JP2016173104A - タービンシュラウドを冷却するためのシステム - Google Patents

タービンシュラウドを冷却するためのシステム Download PDF

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Abstract

【課題】様々なタービンハードウェア部品（特に、タービンシュラウドアセンブリ）の熱応力を低減するタービン冷却システムを提供する。【解決手段】一態様において、本主題は、タービンシュラウドを冷却するためのシステムに関する。本システムは、冷却媒体を供給する冷却媒体源、及びシュラウド支持リングを含むタービンシュラウド支持アセンブリを含む。シュラウドシールは、タービンシュラウド支持アセンブリに結合される。シュラウドシールは、背面及び内面を含む。ピンは、背面に向かってシュラウド支持リングを少なくとも部分的に貫通する。ピンは、冷却媒体源と流体連通する入口及び該入口の下流に配置されるアパーチャを有する流路を含む。アパーチャは、シュラウドシールの背面に対して垂直でない流れ方向で冷却媒体の流れを流路から外に向かわせる方向に配置される。【選択図】図３

Description

本主題は、一般に、ガスタービンエンジン用のタービンシュラウドに関する。より具体的には、本主題は、タービンシュラウドを冷却するためのシステムに関する。
一般に、ガスタービンエンジンは、連続した流れの順序で、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、及び排気セクションを含む。運転中、空気は、圧縮機セクションの入口に流入し、そこでは、１つ以上の軸流圧縮機が、空気が燃焼セクションに到達するまで空気を徐々に圧縮する。燃料は、燃焼ガスを供給するために燃焼セクション内で圧縮空気と混合され、燃焼される。燃焼ガスは、燃焼セクションから、タービンセクション内に形作られた高温ガス通路を通して送られ、次に、排気セクションを介してタービンセクションから排気される。
特定の構成において、タービンセクションは、連続した流れの順序で、高圧（ＨＰ）タービン及び低圧（ＬＰ）タービンを含む。ＨＰタービン及びＬＰタービンはそれぞれ、様々な回転可能なタービン部品（タービンロータブレード、ロータディスク、及び保持器など）並びに様々な固定タービン部品（ステータベーン又はノズル、タービンシュラウド、及びエンジンフレームなど）を含む。回転可能なタービン部品及び固定タービン部品は、タービンセクションを通る高温ガス通路を少なくとも部分的に形作る。燃焼ガスが、高温ガス通路を通って流れるとき、熱エネルギーが、燃焼ガスから回転可能なタービン部品及び固定タービン部品に伝達される。結果として、一般に、熱的及び／又は機械的な性能要件を満たすために様々な回転可能なタービン部品及び固定タービン部品を冷却することが必要である。
一般的に、圧縮空気などの冷却媒体は、圧縮機セクションから、様々な回転可能なタービン部品及び固定タービン部品内又はこれらの周囲に形作られた様々な冷却通路又は冷却回路を通して送られ、これにより、これらの部品に対する冷却が行われる。１つの一般に効果的な冷却技術は、冷却媒体の噴流又は流れを、対応する回転可能なタービン部品又は固定タービン部品の表面に直接的に向けるか、又は集中させ、これにより、その部品に対するジェット冷却又は衝突冷却を行うことを含む。しかしながら、特定の事例において、ジェット冷却又は衝突冷却が不注意に行われ、これにより、冷却媒体と燃焼ガスとの大きな温度差に起因して、特定の回転可能なタービン部品又は固定タービン部品の材料内に望ましくない熱応力が生じる場合がある。このことは、特定の回転可能なタービン部品又は固定タービン部品の熱的／機械的寿命に悪影響を及ぼし得る（特に、部品（タービンシュラウドアセンブリの様々な部品など）が、複合材又はセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）タイプの材料から形成されている場合に）。
したがって、様々なタービンハードウェア部品（特に、タービンシュラウドアセンブリ）の熱応力を低減するタービン冷却システムは、当該技術に歓迎されるであろう。
米国特許出願公開第２０１４０２０２１６８号明細書
本発明の態様及び利点は、以下の説明に部分的に述べられ、この説明から明らかになり得るし、本発明の実施を通して学ばれ得る。
一態様において、本主題は、タービンシュラウドを冷却するためのシステムに関する。本システムは、冷却媒体を供給する冷却媒体源、及びシュラウド支持リングを含むタービンシュラウド支持アセンブリを含む。シュラウドシールは、タービンシュラウド支持アセンブリに結合される。シュラウドシールは、内面から半径方向に離隔した背面を含む。ピンは、背面に向かってシュラウド支持リング及びシュラウドシールを少なくとも部分的に貫通する。ピンは、冷却媒体源と流体連通する入口及び該入口の下流に配置されるアパーチャを有する流路を含む。アパーチャは、シュラウドシールの背面に対して垂直でない流れ方向で冷却媒体の流れを流路から外に向かわせる方向に配置される。
本主題の別の態様は、タービンシュラウドを冷却するためのシステムに関する。本システムは、冷却媒体を供給する冷却媒体源と、シュラウド支持リングと、該シュラウド支持リングに結合されるシュラウドシールとを含む。シュラウドシールは、内面から半径方向に離隔した背面を含む。本システムは、背面に向かってシュラウド支持リング及びシュラウドシールを少なくとも部分的に貫通するピンをさらに含む。ピンは、流路を含む。流路は、冷却媒体源と流体連通する入口及び該入口の下流に配置される複数のアパーチャを含む。複数のアパーチャは、シュラウドシールの背面に対して垂直でない流れ方向で冷却媒体の流れの少なくとも一部を流路から外に向かわせる方向に配置される第１のアパーチャを含む。
本発明のこれら及び他の特徴、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ってより良く理解されるようになる。本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を示しており、説明と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
当業者を対象とした、本発明の完全かつ有効な開示（その最良の態様を含む）が、添付図面への参照がなされる本明細書に述べられている。
本主題の様々な実施形態に係る例示的なガスタービンエンジンの概略断面図である。 本発明の様々な実施形態を組み込み得る、図１に示すようなガスタービンエンジンの高圧タービン部の拡大側断面図である。 本発明の様々な実施形態に係る、図２に示すような高圧タービンに組み込まれる、タービンシュラウドを冷却するためのシステムの拡大側断面図である。 本発明の様々な実施形態に係る、タービンシュラウドを冷却するためのシステムの例示的なピンの側断面図である。 本発明の様々な実施形態に係る、タービンシュラウドを冷却するためのシステムの例示的なピンの側断面図である。 本発明の様々な実施形態に係る、タービンシュラウドを冷却するためのシステムの例示的なピンの側断面図である。
次に、本発明の現在の実施形態を詳細に参照するが、その１つ以上の例が、添付図面に示す。詳細な説明では、図面中の特徴を参照するために、数字及び文字による指示が使用されている。図面及び説明における同じ又は同様の指示は、本発明の同じ又は同様の部分を参照するために使用されている。本明細書で使用される場合、「第１の」、「第２の」、及び「第３の」という用語は、部品を互いに区別するために交換可能に使用され得るものであり、個々の部品の位置又は重要性を意味するためのものではない。「上流」及び「下流」という用語は、流体経路における流体の流れに関する相対流れ方向を意味する。例えば、「上流」は、流体が流れてくる流れ方向を意味し、「下流」は、流体が流れていく流れ方向を意味する。
次に、複数の図を通して同一の数字が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、本発明の様々な実施形態を組み込み得る、本明細書では「ターボファン１０」と呼ばれる例示的な高バイパスターボファン式エンジン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、参照目的のために、そこを通って伸びる長手方向又は軸方向の中心軸線１２を有する。一般に、ターボファン１０は、コアタービン又はガスタービンエンジン１４（これは、ファンセクション１６の下流に配置される）を含んでもよい。
ガスタービンエンジン１４は、一般に、環状入口２０を形作る略管状の外側ケーシング１８を含んでもよい。外側ケーシング１８は、多数のケーシングから形成されてもよい。外側ケーシング１８は、連続した流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２、高圧（ＨＰ）圧縮機２４を有する圧縮機セクションと、燃焼セクション２６と、高圧（ＨＰ）タービン２８、低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション３２とを包み込んでいる。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８とＨＰ圧縮機２４とを駆動連結している。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール３６は、ＬＰタービン３０とＬＰ圧縮機２２とを駆動連結している。また、（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。特定の実施形態では、図１に示すように、（ＬＰ）スプール３６は、直接駆動構成などでファンスプール３８に直接連結されてもよい。代替的な構成において、（ＬＰ）スプール３６は、間接駆動構成又はギヤ駆動構成などで減速ギヤ介してファンスプール３８に連結されてもよい。
図１に示すように、ファンセクション１６は、複数のファンブレード４０を含み、複数のファンブレード４０は、ファンスプール３８に結合され、これから半径方向外側に延在する。環状の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の少なくとも一部を周方向に囲んでいる。ナセル４２は、周方向に互いに離間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されてもよいことが、当業者によって認識されるべきである。さらに、ナセル４２の下流セクション４６は、ガスタービンエンジン１４の外側部分との間にバイパス空気流路４８を形作るようにガスタービンエンジン１４の外側部分を覆うよう延在してもよい。
ターボファンエンジン１０と共に、コアタービン１４は、陸上用ガスタービン、ターボジェットエンジン（空気の第２の部分１１０に対する空気の第１の部分１０８の割合がターボファン未満である）、及びアンダクテッドファンエンジン（ファンセクション１６がナセル４２を欠いている）において同様の目的を果たし、同様の環境に置かれる。ターボファン、ターボジェット、及びアンダクテッドエンジンのそれぞれにおいて、減速装置（例えば、減速ギヤボックス）が、シャフト及びスプールの間（例えば、（ＬＰ）シャフト又はスプール３６とファンセクション１６のファンスプール又はシャフト３８との間）に含まれてもよい。
図２は、本発明の様々な実施形態を組み込み得る、図１に示すようなガスタービンエンジン１４のＨＰタービン２８の部分の拡大断面図を提供している。図２に示すように、ＨＰタービン２８は、連続した流れ関係で、タービンロータブレード５８（１つしか示されていない）の列５６から軸方向に離間されたステータベーン５４（１つしか示されていない）の列５２を含む第１の段５０を含む。ＨＰタービン２８は、タービンロータブレード６８（１つしか示されていない）の列６６から軸方向に離間されたステータベーン６４（１つしか示されていない）の列６２を含む第２の段６０をさらに含む。タービンロータブレード５８、６８は、ＨＰスプール３４（図１）から半径方向外側に延在し、ＨＰスプール３４に結合されている。図２に示すように、ステータベーン５４、６４及びタービンロータブレード５８、６８は、燃焼セクション２６（図１）からの燃焼ガスをＨＰタービン２８を通して送るための高温ガス通路７０を少なくとも部分的に形作っている。図１に示すように、ステータベーン５４、６４の列５２、６２は、ＨＰスプール３４の周りに環状に配置されており、タービンロータブレード５８、６８の列５６、６６は、ＨＰスプール３４の周囲で周方向に互いに離間されている。
様々な実施形態では、図２に示すように、ＨＰタービン２８は、第２の段６０のタービンロータブレード６８の列６６の周囲に環状リングを形成する、複数リングのタービンシュラウドアセンブリ７２を含む。タービンシュラウドアセンブリ７２は、複数のシュラウドシール７４（１つしか示されていない）を含む。シュラウドシール７４は、タービンロータブレード６８のそれぞれのブレード先端７６から半径方向に離間されている。半径方向又はクリアランス間隔ＣＬが、ブレード先端７６とシュラウドシール７４との間に形作られている。シュラウドシール７４は、高温ガス通路７０からクリアランス間隔ＣＬを通る漏れを低減する。
一般に、ブレード先端７６とシュラウドシール７４との間のクリアランス間隔ＣＬを最小にすることが望ましい（特に、ターボファン１０の巡航運転中）。したがって、特定の実施形態では、本明細書に開示されているシュラウドシール７４は、連続リングであって、複合材料（より具体的には、セラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料）から作られ、かつガスタービンエンジン１４の静止構造又はバックボーン８６に連結される金属製で同心の内側、中央、及び外側のシュラウド支持リング８０、８２、８４を含むシュラウド支持アセンブリ７８によって支持される連続リングであってもよい。
バックボーン８６は、バックボーン８６から半径方向内側に配置される様々な静止部品に構造的支持を提供するエンジンフレームである。また、バックボーン８６は、ガスタービンエンジン１４の周囲の外側ケーシング１８に結合されている。バックボーン８６は、外側ケーシング１８とバックボーン８６から半径方向内側に配置される部品との間に形作られるエンジン隙間閉鎖部（ｅｎｇｉｎｅ ｃｌｅａｒａｎｃｅ ｃｌｏｓｕｒｅ）の制御を容易にする。バックボーン８６は、一般的には、剛性又は硬質のものとして設計される。
様々な実施形態では、図２に示すように、実質的に円形かつ互いに平行な上流フランジ９０及び下流フランジ９２を有するＨＰタービンケーシング８８は、燃焼セクション２６（図１）の燃焼器ケーシング（図示せず）にボルト留めされている。タービンシュラウド支持リング９４は、内側シュラウド支持リング８０、中央シュラウド支持リング８２、及び外側シュラウド支持リング８４を支持している。内側シュラウド支持リング８０、中央シュラウド支持リング８２、及び外側シュラウド支持リング８４は、単一部品の完全な３６０度のリングであってもよい。タービンシュラウド支持リング９４は、タービンシュラウド支持リング９４の前端９８にタービンシュラウド支持リングフランジ９６を含む。シュラウドシール７４並びに内側シュラウド支持リング８０、中央シュラウド支持リング８２、及び外側シュラウド支持リング８４は、中心線１２の周囲に環状に配置されるか、又は中心線１２の周りを囲んでいる。
図３は、ＨＰタービンケーシング８８の一部と、シュラウドシール７４並びに内側シュラウド支持リング８０、中央シュラウド支持リング８２、及び外側シュラウド支持リング８４を含むタービンシュラウド支持アセンブリ７８の一部と、タービンロータブレード６８の一部とを含むＨＰタービン２８の一部の拡大側断面図を提供している。様々な実施形態では、図２及び図３に示すように、クロッキング（ｃｌｏｃｋｉｎｇ）又はピンなどの複数のピン１００（明確にするために１つしか示されていない）は、中央リング８２から半径方向内側に、内側リング８０の半径方向に延在するスロット１０２（図３）を通って、シュラウドシール７４の半径方向に延在するノッチ１０４又はポケット（図３）内に延在する。ピン１００は、本明細書で説明されているようなタービンシュラウド支持アセンブリ７８での使用に適した機械的及び／又は熱的な特性を有する材料から形成されてもよい。ピン１００は、シュラウドシール７４及び／又はノッチ１０４の側壁に接触しており、これにより、シュラウドシール７４の半径方向の中心が、中心線１２からずれることが防止されている。シュラウドシール７４を半径方向に位置合わせする以外に、ピン１００は、シュラウドシール７４が中心線１２を中心に回転することを防止し得る。ピン１００は、ガスタービンエンジン１４の運転中のシュラウドシール７４の軸方向の熱成長を可能にしながら、シュラウドシール７４を完全に位置合わせし得る。
ターボファン１０の運転中、全体としての図１、図２、及び図３に少なくとも部分的に示すように、空気１０６は、ターボファン１０の入口部分１０８に流入する。空気の第１の部分１０８は、バイパス流路４８に導かれ、空気の第２の部分１１０は、ＬＰ圧縮機２２の入口２０に流入する。空気の第２の部分１１０は、ＬＰ圧縮機２２からＨＰ圧縮機２４に送られるときに徐々に圧縮される。空気の第２の部分１１０は、ＨＰ圧縮機２４を通して送られるときにさらに圧縮され、これにより、圧縮空気１１２が、燃焼セクション２６に供給され、そこでは、圧縮空気１１２は、燃焼ガス１１４を供給するために燃料と混合され、燃焼される。燃焼ガス１１４は、ＨＰタービン２８を通して送られ、そこでは、熱エネルギー及び／又は運動エネルギーの一部が、第１の段５０及び第２の段６０のそれぞれのステータベーン５４、６４及びタービンロータブレード５８、６８によって燃焼ガス１１４から取り出され、これにより、ＨＰシャフト又はスプール３４が回転し、その結果、ＨＰ圧縮機２４の動作が支援される。
次に、燃焼ガス１１４は、ＬＰタービン３０を通して送られ、そこでは、熱エネルギー及び運動エネルギーの第２の部分が、ＬＰシャフト又はスプール３６に結合したＬＰタービンステータベーン１１６及びＬＰタービンロータブレード１１８の連続した段によって燃焼ガス１１４から取り出され、これにより、ＬＰシャフト又はスプール３６が回転し、その結果、ＬＰ圧縮機２２の動作及び／又はファンスプールもしくはシャフト３８の回転が支援される。次に、燃焼ガス１１４は、ガスタービンエンジン１４のジェット排気ノズルセクション３２を通して送られる。
ＨＰタービンセクション２８及びＬＰタービンセクション３０（特に、ＨＰタービン２８）を通って流れる燃焼ガス１１４の温度は極端な場合がある。例えば、ＨＰタービン２８によって／内に形作られた高温ガス通路７０の一部を通って流れる燃焼ガス１１４は、華氏２０００度を超える場合がある。結果として、ＨＰタービン２８及び／又はＬＰタービン３０の様々なタービンハードウェア部品（タービンシュラウドシール７４などであるが、これに限定されない）を冷却することが、熱的及び／又は機械的な性能要件を満たすために必要及び／又は有益である。
様々な実施形態では、図３に示すように、１以上のピン１００は、冷却媒体源１２４（ＨＰ圧縮機２４及び／又はＬＰ圧縮機２２などであるが、これらに限定されない）からの冷却媒体の流れ（矢印１２２によって示されているような）をシュラウドシール７４の背面又は冷却面１２６に供給するための流路１２０を含み、及び／又は形作っている。特定の実施形態では、ピン１００の流路１２０は、ピン１００の上流端１３０に形作られ、又は形成されている入口１２８を含む。入口１２８は、冷却媒体源１２４から流路１２０への流体連通を可能にしている。
図４、図５、及び図６は、本発明の様々な実施形態に係る例示的なピン１００の側断面図を提供している。特定の実施形態では、図３、図４、図５、及び図６に示すように、ピン１００は、流路１２０の外への流体連通を可能にするアパーチャ１３２を含み、及び／又は形作る。特定の実施形態では、ピン１００は、流路１２０の外への流体連通を可能にする複数のアパーチャ１３２を含む。様々な実施形態では、アパーチャ１３２の少なくとも１つは、シュラウドシール７４の背面１２６に対して垂直でない角度又は流れ方向で冷却媒体１２２の少なくとも一部を流路１２０から外に向かわせるような方向に配置される。
特定の実施形態では、図４に示すように、複数のアパーチャ１３２の１以上のアパーチャ１３６は、冷却媒体１２２の少なくとも一部をシュラウドシール７４の背面１２６と略平行に向かわせるような方向に配置されており、 これにより、背面１２６に対する衝突冷却又はジェット冷却ではなく、背面１２６に対する対流冷却が行われる。結果として、一般的に厚さ方向の大きな温度勾配によって発生する熱応力が低減され得る。厚さ方向の温度勾配は、一般に、冷却媒体１２２及び／又は背面１２６と、背面から半径方向に離され、かつ燃焼ガス１１４に直接さらされる、シュラウドシール７４の半径方向内面又は高温面１３８との大きな温度差に起因して生じ得る。
一実施形態では、図４に示すように、複数のアパーチャ１３２は、ピン１００の上流端部１３０とピン１００の下流端部１４０との間に配置又は形成され、背面１２６から、様々な半径方向距離ＲDを置いて半径方向に互いにずらされており、これにより、流路１２０からの冷却媒体１２２の流れが半径方向に配分される。このように、冷却媒体１２２の一部は、シュラウドシール７４の他の部分及び／又は他のシュラウド支持アセンブリ７８の部品（内側シュラウド支持リング８０、中央シュラウド支持リング８２、及び外側シュラウド支持リング８４（図３）などであるが、これらに限定されない）を冷却するために使用されてもよい。
様々な実施形態では、図５に示すように、複数のアパーチャ１３２の１以上のアパーチャ１４２は、ピン１００の上流部分１３０と下流部分１４０との間に配置又は形成される。アパーチャ１４２は、冷却媒体１２２の流れの少なくとも一部が、背面１２６に対して非垂直かつ非平行な流れ方向又は流れの向きで背面１２６に向かうようにシュラウドシール７４の背面１２６に向けて配置されている。
一実施形態では、図５に示すように、複数のアパーチャ１３２の１以上のアパーチャ１４４は、ピン１００の上流部分１３０と下流部分１４０との間に配置又は形成され、冷却媒体１２２の流れの少なくとも一部が背面１２６に対して非平行な流れ方向又は流れの向きで背面１２６から離れる方向に向かって半径方向上方に向かうように内側シュラウド支持リング８０の内面１４６に向けて配置される。このように、冷却媒体１２２の少なくとも一部は、内側シュラウド支持リング８０の少なくとも一部を冷却するために使用されてもよい。
特定の実施形態では、図６に示すように、ピン１００は、複数のアパーチャ１３２に加えて又はこれらに代えて複数の流量調節アパーチャ（ｍｅｔｅｒｉｎｇ ａｐｅｒｔｕｒｅ）１４８を含んでもよい。特定の実施形態では、流量調節アパーチャ１４８の少なくとも１つは、ピン１００の下流壁１５０内に形作られるか、又は形成されてもよい。流量調節アパーチャ１４８は、シュラウドシール７４の背面１２６に向けられてもよいが、流量調節アパーチャ１４８は、流路１２０の入口１２８に流入する冷却媒体１２２の流速に比べて流量調節アパーチャ１４８から流れ出る冷却媒体１２２の流速を低下させるか、又は流量調節アパーチャ１４８から流れ出る冷却媒体１２２を拡散させるようなサイズ及び／又は形状に形成され、これにより、冷却媒体１２２による背面１２６のジェット冷却又は衝突冷却を防止しながら、背面１２６に対する冷却が行われる。複数のアパーチャ１３２の任意の又はすべてのアパーチャ１３２が、ピン１００に沿った特定の位置における冷却速度及び／又は冷却効果を制御するために、流路１２０の入口１２８に流入する冷却媒体の流速に比べてそこから流れ出る冷却媒体１２２の流速を低下させるか、又はそこから流れ出る冷却媒体１２２を拡散させるようなサイズ及び／又は形状に形成されてもよいことが理解されるべきである。
特定の実施形態では、図６に示すように、複数のアパーチャ１３２の１以上のアパーチャ１５２は、下流壁１５０によって又は下流壁１５０内に形作られるか、又は形成される。アパーチャ１５２は、冷却媒体１２２の流れの少なくとも一部が、背面１２６に対して非垂直かつ非平行な流れ方向又は流れの向きで背面１２６に向かうようにシュラウドシール７４の背面１２６に向けて配置され、これにより、冷却媒体１２２による背面１２６のジェット冷却又は衝突冷却が防止及び／又は低減される。再び図３を参照すると、一実施形態では、１以上のアパーチャ１５４は、中央シュラウド支持リング８２及び／又はシール１５８の一部の冷却を行うために冷却媒体１２２の少なくとも一部を通路又はプレナム１５６に向かわせる方向に配置される。
この記載された説明では、最良の態様を含めて本発明を開示するために、さらには、任意の当業者が任意の装置又はシステムの作製及び使用並びに任意の組み込み方法の実行を含めて本発明を実施することを可能にするために、例が使用されている。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ており、また、当業者によって想到される他の例を含み得る。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を含む場合又は特許請求の範囲の文言と実質的に異ならない均等な構造的要素を含む場合に、特許請求の範囲内にあることが意図されている。
［実施態様１］
タービンシュラウドを冷却するためのシステムであって、
冷却媒体を供給する冷却媒体源と、
シュラウド支持リングを含むタービンシュラウド支持アセンブリと、
タービンシュラウド支持アセンブリに結合したシュラウドシールであって、内面から半径方向に離隔した背面及び該背面に沿って形作られたノッチを有するシュラウドシールと、
シュラウド支持リングを少なくとも部分的に貫通し、シュラウドシールのノッチ内に延在するピンであって、冷却媒体源と流体連通している入口及び該入口の下流に配置されたアパーチャを含む流路を有するピンと
を備え、
アパーチャが、シュラウドシールの背面に対して垂直でない流れ方向で冷却媒体の流れを流路から外に向かわせる方向に配置されているシステム。
［実施態様２］
冷却媒体源が、低圧圧縮機及び高圧圧縮機の少なくとも１つを含む、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様３］
シュラウドシールの背面が、シュラウド支持リングの内面に向けて配置されている、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様４］
ピンが、下流壁を含む、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様５］
アパーチャが、ピンの上流端部と下流端部との間に形成されている、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様６］
アパーチャが、ピンの下流壁に沿って形成されている、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様７］
アパーチャが、冷却媒体の少なくとも一部を背面と略平行な流れ方向に向かわせる方向に配置されている、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様８］
アパーチャが、冷却媒体の少なくとも一部をシュラウド支持リングの内面に向かわせる方向に配置されている、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様９］
ピンの下流壁部を貫通する流量調節孔をさらに備え、該流量調節孔が、流路と流体連通している、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様１０］
シュラウドシールが、セラミックマトリックス複合材料から形成されている、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様１１］
タービンシュラウドを冷却するためのシステムであって、
冷却媒体を供給する冷却媒体源と、
シュラウド支持リングと、
シュラウド支持リングに結合したシュラウドシールであって、背面及び該背面から半径方向に離隔した内面を有するシュラウドシールと、
背面に向かってシュラウド支持リングを少なくとも部分的に貫通するピンであって、冷却媒体源と流体連通している入口及び該入口の下流に配置された複数のアパーチャを含む流路を有し、複数のアパーチャが、第１のアパーチャを含むピンと
を備え、
第１のアパーチャが、シュラウドシールの背面に対して垂直でない流れ方向で冷却媒体の少なくとも一部を流路から外に向かわせる方向に配置されているシステム。
［実施態様１２］
冷却媒体源が、低圧圧縮機及び高圧圧縮機の少なくとも１つを含む、実施態様１１に記載のシステム。
［実施態様１３］
シュラウドシールの背面が、シュラウド支持リングの内面に向けて配置されている、実施態様１１に記載のシステム。
［実施態様１４］
ピンの下流壁部を貫通する流量調節孔をさらに備え、該流量調節孔が、流路と流体連通している、実施態様１１に記載のシステム。
［実施態様１５］
複数のアパーチャが、第２のアパーチャをさらに備える、実施態様１１に記載のシステム。
［実施態様１６］
第１のアパーチャが、ピンの上流端部と下流端部との間に形成されており、第２のアパーチャが、ピンの下流壁に沿って形成されている、実施態様１５に記載のシステム。
［実施態様１７］
第２のアパーチャが、シュラウドシールの背面に対して垂直でない流れ方向で冷却媒体の少なくとも一部を流路から外に向かわせる方向に配置されている、実施態様１５に記載のシステム。
［実施態様１８］
第１のアパーチャ及び第２のアパーチャの少なくとも１つが、冷却媒体の少なくとも一部を背面と略平行な流れ方向に向かわせる方向に配置されている、実施態様１５に記載のシステム。
［実施態様１９］
第１のアパーチャ及び第２のアパーチャの少なくとも１つが、冷却媒体の少なくとも一部をシュラウド支持リングの内壁に向かわせる方向に配置されている、実施態様１５に記載のシステム。
［実施態様２０］
第２のアパーチャが、冷却媒体の少なくとも一部をタービンシュラウドのシールに向かわせる方向に配置されている、実施態様１９に記載のシステム。
１０ ターボファンジェットエンジン
１２ 長手方向又は軸方向の中心線／中心軸線
１４ ファンセクション
１６ コア／ガスタービンエンジン
１８ 外側ケーシング
２０ 入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧タービン
３０ 低圧タービン
３２ ジェット排気セクション
３４ 高圧シャフト／スプール
３６ 低圧シャフト／スプール
３８ ファンスプール／シャフト
４０ ファンブレード
４２ ファンケーシング又はナセル
４４ 出口ガイドベーン
４６ 下流セクション
４８ バイパス空気流路／バイパス流路
５０ 第１の段
５２ 列
５４ ステータベーン
５６ 列
５８ タービンロータブレード
６０ 第２の段
６２ 列
６４ ステータベーン
６６ 列
６８ タービンロータブレード
７０ 高温ガス通路
７２ 複数リングのタービンシュラウドアセンブリ
７４ シュラウドシール
７６ ブレード先端
７８ タービンシュラウド支持アセンブリ
８０ 内側シュラウド支持リング／内側リング
８２ 中央シュラウド支持リング／中央リング
８４ 外側シュラウド支持リング
８６ 静止構造／バックボーン
８８ ＨＰタービンケーシング
９０ 上流フランジ
９２ 下流フランジ
９４ タービンシュラウド支持リング
９６ タービンシュラウド支持リングフランジ
９８ 前端
１００ クロッキング／位置合わせピン
１０２ スロット
１０４ ノッチ
１０６ 空気
１０８ 空気の第１の部分
１１０ 空気の第２の部分
１１２ 圧縮空気
１１４ 燃焼ガス
１１６ ステータベーン
１１８ タービンロータブレード
１２０ 流路
１２２ 冷却媒体／矢印
１２４ 冷却媒体源
１２６ 背面
１２８ 入口
１３０ 上流端部／上流端／上流部分
１３２ アパーチャ
１３６ 高温面／内面
１３８ アパーチャ
１４０ 下流部分
１４２ アパーチャ
１４４ アパーチャ
１４６ 内面
１４８ 流量調節アパーチャ
１５０ 下流壁
１５２ アパーチャ
１５４ アパーチャ
１５６ プレナム
１５８ シール
ＣＬ クリアランス間隔
ＲD 半径方向距離

Claims (10)

  1. タービンシュラウドを冷却するためのシステムであって、
    冷却媒体を供給する冷却媒体源と、
    シュラウド支持リングを含むタービンシュラウド支持アセンブリと、
    タービンシュラウド支持アセンブリに結合したシュラウドシールであって、内面から半径方向に離隔した背面及び該背面に沿って形作られたノッチを有するシュラウドシールと、
    シュラウド支持リングを少なくとも部分的に貫通し、シュラウドシールのノッチ内に延在するピンであって、冷却媒体源と流体連通している入口及び該入口の下流に配置されたアパーチャを含む流路を有するピンと
    を備え、
    アパーチャが、シュラウドシールの背面に対して垂直でない流れ方向で冷却媒体の流れを流路から外に向かわせる方向に配置されているシステム。
  2. 冷却媒体源が、低圧圧縮機及び高圧圧縮機の少なくとも１つを含む、請求項１に記載のシステム。
  3. シュラウドシールの背面が、シュラウド支持リングの内面に向けて配置されている、請求項１又は請求項２に記載のシステム。
  4. ピンが、下流壁を含む、請求項１乃至請求項３のいずれか１項に記載のシステム。
  5. アパーチャが、ピンの上流端部と下流端部との間に形成されている、請求項１乃至請求項４のいずれか１項に記載のシステム。
  6. アパーチャが、ピンの下流壁に沿って形成されている、請求項１乃至請求項５のいずれか１項に記載のシステム。
  7. アパーチャが、冷却媒体の少なくとも一部を背面と略平行な流れ方向に向かわせる方向に配置されている、請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載のシステム。
  8. アパーチャが、冷却媒体の少なくとも一部をシュラウド支持リングの内面に向かわせる方向に配置されている、請求項１乃至請求項７のいずれか１項に記載のシステム。
  9. ピンの下流壁部を貫通する流量調節孔をさらに備え、該流量調節孔が、流路と流体連通している、請求項１乃至請求項８のいずれか１項に記載のシステム。
  10. シュラウドシールが、セラミックマトリックス複合材料から形成されている、請求項１乃至請求項９のいずれか１項に記載のシステム。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5886465B1 (ja) * 2015-09-08 2016-03-16 三菱日立パワーシステムズ株式会社 シール部材の組付構造及び組付方法、シール部材、ガスタービン
US20180223681A1 (en) * 2017-02-09 2018-08-09 General Electric Company Turbine engine shroud with near wall cooling
US10262605B2 (en) 2017-09-08 2019-04-16 Apple Inc. Electronic display color accuracy compensation
CN107882599B (zh) * 2017-11-01 2021-02-09 中国航发湖南动力机械研究所 整体式涡轮外环连接结构及涡轮发动机
US11208912B2 (en) * 2018-12-13 2021-12-28 General Electric Company Turbine engine with floating shrouds
FR3098238B1 (fr) * 2019-07-04 2021-06-18 Safran Aircraft Engines dispositif de refroidissement amélioré d’anneau de turbine d’aéronef
US20220152753A1 (en) * 2020-11-16 2022-05-19 General Electric Company System and method for forming features within composite components using a tubular electrode

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5043308A (ja) * 1973-07-27 1975-04-19
JPS5134925B1 (ja) * 1971-07-30 1976-09-29
JP2004270694A (ja) * 2003-03-06 2004-09-30 Snecma Moteurs 冷却リングセグメントを備えたターボマシン
JP2009501862A (ja) * 2005-07-19 2009-01-22 プラット アンド ホイットニー カナダ コーポレイション 鋳造による個別の入口キャビティおよび出口キャビティを用いたタービンシュラウドセグメントのトランスピレーション冷却
JP2012211582A (ja) * 2011-03-30 2012-11-01 General Electric Co <Ge> 連続リング複合タービンシュラウド
JP2013170578A (ja) * 2012-02-22 2013-09-02 General Electric Co <Ge> 低延性タービンシュラウド
JP2013227974A (ja) * 2012-04-25 2013-11-07 General Electric Co <Ge> タービン冷却システム
WO2015023321A2 (en) * 2013-04-18 2015-02-19 United Technologies Corporation Radial position control of case supported structure with axial reaction member

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3362681A (en) 1966-08-24 1968-01-09 Gen Electric Turbine cooling
FR2438165A1 (fr) 1978-10-06 1980-04-30 Snecma Dispositif de regulation de temperature pour turbines a gaz
US4756053A (en) 1987-02-24 1988-07-12 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Nozzle flap hinge joint
US6769865B2 (en) 2002-03-22 2004-08-03 General Electric Company Band cooled turbine nozzle
US6726448B2 (en) 2002-05-15 2004-04-27 General Electric Company Ceramic turbine shroud
ITTO20020607A1 (it) 2002-07-12 2004-01-12 Fiatavio Spa Metodo per la realizzazione ed il montaggio di un dispositivo di raffreddamento in una paletta di una turbina assiale a gas e paletta per un
US7044709B2 (en) * 2004-01-15 2006-05-16 General Electric Company Methods and apparatus for coupling ceramic matrix composite turbine components
US7811054B2 (en) 2007-05-30 2010-10-12 General Electric Company Shroud configuration having sloped seal
US8128344B2 (en) 2008-11-05 2012-03-06 General Electric Company Methods and apparatus involving shroud cooling
US8079807B2 (en) 2010-01-29 2011-12-20 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
US20140182264A1 (en) 2010-09-30 2014-07-03 General Electric Company Aircraft engine systems and methods for operating same
US20130078418A1 (en) 2011-09-23 2013-03-28 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US9175579B2 (en) 2011-12-15 2015-11-03 General Electric Company Low-ductility turbine shroud
US9726043B2 (en) 2011-12-15 2017-08-08 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
US9085989B2 (en) 2011-12-23 2015-07-21 General Electric Company Airfoils including compliant tip

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5134925B1 (ja) * 1971-07-30 1976-09-29
JPS5043308A (ja) * 1973-07-27 1975-04-19
JP2004270694A (ja) * 2003-03-06 2004-09-30 Snecma Moteurs 冷却リングセグメントを備えたターボマシン
JP2009501862A (ja) * 2005-07-19 2009-01-22 プラット アンド ホイットニー カナダ コーポレイション 鋳造による個別の入口キャビティおよび出口キャビティを用いたタービンシュラウドセグメントのトランスピレーション冷却
JP2012211582A (ja) * 2011-03-30 2012-11-01 General Electric Co <Ge> 連続リング複合タービンシュラウド
JP2013170578A (ja) * 2012-02-22 2013-09-02 General Electric Co <Ge> 低延性タービンシュラウド
JP2013227974A (ja) * 2012-04-25 2013-11-07 General Electric Co <Ge> タービン冷却システム
WO2015023321A2 (en) * 2013-04-18 2015-02-19 United Technologies Corporation Radial position control of case supported structure with axial reaction member

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