点が近付くよりもかなり前に、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。プラズマアクチュエータを早期に、失速線１１２に達するよりもかなり前にオンにすることによって、絶対的な絞りマージン（ｔｈｒｏｔｔｌｅ ｍａｒｇｉｎ）能力が増加するので、そのようにすることが好ましい。しかし、圧縮機が、動作線１１６上などの正常な定常条件で動作しているとき、アクチュエータを稼働させるのに必要な電力を消費する必要はない。
【００３７】
あるいは、ロータプラズマアクチュエータ８６、ステータプラズマアクチュエータ８２、およびＩＧＶプラズマアクチュエータ８４を上述したような継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ができる。パルスモードでは、プラズマアクチュエータ８２、８４、８６の一部またはすべては、（「パルス状」の）いくつかの予め定められた周波数でパルスオンオフ（ｐｕｌｓｅｄ ｏｎ ａｎｄ ｏｆｆ）される。圧縮機の失速に結び付く翼端渦は、一般に、流れ（ｆｌｏｗ ｓｔｒｅａｍ）の中に配置されたシリンダの流出周波数（ｓｈｅｄｄｉｎｇ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ）にある程度類似したいくつかの固有周波数を有することが知られている。所与のロータの幾何学形状の場合、これらの固有周波数は、不定の流量センサを使用した試験中に分析的に計算または測定することができる。これらは、ＦＡＤＥＣもしくは他のエンジン制御システム７４、またはプラズマアクチュエータの電子コントローラ７２の動作ルーチンにプログラムすることができる。その結果、プラズマアクチュエータ８２、８４、８６は、例えば、様々な圧縮機段の渦流出周波数または動翼通過周波数に関連する、選択された周波数で制御システムによって迅速にパルスオンオフすることができる。あるいは、プラズマアクチュエータは、渦流出周波数の「倍数」または動翼通過周波数の「倍数」に対応する周波数でパルスオンオフすることができる。用語「倍数」は、本明細書で使用するとき、任意の数または分数であることができ、１に等しい、１より大きい、または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８２、８４、８６のパルス化は互いに同位相で行うことができる。あるいは、プラズマアクチュエータ８２、８４、８６のパルス化は、互いに対して選択された位相角において位相外れで行うことができる。位相角は約０°〜１８０°の間で変動してもよい。プラズマアクチュエータを、渦周波数に対して約１８０°の位相外れでパルス化して、翼端渦が形成されると迅速にそれを崩壊させることが好ましい。プラズマアクチュエータの位相角および周波数は、本明細書にて上述したように、ステータ段に、または動翼端付近に取り付けられたプローブを使用して、検出システム５００による翼端渦信号の測定値に基づいて選択されてもよい。
【００３８】
エンジンの動作中、緩和システム３００は、ロータプラズマアクチュエータ８などのプラズマ発生器をオンにして、第１の電極６２と第２の電極６４との間でプラズマ６８を形成する。電子コントローラ７２は、プラズマ発生器８２、８４、８６と、プラズマ発生器のオンオフとを制御するのに使用されてもよい。電子コントローラ７２はまた、電極６２、６４に接続されたＡＣ電源７０の動作を制御して、高電圧ＡＣ電位を電極６２、６４に供給するのに使用されてもよい。
【００３９】
環状ケーシング５０（または囲い板セグメント５１）と動翼端４６との間のコールドクリアランスは、高温および遠心荷重の結果として動翼板および動翼が拡張する離陸の間など、エンジンの高出力動作の間、動翼端が環状ケーシング５０（または囲い板セグメント５１）に擦れないように設計される。本明細書に示されるプラズマアクチュエータシステムの例示的実施形態は、激しい入口偏流条件の間、またはファンもしくは圧縮機の失速を回避するために向上した失速マージンが必要な、動作線が上昇する（図３の項目１１４を参照）ときのエンジン遷移の間、または例えば航空機の巡航状態がエンジンによって動力供給されているなど、クリアランス４８を制御しなければならない飛行計画の間、プラズマ発生器８２、８４、８６を作動させてプラズマ６８を形成するように設計され、またそのように動作可能である。本明細書に示される例示的なプラズマアクチュエータシステムの他の実施形態は、船舶などのガスタービンエンジン、または恐らくは工業用ガスタービンエンジンの他のタイプに使用されてもよい。
【００４０】
本明細書における本発明の例示的実施形態は、環状ケーシングまたは囲い板および動翼端を有する、ブースタ、低圧圧縮機（ＬＰＣ）、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８、およびファン１２など、エンジン１０のあらゆる圧縮部に使用することができる。
【００４１】
この文書による記載は、実施例を使用して、最良の形態を含む本発明を開示するとともに、当業者が本発明を作成し使用することを可能にする。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定され、また、当業者が思いつく他の実施例を含むことができる。他のそのような実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言とはわずかしか違わない均等な構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内にあるものとする。
【符号の説明】
【００４２】
８ 中心軸線
１０ エンジン
１２ ファン部
１４ 周囲空気
１８ 高圧圧縮機（ＨＰＣ）
２０ 燃焼器
２１ バイパスダクト
２２ 高圧タービン（ＨＰＴ）
２３ スプリッタ
２４ 低圧タービン（ＬＰＴ）
２８ 低圧シャフト
２９ 高圧ロータ
３０ 入口案内翼（ＩＧＶ）
３１ 静翼
３２ ＩＧＶフラップ
４０ 動翼
４７ 動翼の列
７０ ＡＣ電源
７２ 電子コントローラ
７４ エンジン制御システム
８２ プラズマ発生器
８４ プラズマアクチュエータ
３００ 緩和システム
５００ 検出システム
５０４ 入力信号
５０６ ファンロータ速度信号
５１０ 相関プロセッサ
５１２ 安定性相関信号
６００ 不安定性制御システム
６０２ コマンド信号
６０４ 状態信号
６０６ 不安定性制御システム信号
７００ 不安定性緩和システム
【特許請求の範囲】
【請求項１】
中心軸線の周りに配列された、動翼エーロフォイルおよび動翼端をそれぞれ有する複数の動翼を有するロータと、
中心軸線の周りに配列された、静翼エーロフォイルをそれぞれ有する複数の静翼の円周方向列を有するステータ段であって、前記ロータの軸線方向前方に位置するステータ段と、
前記動翼端から半径方向外側に離間して位置する静的構成部品と、
前記ロータの動作中に前記ロータの不安定性を検出するための検出システムと、
前記検出システムによって不安定性が検出されたとき、前記ロータの安定性の改善を容易にする緩和システムであって、少なくとも１つの動翼上に取り付けられた少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む緩和システムとを備える、圧縮システム。
【請求項２】
前記検出システムが、前記静的構成部品上に位置するセンサを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項３】
前記センサが、前記翼端付近の場所における動圧に対応する圧力信号を発生させることができる圧力センサである、請求項２記載の圧縮システム。
【請求項４】
前記ロータの回転軸線の周りで前記静的構成部品上に円周方向で配列された、前記動翼の列の翼端から半径方向外側に離間した複数のセンサをさらに備える、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項５】
前記検出システムが前記ステータ段上に位置するセンサを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項６】
前記ロータがファンロータである、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項７】
前記ロータが圧縮機ロータである、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項８】
前記緩和システムが、前記ステータ段上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項９】
少なくとも１つのプラズマアクチュエータが前記静翼エーロフォイル上に位置する、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項１０】
前記プラズマアクチュエータが、誘電材料によって分離された第１の電極および第２の電極を含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項１１】
前記緩和システムが、前記動翼エーロフォイルの凸面側上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項１２】
前記緩和システムが、前記動翼エーロフォイル上に位置する複数のプラズマアクチュエータを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項１３】
前記緩和システムが、入口案内翼の後縁付近に位置するフラップ上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項１４】
中心軸線の周りに配列された、静翼エーロフォイルをそれぞれ有する複数の静翼の列を有するステータ段と、
前記ステータ段上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータとを備える、圧縮システム。
【請求項１５】
前記プラズマアクチュエータが前記静翼エーロフォイルの凸面側上に位置する、請求項１４記載の圧縮システム。
【請求項１６】
前記プラズマアクチュエータが前記静翼エーロフォイルの凹面側上に位置する、請求項１４記載の圧縮システム。
【請求項１７】
入口案内翼上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータを有する複数の入口案内翼の列をさらに備える、請求項１４記載の圧縮システム。
【請求項１８】
フラップとフラップ上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータとをそれぞれ有する、複数の入口案内翼の列をさらに備える、請求項１４記載の圧縮システム。
【請求項１９】
中心軸線の周りに配列された動翼の円周方向列を有する少なくとも１つのファンロータを有するファン部と、
前記動翼の翼端から半径方向に離間して位置する静的構成部品と、
前記中心軸線の周りに配置された、静翼エーロフォイルをそれぞれ有する複数の静翼の列を有するステータ段と、
少なくとも１つの動翼上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータとを備える、ガスタービンエンジン。
【請求項２０】
中心軸線の周りに配列された動翼の円周方向列を有する少なくとも１つのファンロータを有するファン部と、
前記動翼の翼端から半径方向に離間して位置する静的構成部品と、
前記中心軸線の周りに配置された、静翼エーロフォイルをそれぞれ有する複数の静翼の列を有するステータ段と、
前記ファン部の動作中に不安定性を検出するための検出システムと、
前記検出システムによって不安定性が検出されたとき、前記ファン部の安定性の改善を容易にする緩和システムであって、動翼上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む緩和システムとを備える、ガスタービンエンジン。
【請求項２１】
前記検出システムが、前記ファン部における流れパラメータに対応する信号を発生させることができるセンサを含む、請求項２０記載のガスタービンエンジン。
【請求項２２】
前記センサが、前記翼端付近の場所における動圧に対応する圧力信号を発生させることができる圧力センサである、請求項２０記載のガスタービンエンジン。
【請求項２３】
前記緩和システムが、前記ステータ段上に位置する少なくとも１つのプラズマ発生器を含む、請求項２０記載のガスタービンエンジン。
【請求項２４】
前記プラズマ発生器が誘電材料によって分離された第１の電極および第２の電極を含む、請求項２０記載のガスタービンエンジン。
【請求項２５】
前記第１の電極および前記第２の電極に接続された、高電圧ＡＣ電位を前記第１の電極および前記第２の電極に供給するＡＣ電源をさらに備える、請求項２４記載のガスタービンエンジン。
【請求項２６】
前記第１の電極および前記第２の電極に接続された、高電圧ＡＣ電位を前記第１の電極および前記第２の電極に供給するＡＣ電源をさらに備える、請求項１０記載の圧縮システム。
【請求項１】
中心軸線の周りに配列された、動翼エーロフォイルおよび動翼端をそれぞれ有する複数の動翼を有するロータと、
中心軸線の周りに配列された、静翼エーロフォイルをそれぞれ有する複数の静翼の円周方向列を有するステータ段であって、前記ロータの軸線方向前方に位置するステータ段と、
前記動翼端から半径方向外側に離間して位置する静的構成部品と、
前記ロータの動作中に前記ロータの不安定性を検出するための検出システムと、
前記検出システムによって不安定性が検出されたとき、前記ロータの安定性の改善を容易にする緩和システムであって、少なくとも１つの動翼上に取り付けられた少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む緩和システムとを備える、圧縮システム。
【請求項２】
前記検出システムが、前記静的構成部品上に位置するセンサを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項３】
前記センサが、前記翼端付近の場所における動圧に対応する圧力信号を発生させることができる圧力センサである、請求項２記載の圧縮システム。
【請求項４】
前記ロータの回転軸線の周りで前記静的構成部品上に円周方向で配列された、前記動翼の列の翼端から半径方向外側に離間した複数のセンサをさらに備える、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項５】
前記検出システムが前記ステータ段上に位置するセンサを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項６】
前記ロータがファンロータである、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項７】
前記ロータが圧縮機ロータである、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項８】
前記緩和システムが、前記ステータ段上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項９】
少なくとも１つのプラズマアクチュエータが前記静翼エーロフォイル上に位置する、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項１０】
前記プラズマアクチュエータが、誘電材料によって分離された第１の電極および第２の電極を含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項１１】
前記緩和システムが、前記動翼エーロフォイルの凸面側上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項１２】
前記緩和システムが、前記動翼エーロフォイル上に位置する複数のプラズマアクチュエータを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項１３】
前記緩和システムが、入口案内翼の後縁付近に位置するフラップ上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む、請求項１記載の圧縮システム。
【請求項１４】
中心軸線の周りに配列された、静翼エーロフォイルをそれぞれ有する複数の静翼の列を有するステータ段と、
前記ステータ段上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータとを備える、圧縮システム。
【請求項１５】
前記プラズマアクチュエータが前記静翼エーロフォイルの凸面側上に位置する、請求項１４記載の圧縮システム。
【請求項１６】
前記プラズマアクチュエータが前記静翼エーロフォイルの凹面側上に位置する、請求項１４記載の圧縮システム。
【請求項１７】
入口案内翼上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータを有する複数の入口案内翼の列をさらに備える、請求項１４記載の圧縮システム。
【請求項１８】
フラップとフラップ上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータとをそれぞれ有する、複数の入口案内翼の列をさらに備える、請求項１４記載の圧縮システム。
【請求項１９】
中心軸線の周りに配列された動翼の円周方向列を有する少なくとも１つのファンロータを有するファン部と、
前記動翼の翼端から半径方向に離間して位置する静的構成部品と、
前記中心軸線の周りに配置された、静翼エーロフォイルをそれぞれ有する複数の静翼の列を有するステータ段と、
少なくとも１つの動翼上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータとを備える、ガスタービンエンジン。
【請求項２０】
中心軸線の周りに配列された動翼の円周方向列を有する少なくとも１つのファンロータを有するファン部と、
前記動翼の翼端から半径方向に離間して位置する静的構成部品と、
前記中心軸線の周りに配置された、静翼エーロフォイルをそれぞれ有する複数の静翼の列を有するステータ段と、
前記ファン部の動作中に不安定性を検出するための検出システムと、
前記検出システムによって不安定性が検出されたとき、前記ファン部の安定性の改善を容易にする緩和システムであって、動翼上に位置する少なくとも１つのプラズマアクチュエータを含む緩和システムとを備える、ガスタービンエンジン。
【請求項２１】
前記検出システムが、前記ファン部における流れパラメータに対応する信号を発生させることができるセンサを含む、請求項２０記載のガスタービンエンジン。
【請求項２２】
前記センサが、前記翼端付近の場所における動圧に対応する圧力信号を発生させることができる圧力センサである、請求項２０記載のガスタービンエンジン。
【請求項２３】
前記緩和システムが、前記ステータ段上に位置する少なくとも１つのプラズマ発生器を含む、請求項２０記載のガスタービンエンジン。
【請求項２４】
前記プラズマ発生器が誘電材料によって分離された第１の電極および第２の電極を含む、請求項２０記載のガスタービンエンジン。
【請求項２５】
前記第１の電極および前記第２の電極に接続された、高電圧ＡＣ電位を前記第１の電極および前記第２の電極に供給するＡＣ電源をさらに備える、請求項２４記載のガスタービンエンジン。
【請求項２６】
前記第１の電極および前記第２の電極に接続された、高電圧ＡＣ電位を前記第１の電極および前記第２の電極に供給するＡＣ電源をさらに備える、請求項１０記載の圧縮システム。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【公表番号】特表２０１１−５０８１５４（Ｐ２０１１−５０８１５４Ａ）
【公表日】平成２３年３月１０日（２０１１．３．１０）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−５４０８５３（Ｐ２０１０−５４０８５３）
【出願日】平成２０年１２月２３日（２００８．１２．２３）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００８／０８８１１２
【国際公開番号】ＷＯ２００９／０８６３４９
【国際公開日】平成２１年７月９日（２００９．７．９）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【氏名又は名称原語表記】ＧＥＮＥＲＡＬ ＥＬＥＣＴＲＩＣ ＣＯＭＰＡＮＹ
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２３年３月１０日（２０１１．３．１０）
【国際特許分類】
【出願日】平成２０年１２月２３日（２００８．１２．２３）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＵＳ２００８／０８８１１２
【国際公開番号】ＷＯ２００９／０８６３４９
【国際公開日】平成２１年７月９日（２００９．７．９）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【氏名又は名称原語表記】ＧＥＮＥＲＡＬ ＥＬＥＣＴＲＩＣ ＣＯＭＰＡＮＹ
【Ｆターム（参考）】
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