JP2016514232A - 翼キャリアの熱管理装置およびクリアランス制御の方法 - Google Patents

Abstract

ガスタービンエンジンにおける熱管理装置であって、コンプレッサセクションと、タービン翼キャリアの相対的に熱応答性の高い部分および前記タービン翼キャリアの相対的に熱応答性の低い部分との間の流体連通を提供する導管装置を備えており、を備えており、導管装置は、タービン翼の相対的に熱応答性の高い部分の付近に配置され、全体冷却流を放出するよう構成された全体冷却流出口と、相対的に熱応答性の低い部分の付近に配置され、衝突流を放出するよう構成された衝突流出口と、を備えており、熱管理装置は、衝突流の流速によって、相対的に熱応答性の低い部分の熱応答が、相対的に熱応答性の高い部分の熱応答に対して加速されるよう影響するように構成されている。

Description

本発明は、タービン翼キャリアの熱制御のための装置および方法に関する。特に、本発明は、コンプレッサからの圧縮空気の選択的な適用によるタービン翼キャリアの楕円化の制御に関する。

ガスタービンエンジン内での燃焼によって生成される高温ガスは、タービン内に向けられる。高温ガス中に存在するエネルギーは、タービンブレードの列を回すために用いられ、これが電気エネルギーを生じ、上流のコンプレッサモータを回す。このエネルギー抽出の効率向上のため、タービン翼の列はタービンブレードの各列の間に配置される。これらの各列内のタービン翼は、高温ガスを適切に生じ、この高温ガスはこれを通してタービンブレードの次の列と最適に相互作用する。

タービンブレードは、ロータシャフトと共に回転するため、中心のロータシャフトに配置される。対して、タービン翼は、静止を続けなければならず、別のように取り付けなければならない。ある構成では、タービン翼は、タービン翼キャリアリングの内縁上に取り付けられる。タービン翼キャリアリングは、エンジンケーシングに取り付けられる。ガスタービンの組立および分解のロジスティクスによって一体形タービン翼キャリアが可能である。しかし、維持の簡単さなどのため、最近では実際には、ツーピース形タービン翼キャリアが多く用いられている。ツーピース形翼キャリアリングを用いる場合、多くの場合、上部および下部は、各部のフランジ端が一体にボルト締めされて一体に結合される。

始動過程、通常動作および停止過程の間、ガスタービンエンジン内の温度は定常状態の動作環境とは異なっている。これらの時点は過渡状態として知られている。温度の変化と関連して、構成部分の寸法の変化が生じうる。しかし、寸法変化は構成部品の体積全体において均一でない場合があり、過渡状態の間の構成部品の形状の歪みを生じる。この現象によって、相対的に異なる熱応答を有する部品間の許容公差が制御される。１つの答えは、過渡的な温度条件において、任意の熱成長の不一致によって、構成部品の相互の阻害（成長）に至らないように、公差を定常状態動作の間に最適であるよりも大きくすることである。たとえば、回転するタービンブレードの先端と各シーリング面（タービンブレードを囲むリングセグメントの内縁上に配置される）との間のギャップを、先端とシーリング面との間の接触（擦れ）、および、熱成長の不一致に関連した、付随するブレード先端材料の損失を最小にするように寸法決定しなければならない。しかし、これは、エンジンの性能を低下させる。

特定の構成では、タービン翼キャリアはリングセグメントも保持している。しかし、タービン翼キャリアおよび付随する構造はタービンブレードおよび付随する構造とは異なる熱応答を有しうる。結果として、タービン翼キャリアは、回転するブレードとブレードシーリング面との間のギャップを制御するため、熱制御されなければならない。従来の熱制御は、コンプレッサから圧縮空気を引き込み、圧縮空気をタービン翼キャリアを包囲するプレナムに向けるものが知られている。ベースロード動作の間、この圧縮空気は、タービン翼キャリアを全体的に冷却し、タービン翼キャリアを通過して、タービン翼のベースに流れ、この際、圧縮空気はタービン内の高温ガス経路に出る前にタービン翼を冷却する。

本発明について、図面を参照して以下の詳細な説明において説明する。

タービン翼キャリアを示す。 図１のタービン翼キャリアのための、ガスタービンエンジンの従来技術の全体的な冷却の装置を示す。 図２の従来技術の全体的冷却装置から得られる図１のタービン翼キャリアの楕円化を表すグラフを示す。 本明細書中に記載される熱管理装置の例示的実施形態の一部を示す。 本明細書中に記載される熱装置の例示的実施形態の流装置を概略的に示す。 識別された特定の位置を含む図１のタービン翼キャリアを表す。 ガスタービンエンジンの始動過程の間の図６に示される位置の温度および衝突空気の温度を示すグラフである。 ガスタービンエンジンの停止過程の間の図６に示される位置の温度および衝突空気の温度を示すグラフである。

本発明者らは、タービン翼キャリアが、分割リング構成であり、これが各フランジにおいてボルト締めされた２つの半分からなる場合に、フランジおよびボルトの質量が、相対的に小さい質量の翼キャリアリングの他の局所領域と比べて、フランジ及びボルトを含む翼キャリアリングの局所領域の熱応答を遅らせていることに気づいた。本発明者らは、これらの相対的に大きい質量領域の相対的に遅い熱応答が、過渡状態の間のタービン翼キャリアの楕円化に影響することにさらに気づいた。翼キャリアはブレード先端とのシールを形成するリングセグメントを支持するため、この楕円化によって、ブレード先端のクリアランスの低下、または、ブレード先端のクリアランスを周方向の変化が生じうる。結果的に、本発明者らは、従来技術の全体的冷却が改善可能であることに気づいた。

本発明者らは、タービン翼リングの楕円化をよりよく制御するために効果のある、賢く簡単な熱管理構成を考案した。本発明の装置及び方法は、タービン翼キャリアの局所領域にコンプレッサからの圧縮空気流を適用することにより、タービン翼キャリアの質量の変化の補償に効果があり、この際、各局所領域に供給される冷却の種類（対流または衝突）および圧縮空気の量は、局所領域の各質量および付随する熱応答に関連している。衝突流は、全体冷却流とより密に関連する対流冷却よりも、熱交換においてより効果的である。結果的に、当該領域への流速を増加させることにより、および／または、当該領域へのより効果的な衝突冷却を用いることにより、相対的に質量の大きいフランジ領域は、相対的に質量の小さい他の領域よりも、より大きい程度で選択的に制御できる。局所質量に基づいた局所制御のこのスキームによって、質量の異なる局所領域の熱成長をより密に一致させることができる。局所領域の熱成長をより密に一致させるとき、すなわち、相対的に質量の大きい領域（より応答の遅い部分）の応答を相対的により質量の小さい領域（より応答の早い部分）の熱応答に対して加速するとき、全体のタービン翼キャリアの熱成長は均一となる。タービン翼キャリアリングの均一な熱成長によって、タービン翼リングの楕円化は低減されまたはなくなる。結果として、ブレード先端のクリアランス（タービン翼キャリアの熱成長に関連する）は、より均一に維持される。これは、よりよいクリアランス制御、場合により、より狭いギャップ、および、改善されたエンジン効率につながる。

図１は、左側水平継手１６および右側水平継手１８において結合された上部１２および下部１４を有する従来のタービン翼キャリア１０を示す。左側水平継手１６は左側継手上側フランジ２０（図中見えず）、左側継手下側フランジ２２（図中見えず）、左側のフランジ２０、２２を結合する右側継手ボルト（図示せず）を有している。同様に、右側水平継手１８は右側継手上側フランジ２４、右側下側フランジ２６、右側のフランジ２４、２６を結合する右側継手ボルト（図示せず）を有している。上部１２は、上側のフランジ２０、２４の間の上側弧状部分３０（上側のフランジ２０、２４を除く）を有している。下部１４は、下側のフランジ２２、２６の間の下側弧状部分３２（下側のフランジ２２、２６を除く）を有している。タービン翼（図示せず）は、第１の軸方向位置３６においてタービン翼キャリア１０の内縁３４に固定されている。貫通孔３８によって、冷却空気はタービン翼キャリア１０の外縁４２を囲むプレナムから、タービン翼キャリア１０を通過して、タービン翼キャリア１０の内縁３４に固定されたタービン翼のベース（図示せず）内に進むことができる。タービンリングセグメント（図示せず）もまた内縁３４に固定されているが、第２の軸方向位置４４においてである。これより、タービン翼キャリア１０の任意の楕円化がタービン翼キャリア１０に取り付けられたリングセグメント（図示せず）の楕円化に至ることがわかる。すなわち、任意の楕円化によって任意のブレード先端（図示せず）とリングセグメント（図示せず）との間のギャップ（図示せず）を変わることがわかる。

図１は、タービン翼キャリア１０の中心軸４６も示す。右側水平継手１８は、タービン翼キャリア１０の全周の第１の周部分４８を占めている。すなわち、水平継手はフランジ弧長５０を有している。第１の周部分４８は、フランジ２４、２６および付随するボルト（図示せず）の余分な質量を含み、相対的に応答性が低い。上側弧状部３０（上側のフランジ２０、２４を除く）は、タービン翼キャリア１０の全周の第２の周部分５２を定めている。すなわち、第２の周部分５２は、第２の周部分弧長５４を有している。第２の周部分５２は、フランジおよびボルトの質量を含まず、第１の周部分４８と比べたとき、相対的に熱応答性が高い。この例示的実施形態では、第１の周部分４８および第２の周部分５２は、一体とされたとき、タービン翼キャリア１０の半分を形成する。換言すれば、フランジ２４、２６および付随するボルト（図示せず）の存在のため、第１の周部分４８の単位弧長当たり平均質量（average mass per unit of arc length）は第２の周部分５２の単位弧長当たり平均質量よりもはるかに大きい。タービン翼キャリア１０の熱成長の不一致および付随する楕円化をもたらすのはこの単位弧長当たり平均質量の差であり、本明細書中に記載の方法および構造が制御するのはこの楕円化である。

本明細書中に記載されるこの現象に対する本発明の補償は、第１の周部分４８および第２の周部分５２の熱応答を選択的に制御することにより実現可能であり、これは、各周部分に対する圧縮空気の選択的な適用によって行われる。圧縮空気の選択的な適用によって、第１の周部分４８および第２の周部分５２における各熱応答および付随する寸法変化を、局所的に、場合により能動的に制御できる。寸法変化のこの制御によって、タービン翼キャリア１０の楕円化を制御できる。

図２は、従来技術の全体的冷却装置６２を用いるガスタービンエンジン６０を示し、図中、第１の導管装置の圧縮空気は、少なくとも１つの第１の供給口６４から引き込まれ、第１の導管装置６６およびタービンケーシング６８を通してガイドされ、プレナム４０に放出され、上述のように全体的に冷却する。また、第２の供給口７０および第３の供給口７２が示されており、これらは、第２の導管装置の圧縮空気を第２の導管装置（図示せず）を通して、第３の導管装置の圧縮空気を第３の導管装置（図示せず）を通してそれぞれ動かすために用いられ、第２の導管装置の圧縮空気および第３の導管装置の圧縮空気は、第２のタービン翼キャリア（図示せず）および第３のタービン翼キャリア（図示せず）をそれぞれ全体的に冷却する。第１のタービン翼キャリアは、「タービン翼キャリア２」（タービンブレードの第１の列の上流のタービン翼の列はこの例示的実施形態では扱わない）であり、第２のタービン翼キャリアは「タービン翼キャリア３」であり、第３のタービン翼キャリアは「タービン翼キャリア４」であり、これらは、当業者にはタービン翼の第２の列、タービン翼の第３の列およびタービン翼の第４の列を保持するものとして既知である。

第１の供給口６４から流れ出た圧縮空気の圧力は、タービン内の第１のタービン翼キャリア付近を流れる高温ガスの圧力よりも大きい。結果的に、圧縮空気は、コンプレッサから第１のタービン翼キャリアへと自然に流れる。第２の供給口７０から流れ出た圧縮空気の圧力は、タービン内のタービン翼キャリア２付近を流れる高温ガスの圧力よりも大きい。タービン内での膨張のため、タービン内のタービン翼キャリア２付近を流れる高温ガスの圧力は、タービン内の第１のタービン翼キャリア付近を流れる高温ガスの圧力よりも低い。結果として、第２の供給口７０における圧力は、第１の供給口６４における圧力よりも低くてよい。このため、第２の供給口７０は、第１の供給口６４で必要な圧力よりも圧力が低い位置に配置できる。同様に、第３の供給口７２から流れ出た圧縮空気は、タービン内のタービン翼キャリア３付近を流れる高温ガスの圧力よりも大きく、第３の供給口７２における圧力は第２の供給口７０における圧力よりも低くてよい。

図からわかるように、第１の導管装置は、タービンケーシング６８を典型的には１２時の位置および６時の位置において貫いている。典型的には、タービン翼キャリア１０は、上流から下流を見たときに、左側水平継手１６が９時の位置にあり、右側水平継手１８が３時の位置にあるように配置されている。これによって、全体冷却流が上側弧状部分３０の上方でプレナム４０に入り（図中では見えない）、全体冷却空気が同様に下側弧状部分３２の下方、６時の位置で入る。

このような構成において、全体冷却空気は、タービン翼キャリアの最も小さい質量を有する部分付近でプレナム４０に入り、一方、タービン翼キャリアの最も大きい質量を有する部分は最も少ない全体冷却空気を受ける。図３は、このような構成において生じる結果としての楕円化の例を示す。実線１００は、タービン翼リングの平均（好ましいともいう）半径方向変位を示し、点線１０２は、実際の変位を示す。これより、ブレード先端と周囲のリングセグメントとの間のクリアランスが均一でなく、少なくとも１２時の位置１０４および／または６時の位置１０６において狭窄点を生じうることがわかる。

図４は、本明細書中に記載される熱管理装置１１０の例示的実施形態の一部を示す。タービン翼キャリア１０は、貫通するペネトレーション１１４を有するタービンケーシング６８内に配置される。ペネトレーション１１４は第１の衝突流をタービンケーシング６８を通過させる専用のものであってよい。第１の導管装置１１６は、コンプレッサの供給口の１つと流体連通している。第１の導管装置１１６は、直接配管されてよく、第１の導管装置１１６内の移送時に自然に生じうるささいな熱変化を除いて、能動的な補足的冷却および／または加熱が行われなくともよい。第１の導管装置１１６は、複数の衝突流出口１１８を有してよく、各出口は、圧縮空気の衝突流１２０を、左側水平継手１６および右側水平継手１８の１つに直接に向ける。第１の導管装置１１６は、また、複数の全体冷却出口１２２を有してよく、各出口は、上側弧状部分３０および下側弧状部分３２の１つに圧縮空気の全体冷却流を向けるよう構成されている。貫通孔３８によって、プレナム４０内に存在する全ての圧縮空気は、タービン翼キャリア１０を通って、タービン翼キャリア１０の内縁３４上に配置されたタービン翼（図示せず）へと通過できる。翼キャリア流制御装置１３０は、制御装置１３２、センサ（図示せず）、各衝突流１２０の流速を個別に制御可能な複数のバルブ１３４、および、各全体冷却流１２４の流速を個別に制御可能な複数のバルブ１３６を有してよい。流速のこの個別の制御は、楕円化の制御を補助するために用いられうる。

図５は、熱管理装置１１０の例示的実施形態を示し、これは、３つの異なるタービン翼キャリア１０、すなわち、タービン翼キャリア２ １５０、タービン翼キャリア３ １５２およびタービン翼キャリア４ １５４を備えている。１つのタービン翼キャリア１０用の熱管理装置１１０の例示的実施形態を可能とする、図４に示す構成要素は、タービン翼キャリア２ １５０、タービン翼キャリア３ １５２およびタービン翼キャリア４ １５４のそれぞれに適用できる。すなわち、タービン翼キャリア２ １５０は第１の導管装置１１６および第１の供給口６４を介して第１のコンプレッサセクション１５６と流体連通しうる。タービン翼キャリア３ １５２は、第２の導管装置１６０および第２の供給口７０を介して第２のコンプレッサセクション１５８と流体連通しうる。タービン翼キャリア４ １５４は、第３の導管装置１６４および第３の供給口７２を介して第３のコンプレッサセクション１６２と流体連通しうる。

第１のコンプレッサセクション１５６の内の第１の圧力Ｐｃ１は、タービン内のタービン翼キャリア２ １５０の内縁３４に固定された第１のタービンセクション翼１７０付近の第１の圧力Ｐｔ１よりも大きい。結果として、第１の圧力Ｐｃ１は、第１のコンプレッサセクション１５６からの圧縮空気を、第１の導管装置１１６を通して、衝突流出口１１８（すなわち、翼キャリア２ １５０の場合には第１の衝突流出口）から、タービン翼キャリア２ １５０の左側水平継手１６のフランジ２０、２２および右側水平継手１８のフランジ２４、２６（すなわち、第１のフランジおよび第１の水平継手）に衝突するよう動かす。第１の圧力Ｐｃ１と第１の圧力Ｐｔ１との間の第１の圧力差Ｐ１は、各衝突流出口１１８が適切に構成されている場合、付加的な衝突オリフィス無しで衝突冷却を提供するためにそれ自体十分に大きい。結果的に、タービン翼キャリア２ １５０を熱制御するのに必要とされる全ての圧縮空気はコンプレッサ１６８によって提供できる。

上述のように、第２のコンプレッサセクション１５８の内の第２の圧力Ｐｃ２はタービン内の第２のタービンセクション翼１７２付近の第２の圧力Ｐｔ２よりも大きい。結果的に、第２の圧力Ｐｃ２は、第２のコンプレッサセクション１５８からの圧縮空気を、第２の導管装置１６０を通して、各衝突流出口１１８（すなわち、翼キャリア３ １５２の場合には「第２の衝突流出口」）から、タービン翼キャリア３ １５２の各右側水平継手１８の各フランジ２４、２６および各左側水平継手１６の各フランジ２４、２６に衝突するように動かす。第２の圧力Ｐｃ２と第２の圧力Ｐｔ２との間の第２の圧力差Ｐ２は、各衝突流出口１１８が適切に構成されている場合、衝突冷却をもたらすのにそれ自体で十分に大きい。結果として、タービン翼キャリア３ １５２を熱制御するために必要とされる全ての圧縮空気は、コンプレッサ１６８によっても提供されうる。さらに、第２のコンプレッサセクション１５８内の第２の圧力Ｐｃ２は、第１のコンプレッサセクション１５６内の第１の圧力Ｐｃ１よりも小さくともよい。タービン内の第２のタービンセクション翼１７２付近の第２の圧力Ｐｔ２は、第１のタービンセクション翼１７０付近の第１の圧力Ｐｔ１よりも小さくともよい。

同様に、第３のコンプレッサセクション１６２内の第３の圧力Ｐｃ３は、タービン内の第３のタービンセクションタービン翼１７４付近の第３の圧力Ｐｔ３よりも大きい。結果的に、第３の圧力Ｐｃ３は、第３のコンプレッサセクション１６２からの圧縮空気を、第３の導管装置１６４を通して、各衝突流出口１１８（すなわち、翼キャリア４ １５４の場合、「第３の衝突流出口」）から、タービン翼キャリア４ １５４の各左側水平継手１６の各フランジ２０、２２および各右側水平継手１８の各フランジ２４、２６（すなわち、「第３のフランジ」および「第３の水平継手」）に衝突するよう動かす。第３の圧力Ｐｃ３と第３の圧力Ｐｔ３との間の第３の圧力差Ｐ３は、各衝突流出口１１８が適切に構成されている場合に、衝突冷却をもたらすのに、それ自体で十分に大きい。結果として、タービン翼キャリア４ １５４を熱制御するために必要な全ての圧縮空気は、コンプレッサ１６８によって提供されうる。さらに、第３のコンプレッサセクション１６２内の第３の圧力Ｐｃ３は、第２のコンプレッサセクション１５８内の第２の圧力Ｐｃ２よりも小さくともよい。タービン内の第３のセクションタービン翼１７４付近の第３の圧力Ｐｔ３は、タービン内の第２のタービンセクション翼１７２付近の第２の圧力Ｐｔ２よりも小さくともよい。

代替的実施形態では、全てのコンプレッサセクションは、コンプレッサセクション内の圧力と、タービン内の１つ以上のタービン翼キャリアによって保持されるタービン翼付近の圧力との間の圧力差が、導管装置を通して、コンプレッサからタービンへ圧縮空気を動かすために十分である限り、異なるタービン翼キャリア１５０、１５２、１５４のいずれかに供給するために用いられうる。たとえば、第１のコンプレッサセクション１５６は、異なるタービン翼キャリア１５０、１５２、１５４のいずれかに圧縮空気を供給するために用いられうる。代替的に、第１のコンプレッサセクション１５６は、圧縮空気をタービン翼キャリア２ １５０に供給するために用いることができ、第２のコンプレッサセクション１５８は、圧縮空気をタービン翼キャリア３ １５２に供給するために用いることができる。しかし、図５に示される構成は、圧力差、特に、Ｐ２およびＰ３が、十分な衝突冷却を提供するために必要な閾値圧力点により近い点で有利である。たとえば、第１のコンプレッサセクション１５６からの圧縮空気をタービン翼キャリア４ １５４に供給するために用いることによって、はるかに大きな圧力差Ｐ３がもたらされる。はるかに大きな圧力差Ｐ３は、エンジン動作のためには非効率的であり、この場合、より大きなコンプレッサの仕事がその圧力差を実現するために行われ、および／または、より多くの衝突空気がタービン翼キャリア４ １５４を十分に熱管理するために必要なよりも流れる。衝突空気は、燃焼に用いられないため、過剰な衝突空気を用いることによって燃焼のために使用可能な空気が減少し、これにより、エンジンの動作効率が低下する。

図６は、図７および８のグラフのための識別された特定の位置を含む、タービン翼キャリア１０を示す。図６のタービン翼キャリア１０は、図３に示される楕円化に対応するように配置されている。位置２００は、１２時の位置（０度）付近の内縁３４上にある。位置２０２は、１２時の位置付近の外縁４２上にある。位置２０４は、３１５度（１０時３０分）の位置付近の内縁３４上にある。位置２０６は、３１５度（１０時３０分）の位置付近の外縁４２上にある。位置２０８は、９時の位置（２７０度）付近の内縁３４上にある。位置２１０は、９時の位置（２７０度）付近の外縁４２上にある。これらの位置を図３の楕円化と比較すると、左側水平継手１６のフランジ２０、２２および右側水平継手１８のフランジ２４、２６、ならびに、左側ボルト２２０および右側ボルト２２２の質量が、本明細書中に記載されるように衝突冷却されない場合に、楕円化を生じることが明らかとなる。同様に、熱管理装置１１０は、タービン翼キャリア１０の比較的質量の大きい領域の熱応答／熱成長を、タービン翼キャリア１０の相対的に質量の小さい領域の熱応答／熱成長と調和するよう動作させることにより、この楕円化を低減できることが明らかである。

図７は、翼キャリア２ １５０に関する図６の各位置２００〜２１０と関連づけられた温度曲線２００Ｔ、２０２Ｔ、２０４Ｔ、２０６Ｔ、２０８Ｔおよび２１０Ｔのグラフを示す。始動過程時のタービン翼キャリア１０の外縁４２を包囲するプレナム４０の上部（１２時の位置）に入る圧縮空気の温度曲線２３０Ｔ、および、始動過程時のタービン翼キャリア１０の外縁４２を包囲するプレナム４０の底部（６時の位置）に入る圧縮空気の温度曲線２３２Ｔも示されている。グラフから、プレナム４０に入る圧縮空気が位置２００〜２１０によりも相対的に温かいことがわかる。したがって、始動過程時には、圧縮空気は冷却空気として作用しないが、代わりに加温空気として作用する。圧縮空気の衝突流１２０を加えることにより、相対的に温かい圧縮空気は、左側水平継手１６のフランジ２０、２２および右側水平継手１８のフランジ２４、２６ならびに左側ボルト２２０および右側ボルト２２２（位置２０８および２１０で表される）の相対的にゆっくり暖められている質量をさらに加熱し、より質量の小さいセクション（位置２００および２０２で表される）のより高い温度および付随するより大きい熱成長と一致させるように制御可能である。

エンジンが定常状態の動作状態に近付くと（グラフの右端に向かって示される）、位置２００〜２１０の温度曲線２００Ｔ〜２１０Ｔは一定に近づき、プレナム４０の上部および底部に入る圧縮空気の温度を超える。これは、タービン内を流れる燃焼ガスがプレナム４０の上部および底部に入る圧縮空気の温度よりもはるかに高温であり、燃焼ガスが位置２００〜２１０を加熱するために起こる。結果的に、定常状態動作の間、圧縮空気は、冷却媒体としての作用に、自然に移行する。

図８は、図７に示される温度曲線２００Ｔ〜２１０Ｔの停止過程時のグラフを示す。停止過程時において、始動過程時に生じる現象が逆に生じる。プレナム４０に入る圧縮空気の温度は、位置２００〜２１０と関連づけられた温度よりも冷やされたままである。圧縮空気の衝突流１２０を加えることにより、相対的に低温の圧縮空気が、左側水平継手１６のフランジ２０、２２および右側水平継手１８のフランジ２４、２６、ならびに、左側ボルト２２０および右側ボルト２２２（位置２０８および２１０で表される）の相対的にゆっくり冷えている質量をさらに冷却し、より質量の小さいセクションのより低い温度および付随するより大きい熱収縮に一致するよう、制御できる。

図７および８からわかるように、圧縮空気は始動過程時に自然に加熱され、定常状態動作時ならびに停止過程時には自然に冷却されるため、および、これらが衝突流１２０の望まれる正確な特性であるため、圧縮空気は補足的な冷却または加熱無しで用いることができる。

タービン翼キャリア１０に適用可能な原理および構造は、同様のフランジアセンブリ構成を有しうる、そうでなければ、異なる熱応答／単位弧長当たり平均質量を有する部分を備えるコンプレッサ翼キャリアにも同様に適用できる。衝突流の速度は熱管理の仕様に一致するよう簡単に制御できる。

本発明の熱管理装置および方法は、限られた付加的なハードウェアを用いて、すなわち、限られた付加的な資本的および人的投資を用いて、既存の作用流体の性質を用いて楕円化の制御に影響を与える。楕円化の低減によって、より大きい公差の制御が可能となり、これによって干渉（先端の擦れ）の低減およびエンジン性能の改善がもたらされる。上述について、熱管理装置および方法は従来技術における改善を示す。

本発明の種々の実施形態を本明細書中に示し、記載したが、このような実施形態は単に例として挙げたものである。多くの変形例、変更および置換が、本明細書中の発明から離れることなく行われてうる。したがって、本発明は、添付の特許請求の範囲の内容および範囲によってのみ限定される。

Claims (20)

1. ガスタービンエンジンにおける熱管理装置であって、
   コンプレッサセクションと、タービン翼キャリアの相対的に熱応答性の高い部分および前記タービン翼キャリアの相対的に熱応答性の低い部分との間の流体連通を提供する導管装置を備えており、
   前記導管装置は、
   前記タービン翼の前記相対的に熱応答性の高い部分の付近に配置され、全体冷却流を放出するよう構成された全体冷却流出口と、
   前記相対的に熱応答性の低い部分の付近に配置され、衝突流を放出するよう構成された衝突流出口と、
   を備えており、
   前記熱管理装置は、前記衝突流の流速によって、前記相対的に熱応答性の低い部分の熱応答が、前記相対的に熱応答性の高い部分の熱応答に対して加速されるよう影響するように構成されている、
   ことを特徴とする熱管理装置。
2. 前記衝突流には、能動的な補足的加熱および冷却が行われない、請求項１記載の熱管理装置。
3. 衝突流速および全体冷却流速を能動的に制御するよう構成されたタービン翼キャリア流制御装置をさらに備えている、請求項１記載の熱管理装置。
4. ガスタービンエンジンにおける熱管理装置であって、
   第１のコンプレッサセクションと第１のタービン翼キャリアフランジとの間の流体連通を提供する第１の導管装置を備えており、前記第１の導管装置は、前記第１のタービン翼キャリアフランジの付近に配置された第１の衝突流出口を備えており、
   前記第１のコンプレッサセクション内の第１の圧力が、前記第１の導管装置を通る圧縮空気の第１の衝突流を動かし、
   前記第１の衝突流は、当該第１の衝突流が前記第１の衝突流出口を出た直後に、前記第１のタービン翼キャリアフランジに衝突する、
   ことを特徴とする熱管理装置。
5. 前記第１のタービン翼キャリアフランジに衝突後、前記第１の衝突流は、前記第１のタービン翼キャリアフランジを有するタービンを通って流れる高温ガスの流れへと流れ込む、請求項４記載の熱管理装置。
6. 前記第１の衝突流の流速を制御するよう構成された第１のタービン翼キャリア流制御装置をさらに備えている、請求項４記載の熱管理装置。
7. 前記第１の導管装置は、圧縮空気の第１の全体冷却流を、前記第１のタービン翼キャリアフランジを有する第１のタービン翼キャリアに送るよう構成された第１の全体冷却出口をさらに備えており、
   前記第１の全体冷却流は、前記第１のタービン翼キャリアフランジを含む前記第１のタービン翼キャリアの第１の部分とは異なる単位弧長当たり平均質量を有する前記第１のタービン翼キャリアの第２の部分に送られ、
   前記熱管理装置は、前記第１の衝突流および前記第１の全体冷却流の相対的な流速が前記第１の部分および前記第２の部分の各熱応答に相関されるように構成されている、
   請求項４記載の熱管理装置。
8. 前記第１の衝突流および前記第１の全体冷却流の相対的な流速を能動的に制御するよう構成された第１のタービン翼キャリア流制御装置をさらに備えている、請求項７記載の熱管理装置。
9. 前記第１の衝突流には能動的な補足的加熱及び冷却は行われない、請求項４記載の熱管理装置。
10. 第２のコンプレッサセクションと第２のタービン翼キャリアフランジとの間の流体連通を提供する第２の導管装置をさらに備えており、
    前記第２の導管装置は、前記第２のタービン翼キャリアフランジの付近に配置された第２の衝突流出口を有しており、
    前記第２のコンプレッサセクション内の第２の圧力が、前記第２の導管装置を通る圧縮空気の第２の衝突流を動かし、
    前記第２の圧力は、前記第１の圧力よりも低く、
    前記第２の衝突流は、前記第２のタービン翼キャリアフランジに衝突する、
    請求項４記載の熱管理装置。
11. 前記第２の導管装置は、圧縮空気の第２の全体冷却流を、前記第２のタービン翼キャリアフランジを備える第２のタービン翼キャリアに送るよう構成された第２の全体冷却流出口をさらに備えており、
    前記第２の全体冷却流は、前記第２のタービン翼キャリアフランジを備える前記第２のタービン翼キャリアの第１の部分とは異なる単位弧長当たり平均質量を有する前記第２のタービン翼キャリアの第２の部分に送られ、
    前記熱管理装置は、前記第２の衝突流および前記第２の全体冷却流の相対的な流速が前記第１の部分および前記第２の部分の各熱応答に相関されるように構成されている、
    請求項１０記載の熱管理装置。
12. 前記第２の衝突流および前記第２の全体冷却流の前記相対的な流速を能動的に制御するよう構成された第２のタービン翼キャリア流制御装置をさらに備えている、請求項１１記載の熱管理装置。
13. ガスタービンエンジンを熱管理する方法であって、
    コンプレッサ内の第１の位置と第１のタービン翼キャリアとの間の第１の導管装置を介した流体連通を確立するステップと、
    圧縮空気の第１の衝突流を前記第１の位置から前記第１のタービン翼キャリアへ動かすように、前記第１の位置において、より高い圧力を用いるステップと、
    前記第１の衝突流が前記第１の導管装置の衝突流出口を出た直後に、前記第１の衝突流を、前記第１のタービン翼キャリアの第１の周部分に衝突させるステップと、
    前記第１のタービン翼キャリアの前記第１の周部分の熱応答を前記第１のタービン翼キャリアの第２の周部分の第２の熱応答と一致させることにより、前記第１のタービン翼キャリアの楕円化を制御するステップと、
    を含んでおり、
    前記第１の周部分および前記第２の周部分は、異なる単位弧長当たり平均質量を有している、
    ことを特徴とする方法。
14. 圧縮空気の第１の全体冷却流を前記第１のタービン翼キャリアの前記第２の周部分へ動かすために、前記第１の位置においてより高い圧力を用いるステップを含む、請求項１３記載の方法。
15. 前記第１のタービン翼キャリアの前記楕円化の制御に影響する、前記第１の衝突流の流速および前記第１の全体冷却流の流速を独立に制御するステップをさらに含む、請求項１４記載の方法。
16. 前記第１の衝突流の流速および前記第１の全体冷却流の流速が能動的に制御される、請求項１５記載の方法。
17. 前記第１の衝突流が前記第１のタービン翼キャリアの前記第１の周部分に衝突する直後に、前記第１のタービン翼キャリアを含むタービン内の高温ガス流に前記第１の衝突流をガイドするステップを含む、請求項１３記載の方法。
18. 前記第１の衝突流の能動的な補足的加熱または冷却無しに、前記流体連通が生じる、請求項１３記載の方法。
19. 前記ガスタービンエンジンの始動過程の間、前記第１の衝突流を用いて前記第１のタービン翼キャリアの前記第１の周部分を加熱するステップを含む、請求項１３記載の方法。
20. 前記ガスタービンエンジンの停止過程の間、前記第１の衝突流を用いて前記第１のタービン翼キャリアの前記第１の周部分を冷却するステップを含む、請求項１３記載の方法。

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