プラズマ圧縮システム

专利摘要:
各ブレードがブレード先端を有する周方向ブレード列を有するロータと、ブレード先端から径方向外側に離間して位置する静止構成要素と、ロータの動作中にロータの不安定性を検出する検出システムと、検出システムが不安定性を検出したときに、ロータの安定性の改善を促進する緩和システムとを備える圧縮システムを開示する。また、ファン部分の動作中に不安定性を検出する検出システムと、ファン部分の安定性の改善を促進する緩和システムとを備えるガスタービンエンジンを開示する。
公开号:JP2011508157A
申请号:JP2010540905
申请日:2008-12-26
公开日:2011-03-10
发明作者:アップルゲイト，クラーク・レオナード；サッドウヒ，セイエド・ゴラマリ；ワディア，アスピ・ラストム
申请人:ゼネラル・エレクトリック・カンパニイＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙ；
IPC主号:F04D29-00

专利说明:

[0001] 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、ガスタービンエンジンで使用されるファンや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システムに関する。]
背景技術

[0002] 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を備えた圧縮システムで空気を圧縮する。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、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、ファン、ブースタ、及びコンプレッサのロータに給電するためのエネルギーを抽出するタービン段を流れる。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。]
[0003] ファンやブースタ、圧縮機などの圧縮システムの設計において、幅広い動作条件での運用性は、基本要件の１つである。現代の先進航空機の開発では、機体に埋め込んだエンジンを使用することが必要になっており、空気は、吸気流に深刻なディストーションを引き起こす特異な幾何学的形状を有する入口からエンジンに流入するようになっている。こうしたエンジンの中には、エンジンの運用性を制限する固定面積排気ノズルを有するものもある。これらの圧縮システムの設計の基本は、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、深刻な入口ディストーション、固定面積ノズル、補助動力の抽出量増加など、厳しい動作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、飛行エンベロープ全体にわたって高水準の安定性マージンもやはり必要とされる。]
[0004] 失速などの不安定性は、一般に、ファンや圧縮機、ブースタなどの圧縮システムのロータブレードの先端で流れが破壊されることによって生じる。ガスタービンエンジンの圧縮システムのロータでは、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又はシュラウドとの間に、先端隙間がある。エンジンの動作中には、ブレードの圧力側から先端隙間を通って吸引側に向かって、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可能性がある。先端渦は、圧縮システムに流入する空気に深刻な入口ディストーションがあるとき、又はエンジンのスロットルを絞ったときに、成長して拡散し、圧縮機を失速させ、有意な運用性の問題及び性能低下を引き起こす可能性がある。]
先行技術

[0005] 英国特許第２１９１６０６号]
発明が解決しようとする課題

[0006] したがって、圧縮システムの流れの不安定性などの動力学的プロセスを測定及び制御できることが望ましい。また、ブレード先端付近の動圧など、流れの不安定性の始まりに関係のある圧縮システムのパラメータを測定し、測定したデータを処理して、ファンやブースタ、圧縮機などの圧縮システムの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があることが望ましい。また、飛行エンベロープ中の臨界点における特定の飛行運動について、上記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、失速やサージなどの不安定性を生じることなくそれらの運動を完了できるようにする緩和システムがあることが望ましい。また、上記検出システム及び緩和システムを制御及び管理することができる不安定性緩和システムがあることが望ましい。]
課題を解決するための手段

[0007] 上述の１つ又は複数の必要は、各ブレードがブレード先端を有する周方向ブレード列を有するロータと、ブレード先端から径方向外側に離間して位置する静止構成要素と、ロータの動作中にロータの不安定性を検出する検出システムと、検出システムが不安定性を検出したときに、ロータの安定性の改善を促進する緩和システムとを備える圧縮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。]
[0008] １つの例示的な実施形態では、ファン部分と、ファン部分の動作中に不安定性を検出する検出システムと、ファン部分の安定性の改善を促進する緩和システムとを備えるガスタービンエンジンを開示する。]
[0009] 別の例示的な実施形態では、ロータブレード列の先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る多段圧縮システムの不安定性の開始を検出する検出システムであって、圧力センサが、ロータブレード先端付近の位置における動圧に対応する入力信号を生成することができる、検出システムを開示する。]
[0010] 別の例示的な実施形態では、圧縮システムの不安定性を緩和して、圧縮システムの安定動作範囲を拡大する緩和システムであって、圧縮システムのブレードの先端を取り囲む静止構成要素上に位置する１以上のプラズマ発生器を備える緩和システムを提供する。プラズマ発生器は、誘電材料によって分離された第１の電極及び第２の電極を備える。プラズマ発生器は、第１の電極と第２の電極の間にプラズマを形成するように動作することができる。]
[0011] 別の例示的な実施形態では、プラズマアクチュエータは、環状の構成を有する。別の例示的な実施形態では、プラズマアクチュエータは、離散プラズマ発生器を備える。]
[0012] 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。]
図面の簡単な説明

[0013] 本発明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的な断面図である。
図１に示すガスタービンエンジンのファン部分の一部を示す拡大断面図である。
図１に示すガスタービンエンジンの圧縮システムの例示的な動作マップである。
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、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。
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。
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。
不安定性検出システム内のセンサ、及び緩和システム内のプラズマアクチュエータの例示的な配列を示す概略図である。
不安定性緩和システム内のセンサ及びプラズマアクチュエータの例示的な配列を示す概略図である。
不安定性緩和システム内の複数のセンサ及び複数のプラズマアクチュエータの例示的な配列を示す概略図である。
本発明の例示的な実施形態におけるプラズマ発生器の例示的な配列を備えた圧縮システムのロータ段のブレード先端を示す概略上面図である。
本発明の例示的な実施形態におけるプラズマ発生器の例示的な配列を備えた圧縮システムのロータ段のブレード先端を示す概略上面図である。
本発明の例示的な実施形態におけるプラズマ発生器の例示的な配列を備えた圧縮システムのシュラウドセグメントを示す等角図である。] 図１ 図４ａ
実施例

[0014] 全ての図面で、同じ参照番号は同じ要素を示している。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、周囲空気を受けるファン部分１２、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混合燃焼器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。多くのエンジンでは、ファン部分とＨＰＣの間に、ブースタ又は低圧圧縮機（図１には図示せず）が取り付けられている。ファン部分１２を通過する空気の一部は、高圧圧縮機１８を迂回して、ファン部分１２と高圧圧縮機１８の間に入口又はスプリッタ２３を有するバイパスダクト２１を流れる。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が、ＬＰＴ２４を、ファン部分１２と、ブースタが使用されている場合にはブースタとに接合する。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、且つこれより径方向内側に、回転可能に配置される。図１及び図２に示す本発明の例示的な実施形態では、多くのガスタービンエンジンと同様に、ファン部分１２は、第１のファンロータ段１２ａ、第２のファンロータ段１２ｂ、及び第３のファンロータ段１２ｃとして示す多段ファンロータを有する。] 図１ 図２
[0015] その中を流れる空気を加圧するファン部分１２は、長手方向の中心線軸８について軸対称である。ファン部分１２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。ファン部分１２の複数のロータ段１２ａ、１２ｂ、及び１２ｃは、任意の従来の方法で別個のディスク、一体のブリスク、又は環状のドラムの形態を有する対応するロータハブ３９ａ、３９ｂ、及び３９ｃから径方向外向きに延びる対応するファンロータブレード４０ａ、４０ｂ、及び４０ｃを有する。]
[0016] ファンロータ段１２ａ、１２ｂ、１２ｃと協働するのは、複数の周方向に離間したステータベーン３１ａ、３１ｂ、３１ｃを含む、対応するステータ段３１である。ステータベーン及びロータブレードの例示的な構成を、図２に示す。ロータブレード４０及びステータベーン３１ａ、３１ｂ、３１ｃは、複数の軸方向段で連続的に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有する。各ファンロータブレード４０は、ブレード付け根部４５からブレード先端４６まで径方向外向きに延びるエーロフォイル３４と、凹側面（「圧力側」とも呼ぶ）４３と、凸側面（「吸引側」とも呼ぶ）４４と、前縁４１と、後縁４２とを備える。エーロフォイル３４は、前縁４１と後縁４２の間を、翼弦方向に延びる。エーロフォイル３４の翼弦Ｃは、ブレードの各径方向断面における前縁４１と後縁４２の間の長さである。エーロフォイル３４の圧力側４３は、ほぼファンロータの回転方向に向いており、吸引側４４はエーロフォイルの反対側にある。] 図２
[0017] ステータ段３１は、例えば要素１２ｂなど、ロータの軸方向近傍に位置する。要素３１ａ、３１ｂ、３１ｃとして図２に示すような、ステータ段３１の各ステータベーンは、ブレード付け根部４５とブレード先端４６の間の翼幅に対応する、ほぼ翼幅方向に径方向に延びるエーロフォイル３５を備える。要素３１ａなどの各ステータベーンは、ベーン凹側面（「圧力側」とも呼ぶ）５７と、ベーン凸側面（「吸引側」とも呼ぶ）５８と、ベーン前縁３６と、ベーン後縁３７とを有する。ベーンエーロフォイル３５は、前縁３６と後縁３７の間を、翼弦方向に延びる。エーロフォイル３５の翼弦は、ステータベーンの各径方向断面における前縁３６と後縁３７の間の長さである。ファン部分１２など、圧縮システムの前部に、圧縮システムに入る空気流を受ける１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、空気流を第１のロータ段１２ａに案内するのに適した形状の空気力学的プロフィルを有する。空気流を適切に圧縮システム中に向けるために、入口案内翼３０は、その後端部付近に位置する、可動のＩＧＶフラップ３２を有することもある。図２では、ＩＧＶフラップ３２は、ＩＧＶ３０の後端部に示してある。ＩＧＶフラップ３２は、圧縮システムの運転中に可動となるように、径方向内側端部と径方向外側端部にある２つのヒンジの間に支持される。] 図２
[0018] 図２に示すように、ロータブレードは、ケーシングやシュラウドなど、ブレード先端を取り囲むようにブレード先端から径方向に離間して位置する静止構造内で回転する。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。図１に要素１８として示す高圧圧縮機など、多段圧縮システムの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。] 図１ 図２
[0019] 例示的なガスタービンエンジン１０のファン部分１２などの例示的な圧縮システムの動作マップを、図３に示す。入口補正流量を横軸に、圧力比を縦軸に示す。例示的な動作線１１４、１１６、及び失速線１１２、並びに例示的な等速線１２２、１２４を示す。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。各動作条件には、それぞれ対応する圧縮システム効率がある。圧縮システム効率は、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の動作マップでは、各動作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する。圧縮システムは、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。ファン部分１２に入る吸気流１４のディストーションは、ファンブレード（及び圧縮システムのブレード）が空気を圧縮するにつれて流れを不安定にする傾向があり、失速線１１２は下がっていく傾向がある。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、流れのディストーションなど、ファン部分の流れの不安定性を検出し、ファン部分から得た情報を処理して、ファンロータが失速寸前であることを予測するシステムを提供するものである。本明細書に示す本発明の実施形態は、必要に応じて、エンジン内のその他のシステムが、図３に要素１１３として示すように失速線を引き上げることによってファンロータ及びその他の圧縮システムの失速マージンを管理することも可能にする。] 図３
[0020] 吸気流ディストーションによるファンロータの失速、及びスロットルを絞ったその他の圧縮システムの失速は、図２に示すファンロータ１２ａ、１２ｂ、１２ｃなどのロータの先端領域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。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、且つブレードの吸引表面４４に対して接線方向に、隣接するブレードの圧力表面４３まで伝搬する。この流れは、圧力表面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。吸気流ディストーションが深刻になるにつれ、又は圧縮システム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、閉塞領域は大きくなっていき、最終的にはロータの圧力比を設計レベル未満に低下させるほど大きくなり、ファンロータを失速させる。失速付近では、ブレード通路の流れ場の構造、特にブレード先端隙間の渦の軌道は、軸方向に対して直交しており、先端隙間の渦２００は、図４ｃに要素２０１として示すように、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の吸引表面４４の前縁４１から始まり、隣接するブレード４０の圧力側の前縁４１に向かって移動する。] 図２ 図４ａ 図４ｂ 図４ｃ
[0021] 圧縮システムにおける流れの不安定性などの動力学的プロセスを制御できるようにするには、連続的な測定方法を用いて、又は十分な数の離散測定値のサンプルを用いて、当該プロセスの特性を測定することが必要である。安定性マージンが小さい又は負である飛行エンベロープの臨界点における特定の飛行運動のファン失速を緩和するためには、最初に、図２に示す多段ファン内の段の失速の開始を予測するのに直接又は何らかの処理をさらに加えて使用することができる、エンジンの流れパラメータを測定する。] 図２
[0022] 図２は、失速やサージなど、ガスタービンエンジン１０の圧縮段の空気力学的不安定性の開始を検出するシステム５００の例示的な実施形態を示す図である。図２に示す例示的な実施形態では、ファン部分１２は、ロータ１２ａ、１２ｂ、及び１２ｃを有する３段ファンを備えるものとして示してある。本発明の実施形態は、単段ファンでも使用することができるし、或いは高圧圧縮機１８や低圧圧縮機、ブースタなど、ガスタービンエンジン内のその他の圧縮システムで使用することもできる。本明細書に示す例示的な実施形態では、圧力センサ５０２を使用して、エンジン動作中に、ファンブレード先端４６の先端領域５２付近の局所動圧を測定する。流れパラメータの測定に単一のセンサ５０２を使用してもよいが、エンジンの動作時間が長くなると動作しなくなるセンサが出てくる可能性もあるので、２つ以上のセンサ５０２を使用することが好ましい。図２に示す例示的な実施形態では、ファンロータ１２ａ、１２ｂ、及び１２ｃの先端の周りで複数の圧力センサ５０２を使用している。] 図２
[0023] 図５に示す例示的な実施形態では、圧力センサ５０２は、ファンブレード先端４６から径方向外側に離間したケーシング５０上に位置する。或いは、圧力センサ５０２は、ブレード先端４６から径方向外側に離間したシュラウド５１（図１０参照）上に位置していてもよい。ケーシング５０、又は複数のシュラウド５１は、一列のブレード４７の先端を取り囲む。圧力センサ５０２は、図７に示すように、ケーシング５０又はシュラウド５１上に周方向に配列される。ロータ段で複数のセンサを使用する例示的な実施形態では、センサ５０２は、図７に示すように、ケーシング又はシュラウドの径方向にほぼ反対の位置に配置される。] 図１０ 図５ 図７
[0024] エンジン動作中には、ファンブレード先端とケーシング５０又はシュラウド５１との間に有効隙間ＣＬがある（図５及び図６参照）。センサ５０２は、ブレード先端４６付近のブレード先端領域５２の動圧などの流れパラメータに対応する入力信号５０４を、実時間で生成することができる。ブレードの通過周波数より高い応答能力を有する、適当な高応答性変換器を使用する。通常は、これらの変換器は、１０００Ｈｚより高い応答能力を有する。本明細書に示す例示的な実施形態では、使用するセンサ５０２は、Ｋｕｌｉｔｅ Ｓｅｍｉｃｏｎｄｕｃｔｏｒ Ｐｒｏｄｕｃｔｓ社製のものである。変換器は、直径が約０．１インチ、長さが約０．３７５インチである。変換器は、１平方インチ当たり約５０ポンドの圧力に対して約０．１ボルトの出力電圧を有する。従来の信号調節装置を使用して、この信号を約１０ボルトに増幅する。動圧の測定では、ブレードの通過周波数の約１０倍など、高周波数のサンプリングを使用することが好ましい。] 図５ 図６
[0025] センサ５０２による流れパラメータの測定により、相関プロセッサ５１０が入力信号５０４として使用する信号を生成する。図１、図２、及び図５に示すように、相関プロセッサ５１０には、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も入力される。本明細書に示す例示的な実施形態では、ファンロータ速度信号５０６は、ガスタービンエンジン内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。或いは、ファンロータ速度信号５０６は、デジタル電子制御システム、又は航空機のエンジンで使用される全自動デジタル電子制御（ＦＡＤＥＣ）システムによって供給することもできる。] 図１ 図２ 図５
[0026] 相関プロセッサ５１０は、センサ５０２から入力信号５０４を受信し、制御システム７４からロータ速度信号５０６を受信して、従来の数値的方法を用いて実時間で安定性相関信号５１２を生成する。公開されている文献に記載されている自己相関方法を、この目的のために使用することができる。本明細書に示す例示的な実施形態では、相関プロセッサ５１０のアルゴリズムでは、エンジン制御装置７４から受信した既存の速度信号を、サイクル同期に使用する。ロータ１２ａ、１２ｂ、１２ｃのロータブレード先端４６の上の個々の圧力変換器５０２、及び入力信号５０４ａ、５０４ｂ、５０４ｃについて、相関測度を計算する。本明細書で述べる例示的な実施形態における自己相関システムは、圧力センサ５０２からの信号を、２００ＫＨｚの周波数でサンプリングする。この比較的高いサンプリング周波数の値により、ファンブレード４０の通過周波数の１０倍以上の速度で、データが確実にサンプリングされる。窓サイズを７２サンプルとして、動作線１１６に沿ってほぼ単位値を有し、動作が失速／サージ線１１２（図３参照）に接近するとゼロに向かって低下する自己相関を計算した。特定のファン段１２ａ、１２ｂ、１２ｃでは、安定性マージンがゼロに近づくと、当該特定のファン段は失速寸前であり、相関速度は最小になる。本明細書に開示する、圧縮システムの失速やサージなどの不安定性を回避するようになされた例示的な不安定性緩和システム７００（図７参照）では、相関速度が選択した既定のしきい値レベルを下回ったときに、不安定性制御システム６００が、安定性相関信号５１２を受信し、ＦＡＤＥＣシステムなどのエンジン制御システム７４に電気信号６０２を送信し、電子制御装置７２に電気信号６０６を送信し、電気制御装置７２は、利用可能な制御デバイスを用いて補正措置を行って、本明細書で述べるように失速線を引き上げることによって失速やサージなどの不安定状態からエンジンを離脱させることができる。本明細書に示す例示的な実施形態で空気力学的安定性レベルを評価するために相関プロセッサ５１０が使用する方法は、「Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ａｎｄ Ｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｉｏｎ ｏｆ ａ Ｓｔａｂｉｌｉｔｙ Ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ Ｓｙｓｔｅｍ ｆｏｒ
Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｎｇｉｎｅｓ」、Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ ｏｆＧＴ２００６ ＡＳＭＥ Ｔｕｒｂｏ Ｅｘｐｏ ２００６、ＧＴ２００６−９０３２４に記載されている。] 図３ 図７
[0027] 図５は、ブレード４０のブレード先端の翼弦中央付近のケーシング５０内に位置するセンサ５２を使用する、本発明の例示的な実施形態を概略的に示す図である。センサは、ファンブレード先端４６とケーシング５０の内面５３との間の隙間４８中の空気の動圧を測定することができるように、ケーシング５０内に位置している。１つの例示的な実施形態では、センサ５０２は、ケーシング５０の環状溝５４内に位置する。他の例示的な実施形態では、ケーシング５０に複数の環状溝５４を形成して、例えば先端流を修正して安定性を高めたりすることも可能である。溝が複数ある場合にも、圧力センサ５０２は、本明細書に開示するのと同じ原理及び実施例を用いて、それらの溝の１つ以上の中に位置する。図５では、センサはケーシング５０内に位置するものとして示してあるが、他の実施形態では、圧力センサ５０２は、図１０に示すように、ブレード先端４６から径方向外側に離間したシュラウド５１内に位置していてもよい。また、ケーシング５０（又はシュラウド５１）内に位置する圧力センサ５０２は、ブレードの前縁４１付近にあってもよいし、ブレード４０の後縁４２付近にあってもよい。] 図１０ 図５
[0028] 図７は、図２の要素４０ａなどのファン段に複数のセンサ５０２を使用する、本発明の例示的な実施形態を概略的に示す図である。複数のセンサ５０２は、ケーシング５０（又はシュラウド５１）中に周方向に配列され、センサ５０２の対がほぼ径方向に対向して位置するようになっている。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、それらのセンサ対から得た信号をまとめて処理する。対になった径方向に対向するセンサからの測定データに差があれば、安定性相関信号５１２を発生させてエンジンの吸気流ディストーションによるファン失速の開始を検出するのに特に有用である可能性がある。] 図２ 図７
[0029] 図５及び図６は、上述のように検出システム５００が不安定性を検出したときの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の例示的な実施形態を示す図である。本発明のこれらの例示的な実施形態では、図４ａ、図４ｂ、及び図４ｃに示すように、本明細書に開示のプラズマアクチュエータを使用して、ロータブレードの先端漏れ渦２００による閉塞の開始及び成長を遅らせる。本発明の例示的な実施形態で適用し、動作させ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。] 図４ａ 図４ｂ 図４ｃ 図５ 図６
[0030] 図６は、圧縮システムの安定性を改善す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。本明細書に示す例示的な実施形態は、失速マージンの増大を容易にし、且つ／又は図１に断面図で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の圧縮システムの効率を向上させる。図６に示す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、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（図１０参照）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６に示す例示的な実施形態は、ブレード４０の前縁４１の先端４６付近でケーシング５０内に位置するプラズマアクチュエータ６０を備える。或いは、プラズマアクチュエータ６０は、ケーシング中で、ほぼブレードの翼弦中央など、ブレードの前縁の先端から軸方向後方寄りの位置に位置していてもよい。] 図１ 図１０ 図６
[0031] 図６は、失速マージンを増大し、且つ／又は圧縮システム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を有する緩和システム３００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も含み、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、及びファン１２なども含む。図６に示す例示的な実施形態は、環状プラズマ発生器６０がケーシング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、ファン１２又は圧縮機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１０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１０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。] 図１ 図１０ 図６
[0032] 交流（ＡＣ）電源７０を電極に接続して、約３〜２０ｋＶの範囲内の高圧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の裏の領域１０４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導し、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。]
[0033] 図７は、本発明による不安定性緩和システム７００の例示的な実施形態を概略的に示す図である。この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など、検出システム５００及び緩和システム３００を制御する制御システム７４とを備える。ブレード先端付近の動圧などの流れパラメータを測定するための１つ以上のセンサ５０２、及び相関プロセッサ５１０を有する検出システム５００については、本明細書では既に述べた。相関プロセッサ５１０は、失速などの不安定性の開始が特定のロータ段で検出された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、不安定性制御システム６００は、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、ロータ速度など圧縮システムの動作に関係がある情報信号５０６を、相関プロセッサ５１０に供給する。不安定性の開始が検出され、緩和システム３００を起動する必要があると制御システム７４が判定したときには、コマンド信号６０２が不安定性制御システム６００に送信され、不安定性制御システム６００は、実行する不安定性緩和動作の位置、種類、程度、持続時間などを決定し、それに応じた不安定性制御システム信号６０６を電子制御装置７２に送信して実行させる。電子制御装置７２は、プラズマアクチュエータシステム１００及び電源７０の動作を制御する。上述の動作は、不安定性の緩和が達成されたと検出システム５００が確認するまで続く。緩和システム３００の動作は、制御システム７４が決定する所定の動作点で終了することもできる。] 図７
[0034] 図１に示す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では、エンジン動作中に、不安定性制御システム６００及び電子制御装置７２から命令を受けたときに、プラズマアクチュエータシステム１００が、プラズマ発生器６０（図６及び図７参照）をオンにし、環状ケーシング５０又はシュラウド５１とブレード先端４６との間に、環状プラズマ６８を形成させる。電子制御装置７２は、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とリンクすることもできる。電子制御装置７２を使用して、プラズマ発生器６０をオン／オフすることによって、又は必要に応じてその他の方法でプラズマ発生器６０を変調することによってプラズマ発生器６０を制御して、失速マージンを増大する、又は圧縮システムの効率を向上させることにより、圧縮システムの安定性を向上させる。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。] 図１ 図６ 図７
[0035] 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、ファン又は圧縮機のロータ段の安定性が向上し、それにより圧縮システムの安定性が向上する。例えば図６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ファン又は圧縮機のロータ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、プラズマ発生器は、全ての圧縮段の先端の周りに配置し、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を用いて不安定性制御システム６００によって選択的に活動化してもよい。] 図４ａ 図４ｂ 図４ｃ 図６
[0036] プラズマ発生器６０は、ブレードの前縁４１の先端に対して、軸方向の様々な位置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６参照）。また、プラズマ発生器６０は、ブレードの前縁４１より軸方向下流側に配置してもよい（図８及び図９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。] 図４ａ 図６ 図８ 図９
[0037] 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８及び図９に示す。図８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８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、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例では、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と述べた（「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。] 図４ａ 図４ｂ 図８ 図９
[0038] 図９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プラズマアクチュエータ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。図９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、プラズマアクチュエータ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。] 図９
[0039] 本明細書に開示する本発明及びその例示的な実施形態の別の態様では、プラズマアクチュエータを使用して、圧縮システムの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、圧縮システム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させ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低減し、再配向するという目的を達成する。先端漏れを低減するために、プラズマアクチュエータ６０は、ブレードの圧力側４３と吸引側４４の静圧の差が最大となる、ブレード先端の翼弦方向の点付近に取り付けられる。本明細書に示す例示的な実施形態では、この位置は、ブレード先端の翼弦の約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通りの影響を有する。第１に、失速マージンを増大する場合と同様に、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、先端漏れ流を再配向し、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、混合する流体の流れ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６、図８、及び図９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６参照）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と反対に作用し、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。] 図６ 図８ 図９
[0040] 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、失速線を上昇させることによって、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プラズマアクチュエータを連続的に動作させることが必要であるわけではない。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、失速が起こる可能性の高いファン又は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、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、例えば一定速度線１２２に沿って圧縮システムのスロットルを絞ると、或いは深刻な吸気流ディストーションが起きている間には、ブレード付け根部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システムの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の流れが増加し、先端渦が強さを増し、失速が起こる状態を生み出す。圧縮システムの動作が、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。プラズマアクチュエータは、検出システム５００による測定及び相関解析が失速やサージなどの不安定性の開始を示しているときに、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がオンにする。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。] 図３ 図４ａ
[0041] 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。圧縮機の失速につながる先端渦が、一般に、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す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、プラズマアクチュエータ１０１、１０２、１０５、１０６を、例えば圧縮機の様々な段の渦発生周波数又はブレード通過周波数に関係する選択した周波数で、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、任意の数又は分数とすることができ、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、上述のようにブレード先端付近に取り付けられたプローブを用いた検出システム５００の先端渦信号の測定に基づいて選択することができる。]
[0042] 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、発生器６０の制御並びにプラズマ発生器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に接続された電極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。] 図５
[0043] 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、ブレードディスク及びブレードが高温及び遠心荷重のために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、深刻な吸気流ディストーションが生じている状態にあるとき、ファン又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ことでエンジンが過渡的状態にあるとき、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に隙間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、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。]
[0044] 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が、ファン、ブースタ又は圧縮機ブレード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。]
[0045] 本明細書の本発明の例示的な実施形態は、ブースタ、低圧圧縮機（ＬＰＣ）、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８、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１０の任意の圧縮部分で使用することができる。]
[0046] 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。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。]
[0047] １０ガスタービンエンジン
１２ファン部分
１８高圧圧縮機
４０ファンブレード
５０ケーシング
５１シュラウド
５０２圧力センサ
５１０ 相関プロセッサ]

权利要求:

請求項1
各ブレードがブレード先端を有する周方向ブレード列を有するロータと、前記ブレード先端から径方向外側に離間して位置する静止構成要素と、前記ロータの動作中に前記ロータの不安定性の開始を検出する検出システムと、前記検出システムが不安定性を検出したときに、前記ロータの安定性の改善を促進する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、前記静止構成要素上に位置するセンサを備える、請求項１記載の圧縮システム。
請求項3
前記センサが、前記ブレード先端付近の位置における動圧に対応する圧力信号を生成す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
前記静止構成要素上に周方向に、前記ロータの回転軸の周りに配列され、前記ブレード列の先端から径方向外側に離間している、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6
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7
前記緩和システムが、前記静止構成要素上に位置する１以上のプラズマ発生器を備える、請求項１記載の圧縮システム。
請求項8
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の電極及び第２の電極を備える、請求項７記載の圧縮システム。
請求項9
前記第１の電極及び前記第２の電極に接続されて、前記第１の電極及び前記第２の電極に高圧ＡＣ電位を供給するＡＣ電源をさらに備える、請求項８記載の圧縮システム。
請求項10
前記緩和システムが、１以上の環状のプラズマ発生器を備える、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、前記静止構成要素内に周方向に離間して配列された複数の離散プラズマ発生器を備える、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、前記静止構成要素内に軸方向に離間して配列された複数のプラズマ発生器を備える、請求項１記載の圧縮システム。
請求項13
周方向ブレード列を有するファンロータを１以上有するファン部分と、前記ブレードの先端から径方向に離間して位置する静止構成要素と、前記ファン部分の動作中に不安定性の開始を検出する検出システムと、前記検出システムが不安定性を検出したときに、前記ファン部分の安定性の改善を促進する緩和システムとを備えるガスタービンエンジン。
請求項14
前記ファン部分の流れパラメータに対応する信号を生成することができるセンサを備える、請求項１３記載のガスタービンエンジン。
請求項15
前記センサが、前記ブレード先端付近の位置における動圧に対応する圧力信号を生成することができる圧力センサである、請求項１４記載のガスタービンエンジン。
請求項16
前記緩和システムが、前記静止構成要素上に位置する１以上のプラズマ発生器を備える、請求項１３記載のガスタービンエンジン。
請求項17
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の電極及び第２の電極を備える、請求項１６記載のガスタービンエンジン。
請求項18
前記第１の電極及び前記第２の電極に接続されて、前記第１の電極及び前記第２の電極に高圧ＡＣ電位を供給するＡＣ電源をさらに備える、請求項１７記載のガスタービンエンジン。
請求項19
前記緩和システムが、１以上の環状のプラズマ発生器を備える、請求項１３記載のガスタービンエンジン。
請求項20
前記緩和システムが、前記静止構成要素内に周方向に離間して配列された複数の離散プラズマ発生器を備える、請求項１３記載のガスタービンエンジン。