JP2017198187A - 冷却流体通路を有するガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】ガスタービンエンジン内のタービンセクションのロータとステータ間に形成される冷却流体通路を提供する。
【解決手段】少なくとも１つのディスクを有し、軸方向面を定める、ロータと、少なくとも１つのリングを有するステータであって、ステータの軸方向面はロータの軸方向面に対面し、軸方向面の終端部分はそれらの間に流体出口を形成する、ステータとを含むガスタービンエンジンの装置及び方法である。軸方向面の一方に形成された凹部は、バッファキャビティを定め、そこにウィングは軸方向面の他方から延び、流体出口に対面する表面を有する。さらに、流れリバーサが、表面又は軸方向面の他方の終端部分の少なくとも一方内に設けられる。
【選択図】図３

Description

本発明は、一般的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には冷却流体通路を有するガスタービンエンジンに関する。

タービンエンジン、特にガス又は燃焼タービンエンジンは、エンジンを通って、多数の回転タービンブレードに入る燃焼ガスの流れからエネルギーを取り出す回転エンジンである。ガスタービンエンジンは、陸上移動及び海上移動、並びに発電のために使用されているが、最も一般的には、ヘリコプタを含む航空機のような航空用途のために使用されている。航空機において、ガスタービンエンジンは、航空機の推進のために使用される。地上用途では、タービンエンジンは、多くの場合、発電のために使用される。

航空機用のガスタービンエンジンは、ディスク上に概ね円周方向に配置されてロータを形成し、ロータにより回転される複数のブレードのバンドと、回転ブレード間に配置された固定ベーンのバンドとを有するように設計された複数の圧縮機段を含む。圧縮機段は、空気を圧縮し、次に空気は、燃焼器及びタービンに移動する。圧縮機の上流領域への空気流の漏れを制限するシールが、バンドとロータとの間に設けられ、そのことがシステムの効率を低下させることがある。さらに、タービンにおける一般的な方法において、冷却又はパージ空気流は、ロータ内に導入してロータを冷却すること、及び高温ガス経路の空気が、開口部又は間隙を通ってロータに、又はディスクと固定バンドとの間に入るのを抑制することができる。

米国特許第９０５１８４７号明細書

一態様において、本発明の実施形態は、少なくとも１つのディスクを有し、軸方向面を定める、ロータと、少なくとも１つのリングを有するステータであって、ステータの軸方向面はロータの軸方向面に対面する、ステータと、バッファキャビティを定めるように軸方向面の一方に形成された凹部と、軸方向面の他方からバッファキャビティ内に延び、対向する半径方向内寄り面及び半径方向外寄り面を有する、ウィングと、ロータとステータとの間に延び、バッファキャビティを通ってウィングの外寄り面の上に延び、かつ外寄り面の半径方向上方の軸方向面の終端部分間で終了する、冷却流体通路と、外寄り面又はそこからウィングが延びる１つの終端部分の少なくとも一方内に設けられる流れリバーサと、を含むガスタービンエンジンに関する。

別の態様において、本発明の実施形態は、少なくとも１つのディスクを有し、軸方向面を定める、ロータと、少なくとも１つのリングを有するステータであって、ステータの軸方向面はロータの軸方向面に対面し、かつ軸方向面の終端部分はそれらの間に流体出口を形成する、ステータと、バッファキャビティを定めるように軸方向面の一方に形成された凹部と、軸方向面の他方からバッファキャビティ内に延び、流体出口に対面する表面を有する、ウィングと、表面又は軸方向面の他方の終端部分の少なくとも一方内に設けられる流れリバーサと、を含むガスタービンエンジンに関する。

さらに別の態様において、本発明の実施形態は、ガスタービンエンジン内の高温空気流が、ガスタービンエンジンのステータとロータとの間の流体出口で終端する冷却空気流路を通って流れるのを抑制する方法を提供し、本方法は、高温空気流がリムシールキャビティに入った後、高温空気流を逆転させるステップを含む。

航空機用ガスタービンエンジンの概略断面図。 図１のガスタービンエンジンのタービンセクションの断面図。 上流側ステータのチャネル内に配置されたロータウィングを示す、図２の断面の拡大図。 流路を示す、図３の同じ拡大断面図。 図２のロータウィングの第２の実施形態。 図２のロータウィングの第３の実施形態。

本発明の説明される実施形態は、ガスタービンエンジン内のタービンセクションのロータとステータとの間に形成される冷却流体通路に関する。例証目的のために、本発明は、航空機用ガスタービンエンジンに関して説明される。しかしながら、本発明は、そのように限定されず、圧縮機を含むエンジン内に、並びに他の移動体用途及び産業、商業、住宅の非移動体用途などの非航空機用途において一般的な適用可能性を有し得ることが理解されるであろう。

図１は、航空機用のガスタービンエンジン１０の概略断面図である。エンジン１０は、前方１４から後方１６へ延びる略長手方向に延びる軸線又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流側直列流れ関係で、ファン２０を含むファンセクション１８と、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４及び高圧（ＨＰ）圧縮機２６を含む圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を含む燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６を含むタービンセクション３２と、排出セクション３８とを含む。

ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに軸方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、燃焼ガスを生成する、エンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、コアケーシング４６に囲まれ、コアケーシング４６は、ファンケーシング４０と結合することができる。

エンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されたＨＰシャフト又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動可能に接続する。直径が大きい環状のＨＰスプール４８内でエンジン１０の中心線１２の周りに同軸に配置されるＬＰシャフト又はスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動可能に接続する。

ＬＰ圧縮機２４及びＨＰ圧縮機２６は、それぞれ複数の圧縮機段５２、５４を含み、これらの段では、圧縮機ブレード５６、５８のセットが固定圧縮機ベーン６０、６２（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体の流れを圧縮又は加圧する。単一の圧縮機段５２、５４において、複数の圧縮機ブレード５６、５８は、リング状に設けることができ、また、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、一方、対応する固定圧縮機ベーン６０、６２は、回転ブレード５６、５８の上流側に隣接して配置される。図１に示されるブレード、ベーン、及び圧縮機段の数は、例証目的で選択されたものに過ぎず、他の数も可能であることに留意されたい。

圧縮機段のブレード５６、５８は、ディスク５９に取り付けることができ、ディスク５９は、ＨＰスプール４８及びＬＰスプール５０の対応するものに取り付けられ、各段はそれぞれのディスク５９、６１を有する。圧縮機の段のベーン６０、６２は、円周方向構成でコアケーシング４６に取り付けることができる。

ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６は、それぞれ複数のタービン段６４、６６を含み、これらの段では、タービンブレード６８、７０のセットが、固定タービンベーン７２、７４（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体流からエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４、６６において、複数のタービンベーン７２、７４は、リング状に設けることができ、また、中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、一方、対応する回転ブレード６８、７０は、固定タービンベーン７２、７４の下流側に隣接して配置され、同様にブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延びることもできる。図１に示されるブレード、ベーン、及びタービン段の数は、例証目的で選択されたものに過ぎず、他の数も可能であることに留意されたい。

タービン段のブレード６８、７０は、ディスク７１に取り付けることができ、ディスク７１は、ＨＰスプール４８及びＬＰスプール５０の対応するものに取り付けられ、各段は、それぞれのディスク７１、７３を有する。圧縮機段のベーン７２、７４は、円周方向構成でコアケーシング４６に取り付けることができる。

スプール４８、５０のいずれか又は両方に取り付けられ、これらと共に回転するエンジン１０の部分は、個別に又は集合的にロータ５３とも呼ばれる。コアケーシング４６に取り付けられた部分を含むエンジン１０の固定部分は、個別に又は集合的にテータ６３とも呼ばれる。

動作中、ファンセクション１８を出る空気流は分割されて、空気流の一部はＬＰ圧縮機２４に送られ、次に、ＬＰ圧縮機２４は加圧された周囲空気７６をＨＰ圧縮機２６に供給し、ＨＰ圧縮機２６は周囲空気をさらに加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気７６は、燃焼器３０内で燃料と混合されて点火され、それにより、燃焼ガスを発生させる。これらのガスから、ＨＰタービン３４によって一部の仕事が抽出され、それがＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスはＬＰタービン３６に吐出され、ＬＰタービン３６は、さらなる仕事を抽出して、ＬＰ圧縮機２４を駆動させる、排出ガスは、最終的に排出セクション３８を通ってエンジン１０から吐出される。ＬＰタービン３６を駆動することで、ＬＰスプール５０が駆動されてファン２０及びＬＰ圧縮機２４が回転する。

空気流７８の残りの部分は、ＬＰ圧縮機２４及びエンジンコア４４をバイパスし、固定ベーンの列、より具体的には、ファン排出側８４に複数の翼形部ガイドベーン８２を含む出口ガイドベーン組立体８０を通して、エンジン組立体１０を出る。より具体的には、半径方向に延びる翼形部ガイドベーン８２の円周方向の列が、空気流７８の何らかの方向制御を行うように、ファンセクション１８に隣接して利用される。

ファン２０により供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４をバイパスし、エンジン１０の部分、特に高温部分の冷却のために使用することができ、及び／又は、航空機の他の特徴要素を冷却するため又はこれに動力を供給するために使用することができる。タービンエンジンとの関連において、エンジンの高温部分は、通常、燃焼器３０、及び燃焼器３０の下流側の、特にタービンセクション３２の構成要素であり、ＨＰタービン３４は、それが燃焼セクション２８の直下流側にあるため、最も高温の部分である。他の冷却流体の供給源は、これに限定されるものではないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から吐出される流体とすることができる。この流体はブリード空気（抽気）７７とすることができ、ブリード空気７７は、タービンセクション３２のための冷却源として燃焼器３０をバイパスする、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から引き出される空気を含むことができる。

図２は、ステータ６３、及び少なくとも１つのディスク７１を有するロータ５３を含むタービンセクション３２の一部を示す。本明細書における説明はタービンに関して記述されるが、本明細書で開示される概念は、圧縮機セクションにも等しく適用できることを理解されたい。各ブレード６８は、ブレードプラットフォーム１００に取り付けられ、ブレードプラットフォーム１００はさらに、ディスク７１に取り付けられる。ブレードプラットフォーム１００及びディスク７１は共にロータ５３の部分であり、ロータの軸方向面１０２を定める。ロータ５３は中心線１２の周りに回転することができるので、ブレード６８は中心線１２の周りに円周方向に回転する。

ステータ６３は、各々が半径方向内側バンド１０４と半径方向外側バンド１０６との間に取り付けられた複数のベーン７２を含み、ステータの軸方向面１１０を有するリング１０８を定める。半径方向シール１１２は、内側バンド１０４に隣接したステータディスク１１４に取り付けることができる。各ベーン７２は、互いから円周方向に離間配置され、少なくとも部分的に主流空気流Ｍのための経路を定める。ロータ軸方向面１０２及びステータ軸方向面１１０の両方とも、中心線１２に直交する面内に配置され、ベーン、ブレード及び関連したハードウェアの組み立てのために、境界面、ギャップ及び他のシールを含む。

主流空気流Ｍは、前方１４から後方１６への方向に移動し、タービンブレード６８を駆動する。リムシールキャビティ１１６が、ロータ軸方向面１０２とステータ軸方向面１１０との間に形成される。リムシールキャビティ１１６は吸込み経路を有することができ、主流空気流Ｍからの一部の空気流が、この吸込み経路を通ってさらに半径方向内側のリムシールキャビティ１１６内に漏れ、ロータ５３及びステータ６３の部分の望ましくない加熱をもたらすことがある。例示的な冷却流体通路１１８は、ロータ５３及びステータ６３の対面する軸方向面１０２、１１０間に、リムシールキャビティ１１６を通って延び、これらの部分の加熱を抑制するために使用される。

図３を参照すると、部分ＩＩＩの拡大図は、軸方向面１０２、１１０の一方に形成されてバッファキャビティ１２０を定める凹部１１９を含む半径方向シール１１６をより明確に詳述する。例示的な実施形態において、凹部１１９は、ステータ軸方向面１１０内に形成され、ウィング１２４はロータ軸方向面１０２から延びる。ウィング１２４は、軸方向面１１０の他方から延びることができる。ウィング１２４は、半径方向外寄り面１２８及び半径方向内寄り面１２９を含む表面を含む。

冷却流体通路１１８は、外寄り面１２８の半径方向上方の、軸方向面１０２、１１０の終端部分１２２、１２３間に形成された流体出口１２１において終端する。凹部１３０を含む流れリバーサ１２６が、外寄り面１２８及び終端部分１２２内に設けられ、そこからウィング１２４が延びている。流れリバーサ１２６は、軸方向面１０２から軸方向にオフセットしており、接合部１２７に隣接し、例えば、外寄り面１２８と終端部分１２２との間に位置する複合曲線又は斜面を有することができる。

一般的に、パージ流Ｐは、ステータ６３と隣接するロータ５３との間を冷却流体通路１１８に沿ってバッファキャビティ１２０内に送り込まれる。パージ流Ｐは、主流空気流Ｍからバッファキャビティ１２０への高温ガスの吸込みに対抗するために、バッファキャビティ１２０に注入される。パージ流Ｐはまた、バッファキャビティ１２０及び隣接する構成要素を冷却することもできるが、主流の流れＭとパージ流との間の相互作用は非定常的であり、タービンの効率を低下させることがある。

図４から分かるように、存在し得る流れ状態の例が示される。パージ流Ｐは、比較的高圧の主流の流れＭにより引き起こされる、主流空気流Ｍからバッファキャビティ１２０への高温空気流Ｈに対抗するために使用される冷却空気流Ｃを含む。ウィング１２４は、冷却流体通路１１８を分流して、ウィング１２４の周りに冷却空気流Ｃを移動させ、ここで、冷却空気流Ｃは流体出口１２１を出て、高温空気流Ｈに合流する。高温空気流Ｈは、最初に軸方向面１０２に沿って流れ、流れリバーサ１２６により主流の流れＭに向けて転向される。この転向は、非接触シールを生じさせ、高温空気流Ｈが冷却流体通路１１８を通って流れるのを抑制する。

図４はまた、ガスタービンエンジン１０内の高温空気Ｈが、ガスタービンエンジン１０のステータ６３とロータ５３との間で終わる冷却空気流路１１８を通って流れるのを抑制する方法も示す。方法は、冷却空気流路１１８に流体結合された流れリバーサ１２６により高温空気流Ｈを転向することによって、高温空気流Ｈがリムシールキャビティ１１６に入った後、高温空気流Ｈを逆転させることを含む。冷却空気流路１１８と高温空気Ｈの交点は、何らかのパージ空気Ｐの出口点かつ何らかの高温空気Ｈの入口点であり、この陥凹した交差領域は、冷却空気流路１１８の流体出口１２１である。転向は、流体出口１２１の下流及び流れリバーサ１２６の上流で行われる。この高温空気流Ｈの転向により、流れＨが主流の流れＭに再導入される。

流れリバーサ１２６をあまり効率的でないもの又はより効率的なものにさせる、流れ状態の範囲は、円周方向に存在することに留意されたい。位置及び流れ状態に応じて、例えば、周期的な、多様な、又は正弦曲線の、いずれかの形態の円周方向に不均一な幾何形状１３２を、流れリバーサ１２６内に形成することができる。従って、円周方向に不均一な幾何形状１３２に応じて、中心線１２から凹部１３０への半径は変化する。流れリバーサ１２６は、ロータの周りのあらゆる円周方向位置において同じ定義を有する必要はない。流れリバーサ１２６のサイズ、形状、又はベーン及び／又はブレードに対する範囲が変化するのは、好都合であろう。

流れリバーサ１２６の配置及び幾何形状に関して、複数の構成が存在する。第２及び第３の実施形態は第１の実施形態に類似しているので、同様の要素は、それぞれ１００及び２００ずつ増加する同様の番号により識別され、第１の実施形態の同様の要素の説明は、別途指示されていない限り、第２及び第３の実施形態にも適用されることが理解される。

図５は、終端部分２２２内に形成された凹部２３０と、外寄り面２２８内に形成された凹部２３１とを有する流れリバーサ２２６の第２の実施形態を示す。接合部２２７は、外寄り面２２８上に形成され、軸方向面２０２の終端部分２２２上で終わる、滑らかな弓形、波状、又は起伏のあるプロファイルの先端を形成する。

図６は、滑らかな弓形、波状、又は起伏のあるプロファイルのうちの少なくとも１つを有する外寄り面３２８内に形成された凹部３３１を有する流れリバーサ３２６の第３の実施形態を示す。この実施形態において、流れリバーサ３２６は、外寄り面３２８と終端部分３２２との間の接合部３２７に隣接し、そこで終端部分３２２は比較的滑らかで平坦なままである。

本明細書で示されるように、高温空気流Ｈは、内側バンド１０４の半径方向上方の点から始まる。次に、この高温空気流Ｈは、ロータ５３の軸方向面１０２を下方に流れ、流れリバーサ１２６に入り、そこで、ステータ６３の軸方向面１１０に向けて半径方向に追い出されるように案内され、パージ空気Ｐになる。この流れリバーサ１２６の利点は、高温空気を凹部１３０内に保持し、次にこれを主流の流れＭに戻すように配向することを含む。流れリバーサ１２６の配置は、通常、ステータ６３とロータ５３の間のオーバーラップ部分において生じる質量交換を低減させ、そのことは、ステータ６３とロータ５３との間のオーバーラップ部分に沿った従来のロータ／ステータウィング及び間隙を維持しながら、エンジン１０の耐久性を向上させる。

この質量交換の低減により、同じく燃料消費率（ＳＦＣ）を改善するより少ないパージ流が可能になり、かつ、高温空気がバッファキャビティを超えて吸い込まれ、ステータ及びロータの部分を損傷するのを防止する良好なリムシーリングも可能になる。流れリバーサの幾何形状はまた、ブレードの重量及び製造容易性を維持しながら、リムシールキャビティの有効性も増大させる。

市販のエンジンに対して行われた、本明細書で開示される概念の試験は、低パージ流量時のキャビティの空気温度の低下を示した。この空気温度の変化は、リムシールを超えて入り込む高温ガスの低減を示す。

開示されたデザインの適用分野は、ファン及びブースタセクションを有するタービンエンジンに限定されず、ターボジェット及びターボエンジンにも適用可能であることを理解されたい。

本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること、並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起され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、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、請求項の範囲内にあるものとする。

１０ エンジン
１２ 中心線
１４ 前方
１６ 後方
１８ ファンセクション
２０ ファン
２２ 圧縮機セクション
２４ ＬＰ圧縮機
２６ ＨＰ圧縮機
２８ 燃焼セクション
３０ 燃焼器
３２ タービンセクション
３４ ＨＰタービン
３６ ＬＰタービン
３８ 排出セクション
４０ ファンケーシング
４２ ファンブレード
４４ コア
４６ コアケーシング
４８ ＨＰスプール
５０ ＬＰスプール
５２ ＬＰ圧縮機段
５３ ロータ
５４ ＨＰ圧縮機段
５６ ＬＰ圧縮機ブレード
５８ ＨＰ圧縮機ブレード
５９ ディスク
６０ ＬＰ圧縮機ベーン
６１ ディスク
６２ ＨＰ圧縮機ベーン
６３ ステータ
６４ ＨＰタービン段
６６ ＬＰタービン段
６８ ＨＰタービンブレード
７０ ＬＰタービンブレード
７１ ディスク
７２ ＨＰタービンベーン
７３ ディスク
７４ ＬＰタービンベーン
７６ 加圧された周囲空気
７７ ブリード空気
７８ 空気流
８０ 出口ガイドベーン組立体
８２ 翼形部ガイドベーン
８４ ファン排出側
１００ ブレードプラットフォーム
１０２ ロータ軸方向面
１０４ 内側バンド
１０６ 半径方向外側バンド
１０８ リング
１１０ ステータ軸方向面
１１２ 半径方向シール
１１４ ディスク
１１６ リムシールキャビティ
１１８ 冷却流体通路
１１９ 凹部
１２０ バッファキャビティ
１２１ 流体出口
１２２ 終端部分
１２３ 終端部分
１２４ ウィング
１２６ 流れリバーサ
１２７ 接合部
１２８ 外寄り面
１２９ 半径方向内寄り面
１３０ 凹部
１３２ 不均一な幾何形状
２０２ ロータ軸方向面
２１０ ステータ軸方向面
２１２ 半径方向シール
２１４ ディスク
２１６ リムシールキャビティ
２１８ 冷却流体通路
２１９ 凹部
２２０ バッファキャビティ
２２１ 流体出口
２２２ 終端部分
２２３ 終端部分
２２４ ウィング
２２６ 流れリバーサ
２２７ 接合部
２２８ 外寄り面
２２９ 半径方向内寄り面
２３０ 凹部
２３１ 凹部
２３２ 不均一な幾何形状
３０２ ロータ軸方向面
３１０ ステータ軸方向面
３１２ 半径方向シール
３１４ ディスク
３１６ リムシールキャビティ
３１８ 冷却流体通路
３１９ 凹部
３２０ バッファキャビティ
３２１ 流体出口
３２２ 終端部分
３２３ 終端部分
３２４ ウィング
３２６ 流れリバーサ
３２７ 接合部
３２８ 外寄り面
３２９ 半径方向内寄り面
３３１ 凹部
３３２ 不均一な幾何形状

Claims (21)

1. 少なくとも１つのディスク（７１）を有し、軸方向面を定める、ロータ（５３）と、
   少なくとも１つのリング（１０８）を有するステータ（６３）であって、ステータの軸方向面（１１０）は前記ロータの軸方向面（１０２）に対面する、ステータと、
   バッファキャビティ（１２０）を定めるように前記軸方向面の一方に形成された凹部（１１９）と、
   前記軸方向面の他方から前記バッファキャビティ内に延び、対向する半径方向内寄り面（１２９）及び半径方向外寄り面（１２８）を有する、ウィング（１２４）と、
   前記ロータと前記ステータとの間に延び、前記バッファキャビティを通って前記ウィングの前記外寄り面の上に延び、かつ前記外寄り面の半径方向上方の前記軸方向面の終端部分間で終了する、冷却流体通路（１１８）と、
   前記外寄り面又はそこから前記ウィングが延びる前記１つの終端部分の少なくとも一方内に設けられる流れリバーサ（１２６）と、
   を備える、ガスタービンエンジン（１０）。
2. 前記流れリバーサは、前記外寄り面と前記１つの終端部分との間の接合部に隣接して配置される、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
3. 前記流れリバーサは、前記外寄り面と前記１つの終端部分との間との間の接合部に配置される、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
4. 前記流れリバーサは、前記１つの終端部分内に形成された凹部を含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
5. 前記流れリバーサは、前記外寄り面内に形成された凹部を含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
6. 前記流れリバーサは、そこから前記ウィングが延びる前記軸方向面から軸方向にオフセットしている、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
7. 前記外寄り面は、滑らかな弓形、波状、又は起伏のあるプロファイルのうちの少なくとも１つを有する、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
8. 前記外寄り面は、周期的な、多様な、又は正弦曲線のうちの少なくとも１つである不均一な円周方向形状を有する、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
9. 前記ウィングは前記ロータの前記軸方向面から延び、前記凹部は前記ステータの前記軸方向内に形成される、請求項１に記載のガスタービンエンジン。
10. 少なくとも１つのディスク（７１）を有し、軸方向面（１０２）を定める、ロータ（５３）と、
    少なくとも１つのリング（１０８）を有するステータ（６３）であって、ステータの軸方向面（１１０）は前記ロータの軸方向面（１０２）に対面し、前記軸方向面の終端部分は、それらの間に流体出口（１２１）を形成する、ステータと、
    バッファキャビティ（１２０）を定めるように前記軸方向面の一方に形成された凹部（１１９）と、
    前記軸方向面の他方から前記バッファキャビティ内に延び、前記流体出口に対面する表面を有する、ウィング（１２４）と、
    前記表面又は前記軸方向面の他方の前記終端部分の少なくとも一方内に設けられる流れリバーサ（１２６）と、
    を備える、ガスタービンエンジン（１０）。
11. 前記流れリバーサは、前記表面と前記軸方向面の他方の前記終端部分との間の接合部に隣接して配置される、請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
12. 前記流れリバーサは、前記表面と前記軸方向面の他方の前記終端部分との間の接合部に配置される、請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
13. 前記流れリバーサは、前記軸方向面の他方の前記終端部分内に形成された凹部を含む、請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
14. 前記流れリバーサは、前記表面内に形成された凹部を含む、請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
15. 前記流れリバーサは、前記軸方向面の他方の前記終端部分から軸方向にオフセットしている、請求項１４に記載のガスタービンエンジン。
16. 前記表面は、滑らかな弓形、波状、又は起伏のあるプロファイルのうちの少なくとも１つを有する、請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
17. 前記表面は、周期的な、多様な、又は正弦曲線のうちの少なくとも１つである不均一な円周方向形状を有する、請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
18. 前記ウィングは前記ロータの前記軸方向面から延び、前記凹部は前記ステータの前記軸方向面内に形成される、請求項１０に記載のガスタービンエンジン。
19. ガスタービンエンジン内の高温空気流が、前記ガスタービンエンジンのステータとロータとの間の流体出口で終端する冷却空気流路を通って流れるのを抑制する方法であって、前記方法は、前記高温空気流がリムシールキャビティに入った後、前記高温空気流を逆転させるステップを含む、方法。
20. 前記逆転させるステップは、前記冷却空気流路に流体結合された流れリバーサにより前記高温空気流を転向することを含む、請求項１９に記載の方法。
21. 前記逆転させるステップは、前記冷却空気流路を、前記流体出口の下流及び前記流れリバーサの上流に転向することを含む、請求項２０に記載の方法。