[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

JP2017201167A - ガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステム及び方法 - Google Patents

ガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステム及び方法 Download PDF

Info

Publication number
JP2017201167A
JP2017201167A JP2017082457A JP2017082457A JP2017201167A JP 2017201167 A JP2017201167 A JP 2017201167A JP 2017082457 A JP2017082457 A JP 2017082457A JP 2017082457 A JP2017082457 A JP 2017082457A JP 2017201167 A JP2017201167 A JP 2017201167A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
cooling
turbine rotor
rotor blade
cooling air
casing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2017082457A
Other languages
English (en)
Other versions
JP6431951B2 (ja
Inventor
ロナルド・スコット・バンカー
Ronald Scott Bunker
ロバート・チャールズ・グローブス，セカンド
Charles Groves Ii Robert
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2017201167A publication Critical patent/JP2017201167A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP6431951B2 publication Critical patent/JP6431951B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/048—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector for radial admission
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/307—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the tip of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

【課題】ガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステム及び方法を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジンの部品を冷却するための方法は、タービンロータブレードの冷却通路を通して冷却空気流を流すステップを含み、冷却通路は、入口及びタービンロータブレードのブレード先端に形成された出口を含む。方法は、冷却通路の出口から流出する冷却空気流の少なくとも一部分を、ガスタービンエンジンのケーシングに画成された開口で受けるステップをさらに含み、ケーシングは、半径方向に沿ってブレード先端から離間して配置される。さらに、方法は、ケーシングに画成された開口で受けた冷却空気流を、ガスタービンエンジンの冷却剤ダクトアセンブリを通してガスタービンエンジンの部品に供給するステップを含む。【選択図】図１

Description

本発明は、概して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の部品を冷却するためのシステム及び方法に関する。
ガスタービンエンジンは、通常、直列流れ関係で高圧圧縮機、燃焼器及び高圧タービンを有するターボ機械コアを含む。コアは、既知の方法で一次ガス流を発生するように作動可能である。高圧圧縮機は、下流側に向かってエンジンに流入し、圧縮機のブレードを回転させる空気を導くベーンの環状アレイ（列）を含む。一列の圧縮機ベーン及び一列の圧縮機ブレードは、集合的に圧縮機の「段」を構成する。同様に、高圧タービンは、下流側に向かって燃焼器から流出し、タービンのブレードを回転させるガスを導くベーンの環状列を含む。一列のノズルベーン及び一列のタービンロータブレードは、集合的にタービンの「段」を構成する。通常、圧縮機及びタービンのいずれも、複数の連続する段を含む。
作動中、約３０００〜約３５００°Ｆの温度を有する高温ガスが、タービン及びその連続する段それぞれを通って流れる。しかし、作動中にタービンが受ける高温は、タービンの部品、具体的にはタービンロータブレードに応力を生じさせる可能性がある。したがって、タービンロータブレードを冷却するために、圧縮機からのブリード空気は、タービンロータブレード内に画成された冷却通路を通って流れる。冷却通路は、一般に、半径方向に沿ってタービンロータブレードの根元部分からタービンロータブレードのブレード先端に延在する。さらに、ブリード空気がタービンロータブレードに形成された出口を通って冷却通路から流出すると、ブリード空気は、高温ガスと混合する。このように、ブリード空気は、タービン内の他の部品を冷却するためには使用されていない可能性がある。
したがって、ガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステム及び方法は、当該技術において歓迎されるであろう。具体的には、冷却空気流をより効果的に使用するシステム及び方法は、特に有益であろう。
米国特許第９０４５９９０号明細書
本発明の態様及び利点は、その一部分が以下の説明に記載されるか、又はその説明から明らかにすることができ、或いは本発明の実施を通じて理解することができる。
第１の例示的実施形態では、ガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステムが提供され、ガスタービンエンジンは半径方向を画成する。システムは、タービンロータブレードを通して冷却空気流を供給するための冷却通路を画成するタービンロータブレードを含む。冷却通路は、入口及び半径方向に沿って入口から離間して配置された出口を含む。さらに、タービンロータブレードは、冷却通路の出口が形成されたブレード先端をさらに含む。システムはまた、半径方向に沿ってブレード先端から離間して配置されたケーシングを含み、ケーシングは出口と空気流連通する開口を画成する。さらに、システムは、ケーシングの開口と空気流連通する冷却剤ダクトアセンブリを含み、冷却剤ダクトアセンブリは、出口を通って冷却通路から流出する冷却空気流の少なくとも一部分を受ける。システムはまた、冷却剤ダクトアセンブリを通って供給された冷却空気流をガスタービンエンジンの部品に分配する。
第２の例示的実施形態では、ガスタービンエンジンの部品を冷却するための方法が提供され、ガスタービンエンジンは、半径方向を画成し、冷却通路を画成するタービンロータブレードを含む。方法は、タービンロータブレードの冷却通路を通して冷却空気流を流すステップを含み、冷却通路は、入口及びタービンロータブレードのブレード先端に形成された出口を含む。方法は、冷却通路の出口から流出する冷却空気流の少なくとも一部分を、ガスタービンエンジンのケーシングに画成された開口で受けるステップをさらに含み、ケーシングは、半径方向に沿ってブレード先端から離間して配置される。さらに、方法は、ケーシングに画成された開口で受けた冷却空気流を、ガスタービンエンジンの冷却剤ダクトアセンブリを通してガスタービンエンジンの部品に供給するステップを含む。
本発明のこれらの、並びに他の特徴、態様及び利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照することにより、よりよく理解されよう。添付図面は、本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成するものであり、本発明の実施形態を示し、説明とともに本発明の原理を説明する役割を果たす。
当業者を対象とし、本発明の最良の形態を含む本発明の完全かつ実施可能な程度の開示が本明細書に記載され、本明細書は添付図面を参照する。
本開示の一実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。 本開示の一実施形態によるガスタービンエンジンの高圧タービン部分の拡大断面側面図である。 図１に示すガスタービンエンジンと共に使用することができる例示的タービンロータブレードの部分断面側面図である。 図１に示すガスタービンエンジンと共に使用することができる別の例示的タービンロータブレードの部分断面側面図である。 図１に示すガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステムの一実施形態の簡略図である。 図１に示すガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステムの別の実施形態の簡略図である。 図１に示すガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステムのさらに別の実施形態の簡略図である。 図１に示すガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステムのさらに別の実施形態の簡略図である。 図１に示すガスタービンエンジンの部品を冷却するための方法の一実施形態の流れ図である。 図１に示すガスタービンエンジンの部品を冷却するための方法の別の実施形態の流れ図である。
本明細書及び図面における参照符号の反復使用は、本発明の同一又は類似の特徴又は要素を表すことを意図している。
次に、本発明の実施形態を詳細に説明し、その１つ以上の実施例を図示する。各実施例は、本発明の説明のために提供され、本発明を限定するものではない。実際には、本発明の範囲又は趣旨を逸脱することなく、本発明において様々な修正及び変形を行い得ることは当業者には明らかであろう。例えば、一実施形態の一部として図示又は説明された特徴は、別の実施形態とともに使用され、さらなる実施形態をもたらすことができる。したがって、本発明は、添付の特許請求の範囲及びその等価物の範囲に入るような修正及び変形に及ぶことを意図するものである。
本明細書で使用する場合、用語「第１の」、「第２の」、及び「第３の」は、ある部品を別の部品から区別するために交換可能に使用することができ、個々の部品の位置又は重要性を意味することを意図するものではない。
用語「上流側」及び「下流側」は、流路内の流体の流れに対する相対的な方向を指す。例えば、「上流側」は流体が流れてくる方向を指し、「下流側」は流体が流れていく方向を指す。
さらに、本明細書で使用する場合、用語「軸方向の」又は「軸方向に」は、エンジンの長手方向軸に沿った次元を指す。「軸方向の」又は「軸方向に」に関連して使用される用語「前方」は、エンジン入口に向かう方向、又は別の部品と比較してエンジン入口に相対的に近い部品を指す。「軸方向の」又は「軸方向に」に関連して使用される用語「後方」は、エンジンノズルに向かう方向、又は別の部品と比較してエンジンノズルに相対的に近い部品を指す。用語「半径方向の」又は「半径方向に」は、エンジンの中心長手方向軸とエンジン外周との間に延在する次元を指す。
概して、本発明は、ガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステム及び方法を対象とする。具体的には、いくつかの実施形態では、システムは、タービンロータブレード及び半径方向に沿ってタービンロータブレードから離間して配置されたケーシングを含むことができる。タービンロータブレードは、金属、セラミックマトリクス複合材（ＣＭＣ）、又は金属とＣＭＣの組合せから構成することができ、ブレードダブテール及び半径方向に沿ってブレードダブテールから離間して配置されたブレード先端を含むことができる。さらに、タービンロータブレードは、ブレードダブテールの入口からブレード先端の出口に延在する冷却通路を画成することができる。したがって、冷却空気流は、冷却通路を介してタービンロータブレードを通って流れることができる。ケーシングは、ガスタービンエンジンのシュラウドアセンブリを含むことができ、出口を通って冷却通路から流出する冷却空気流の一部分を開口に受けることができるように、出口と空気流連通する開口を画成することができる。さらに、システムは、ケーシングの開口と空気流連通する冷却剤ダクトアセンブリを含むことができる。より具体的には、いくつかの実施形態では、冷却剤ダクトアセンブリは、ケーシングに受けた冷却空気流をガスタービンエンジンの部品に送達することができる。例として、冷却剤ダクトアセンブリは、タービンロータブレードの前方に配置されたベーンに冷却空気流を送達することができる。
本開示のシステム及び方法は、概して、航空機用タービンエンジン及び陸上用タービンエンジンを含む任意の適切なタイプのガスタービンエンジン内の冷却を改善するために使用可能であることを理解されたい。
次に、図面を参照すると、図１は、本開示の様々な実施形態を組み込むことができ、本明細書で「ターボファン１０」と称する例示的高バイパスターボファン型エンジン１０の概略断面図である。図１に示すように、ターボファン１０は、参照のために貫通して延在する長手方向又は軸方向の中心軸１２を有する。概して、ターボファン１０は、ファンセクション１６の下流側に配置されたコアタービン又はガスタービンエンジン１４を含むことができる。
ガスタービンエンジン１４は、一般に、環状入口２０を画成する実質的に管状の外側ケーシング１８を含むことができる。外側ケーシング１８は、複数のケーシングから形成することができる。外側ケーシング１８は、直列流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２を有する圧縮機セクション、高圧（ＨＰ）圧縮機２４、燃焼セクション２６、高圧（ＨＰ）タービン２８を含むタービンセクション、低圧（ＬＰ）タービン３０、及びジェット排気ノズルセクション３２を囲む。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動連結する。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動連結する。ＬＰスプール３６は、ファンセクション１６のファンスプール又はシャフト３８に連結されてもよい。別の構成において、ＬＰスプール３６は、間接駆動又は歯車駆動構成の減速ギヤボックス等の減速デバイス３７（参考として示す）を介してファンスプール３８に連結することができる。このような減速デバイスは、所望又は必要に応じて、ターボファン１０内の任意の適切なシャフト／スプール間に含むことができる。
図１に示すように、ファンセクション１６は、ファンスプール３８に結合され、かつファンスプール３８から半径方向外向きに延在する複数のファンブレード４０を含む。環状ファンケーシング又はナセル４２は、ファンセクション１６及び／又はガスタービンエンジン１４の少なくとも一部分を円周方向に囲む。ナセル４２は、円周方向に離間して配置された複数の出口ガイドベーン４４によってガスタービンエンジン１４に対して支持されるように構成することができることを当業者は理解されたい。さらに、ナセル４２の下流側セクション４６（ガイドベーン４４の下流側）は、ガスタービンエンジン１４の外側部分を覆って延在し、その間にバイパス空気流路４８を画成することができる。
図２は、本発明の様々な実施形態を組み込むことができる、図１に示すガスタービンエンジン１４のＨＰタービン２８部分の拡大断面図を提供する。図２に示すように、ＨＰタービン２８は、直列流れ関係で、タービンロータブレード５８（１つのみ図示）の環状アレイ５６から軸方向に離間して配置されたベーン５４（１つのみ図示）の環状アレイ５２を含む第１段５０を含む。ＨＰタービン２８は、タービンロータブレード６８（１つのみ図示）の環状アレイ６６から軸方向に離間して配置されたベーン６４（１つのみ図示）の環状アレイ６２を含む第２段６０をさらに含む。ベーン５４及び６４は、ＨＰタービン２８の「ノズル」とも称され得ることを理解されたい。
図２にさらに示すように、ターボファン１０は、燃焼セクション２６（図１）からの燃焼ガスが、例えばＨＰタービン２８を通る経路を設定するために、ターボファン１０のタービンセクションを通る高温ガス通路７０を少なくとも部分的に画成するケーシング７１をさらに含む。タービンロータブレード５８、６８は、少なくとも部分的に高温ガス通路７０内に配置されている。ケーシング７１は、１以上のシュラウドアセンブリを含み、そのそれぞれがタービンロータブレードの環状アレイの周りに環状リングを形成する。例えば、ケーシング７１は、第１段５０のタービンロータブレード５８の環状アレイ５６周囲に環状リングを形成するシュラウドアセンブリ７２、及び第２段６０のタービンロータブレード６８の環状アレイ６６周囲に環状リングを形成するシュラウドアセンブリ７４を含む。シュラウドアセンブリ７２、７４のそれぞれは、一般に、複数のシュラウド及び付随するハンガー（個別に符号を付さず）を含む。一般に、シュラウドアセンブリ７２、７４のシュラウドは、タービンロータブレード５８、６８のそれぞれのブレード先端７６、７８から半径方向に離間して配置される。半径方向又はクリアランスの隙間ＣＬは、ブレード先端７６、７８とシュラウドとの間に画成される。シュラウド及びシュラウドアセンブリは、一般に、高温ガス通路７０内の漏出を低減する。番号付けされていないが、例示的ケーシング７１は、本明細書に説明していない付加的な特徴及び部品をさらに含むことを理解されたい。例えば、例示的ケーシング７１は、シュラウド支持体、シール、及び他の構造部品をさらに備える。
シュラウド及びシュラウドアセンブリは、低圧圧縮機２２、高圧圧縮機２４及び／又は低圧タービン３０においても同様の方法で付加的に利用し得ることに留意されたい。したがって、本明細書で開示されるシュラウド及びシュラウドアセンブリは、ＨＰタービンにおける使用に限定されるものではなく、むしろガスタービンエンジン１４の任意の適切なセクションにおいて利用することができる。
図３は、本開示の例示的実施形態によるタービンロータブレード１００を示す。タービンロータブレード１００は、ガスタービンエンジンのタービンに利用することができる。例えば、特定の実施形態では、タービンロータブレード１００は、図１及び図２に関連して上述したガスタービンエンジン１４の例示的ＨＰタービン２８において使用することができる。示すように、タービンロータブレード１００は、半径方向Ｒ、及び半径方向Ｒと直交する軸方向Ａを画成する。さらに、タービンロータブレード１００は、ブレードダブテール１０４と一体的に形成されたブレードプラットフォーム１０２を含む。ブレードダブテール１０４は、ガスタービンエンジン１４のロータ又はホイール（図示せず）に着脱可能に結合することができる。タービンロータブレード１００は、ブレードダブテール１０４からタービンロータブレード１００のブレード先端１０８に延在する冷却通路１０６をさらに画成する。より具体的には、冷却通路１０６は、ダブテール部分１０４に形成された入口１１０とブレード先端１０８に形成された出口１１２との間に延在する。したがって、冷却通路１０６は、流れを示す矢印３００によって概して表される冷却空気流が半径方向Ｒに沿ってタービンロータブレード１００を通って流れるように流路を画成する。
図３に示す実施形態では、流路は、タービンロータブレード１００の半径方向Ｒに沿って延在する単一の通路として示されているが、他の実施形態では、流路は、任意の適切な形状を有する単一の通路又は複数の通路を含んでもよいことを理解されたい。例えば、他の実施形態では、タービンロータブレードは、任意の適切な形状を有する複数の冷却通路を含むことができる。
さらに、（図２の例示的ケーシング７１等の）ケーシング２００は、半径方向Ｒに沿ってタービンロータブレード１００から離間して配置される。図３に示された例示的ケーシング２００は、（複数のシュラウド及び付随するハンガー又はマウントをそれぞれが含む、図２の例示的シュラウドアセンブリ７２及び７４等の）シュラウドアセンブリを含むことを理解されたい。ケーシング２００は、タービンロータブレード１００に相対的に静止することができ、冷却通路１０６の出口１１２と空気流連通する開口２１０を画成する。したがって、ケーシング２００の開口２１０は、出口１１２を通って冷却通路１０６から流出する冷却空気流３００の少なくとも一部分３０２を受ける。いくつかの例示的実施形態では、ケーシング２００の開口２１０及び冷却通路１０６の出口１１２は、円形断面を有することができる。より具体的には、開口２１０は、出口１１２の直径ＤOより大きい直径ＤAを画成することができる。或いは、開口２１０の直径ＤAは、出口１１２の直径ＤOと等しくてもよく、開口２１０は、半径方向Ｒに沿って出口１１２と位置合わせすることができる。さらに、他の例示的実施形態では、開口２１０の直径ＤAは、出口１１２の直径ＤOより小さくてもよいし、又はそれに代わり、複数の開口２１０及び／又は出口１１２が存在してもよい。
図３に示す実施形態では、ケーシング２００の開口２１０は、円形断面を有するものとして示されているが、他の実施形態では、開口２１０は、矩形又は三角形等の任意の適切な断面形状を画成し得ることを理解されたい。他の実施形態では、開口２１０は、ケーシング２００の円周の周りに離間して配置された複数の開口を含むことができる。或いは、さらに別の実施形態では、ケーシング２００の開口２１０は、ケーシング２００の内側表面の周りに円周方向に延在するスロットとして構成されてもよい。スロットは、上述し、図２に示すタービンロータブレード５８の環状アレイ５６等の、タービンロータブレードの環状アレイの各タービンロータブレード１００に対して冷却通路１０６の出口１１２と空気流連通することができる。さらに、開口２１０は、ケーシング２００から垂直に延在するダクト（符号を付さず、図５の一次ダクト６５１を例として参照）と空気流連通するが、他の実施形態では、ダクトは、ケーシング２００及びエンジンの中心軸に対して９０度未満又は９０度超の角度を代わりに画成してもよい。
図４は、本開示によるタービンロータブレード４００の別の例示的実施形態を示す。タービンロータブレード４００は、特定の実施形態では、図３に関連して上述したタービンロータブレード１００と実質的に同様の方法で構成することができる。例えば、図４のタービンロータブレード４００は、ブレードダブテール４０４と一体的に形成されたブレードプラットフォーム４０２を含み、ブレードダブテール４０４から半径方向Ｒに沿ってタービンロータブレード４００のブレード先端４０８に延在する冷却通路４０６を画成する。しかし、図４の実施形態では、ブレード先端４０８は、ブレード先端シュラウド４１０を含み、冷却通路４０６は、ブレードダブテール４０４に形成された入口４１２とブレード先端４０８のブレード先端シュラウド４１０に形成された出口４１４との間に延在する。このように、冷却通路４０６は、流れを示す矢印３００によって概して表される冷却空気流が半径方向Ｒに沿ってタービンロータブレード４００を通って流れるように流路を画成することができる。
図４に示す実施形態では、流路は、タービンロータブレード４００の半径方向Ｒに沿って延在する単一の通路として示されているが、他の実施形態では、流路は、任意の適切な形状を有する単一の通路又は複数の通路を含んでもよいことを理解されたい。
さらに図４を参照すると、ガスタービンエンジンの（図２の例示的ケーシング７１等の）ケーシング５００は、半径方向Ｒに沿ってタービンロータブレード４００から離間して配置され、タービンロータブレード４００に相対的に静止することができる。図示した実施形態では、ケーシング５００は、図示した実施形態では、内側表面５１２及び互いに対向する側壁５１４を含む陥凹部５１０を画成する。また、ケーシング５００は、陥凹部５１０の内側表面５１２に開口５１６を形成し、開口５１６は、ブレード先端４０８のブレード先端シュラウド４１０に形成された出口４１４と空気流連通する。しかし、他の実施形態では、陥凹部５１０は、任意の適切な形状を有していてもよく、本明細書で使用される場合、用語「陥凹部」は、タービンロータブレード１００のすぐ上流側及びすぐ下流側の内側表面に対するケーシング５００の任意の窪みを概して指すことを理解されたい。
さらに、図４に示す実施形態では、ブレード先端４０８の一部分が陥凹部５１０内に配置され、出口４１４を通って冷却通路４０６から流出する冷却空気流３００の一部分３０２の開口５１６への流入をより確実なものとする。図５〜図７に示し、かつ、より詳細に以下に説明するように、本発明によるシステムの例示的実施形態は、図３の開口２１０又は図４の開口５１６に受ける冷却空気流３０２の少なくとも一部分３１０を、図１に示すガスタービンエンジン１４の付加的な部品に送達する冷却剤ダクトアセンブリを含むことができる。
図４の実施形態では、出口４１４が陥凹部５１０内に配置されていない（かつ、代わりにブレード先端シュラウド４１０の一部分が陥凹部５１０内に配置されている）が、他の実施形態では、ブレード先端４０８は、ケーシング５００によってブレード先端４０８に形成された出口４１４がケーシング５００の陥凹部５１０内に配置されるように構成することができる。
図３に戻り、ここで併せて図５を参照すると、ガスタービンエンジン１４の部品を冷却するためのシステム６００が提供される。図５のガスタービンエンジンは、概略的に示され、特定の実施形態では、図１及び図２に関連して上述したガスタービンエンジンと実質的に同様の方法で構成することができる。例えば、ガスタービンエンジン及びシステム６００は、概して、圧縮機セクション６０２及びタービンセクション６０４を含む。さらに、圧縮機セクション６０２は、ＬＰ圧縮機２２及びＨＰ圧縮機２４（図１）を含むことができ、タービンセクション６０４は、ＬＰタービン３０及びＨＰタービン２８（図１）を含むことができる。さらに、タービンセクション６０４は、タービンロータブレード１００、タービンブレード１００の前方に配置された第１のベーン６２０、及びタービンロータブレード１００の後方に配置された第２のベーン６３０を含む。特定の実施形態では、第１のベーン６２０は、図２に関連して上述したベーン５４であってもよく、タービンロータブレード１００は、図２に関連して上述したタービンロータブレード５８であってもよく、第２のベーン６３０は、図２に関連して上述したベーン６４であってもよい。しかし、他の実施形態では、第１のベーン６２０、第２のベーン６３０、及びタービンロータブレード１００は、代わりに、任意の他の適切なベーン及び／又はタービンロータブレードとして構成されてもよい。
示すように、ガスタービンエンジン及び例示的システム６００は、圧縮機セクション６０２とタービンセクション６０４のタービンロータブレード１００との間に延在する導管６４０をさらに含む。さらに、導管６４０は、ＬＰ及びＨＰ圧縮機の一方又は両方から圧縮空気の流れ（冷却空気流）を受けることができる。
図３を詳細に参照すると、導管６４０は、冷却通路１０６の入口１１０と空気流連通し、導管６４０を通って流れる冷却空気流３００は、入口１１０を通って冷却通路１０６に流入する。また、上述したように、冷却空気流３００は、半径方向Ｒに沿って流れ、タービンロータブレード１００のブレード先端１０８に形成された出口１１２を通って冷却通路１０６から流出する。さらに、出口１１２を通って冷却通路１０６から流出する冷却空気流３００の一部分３０２は、半径方向Ｒに沿ってブレード先端１０８から離間して配置されたケーシング２００に形成された開口２１０に受け入れられる。
次に図５を詳細に参照すると、例示的システム６００は、ケーシング２００の開口２１０を通って供給された冷却空気流３０２の少なくとも一部分３１０を受ける冷却剤ダクトアセンブリ６５０を含む。さらに、冷却剤ダクトアセンブリ６５０は、冷却空気流３１０をガスタービンエンジンの１以上の付加的な部品に送達する。図に示す実施形態では、冷却剤ダクトアセンブリ６５０は、分岐合流点６５５において、第１のダクト６５２及び第２のダクト６５４に分岐する一次ダクト６５１を含む。第１のダクト６５２は、一次ダクト６５１を通って供給された冷却空気流３１０の第１の部分３１２をタービンロータブレード１００の前方に配置された第１のベーン６２０に送達する。さらに、第２のダクト６５４は、一次ダクト６５１を通って供給された冷却空気流３１０の第２の部分３１４をタービンロータブレード１００の後方に配置された第２のベーン６３０に送達する。
冷却剤ダクトアセンブリ６５０は、いくつかの実施形態では、ケーシング２００の円周の周りに延在するチャネルを含んでもよく、チャネルは、上述し、図５に示す第１のベーン６２０及び第２のベーン６３０等のガスタービンエンジンの部品にチャネルから延在する、１以上のダクトと空気流連通してもよいことを理解されたい。
いくつかの実施形態では、第１のダクト６５２の断面積は、第２のダクト６５４の断面積より大きくてもよい。したがって、これらの特定の実施形態では、第１のベーン６２０に送達された冷却空気流３１０の第１の部分３１２は、第２のベーン６３０に送達された冷却空気流３１０の第２の部分３１４を上回る量であってもよい。しかし、他の実施形態では、第１のダクト６５２の断面積は、第２のダクト６５４の断面積より小さくてもよい。或いは、第１のダクト６５２の断面積は、第２のダクト６５４の断面積と等しくてもよい。
図５のシステム６００では、ケーシング２００の開口２１０から取り込まれた冷却空気流３１０によって冷却された部品は、第１のベーン６２０及び第２のベーン６３０として構成されていることを理解されたい。他の例示的実施形態では、システム６００は、これに加えて、又はこれに代えて、ガスタービンエンジンの任意の他の適切な部品を冷却するように構成されてもよい。例えば、他の実施形態では、システム６００は、図２に関連して上述した例示的シュラウドアセンブリ７２及び７４等の、１以上のシュラウド又はシュラウドアセンブリを冷却するように構成されてもよい。
再び図３と、ここで併せて図６とを参照すると、本開示の別の実施形態によるガスタービンエンジン１４の部品を冷却するためのシステム７００が提供される。図６のガスタービンエンジン及び例示的システム７００は概略的に示され、特定の実施形態では、図１、図２及び図５に関連して上述したガスタービンエンジン及び例示的システム６００と実質的に同様の方法で構成することができる。例えば、ガスタービンエンジン及びシステム７００は、概して、圧縮機セクション７０２及びタービンセクション７０４を含む。さらに、圧縮機セクション７０２は、ＬＰ圧縮機２２及びＨＰ圧縮機２４（図１）を含むことができ、タービンセクション７０４は、ＬＰタービン３０及びＨＰタービン２８（図１）を含むことができる。さらに、タービンセクション７０４は、タービンロータブレード１００、タービンロータブレード１００の前方に配置された第１のベーン７２０、及びタービンロータブレード１００の後方に配置された第２のベーン７３０を含む。示すように、圧縮機セクション７０２とタービンセクション７０４のタービンロータブレード１００との間に導管７４０が延在する。さらに、導管７４０は、ＬＰ及びＨＰ圧縮機の一方又は両方から圧縮空気の流れ（冷却空気流）を受けることができる。
図３を詳細に参照すると、導管７４０は、冷却通路１０６の入口１１０と空気流連通し、導管７４０を通って流れる冷却空気流３００は、入口１１０を通って冷却通路１０６に流入する。また、上述したように、冷却空気流３００は、半径方向Ｒに沿って流れ、タービンロータブレード１００のブレード先端１０８に形成された出口１１２を通って冷却通路１０６から流出する。さらに、出口１１２を通って冷却通路１０６から流出する冷却空気流３００の少なくとも一部分３０２は、半径方向Ｒに沿ってブレード先端１０８から離間して配置されたケーシング２００に形成された開口２１０に受け入れられる。
次に図６を詳細に参照すると、システム７００は、ケーシング２００に形成された開口２１０と空気流連通する冷却剤ダクトアセンブリ７５０を含む。冷却剤ダクトアセンブリ７５０は、図示した実施形態では、第１のベーン７２０、第２のベーン７３０、又はその両方等のガスタービンエンジンの部品に、開口２１０を通って供給された冷却空気流３１０の一部分を送達する。
図６の冷却剤ダクトアセンブリ７５０は、ケーシング２００の開口２１０を通って供給された冷却空気流３１０の少なくとも一部分を受ける一次ダクト７５１を含む。冷却剤ダクトアセンブリ７５０は、一次ダクト７５１を通って供給された冷却空気流３１０から熱を除去するための熱交換器７６０をさらに含む。図に示す実施形態では、熱交換器７６０は、一次ダクト７５１と空気流連通する入口７６２を含み、さらに一次ダクト７５１と空気流連通する出口７６４を含む。したがって、一次ダクト７５１を通って供給された冷却空気流３１０は、入口７６２を通って熱交換器７６０に流入する。さらに、熱交換器７６０は、冷却空気流３１０から熱を除去し、冷却空気流３２０は、熱交換器７６０に流入する冷却空気流３１０に対してより低い温度であり、熱交換器７６０の出口７６４を通って一次ダクト７５１に還流する。
熱交換器７６０は、空気−空気熱交換器、オイル−空気熱交換器、又は燃料−空気熱交換器の１つとして構成することができる。例えば、熱交換器７６０は、例えば、ガスタービンエンジンのバイパス通路（すなわち、空気−空気熱交換器）から空気の流れを受けることができる。或いは、熱交換器７６０は、ガスタービンエンジンの熱管理システム（すなわち、オイル−空気熱交換器）から潤滑油の流れ、又はガスタービンエンジンの燃料システム（すなわち、燃料−空気熱交換器）から燃料の流れを受けるように構成されてもよい。熱交換器７６０は、熱交換器を通って供給される、又は熱交換器の下流側に供給される冷却空気流の圧力を上昇させるために、圧縮機（図示せず）をさらに含むことができる。
さらに図６を参照すると、一次ダクト７５１は、熱交換器７６０の出口７６４の下流側に配置された分岐合流点７５５で第１のダクト７５２及び第２のダクト７５４に分岐する。図に示す実施形態では、第１のダクト７５２は、熱交換器７６０から流出する冷却空気流３２０の第１の部分３２２を第１のベーン７２０に送達する。さらに、第２のダクト７５４は、熱交換器７６０から流出する冷却空気流３２０の第２の部分３２４を第２のベーン７３０に送達する。
図３に戻り、ここで併せて図７を参照すると、本開示のさらに別の実施形態によるガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステム８００が提供される。図７のガスタービンエンジン及び例示的システム８００は、概略的に示され、特定の実施形態では、図１、図２及び図５に関連して上述したガスタービンエンジン及び例示的システム６００と実質的に同様の方法で構成することができる。例えば、ガスタービンエンジン及びシステム８００は、概して、圧縮機セクション８０２及びタービンセクション８０４を含む。さらに、圧縮機セクション８０２は、ＬＰ圧縮機２２及びＨＰ圧縮機２４（図１）を含み、タービンセクション８０４は、ＬＰタービン３０及びＨＰタービン２８（図１）を含む。さらに、タービンセクション８０４は、タービンロータブレード１００、タービンロータブレード１００の前方に配置された第１のベーン８２０、及びタービンロータブレード１００の後方に配置された第２のベーン８３０を含む。示すように、圧縮機セクション８０２とタービンセクション８０４のタービンロータブレード１００との間に導管８４０が延在する。さらに、導管８４０は、ＬＰ及びＨＰ圧縮機の一方又は両方から圧縮空気の流れ（冷却空気流）を受けることができる。
図３を詳細に参照すると、導管８４０は、冷却通路１０６の入口１１０と空気流連通し、導管８４０を通って移動する冷却空気流３００は、入口１１０を通って冷却通路１０６に流入する。また、上述したように、冷却空気流３００は、半径方向Ｒに沿って流れ、タービンロータブレード１００のブレード先端１０８に形成された出口１１２を通って冷却通路１０６から流出する。さらに、出口１１２を通って冷却通路１０６から流出する冷却空気流３００の一部分３０２は、半径方向Ｒに沿ってブレード先端１０８から離間して配置されたケーシング２００に形成された開口２１０に受け入れられる。
次に図７を詳細に参照すると、システム８００は、ケーシング２００に形成された開口２１０と空気流流通する冷却剤ダクトアセンブリ８５０を含む。冷却剤ダクトアセンブリ８５０は、図示した実施形態では、第１のベーン８２０、第２のベーン８３０、又はその両方等のガスタービンエンジンの部品に、開口２１０を通って供給された冷却空気流３０２の少なくとも一部分３１０を送達する。
図７の冷却剤ダクトアセンブリ８５０は、ケーシング２００の開口２１０と空気流連通する入口８５２を有する一次ダクト８５１を含む。したがって、開口２１０を通って供給された冷却空気流３０２の少なくとも一部分３１０は、入口８５２を通って一次ダクト８５１に流入する。さらに、一次ダクト８５１は、入口８５２の下流側に配置された分岐合流点８５４で導管８４２（すなわち、冷却空気流導管）と合流し、一次ダクト８５１を通って供給された冷却空気流３１０は、示すように、圧縮機セクション８０２と空気流連通する導管８４２を通って流れる冷却空気流３００と合流する。システム８００は、例えばフローエゼクタデバイス等の、冷却空気流３００と３１０との合流のための任意の適切な部品を含むことができる。さらに、一次ダクト８５１を通って供給された冷却空気流３１０は、導管８４２を通って流れる冷却空気流３００に対してより温かいことから、冷却空気流３１０は、冷却空気流３００と合流すると冷却され、冷却空気流３００は温められる。このように、一次ダクト８５１を通って供給された冷却空気流３１０が導管８４２を通って流れる冷却空気流３００と合流すると、冷却空気流３２０が形成される。
図７に示すシステム８００の冷却剤ダクトアセンブリ８５０は、第１のダクト８４４及び第２のダクト８４６をさらに含む。示すように、第１のダクト８４４及び第２のダクト８４６は、導管８４２から分岐する。具体的には、第１のダクト８４４は、冷却空気流３２０の第１の部分３２２を第１のベーン８２０に送達し、第２のダクト８４６は、冷却空気流３２０の第２の部分３２４を第２のベーン８３０に送達する。
図３に戻り、ここで併せて図８を参照すると、本開示のさらに別の実施形態によるガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステム９００が提供される。図８のガスタービンエンジン及び例示的システム９００は、概略的に示され、特定の実施形態では、図１、図２及び図５に関連して上述したガスタービンエンジン及び例示的システム６００と実質的に同様の方法で構成することができる。例えば、ガスタービンエンジン及びシステム９００は、概して、圧縮機セクション９０２及びタービンセクション９０４を含む。さらに、圧縮機セクション９０２は、ＬＰ圧縮機２２及びＨＰ圧縮機２４（図１）を含み、タービンセクション９０４は、ＬＰタービン３０及びＨＰタービン２８（図１）を含む。さらに、タービンセクション９０４は、タービンロータブレード１００、タービンロータブレード１００の前方に配置された第１のベーン９２０、及びタービンロータブレード１００の後方に配置された第２のベーン９３０を含む。示すように、圧縮機セクション９０２とタービンセクション９０４のタービンロータブレード１００との間に導管９４０が延在する。さらに、導管９４０は、ＬＰ及びＨＰ圧縮機の一方又は両方から圧縮空気の流れ（冷却空気流）を受けることができる。
図３を詳細に参照すると、導管９４０は、冷却通路１０６の入口１１０と空気流連通し、導管９４０を通って流れる冷却空気流３００は、入口１１０を通って冷却通路１０６に流入する。また、上述したように、冷却空気流３００は、半径方向Ｒに沿って流れ、タービンロータブレード１００のブレード先端１０８に形成された出口１１２を通って冷却通路１０６から流出する。さらに、出口１１２を通って冷却通路１０６から流出する冷却空気流３００の一部分３０２は、半径方向Ｒに沿ってブレード先端１０８から離間して配置されたケーシング２００に形成された開口２１０に受け入れられる。
次に図８を詳細に参照すると、システム９００は、ケーシング２００に形成された開口２１０と空気流連通する冷却剤ダクトアセンブリ９５０を含む。冷却剤ダクトアセンブリ９５０は、図示した実施形態では、第１のベーン９２０、第２のベーン９３０、又はその両方等のガスタービンエンジンの部品に、開口２１０を通って供給された冷却空気流３０２の一部分３１０を送達する。
図８の冷却剤ダクトアセンブリ９５０は、ケーシング２００の開口２１０を通って供給された冷却空気流３０２の少なくとも一部分３１０を受ける一次ダクト９５１を含む。さらに、図に示す実施形態では、一次ダクト９５１は、分岐合流点９５５で第１のダクト９５２及び第２のダクト９５４に分岐する。第１のダクト９５２は、一次ダクト９５１を通って供給された冷却空気流３１０の第１の部分３１２を受け、第２のダクト９５４は一次ダクト９５１を通って供給された冷却空気流３１０の第２の部分３１４を受ける。いくつかの実施形態では、第１のダクト９５２の断面積は、第２のダクト９５４の断面積より大きくてもよい。したがって、冷却空気流３１０の第１の部分３１２は、冷却空気流３１０の第２の部分３１４を上回る量であってもよい。しかし、他の実施形態では、第１のダクト９５２の断面積は、第２のダクト９５４の断面積より小さくてもよい。或いは、第１のダクト９５２の断面積は、第２のダクト９５４の断面積と等しくてもよい。
冷却剤ダクトアセンブリ９５０の第１のダクト９５２は、入口９５６及び出口９５７を含む。さらに、第１のダクト９５２は、第１のダクト９５２の入口９５６と出口９５７との間に配置された熱交換器９６０も含む。熱交換器９６０は、第１のダクト９５２と空気流連通する入口９６２を含み、第１のダクト９５２と空気流連通する出口９６４も含む。したがって、冷却空気流３１０の第１の部分３１２は、入口９６２を通って熱交換器９６０に流入する。さらに、熱交換器９６０は、冷却空気流３１０の第１の部分３１２から熱を除去し、冷却空気流３２０は、熱交換器９６０に流入する冷却空気流３１０の第１の部分３１２に対してより低い温度であり、熱交換器９６０の出口９６４を通って第１のダクト９５２に還流する。さらに、第１のダクト９５２は、熱交換器９６０から流出する冷却空気流３２０を第１のダクト９５２の出口９５７を介して第１のベーン９２０に送達する。
図８に示す冷却剤ダクトアセンブリ９５０の第２のダクト９５４は、入口９５８及び出口９５９を含む。したがって、第２のダクト９５４は、冷却空気流３１０の第２の部分３１４を一次ダクト９５１から第２のベーン９３０に送達する。より具体的には、冷却空気流３１０の第２の部分３１４は、出口９５９を通って第２のダクト９５４から流出する。
概して、上述し、図５〜図８に示すシステムの例示的実施形態は、様々な利点を提供する。具体的には、上述したシステムは、ガスタービンエンジンに必要な圧縮機からの圧縮空気（冷却空気流）をより少なくすることができるため、ガスタービンエンジンの燃料消費率（ＳＦＣ）を改善することができる。さらに、本開示のシステムは、ガスタービンエンジンのタービンロータブレードから放出された冷却空気流を再循環して付加的な部品を冷却し、タービンロータブレード及び付加的な部品の耐久性及び搭載時間（ＴＯＷ）も改善することができる。
次に図９を参照すると、本開示の例示的実施形態によるガスタービンエンジンの部品を冷却するための方法１０００の流れ図が提供される。図９の例示的方法１０００は、図３及び／又は図４に関連して上述した例示的ロータブレード１００とともに利用することができ、さらに図５〜図８に関連して上述した１以上の例示的システムとともに利用することができる。図９は、例示及び説明のために特定の順序で実行されるステップを示しているが、本明細書で説明する方法は、任意の特定の順序又は配置に限定されるものではない。例えば、本明細書に開示される方法の様々なステップは、本開示の範囲から逸脱することなく、様々な方法で省略、再構成、組合せ、及び／又は適合が可能であることは理解されよう。
図９に示すように、方法１０００は、（１０１０）において、タービンロータブレードの冷却通路を通して冷却空気流を流すステップを含む。上述し、図３及び図４に示すように、冷却通路は、タービンロータブレードの半径方向に沿って延在し、タービンロータブレードのブレード先端に形成された入口及び出口を含む。
さらに、（１０２０）において、方法１０００は、ケーシングに画成された開口で冷却通路の出口から流出する冷却空気流の少なくとも一部分を受けるステップを含む。上述し、図３及び図４に示すように、ケーシングは半径方向Ｒに沿ってブレード先端から離間して配置され、陥凹部を含むことができる。さらに、いくつかの実施形態では、タービンロータブレードのブレード先端は、ブレード先端シュラウドを含み、ブレード先端シュラウドの少なくとも一部分は、ケーシングの陥凹部内に配置される。
さらに、（１０３０）において、方法１０００は、ケーシングに画成された開口で受けた冷却空気流を、ガスタービンエンジンの冷却剤ダクトアセンブリを通してガスタービンエンジンの部品に供給するステップを含む。いくつかの実施形態では、冷却剤ダクトアセンブリは、タービンロータブレードの前方に配置された第１のベーンに冷却空気流の第１の部分を送達する。さらに、冷却剤ダクトアセンブリはまた、タービンロータブレードの後方に配置された第２のベーンに冷却空気流の第２の部分を送達する。
次に図１０を参照すると、本開示の別の例示的実施形態によるガスタービンエンジン１４の部品を冷却するための方法１１００が提供される。本開示の例示的実施形態によるガスタービンエンジンの部品を冷却するための方法１１００の流れ図が提供される。図１０の例示的方法１１００は、図３及び／又は図４に関連して上述した例示的タービンロータブレード１００とともに利用することができ、さらに図５〜図８に関連して上述した１以上の例示的システムとともに利用することができる。図１０は、例示及び説明のために特定の順序で実行されるステップを示すが、本明細書で説明される方法は、任意の特定の順序又は配置に限定されるものではない。例えば、本明細書に開示される方法の様々なステップは、本開示の範囲から逸脱することなく、様々な方法で省略、再構成、組合せ、及び／又は適合が可能であることは理解されよう。
図１０に示すように、方法１１００は、（１１１０）において、タービンロータブレードの冷却通路を通して冷却空気流を流すステップを含む。上述し、図３及び図４に示すように、冷却通路は、タービンロータブレードの半径方向に沿って延在し、タービンロータブレードのブレード先端に形成された入口及び出口を含む。
さらに、（１１２０）において、方法１１００は、冷却通路の出口から流出する冷却空気流の少なくとも一部分をケーシングに画成された開口で受けるステップを含む。上述し、図３及び図４に示すように、ケーシングは半径方向Ｒに沿ってブレード先端から離間して配置され、陥凹部を含むことができる。さらに、いくつかの実施形態では、タービンロータブレードのブレード先端は、ブレード先端シュラウドを含み、ブレード先端シュラウドの少なくとも一部分は、ケーシングの陥凹部内に配置される。
さらに、（１１３０）において、方法１１００は、ケーシングに画成された開口で受けた冷却空気流から熱を除去するステップを含む。上述し、図６〜図８に示すように、いくつかの実施形態では、開口に受けた冷却空気流から熱交換器により熱を除去することができ、又は、これに代えて、冷却空気流をタービンロータブレードの前方に配置されたガスタービンエンジンの圧縮機からの冷却空気流と合流することにより熱を除去することができる。
さらに、（１１４０）において、方法１１００は、ケーシングに画成された開口で受け、（１１３０）で冷却された冷却空気流を、ガスタービンエンジンの冷却剤ダクトアセンブリを通してガスタービンエンジンの部品に提供するステップを含む。いくつかの実施形態では、冷却剤ダクトアセンブリは、タービンロータブレードの前方に配置された第１のベーンに冷却空気流の第１の部分を送達する。さらに、冷却剤ダクトアセンブリはまた、タービンロータブレードの後方に配置された第２のベーンに冷却空気流の第２の部分を送達する。
概して、上述し、図９及び図１０に示す方法の例示的実施形態は、様々な利点を提供する。具体的には、上述した方法は、ガスタービンエンジンに必要な圧縮機からの圧縮空気（冷却空気流）がより少ないため、ガスタービンエンジンの燃料消費率（ＳＦＣ）を改善する。さらに、上述した方法は、付加的な部品を冷却するためにガスタービンエンジンのタービンロータブレードから放出された冷却空気流を再循環するステップを開示していることから、タービンロータブレード及び付加的な部品の耐久性及び搭載時間（ＴＯＷ）は改善する。
本明細書は、本発明を開示するために、任意のデバイス又はシステムの製造及び使用、並びに任意の組み込まれた方法の実施を含む実施例を使用する。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を含む場合、又は特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。
１０ 高バイパスターボファン型エンジン（ターボファン）
１２ 長手方向又は軸方向の中心軸
１４ コアタービン又はガスタービンエンジン
１６ ファンセクション
１８ 外側ケーシング
２０ 環状入口
２２ ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機
２４ 高圧（ＨＰ）圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧（ＨＰ）タービン
３０ 低圧（ＬＰ）タービン
３２ ジェット排気ノズルセクション
３４ 高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール
３６ 低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール
３７ 減速デバイス
３８ ファンスプール又はシャフト
４０ ファンブレード
４２ 環状ファンケーシング又はナセル
４４ 出口ガイドベーン
４６ 下流側セクション
４８ バイパス空気流通路
５０ 第１段
５２，５６，６２，６６ 環状アレイ
５４，６４ ベーン
６２０，７２０，８２０，９２０ 第１のベーン
６３０，７３０，８３０，９３０ 第２のベーン
５８，６８，１００，４００ タービンロータブレード
６０ 第２段
７０ 高温ガス通路
７１，２００，５００ ケーシング
７２，７４ シュラウドアセンブリ
７６，７８，１０８，４０８ ブレード先端
１０２，４０２ ブレードプラットフォーム
１０４，４０４ ブレードダブテール
１０６，４０６ 冷却通路
１１０，４１２ 冷却通路の入口
１１２，４１４ 冷却通路の出口
２１０，５１６ 開口
３００，３０２，３１０ 冷却空気流又は流れを示す矢印
３１２ 冷却空気流３１０の第１の部分
３１４ 冷却空気流３１０の第２の部分
３２０ 熱交換器から流出した冷却空気流又は冷却空気流３００と合流した冷却空気流
３２２ 冷却空気流３２０の第１の部分
３２４ 冷却空気流３２０の第２の部分
４１０ ブレード先端シュラウド
５１０ 陥凹部
５１２ 内側表面
５１４ 側壁
６００，７００，８００，９００ システム
６０２，７０２，８０２，９０２ 圧縮機セクション
６０４，７０４，８０４，９０４ タービンセクション
６４０，７４０，８４０，８４２，９４０ 導管
６５０，７５０，８５０，９５０ 冷却剤ダクトアセンブリ
６５１，７５１，８５１，９５１ 一次ダクト
６５２，７５２，８４４，９５２ 第１のダクト
６５４，７５４，８４６，９５４ 第２のダクト
６５５，７５５，８５４，９５５ 分岐合流点
７６０，９６０ 熱交換器
７６２，９６２ 熱交換器の入口
７６４，９６４ 熱交換器の出口
８５２ 一次ダクト８５１の入口
９５６ 第１のダクト９５２の入口
９５７ 第１のダクト９５２の出口
９５８ 第２のダクト９５４の入口
９５９ 第２のダクト９５４の出口
１０００，１１００ 方法
１０１０，１０２０，１０３０，１１１０，１１３０，１１４０ ステップ
ＣＬ 半径方向又はクリアランスの隙間
Ｒ 半径方向
Ａ 軸方向
ＤＡ ケーシングの開口の直径
ＤＯ 冷却通路の出口の直径

Claims (20)

  1. 半径方向を画成するガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステムであって、
    タービンロータブレードを通して冷却空気流を供給するための冷却通路を画成するタービンロータブレードであって、冷却通路が入口と半径方向に沿って入口から離間して配置された出口とを有しており、タービンロータブレードがブレード先端を有していて、冷却通路の出口がブレード先端に形成されている、タービンロータブレードと、
    半径方向に沿ってブレード先端から離間して配置されたケーシングであって、冷却通路の出口と空気流連通する開口を画成するケーシングと、
    タービンロータブレードの冷却通路の出口から冷却空気流の少なくとも一部分を受けて、ガスタービンエンジンの部品に冷却空気流を分配するためにケーシングの開口と空気流連通する冷却剤ダクトアセンブリと
    を備えるシステム。
  2. ケーシングが陥凹部を画成し、その内側表面に開口が形成されている、請求項１に記載のシステム。
  3. タービンロータブレードのブレード先端がブレード先端シュラウドを含む、請求項１に記載のシステム。
  4. 冷却通路の出口がブレード先端シュラウドの表面に形成されている、請求項３に記載のシステム。
  5. 部品がタービンシュラウドである、請求項１に記載のシステム。
  6. 部品がベーンである、請求項１に記載のシステム。
  7. ベーンがタービンロータブレードの後方に配置されている、請求項６に記載のシステム。
  8. ベーンがタービンロータブレードの前方に配置されている、請求項６に記載のシステム。
  9. 部品が第１のベーン及び第２のベーンを含み、第１のベーンがタービンロータブレードの前方に配置され、第２のベーンがタービンロータブレードの後方に配置される、請求項１に記載のシステム。
  10. 冷却剤ダクトアセンブリが部品に供給される冷却空気流から熱を除去するための熱交換器を含む、請求項１に記載のシステム。
  11. 熱交換器が、空気−空気熱交換器、オイル−空気熱交換器又は燃料−空気熱交換器の少なくとも１つとして構成される、請求項１０に記載のシステム。
  12. ガスタービンエンジンの部品を冷却するための方法であって、ガスタービンエンジンが半径方向を画成するとともにタービンロータブレード及びケーシングを備えており、タービンロータブレードが冷却通路を画成しているとともにブレード先端を備えており、当該方法が、
    タービンロータブレードの冷却通路であって、入口及びタービンロータブレードのブレード先端に形成された出口を有する冷却通路を通して冷却空気流を流すステップと、
    ガスタービンエンジンのケーシングであって、半径方向に沿ってブレード先端から離間して配置されたケーシングに画成された開口で冷却通路の出口から流出する冷却空気流の少なくとも一部分を受けるステップと、
    ケーシングに画成された開口で受けた冷却空気流をガスタービンエンジンの冷却剤ダクトアセンブリを通してガスタービンエンジンの部品に供給するステップと
    を含む方法。
  13. 冷却空気流を部品に供給する前に、ケーシングに画成された開口で受けた冷却空気流から熱を除去するステップをさらに含む、請求項１２に記載の方法。
  14. 冷却剤ダクトアセンブリがケーシングに画成された開口で受けた冷却空気流から熱を除去するための熱交換器を含む、請求項１３に記載の方法。
  15. ケーシングに画成された開口で受けた冷却空気流から熱を除去するステップが、冷却空気流をタービンロータブレードの前方に配置されたガスタービンエンジンの圧縮機からの冷却空気流と合流させるステップを含む、請求項１３に記載の方法。
  16. 部品が第１のベーン及び第２のベーンを含み、第１のベーンがタービンロータブレードの前方に配置され、第２のベーンがタービンロータブレードの後方に配置される、請求項１２に記載の方法。
  17. 冷却剤ダクトアセンブリが第１のダクト及び第２のダクトを含み、第１のダクトが冷却空気流の第１の部分を第１のベーンに供給し、第２のダクトが冷却空気流の第２の部分を第２のベーンに供給する、請求項１６に記載の方法。
  18. 第１のダクトが冷却空気流の第１の部分から熱を除去するための熱交換器を含む、請求項１７に記載の方法。
  19. ガスタービンエンジンの圧縮機がタービンロータブレードの冷却通路を通って流れる冷却空気流を供給し、圧縮機が圧縮機と冷却通路の入口との間に延在する導管を通して冷却通路に冷却空気流を供給する、請求項１２に記載の方法。
  20. 冷却剤ダクトが導管と分岐合流点で合流し、冷却剤ダクトを通って供給された冷却空気流が導管を通って流れる冷却空気流と分岐合流点で合流する、請求項１９に記載の方法。
JP2017082457A 2016-05-03 2017-04-19 ガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステム及び方法 Active JP6431951B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/144,857 2016-05-03
US15/144,857 US10590786B2 (en) 2016-05-03 2016-05-03 System and method for cooling components of a gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2017201167A true JP2017201167A (ja) 2017-11-09
JP6431951B2 JP6431951B2 (ja) 2018-11-28

Family

ID=58640742

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2017082457A Active JP6431951B2 (ja) 2016-05-03 2017-04-19 ガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステム及び方法

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10590786B2 (ja)
EP (1) EP3241994B1 (ja)
JP (1) JP6431951B2 (ja)
CN (1) CN107339125B (ja)
CA (1) CA2964624C (ja)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11021981B2 (en) 2018-05-22 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation Downstream turbine vane cooling for a gas turbine engine
FR3082561B1 (fr) * 2018-06-14 2020-09-11 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d'un echangeur thermique pour une turbomachine
GB201813079D0 (en) * 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Effcient gas turbine engine
JP7155400B2 (ja) * 2018-08-21 2022-10-18 シーメンス エナジー グローバル ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング ウント コンパニー コマンディートゲゼルシャフト ガスタービンエンジンの冷却流体用のモジュラケーシングマニホールド
US11001389B2 (en) * 2018-11-29 2021-05-11 General Electric Company Propulsion engine thermal management system
FR3098238B1 (fr) * 2019-07-04 2021-06-18 Safran Aircraft Engines dispositif de refroidissement amélioré d’anneau de turbine d’aéronef
US11359503B2 (en) * 2019-10-04 2022-06-14 Aytheon Technologies Corporation Engine with cooling passage circuit extending through blade, seal, and ceramic vane
IT202000006439A1 (it) * 2020-03-26 2021-09-26 Ge Avio Srl Metodo e apparecchiatura per raffreddare una porzione di un motore a turbina contro-rotante
US11512594B2 (en) 2020-06-05 2022-11-29 General Electric Company System and method for modulating airflow into a bore of a rotor to control blade tip clearance
GB2599691A (en) * 2020-10-09 2022-04-13 Rolls Royce Plc A heat exchanger
GB2599693B (en) * 2020-10-09 2022-12-14 Rolls Royce Plc A heat exchanger
US11566532B2 (en) * 2020-12-04 2023-01-31 Ge Avio S.R.L. Turbine clearance control system
US20220213802A1 (en) * 2021-01-06 2022-07-07 General Electric Company System for controlling blade clearances within a gas turbine engine
US12104535B2 (en) 2022-04-11 2024-10-01 General Electric Company Thermal management system for a gas turbine engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59115401A (ja) * 1982-12-23 1984-07-03 Toshiba Corp ガスタ−ビン冷却翼
JP2000257446A (ja) * 1999-03-02 2000-09-19 General Electric Co <Ge> 冷却空気流圧縮機装置、タービン・エンジン及び冷却空気流を減らす方法
JP2003307136A (ja) * 2002-04-16 2003-10-31 Hitachi Ltd クローズド冷却式ガスタービン及びガスタービンの高温部冷却方法
US20070295011A1 (en) * 2004-12-01 2007-12-27 United Technologies Corporation Regenerative Turbine Blade and Vane Cooling for a Tip Turbine Engine
JP2015117700A (ja) * 2013-12-18 2015-06-25 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンバケットおよびガスタービンエンジンのタービンバケットを冷却する方法

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2698711A (en) * 1951-02-06 1955-01-04 United Aircraft Corp Compressor air bleed closure
US3286461A (en) * 1965-07-22 1966-11-22 Gen Motors Corp Turbine starter and cooling
US3496725A (en) * 1967-11-01 1970-02-24 Gen Applied Science Lab Inc Rocket action turbofan engine
DE3308140C2 (de) 1983-03-08 1985-12-19 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Mehrstufige Gasturbine
FR2628790A1 (fr) * 1988-03-16 1989-09-22 Snecma Propulseur combine turbofusee aerobie
US5253976A (en) 1991-11-19 1993-10-19 General Electric Company Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines
US6004095A (en) * 1996-06-10 1999-12-21 Massachusetts Institute Of Technology Reduction of turbomachinery noise
US7563504B2 (en) 1998-03-27 2009-07-21 Siemens Energy, Inc. Utilization of discontinuous fibers for improving properties of high temperature insulation of ceramic matrix composites
US6174133B1 (en) 1999-01-25 2001-01-16 General Electric Company Coolable airfoil
EP1041247B1 (en) 1999-04-01 2012-08-01 General Electric Company Gas turbine airfoil comprising an open cooling circuit
JP3518447B2 (ja) * 1999-11-05 2004-04-12 株式会社日立製作所 ガスタービン，ガスタービン装置およびガスタービン動翼の冷媒回収方法
US6506022B2 (en) 2001-04-27 2003-01-14 General Electric Company Turbine blade having a cooled tip shroud
US6648597B1 (en) 2002-05-31 2003-11-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite turbine vane
EP1389668A1 (de) 2002-08-16 2004-02-18 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
US6851264B2 (en) * 2002-10-24 2005-02-08 General Electric Company Self-aspirating high-area-ratio inter-turbine duct assembly for use in a gas turbine engine
US6884030B2 (en) 2002-12-20 2005-04-26 General Electric Company Methods and apparatus for securing multi-piece nozzle assemblies
US7094021B2 (en) 2004-02-02 2006-08-22 General Electric Company Gas turbine flowpath structure
US7686581B2 (en) 2006-06-07 2010-03-30 General Electric Company Serpentine cooling circuit and method for cooling tip shroud
US8858161B1 (en) * 2007-11-29 2014-10-14 Florida Turbine Technologies, Inc. Multiple staged compressor with last stage airfoil cooling
US8794907B1 (en) * 2007-11-29 2014-08-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Multiple staged compressor with last stage airfoil cooling
US8721265B1 (en) * 2007-11-29 2014-05-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Multiple staged compressor with last stage airfoil cooling
US8348612B2 (en) 2008-01-10 2013-01-08 General Electric Company Turbine blade tip shroud
JP5321186B2 (ja) 2009-03-26 2013-10-23 株式会社Ｉｈｉ Ｃｍｃタービン静翼
US8511990B2 (en) 2009-06-24 2013-08-20 General Electric Company Cooling hole exits for a turbine bucket tip shroud
US8454303B2 (en) 2010-01-14 2013-06-04 General Electric Company Turbine nozzle assembly
US9045990B2 (en) 2011-05-26 2015-06-02 United Technologies Corporation Integrated ceramic matrix composite rotor disk geometry for a gas turbine engine
US20120301275A1 (en) 2011-05-26 2012-11-29 Suciu Gabriel L Integrated ceramic matrix composite rotor module for a gas turbine engine
US20130011271A1 (en) 2011-07-05 2013-01-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite components
CN110374686A (zh) * 2011-12-29 2019-10-25 通用电气公司 翼型件冷却回路

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59115401A (ja) * 1982-12-23 1984-07-03 Toshiba Corp ガスタ−ビン冷却翼
JP2000257446A (ja) * 1999-03-02 2000-09-19 General Electric Co <Ge> 冷却空気流圧縮機装置、タービン・エンジン及び冷却空気流を減らす方法
JP2003307136A (ja) * 2002-04-16 2003-10-31 Hitachi Ltd クローズド冷却式ガスタービン及びガスタービンの高温部冷却方法
US20070295011A1 (en) * 2004-12-01 2007-12-27 United Technologies Corporation Regenerative Turbine Blade and Vane Cooling for a Tip Turbine Engine
JP2015117700A (ja) * 2013-12-18 2015-06-25 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンバケットおよびガスタービンエンジンのタービンバケットを冷却する方法

Also Published As

Publication number Publication date
JP6431951B2 (ja) 2018-11-28
US10590786B2 (en) 2020-03-17
US20170321564A1 (en) 2017-11-09
CA2964624A1 (en) 2017-11-03
CN107339125A (zh) 2017-11-10
EP3241994A1 (en) 2017-11-08
EP3241994B1 (en) 2020-02-19
CN107339125B (zh) 2020-10-09
CA2964624C (en) 2020-08-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6431951B2 (ja) ガスタービンエンジンの部品を冷却するためのシステム及び方法
JP5584410B2 (ja) マルチソース型ガスタービン冷却
US12065946B2 (en) Blade with tip rail cooling
US9803501B2 (en) Engine mid-turbine frame distributive coolant flow
US10677161B2 (en) Gas turbine engine diffuser cooling and mixing arrangement
US10422244B2 (en) System for cooling a turbine shroud
US10830057B2 (en) Airfoil with tip rail cooling
US10480533B2 (en) Fluid injector for cooling a gas turbine engine component
EP2971665B1 (en) Splitter for air bleed manifold
US10378773B2 (en) Turbine engine diffuser assembly with airflow mixer
US9677475B2 (en) Gas turbine engine with high speed and temperature spool cooling system
US10648351B2 (en) Gas turbine engine cooling component
US9777634B2 (en) Tube fed tangential on-board injector for gas turbine engine
EP3047110B1 (en) Flow splitting first vane support for gas turbine engine and method of flowing fluid through a gas turbine engine
US20180038236A1 (en) Gas turbine engine stator vane baffle arrangement
US11815022B2 (en) Platform serpentine re-supply

Legal Events

Date Code Title Description
A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20180417

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20180419

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20180713

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20181009

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20181105

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 6431951

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250