JP2017101673A - フィルム孔を有するcmc物品の熱管理 - Google Patents
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Abstract
【課題】高温燃焼ガス流を生成するガスタービンエンジン用エンジン部品を提供する。
【解決手段】エンジン部品は、高温燃焼ガス流を生成するガスタービンエンジン(10)に設けられる。エンジン部品は、CMC材料から構成され、高温燃焼ガス流に面する高温表面(84)と、冷却流体流に面する冷却表面(86)とを有する基材(82)を含むことができる。基材(82)は、一般に、基材(82)を貫通し、冷却表面(86)に設けられた入口(92)と、高温表面(84)に設けられた出口(94)と、入口(92)と出口(94)を連通する通路(96)とを有するフィルム孔(90)を画成する。エンジン部品はまた、高温表面(84)の少なくとも一部及び通路(96)内に画成された内側表面の少なくとも一部にコーティングを有することができる。
【選択図】図1
【解決手段】エンジン部品は、高温燃焼ガス流を生成するガスタービンエンジン(10)に設けられる。エンジン部品は、CMC材料から構成され、高温燃焼ガス流に面する高温表面(84)と、冷却流体流に面する冷却表面(86)とを有する基材(82)を含むことができる。基材(82)は、一般に、基材(82)を貫通し、冷却表面(86)に設けられた入口(92)と、高温表面(84)に設けられた出口(94)と、入口(92)と出口(94)を連通する通路(96)とを有するフィルム孔(90)を画成する。エンジン部品はまた、高温表面(84)の少なくとも一部及び通路(96)内に画成された内側表面の少なくとも一部にコーティングを有することができる。
【選択図】図1
Description
本発明は、一般に、セラミックマトリックスタービンエンジン部品に関し、より具体的には、小さくて複雑な特徴部を有するセラミックマトリックス複合材ガスタービンエンジン部品に関する。
ガスタービンエンジンの効率及び性能を向上させて、推力対重量比の向上、排出量の削減及び特定の燃料消費率の改善を達成するために、エンジンタービンの作動温度を高めることが課題とされている。高温化は、エンジンの高温セクション、特にエンジンのタービンセクションの部品の材料の限界に達して、それを超える。既存の材料は作動温度の高温化に耐えることができないので、高温環境で使用するための新素材を開発することが必要とされている。
エンジン作動温度の上昇に伴って、燃焼器及びタービン翼形部を備える耐熱合金の新たな冷却方法が開発されている。例えば、高温燃焼ガスの流れる部品の表面にセラミック遮熱コーティング(TBC)を塗工して、伝熱率を下げ、基材金属を熱から保護し、部品が高温に耐えられるようにする。こうした改良は、部品のピーク温度及び温度勾配を下げるのに役立つ。フィルム冷却によって耐熱性又は熱保護性を改良するため、冷却孔も導入されている。併せて、耐熱合金の代替材料としてセラミックマトリックス複合材も開発されている。セラミックマトリックス複合材(CMC)は金属よりも温度及び密度の点で優れていることが多いため、作動温度の高温化及び/又は軽量化が望まれる際に最適な材料となる。
CMCは、比較的低い熱伝導率を有し、長期間の高温環境での使用に適している。高温ガス中でのCMC部品は、フィルムは十分に冷却されるが、とりわけ後縁が冷却されない設計である。しかし、フィルム冷却性能を改良すると、必要な冷却フィルムの流れを低減及び/又はCMC部品の耐久性を向上させることができる。
本発明の態様及び利点は、その一部を以下の説明に記載しており、或いはその説明から明らかになり、或いは本発明の実施により学ぶことができる。
エンジン部品は、一般に、高温燃焼ガス流を生成するガスタービンエンジンに設けられる。一実施形態では、エンジン部品は、CMC材料から構成され、高温燃焼ガス流に面する高温表面と、冷却流体流に面する冷却表面とを有する基材を含む。基材は、一般に、基材を貫通し、冷却表面に設けられた入口と、高温表面に設けられた出口と、入口と出口を連通する通路とを有するフィルム孔を画成する。エンジン部品はまた、高温表面の少なくとも一部及び通路内に画成された内側表面の少なくとも一部にコーティングを有する。
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よく理解されるであろう。添付の図面は、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るが、本発明の実施形態を例示し、また説明とともに本発明の原理を説明する働きをする。
当業者を対象とした、その最良の形態を含む本発明の完全で実施可能な程度の開示が本明細書に記載されており、本明細書は添付の図を参照する。
本明細書及び図面における参照符号の反復使用は、本発明の同じ又は類似の特徴又は要素を表すことを意図している。
以下、本発明の実施形態についての参照が詳細に行われるが、その1つ以上の実施例が図面に示されている。各実施例は、本発明の限定ではなくて本発明の説明として示している。実際には、本発明の範囲及び精神から逸脱せずに、本発明において種々の修正及び変更を加えることができることは、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例示し又は説明した特徴は、別の実施形態で使用してさらに別の実施形態を生成することができる。したがって、本発明は、そのような修正及び変更を添付の特許請求の範囲及びその均等物の範囲内に属するものとして保護することを意図している。
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、ある部品を他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は意図されていない。
用語「上流」及び「下流」は、流路内の流体の流れに対して相対的な方向を意味している。例えば、「上流」は流体が流れる元である方向を意味し、「下流」は流体が流れる先である方向を意味する。
本明細書で使用する場合、語句「CMCで構成される」及び「CMCからなる」は、部品が実質的にCMCで構成されることを意味するものとする。より具体的には、CMC部品は、CMC材料の単なる層又はコーティングよりも多いCMC材料を含むものとする。例えば、CMCで構成される部品は、CMC材料から実質的に又は完全になっているか又は構成されていてもよく、約50、60、70、80、90パーセントを超えるか、又は100パーセントのCMC材料である。
次に図面を参照すると、図1は、本発明の主題の態様による、航空機内で利用することができるガスタービンエンジン10の一実施形態の断面図を示しており、参照のためにエンジン10を通って延在する長手方向又は軸方向の中心軸線12を有するエンジン10が示されている。一般に、エンジン10は、コアガスタービンエンジン(全体を参照番号14で示す)と、その上流に配置されたファンセクション16とを含むことができる。コアエンジン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。加えて、外側ケーシング18はさらに、コアエンジン14に流入する空気の圧力を第1の圧力レベルに増大させるブースタ圧縮機22を囲むとともに支持することができる。高圧多段軸流圧縮機24が次に、ブースタ圧縮機22から圧縮空気を受け、かかる空気の圧力をさらに増大させることができる。高圧圧縮機24から流出する圧縮空気は次に、燃料が圧縮空気流に噴射される燃焼器26に流れることができ、結果として生じる混合物が燃焼器26内で燃焼される。高エネルギーの燃焼生成物は、エンジン10の高温ガス経路に沿って燃焼器26から第1の(高圧、HP)駆動シャフト30を介して高圧圧縮機24を駆動するために第1の(高圧、HP)タービン28に導かれ、そして、第1の駆動シャフト30とほぼ同軸である第2の(低圧、LP)駆動シャフト34を介してブースタ圧縮機22及びファンセクション16を駆動するために第2の(低圧、LP)タービン32に導かれる。タービン28及び32の各々を駆動した後に、燃焼生成物は、排気ノズル36を介してコアエンジン14から排出され、推進ジェット推力をもたらす。
各タービン28,32は、一般に、1つ以上のタービン段を含むことができ、各段は、タービンノズルと、下流のタービンロータとを含むことを理解されたい。以下に説明するように、タービンノズルは、タービンロータの一部を形成するロータブレードの対応する環状アレイに向けて、タービン段を介して燃焼生成物の流れを旋回させる又は導くためにエンジン10の中心軸線12の周囲に環状アレイで配置された複数のベーンを含むことができる。一般に理解されているように、ロータブレードは、タービンロータのロータディスクに結合され得、それは次にタービンの駆動シャフト(例えば、駆動シャフト30又は34)に回転可能に結合される。
加えて、図1に示すように、エンジン10のファンセクション16は、一般に、環状ファンケーシング40に囲まれるように構成される回転可能な軸流ファンロータ38を含むことができる。特定の実施形態では、(LP)駆動シャフト34は、ダイレクトドライブ構成などでファンロータ38に直接接続することができる。別の構成では、(LP)駆動シャフト34は、インダイレクトドライブ又はギヤードドライブ構成の減速ギヤボックスなどの減速装置37を介してファンロータ38に接続することができる。要望又は必要に応じて、このような減速装置を、エンジン10内の任意の適切なシャフト/スプールの間に含むことができる。
ファンケーシング40は、複数の実質的に径方向に延在する周方向に間隔を置いて配置された出口ガイドベーン42によってコアエンジン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。このようにして、ファンケーシング40は、ファンロータ38及びその対応するファンロータブレード44を囲むことができる。そのうえ、ファンケーシング40の下流セクション46は、コアエンジン14の外側部分上に延在して、付加的な推進ジェット推力をもたらす二次的又はバイパス気流導管48を画成することができる。
エンジン10の作動中、初期空気流(矢印50で示す)が、ファンケーシング40の関連する入口52を通ってエンジン10に流入することができることを理解されたい。空気流50は、次にファンブレード44を通過し、導管48を通って移動する第1の圧縮空気流(矢印54で示す)及びブースタ圧縮機22に流入する第2の圧縮空気流(矢印56で示す)に分離する。第2の圧縮空気流56の圧力はその後増大し、高圧圧縮機24に流入する(矢印58で示すように)。燃焼器26内で燃料と混合されかつ燃焼された後に、燃焼生成物60は、燃焼器26から流出し、第1のタービン28を通って流れる。燃焼生成物60は次に、第2のタービン32を通って流れ、排気ノズル36から流出してエンジン10の推力をもたらす。
図2は、図1のエンジン10の燃焼器26及び第1のタービン28(すなわち、高圧(HP)タービン)の側断面図である。燃焼器26は、デフレクタ76と、燃焼器ライナ77とを含む。径方向に間隔を置いて配置された静止タービンベーン72のセットは、タービン28のタービンブレード68に軸方向に隣接しており、隣接するベーン72は、その間にノズルを形成する。ノズルは、燃焼ガスを回転ブレードへの良好な流れに変えるので、タービン28によって最大エネルギーを抽出できる。冷却流体流Cは、高温燃焼ガス流Hがベーン72の外側に沿って通過する際にベーン72を通過してベーン72を冷却する。シュラウドアセンブリ78は、回転ブレード68に隣接して、タービン28の流れ損失を最小化する。また、同様のシュラウドアセンブリは、LPタービン32、LP圧縮機22、又はHP圧縮機24に関連することができる。
エンジン10の1つ以上のエンジン部品は、本明細書にさらに開示する実施形態のフィルム孔を設けることができるフィルム冷却基材を含む。フィルム冷却基材を有するエンジン部品のいくつかの非限定的な実施例は、図1〜2に記載のブレード68、ベーン又はノズル72、燃焼器デフレクタ76、燃焼器ライナ77、又はシュラウドアセンブリ78を含むことができる。フィルム冷却を使用する他の非限定的な実施例は、タービン移行ダクト及び排気ノズルを含む。
図3及び図4は、内部に画成された1以上のフィルム孔90を画成しているCMC基材82から形成された例示的なエンジン部品80のそれぞれの一部を示す概略断面図である。エンジン部品80は、図1のエンジン10のエンジン部品とすることができ、矢印Hで示される高温ガスの流れの中に配置することができる。矢印Cで示される冷却流体流は、エンジン部品を冷却するために供給することができる。図1〜2に関して上記で説明したように、タービンエンジン関連において、冷却空気ははじめに、エンジンコア14をバイパスする圧縮空気流54、LP圧縮機22からの流体、又はHP圧縮機24からの流体とすることができる。
エンジン部品80は、高温燃焼ガス流Hに面する高温表面84と、冷却流体Cに面する冷却表面86とを有する基材82を含む。基材82は、エンジン部品80の壁を形成することができ、壁は、エンジン部品80の外壁又は内壁とすることができる。エンジン内の部品の位置又はタイプによらず、基材82の高温表面84は、エンジン内の高温ガスに晒される。第1のエンジン部品80は、冷却表面86を備える1以上の内部空洞又は流路88を画成することができる。高温表面84は、エンジン部品80の外側表面とすることができる。ガスタービンエンジンの場合において、高温表面84は、1000℃から2000℃の範囲の温度を有するガスに晒される可能性がある。基材82の好適な材料は、限定ではないが、鋼鉄、チタンのような高融点金属、或いは、ニッケル、コバルト、又は鉄ベースの超合金、並びにセラミックマトリックス複合材を含む。超合金は、等軸、一方向凝固及び単結晶構造のものを含むことができる。
ある特定の実施形態では、基材82は、高温性能を有する非金属材料であるセラミックマトリックス複合材(CMC)材料から構成される。このような基材82に利用される例示的なCMC材料は、炭化ケイ素、ケイ素、シリカ、又はアルミナのマトリックス材料及びこれらの組合せを含むことができる。セラミック繊維(サファイア及び炭化ケイ素のようなモノフィラメントを含む酸化安定強化繊維(例えば、TextronのSCS−6)並びに炭化ケイ素を含むロービング及びヤーン(例えば、日本カーボンのNICALON(登録商標)、宇部興産のTYRANNO(登録商標)及びDow CorningのSYLRAMIC(登録商標))、ケイ酸アルミナ(例えば、Nextelの440及び480)及び短いウィスカ及び短繊維(例えば、Nextelの440及びSAFFIL(登録商標))及び随意にセラミック粒子(例えば、Si、Al、Zr、Y及びこれらの組合せの酸化物)及び無機充填材(例えば、パイロフィライト、ウォラストナイト、マイカ、タルク、カイヤナイト及びモンモリロナイト)など)は、マトリックス内に埋め込まれる。一実施形態では、CMC材料は、その厚さが複数の層(例えば、約4〜約10層)から形成される。
CMC材料は、約25μm〜約475μm、最も一般的には約125〜約400インチの厚さを有する材料のプライに形成される。プライの厚さは通常、使用のために選択された繊維トウ(フィラメント束)のサイズによって決定され、プライの厚さは繊維径によって変えることができる。本明細書で考慮される用途のほとんどにおいて、プライは、二次元編物として形成されるが、一次元繊維配向を使用することもできる。しかし、複合材産業で使用されるプライを製造する方法、プライを積層して部品を形成する方法及び他の部品の製造技術は、本発明を限定するものではない。プライは、積層されて形成される物品の形状を形成し、隣接するプライの角度は必要な平面強度に応じて変えることができる。これらのCMC材料を使用して作製することができる部品は、限定ではないが、タービンブレード、タービンベーン、タービンシュラウド、並びに燃焼器ライナ、ケーシング、熱シールド及びディフューザを含む。これらの高温セクション部品はすべて、冷却空気の使用からの恩恵を受け、エンジン作動中に十分な冷却をもたらして熱伝達を果たし、それによりそれらの使用範囲を広げる。
エンジン部品80はさらに、基材82によって画成され、基材82を通って延在する1つ以上のフィルム孔(単数又は複数)90を含み、これはエンジン部品80の内部空洞88と高温表面84との間の流体連通を提供する。フィルム孔90は、基材82の冷却表面86に設けられた入口92と、高温表面84に設けられた出口94と、入口92と出口94を連通する通路96とを有する。通路96は、一般に、通路96内で上流内側表面95と下流内側表面97との間に画成される。図3には1つしかフィルム孔90を示していないが、エンジン部品80は、エンジン部品80の任意の所望の構成(図5及び図6に示すような)で配置される複数のフィルム孔90を設けることができることを理解されたい。
本明細書で説明される実施形態のいずれかにおいて、基材82は全体的に平面状のものとして示されているが、基材82は多数のエンジン部品80に対して湾曲していてもよいことが理解されることを留意されたい。しかし、基材82の曲率は、フィルム孔90のサイズと比較してわずかであってもよく、説明及び例示の目的のために、基材82は平面状のものとして示されている。基材82がフィルム孔90に局所的に平面状であるか湾曲しているかに関係なく、高温表面84及び冷却表面86は、本明細書に示すように互いに平行であってもよいし、非平行な平面で位置してもよい。
作動中、冷却流体流Cは内部空洞88に供給され、フィルム孔90の通路96を通って入口92内へと向かい、出口94から出て高温表面84上に冷却流体の薄い層又はフィルム(例えば、圧縮機から吸入される空気)を形成し、表面を高温燃焼ガス流Hから保護する。しかし、フィルム孔90は上流内側表面95及び下流内側表面97上に比較的高い熱伝達率を有し、強力なヒートシンクとしてフィルム孔90を作用させることができる。しかし、CMC材料は、金属よりもはるかに低い熱伝導率(例えば、約半分)を有しているので、フィルム孔90及びその中の流れは実質的にCMC内で生成された温度勾配を局所的に増大させ、CMC基材82内に熱応力を発生させる。
図3及び図4は、上流内側表面95及び下流内側表面97の少なくとも一部の低導電性コーティング110を示している。ある実施形態では、低導電性コーティング110は、遮熱コーティング(TBC)又は環境障壁コーティング(EBC)とすることができる。例えば、低導電性コーティング110は、複数の層を含むことができる。例えば、EBCは、ボンドコート(例えば、ケイ素又はシリカを含む)、1つ以上の希土類ケイ酸塩(例えば、ムライト層、ムライト−アルカリ土類アルミノケイ酸塩混合物層、イットリウム一ケイ酸塩(YMS)層、イッテルビウムドープイットリウム二ケイ酸塩(YbYDS)層、バリウムストロンチウムアルミノケイ酸塩(BSAS)層などの1つ以上)から形成された1つ以上の層などを含むことができる。低導電性コーティング110は、基材82の高温表面84上とすることができる任意の他のコーティング(例えば、EBC及び/又はTBC)を覆う。
基材100内の熱応力の発生を抑制するように低導電性コーティング110は、CMC基材100の熱伝導率より少なくとも約10倍低い熱伝導率を有することができる。すなわち、CMC基材の熱伝導率は、コーティング110の熱伝導率より10倍(以上)大きい。例えば、低導電性コーティング110は、CMC基材100の熱伝導率より少なくとも約50倍低い熱伝導率を有することができる。すなわち、CMC基材の熱伝導率は、コーティング110の熱伝導率の50倍(以上)である。したがって、コーティング110は、特にフィルム孔及びその周辺において、下にあるCMC基材100が内部に著しい局所的な温度勾配を形成することを防ぐことができる。
図3及び図4に示すように、低導電性コーティング110は、基材82の高温表面84の少なくとも一部、通路内に画成された内側表面95,97の少なくとも一部(例えば、上流内側表面95の少なくとも一部及び/又は下流内側表面97の少なくとも一部)及び/又は基材82の冷却表面86の少なくとも一部に配置される。基材82の高温表面84の一部、通路内の内側表面95,97の全体、冷却表面86の一部に示されているが、低導電性コーティング110は、それぞれの表面84,86,95,97の各々に任意に適用することができる(完全に又は部分的に)。例えば、低導電性コーティング110は、出口94から入口92へと上流内側表面95及び/又は下流内側表面97上に延在することができる。ある特定の実施形態では、コーティング110は、通路内に画成された表面のすべてを完全に覆う。
低導電性コーティング110は、一実施形態では、図6に示すように出口94の上流縁部102の周囲の50%以上に(例えば、出口の上流縁部の周囲の75%以上に)延在する。同様に、低導電性コーティング110は、一実施形態では、出口94の下流縁部104の周囲の50%以上に(例えば、出口の下流縁部の周囲の75%以上に)延在することができる。例えば、低導電性コーティング110は、図5に示すように高温表面84に画成された出口94の外周を取り囲む。同様に、低導電性コーティング110は、冷却表面86に画成された入口92の周りの外周を取り囲む。
ある実施形態では、コーティング110は、高温表面84全体に延在する遮熱コーティング(TBC)、環境障壁コーティング、接着コンプライアンスコーティングなどの一部又はすべての層の延長部することができる。しかし、他の実施形態では、低導電性コーティング110は、フィルム孔から部分的にのみ延在することができる。例えば、低導電性コーティング110は、高温燃焼ガス流Hの方向に上流内側表面102から下流内側表面104へ測定された出口径の約0.5倍〜約10倍(例えば、約0.5倍〜約5倍)であるそれぞれのフィルム孔縁部(例えば、上流縁部102及び/又は下流縁部104)から離れて延在する平均長さを有することができる。図3及び図4の例示的な実施形態に示すように、低導電性コーティング110の外側端部113,115(それぞれのフィルム孔縁部から離れている)は、フィルム孔90上の気流の影響を減らすように高温表面84にテーパ状である。しかし、他の実施形態では、外側端部113,115は、外側表面84に対して異なる配向、例えば高温表面84に垂直、曲線状、階段状などの配向を有してもよい。
同様に、コーティング110は、冷却表面86全体に延在することができるか、又はフィルム孔90の入口92から部分的にのみ延在することができる。例えば、低導電性コーティング110は、高温燃焼ガス流Hの方向に上流内側表面から下流内側表面へ測定された入口径の約0.5倍〜約10倍(例えば、約0.5倍〜約5倍)である入口92のそれぞれのフィルム孔縁部(例えば、上流縁部及び/又は下流縁部)から離れて延在する平均長さを有することができる。図3及び図4の例示的な実施形態に示すように、外側端部は、冷却表面86にテーパ状であってもよいし、又は冷却表面86に対して異なる配向、例えば冷却表面86に垂直、曲線状、階段状などの配向を有してもよい。
低導電性コーティング110は、特定の実施形態では、基材82のそれぞれの表面に約10μm〜約1500μmの厚さを有しているが、コーティングの位置に応じて厚さが異なってもよい。例えば、低導電性コーティング110は、一実施形態では、高温燃焼ガス流Hに垂直な方向に低導電性コーティング110の外面106から基材82の高温表面84へ画成される高温表面84の厚さhを有する。一実施形態では、厚さhは、約1500μm以下、好ましくは約25μm〜約500μmである。フィルム孔90内の内側表面95,97それぞれの厚さh’,h’’は、ほとんどの実施形態では、約10μm〜約130μmである。その場合に、ある特定の実施形態では、高温表面84の低導電性コーティング110の厚さhは、内側表面95,97の厚さh’,h’’よりも大きい。
フィルム孔90は、所望の任意の形状を有することができ、例えばテーパ状の断面(例えば、拡大又は縮小している)とすることができる。さらに、フィルム孔90は、計量セクション(冷却流体流Cの質量流量の計量用)、拡散セクション(冷却流体Cが増すことでより大きい冷却フィルムを形成することができる)及び/又は他の特徴部などの任意の特徴部を内部に含むことができる。
本明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイス又はシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。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 ガスタービンエンジン
12 中心軸線
14 コアガスタービンエンジン、エンジンコア
16 ファンセクション
18 外側ケーシング
20 環状入口
22 ブースタ圧縮機、LP圧縮機
24 高圧多段軸流圧縮機、HP圧縮機
26 燃焼器
28 高圧タービン、第1のタービン
30 高圧駆動シャフト、第1の駆動シャフト
32 低圧タービン、第2のタービン
34 低圧駆動シャフト
36 排気ノズル
37 減速装置
38 軸流ファンロータ
40 環状ファンケーシング
42 出口ガイドベーン
44 ファンロータブレード
46 下流セクション
48 二次的気流導管、バイパス気流導管
50 初期空気流
52 入口
54 第1の圧縮空気流
56 第2の圧縮空気流
58 矢印
60 燃焼生成物
68 タービンブレード、回転ブレード
72 静止タービンベーン、ノズル
76 燃焼器デフレクタ
77 燃焼器ライナ
78 シュラウドアセンブリ
80 第1のエンジン部品
82 CMC基材
84 高温表面、外側表面
85 局所的な外面接線
86 冷却表面
88 内部空洞、流路
90 フィルム孔
92 入口
94 出口
95 上流内側表面
96 通路
97 下流内側表面
102 (基材の)上流縁部
104 (基材の)下流縁部
106 外面
110 環境障壁コーティング
112 上流内側表面
113 外側端部
114 下流内側表面
115 外側端部
12 中心軸線
14 コアガスタービンエンジン、エンジンコア
16 ファンセクション
18 外側ケーシング
20 環状入口
22 ブースタ圧縮機、LP圧縮機
24 高圧多段軸流圧縮機、HP圧縮機
26 燃焼器
28 高圧タービン、第1のタービン
30 高圧駆動シャフト、第1の駆動シャフト
32 低圧タービン、第2のタービン
34 低圧駆動シャフト
36 排気ノズル
37 減速装置
38 軸流ファンロータ
40 環状ファンケーシング
42 出口ガイドベーン
44 ファンロータブレード
46 下流セクション
48 二次的気流導管、バイパス気流導管
50 初期空気流
52 入口
54 第1の圧縮空気流
56 第2の圧縮空気流
58 矢印
60 燃焼生成物
68 タービンブレード、回転ブレード
72 静止タービンベーン、ノズル
76 燃焼器デフレクタ
77 燃焼器ライナ
78 シュラウドアセンブリ
80 第1のエンジン部品
82 CMC基材
84 高温表面、外側表面
85 局所的な外面接線
86 冷却表面
88 内部空洞、流路
90 フィルム孔
92 入口
94 出口
95 上流内側表面
96 通路
97 下流内側表面
102 (基材の)上流縁部
104 (基材の)下流縁部
106 外面
110 環境障壁コーティング
112 上流内側表面
113 外側端部
114 下流内側表面
115 外側端部
Claims (10)
- 高温燃焼ガス流を生成するガスタービンエンジン(10)用エンジン部品(80)であって、
CMC材料からなり、高温燃焼ガス流に面する高温表面(84)と、冷却流体流に面する冷却表面(86)とを有する基材(82)であって、基材(82)を貫通し、冷却表面(86)に設けられた入口(92)と、高温表面(84)に設けられた出口(94)と、入口(92)と出口(94)を連通する通路(96)とを有するフィルム孔(90)を画成する基材(82)と、
高温表面(84)の少なくとも一部及び通路(96)内に画成された内側表面(95,97)の少なくとも一部に設けられたコーティング(110)と
を備えるエンジン部品(80)。 - CMC材料が第1の熱伝導率を有し、コーティング(110)が第2の熱伝導率を有し、第1の熱伝導率が第2の熱伝導率より10倍以上大きい、請求項1に記載のエンジン部品(80)。
- コーティング(110)が、高温表面(84)の少なくとも一部、通路(96)内に画成された内側表面(95,97)の少なくとも一部及び冷却表面(86)の少なくとも一部に設けられている、請求項1に記載のエンジン部品(80)。
- コーティング(110)が、高温表面(84)に画成された出口(94)の周りで高温表面(84)の外周を取り囲む、請求項1に記載のエンジン部品(80)。
- コーティング(110)が、基材(82)の高温表面(84)全体に延在する、請求項4に記載のエンジン部品(80)。
- コーティング(110)が、高温燃焼ガス流に垂直な方向にコーティング(110)の外面(85)から基材(82)の高温表面(84)に向かって規定される厚さを有し、厚さが約1000μm以下である、請求項1に記載のエンジン部品(80)。
- コーティング(110)が、出口(94)の下流縁部(104)の周囲の50%以上に延在する、請求項1に記載のエンジン部品(80)。
- コーティング(110)が、上流内側表面(95)の少なくとも一部及び下流内側表面(97)の少なくとも一部を覆う、請求項1に記載のエンジン部品(80)。
- コーティング(110)が、上流内側表面(95)上で出口(94)から入口(92)までの深さの50%以上にあり、コーティング(110)が、下流内側表面(97)上で出口(94)から入口(92)までの深さの50%以上にあり、コーティング(110)が、CMC基材(82)よりも低い熱伝導率を有し、さらに、コーティング(110)が、基材(82)の高温表面(84)を形成する遮熱コーティングを覆う、請求項8に記載のエンジン部品(80)。
- 圧縮機(24)と、
燃焼器(26)と、
タービン(28,32)と、
請求項1乃至請求項9のいずれか1項に記載のエンジン部品(80)と
を備えるガスタービンエンジン(10)。
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
KR20190116684A (ko) * | 2018-04-05 | 2019-10-15 | 두산중공업 주식회사 | 터빈의 온도 추정 시스템 |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10443395B2 (en) * | 2016-03-18 | 2019-10-15 | General Electric Company | Component for a turbine engine with a film hole |
US10731469B2 (en) | 2016-05-16 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Method and apparatus to enhance laminar flow for gas turbine engine components |
US10539026B2 (en) | 2017-09-21 | 2020-01-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with cooling holes having variable roughness |
US11286792B2 (en) * | 2019-07-30 | 2022-03-29 | Rolls-Royce Plc | Ceramic matrix composite vane with cooling holes and methods of making the same |
US11585224B2 (en) | 2020-08-07 | 2023-02-21 | General Electric Company | Gas turbine engines and methods associated therewith |
US11927111B2 (en) | 2022-06-09 | 2024-03-12 | General Electric Company | Turbine engine with a blade |
US11898460B2 (en) | 2022-06-09 | 2024-02-13 | General Electric Company | Turbine engine with a blade |
US11821337B1 (en) * | 2022-08-05 | 2023-11-21 | Rtx Corporation | Internal aluminide coating for vanes and blades and method of manufacture |
US20240191628A1 (en) * | 2022-12-13 | 2024-06-13 | Raytheon Technologies Corporation | Machinable coating with thermal protection |
US11976571B1 (en) * | 2022-12-13 | 2024-05-07 | Rtx Corporation | Machinable coating with thermal protection |
Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2002221322A (ja) * | 2001-01-25 | 2002-08-09 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 環状燃焼器のライナ支持構造 |
US20070036942A1 (en) * | 2005-08-11 | 2007-02-15 | Rolls-Royce Plc | Cooling method and apparatus |
JP2008038897A (ja) * | 2006-08-08 | 2008-02-21 | General Electric Co <Ge> | 半径方向のコンプライアント部材の取付方法及び装置 |
US20100143655A1 (en) * | 2008-12-10 | 2010-06-10 | General Electric Company | Articles for high temperature service and methods for their manufacture |
US20120099978A1 (en) * | 2009-02-04 | 2012-04-26 | Roman Beyer | Turbine Component Having Easily Removable Protective Layer, Set of Turbine Components, a Turbine and a Method for Protecting a Turbine Component |
US20130014510A1 (en) * | 2011-07-15 | 2013-01-17 | United Technologies Corporation | Coated gas turbine components |
WO2015065587A1 (en) * | 2013-11-04 | 2015-05-07 | United Technologies Corporation | Coated cooling passage |
Family Cites Families (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2051964B (en) | 1979-06-30 | 1983-01-12 | Rolls Royce | Turbine blade |
EP0840809B1 (de) | 1995-07-25 | 1999-04-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Erzeugnis mit einem metallischen grundkörper mit kühlkanälen und dessen herstellung |
US5771577A (en) | 1996-05-17 | 1998-06-30 | General Electric Company | Method for making a fluid cooled article with protective coating |
US6544346B1 (en) | 1997-07-01 | 2003-04-08 | General Electric Company | Method for repairing a thermal barrier coating |
WO1999023273A1 (de) | 1997-11-03 | 1999-05-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Beschichtungsverfahren und vorrichtung |
US6332926B1 (en) | 1999-08-11 | 2001-12-25 | General Electric Company | Apparatus and method for selectively coating internal and external surfaces of an airfoil |
US6441341B1 (en) * | 2000-06-16 | 2002-08-27 | General Electric Company | Method of forming cooling holes in a ceramic matrix composite turbine components |
US6339879B1 (en) | 2000-08-29 | 2002-01-22 | General Electric Company | Method of sizing and forming a cooling hole in a gas turbine engine component |
EP1275747B1 (de) | 2001-07-11 | 2011-02-23 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zur Beschichtung eines Hochtemperatur-beständigen Bauteils mit einer thermischen Schutzschicht und Hochtemperatur-beständiges Bauteil |
DE10143153A1 (de) | 2001-09-03 | 2003-03-20 | Rolls Royce Deutschland | Turbinenschaufel für eine Gasturbine mit zumindest einer Kühlungsausnehmung |
US7226672B2 (en) | 2002-08-21 | 2007-06-05 | United Technologies Corporation | Turbine components with thermal barrier coatings |
US6881439B2 (en) | 2002-12-04 | 2005-04-19 | General Electric Company | Aluminide coating process |
US6926496B2 (en) | 2002-12-31 | 2005-08-09 | General Electric Company | High temperature turbine nozzle for temperature reduction by optical reflection and process for manufacturing |
US20050220618A1 (en) | 2004-03-31 | 2005-10-06 | General Electric Company | Counter-bored film-cooling holes and related method |
US7216485B2 (en) | 2004-09-03 | 2007-05-15 | General Electric Company | Adjusting airflow in turbine component by depositing overlay metallic coating |
US20060280955A1 (en) | 2005-06-13 | 2006-12-14 | Irene Spitsberg | Corrosion resistant sealant for EBC of silicon-containing substrate and processes for preparing same |
US7622160B2 (en) | 2006-07-28 | 2009-11-24 | General Electric Company | Method for concurrent thermal spray and cooling hole cleaning |
US8257809B2 (en) | 2007-03-08 | 2012-09-04 | Siemens Energy, Inc. | CMC wall structure with integral cooling channels |
US20090142548A1 (en) | 2007-10-18 | 2009-06-04 | David Bruce Patterson | Air cooled gas turbine components and methods of manufacturing and repairing the same |
US9624583B2 (en) | 2009-04-01 | 2017-04-18 | Rolls-Royce Corporation | Slurry-based coating techniques for smoothing surface imperfections |
US8319146B2 (en) * | 2009-05-05 | 2012-11-27 | General Electric Company | Method and apparatus for laser cutting a trench |
US8397511B2 (en) * | 2009-05-19 | 2013-03-19 | General Electric Company | System and method for cooling a wall of a gas turbine combustor |
US8460760B2 (en) | 2010-11-30 | 2013-06-11 | United Technologies Corporation | Coating a perforated surface |
JP6184172B2 (ja) | 2013-05-29 | 2017-08-23 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Alコーティング方法とガスタービン翼の製造方法 |
-
2015
- 2015-12-01 US US14/955,261 patent/US10472972B2/en active Active
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Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2002221322A (ja) * | 2001-01-25 | 2002-08-09 | Kawasaki Heavy Ind Ltd | 環状燃焼器のライナ支持構造 |
US20070036942A1 (en) * | 2005-08-11 | 2007-02-15 | Rolls-Royce Plc | Cooling method and apparatus |
JP2008038897A (ja) * | 2006-08-08 | 2008-02-21 | General Electric Co <Ge> | 半径方向のコンプライアント部材の取付方法及び装置 |
US20100143655A1 (en) * | 2008-12-10 | 2010-06-10 | General Electric Company | Articles for high temperature service and methods for their manufacture |
US20120099978A1 (en) * | 2009-02-04 | 2012-04-26 | Roman Beyer | Turbine Component Having Easily Removable Protective Layer, Set of Turbine Components, a Turbine and a Method for Protecting a Turbine Component |
US20130014510A1 (en) * | 2011-07-15 | 2013-01-17 | United Technologies Corporation | Coated gas turbine components |
WO2015065587A1 (en) * | 2013-11-04 | 2015-05-07 | United Technologies Corporation | Coated cooling passage |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
KR20190116684A (ko) * | 2018-04-05 | 2019-10-15 | 두산중공업 주식회사 | 터빈의 온도 추정 시스템 |
KR102067103B1 (ko) * | 2018-04-05 | 2020-01-16 | 두산중공업 주식회사 | 터빈의 온도 추정 시스템 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN106930837B (zh) | 2021-10-15 |
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US20170152749A1 (en) | 2017-06-01 |
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BR102016028108A2 (pt) | 2017-07-18 |
US10472972B2 (en) | 2019-11-12 |
CA2949672A1 (en) | 2017-06-01 |
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