JP6196700B2 - タービンエンジンを冷却するためのシステム - Google Patents

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Description

本主題は一般にタービンエンジンに関する。より詳細には、本主題は、タービンシュラウド組立体などのタービンエンジンの様々なタービン構成部品を冷却するためのシステムに関する。
ガスタービンエンジンは一般に、直列流れ順に、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。作動時、空気は圧縮機セクションの入口に入り、圧縮機セクションでは、燃焼器セクションに達するまで空気を1つ又は複数の軸流圧縮機が漸進的に圧縮する。燃料は燃焼セクション内で圧縮空気と混合されて燃焼して燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは燃焼セクションからタービンセクションに送られる。特定の構成では、タービンセクションは、直列流れ順に、高圧(HP:high pressure)タービン及び低圧(LP:low pressure)タービンを含む。HPタービン及びLPタービンは、ガスタービンエンジンの高温ガス通路を少なくとも部分的に画定する。次いで、燃焼ガスは、排気セクションを経て高温ガス通路を出る。
燃焼ガスが高温ガス通路を通って流れるとき、熱エネルギーは、燃焼ガスから、静翼、タービン動翼、タービンシュラウドシール、及び他のタービン機器構成部品などの様々なタービン機器構成部品に伝達される。その結果、様々なタービン機器構成部品を冷却することは、熱的及び/又は機械的性能要件に合致させるために必要、且つ/又は有利である。
典型的には、圧縮機セクションからの圧縮空気などの冷却媒体は、様々なタービン機器構成部品の内部、又は周りに画定された様々な冷却通路又は回路を通って送られる。しかしながら、燃焼ガス温度が高く、冷却媒体温度が著しく低いことに伴う熱勾配によって、様々なタービン機器構成部品には望ましくないほど高い熱応力が生じる場合がある。従って、様々なタービン機器構成部品、特にタービンシュラウド組立体の熱応力を低減する、タービンエンジンを冷却するためのシステムは当技術分野で歓迎されるであろう。
本発明の態様及び利点は、ある程度、以下の説明で明らかにされ、又はその説明から理解することができ、又は本発明の実施を通じて学ぶことができる。
一態様において、本主題は、タービンエンジンを冷却するためのシステムを対象とする。本システムは、第1の冷却媒体源と、冷却媒体源と流体連通する内部流れ通路を有する第1の静翼と、第1の静翼の内部流れ通路と流体連通する内部流れ通路を有する第1のタービンシュラウド組立体とを含む。本システムは、第2の冷却媒体源と、第1の静翼の下流に配置され、内部流れ通路を含む第2の静翼とをさらに含む。第1の静翼及び第2の静翼は、タービンを通る高温ガス通路を少なくとも部分的に画定する。本システムは、隔壁と静翼の外側バンド部との間に少なくとも部分的に画定されたバイパス流れ通路をさらに含む。バイパス流れ通路と第2の静翼の内部流れ通路は第2の冷却媒体源と連通する。本システムは、第2の静翼の内部流れ通路及びバイパス流れ通路のうちの少なくとも1つと流体連通する内部流れ通路を有する第2のタービンシュラウド組立体をさらに含む。
別の態様において、本主題は、タービンエンジンを冷却するためのシステムを対象とする。本システムは、第1の冷却媒体源と、冷却媒体源と流体連通する内部流れ通路を有する第1の静翼と、第1の静翼の内部流れ通路と流体連通する内部流れ通路を有する第1のタービンシュラウド組立体とを備える。本システムは、第2の冷却媒体源をさらに含む。第2の静翼は、第1の静翼の下流に配置される。第2の静翼は内部流れ通路を含む。第1の静翼及び第2の静翼は、ガスタービンエンジンを通る高温ガス通路を少なくとも部分的に画定する。バイパス流れ通路は、隔壁と静翼の外側バンドとの間に少なくとも部分的に画定される。バイパス流れ通路と第2の静翼の内部流れ通路は第2の冷却媒体源と流体連通する。本システムは、第2の静翼の内部流れ通路及びバイパス流れ通路のうちの少なくとも1つと流体連通する内部流れ通路を有する第2のタービンシュラウド組立体をさらに含む。
本主題の別の態様は、タービンエンジンを冷却するためのシステムを対象とする。本システムは、静翼及びタービンシュラウド組立体を有するタービンエンジンの第1段を含む。静翼は、冷却媒体源と流体連通する内部流れ通路を有する。タービンシュラウド組立体は、静翼の内部流れ通路と流体連通する内部流れ通路を含む。本システムは、第1段の下流に配置されたタービンエンジンの第2段をさらに含む。第2段は、静翼及びタービンシュラウド組立体を有する。第2段の静翼は、第1段のタービンシュラウド組立体の内部流れ通路と流体連通する内部流れ通路を含む。第2段のタービンシュラウド組立体は、第2段の静翼の内部流れ通路と流体連通する内部流れ通路を含む。
本発明のこれらの及び他の特徴、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ればよりよく理解できるであろう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、その一部を構成するものであり、本説明と併せて本発明の実施形態を例示して、本発明の原理を説明する働きをしている。
当業者を対象として、最良の態様を含む本発明の完全且つ有効な開示を、添付図を参照して本明細書で説明する。
本主題の様々な実施形態による、例示的なガスタービンエンジンの概略断面図である。 本発明の一実施形態による、ガスタービンエンジンのタービンを冷却するためのシステムの例示的な実施形態を含む、図1に示すようなガスタービンエンジンの第1段部の拡大側面断面図である。 本発明の一実施形態による、タービンエンジンを冷却するためのシステムの例示的な実施形態を含む、図1に示すようなガスタービンエンジンの第1段部の拡大側面断面図である。 本発明の一実施形態による、タービンエンジンを冷却するためのシステムの例示的な実施形態を含む、図1に示すようなガスタービンエンジンの第2段部の拡大側面断面図である。 本発明の一実施形態による、タービンエンジンを冷却するためのシステムの例示的な実施形態を含む、図1に示すようなガスタービンエンジンの第2段部の拡大側面断面図である。 本発明の一実施形態による、タービンエンジンを冷却するためのシステムの例示的な実施形態を含む、図1に示すようなガスタービンエンジンの第1段部の一部分及び第2段部の拡大側面断面図である。
次に、本発明の実施形態を詳細に参照する。実施形態の1つ又は複数の例が添付図面に示されている。詳細な説明では、図面内の要素を指すために数字表示及び文字表示を使用する。図面及び説明における類似又は同様の表示は、本発明の類似又は同様の部品を指すために使用されている。本明細書で使用するとき、用語「第1の」、「第2の」、及び「第3の」は、1つの構成部品を別の構成部品と区別するために交換可能に使用される場合があり、個々の構成部品の位置又は重要性を意味することを意図していない。用語「上流」及び「下流」は、流体経路での流体の流れに関する相対的な方向を指す。例えば、「上流」は流体が流れて来る元の方向を指し、「下流」は流体が流れて行く先の方向を指す。
次に図面を参照する。ここでは、図面全体を通して同一の数字は同じ要素を示す。図1は本発明の様々な実施形態を組み込むことができる例示的な高バイパスターボファンジェットエンジン10の概略断面図であり、本明細書ではこれを「ターボファン10」と称する。参照のために、図1に示すように、ターボファン10は長手方向又は軸方向中心線軸12を有し、それはターボファン10を貫通して延在する。一般に、ターボファン10は、ファンセクション14、及びファンセクション14の下流に配置されたコアタービンエンジン又はガスタービンエンジン16を含むことができる。
コアタービンエンジン16は一般に、環状の入口20を画定する管状の外側ケーシング18を実質的に含むことができる。外側ケーシング18内には、直列流れ関係で、ブースタ又は低圧(LP)圧縮機22及び高圧(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及び低圧(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とが収まっている。高圧(HP)軸又はスプール34は、HPタービン28をHP圧縮機24に駆動可能に接続する。低圧(LP)軸又はスプール36は、LPタービン30をLP圧縮機22に駆動可能に接続する。(LP)軸又はスプール36はまた、ファンセクション14のファンスプール又は軸38に接続される場合がある。特定の実施形態では、図1に示すように、(LP)軸又はスプール36は、直接駆動構成などでは、ファンスプール38に直接接続される場合がある。代替の実施形態では、(LP)軸又はスプール36は、間接駆動又はギア駆動構成などでは、減速ギア(図示せず)を介してファンスプール38に接続される場合がある。
図1に示すように、ファンセクション14は複数のファン翼40を含み、それらはファンスプール38に結合され、そこから半径方向外向きに延在する。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14、及び/又はコアタービンエンジン16の少なくとも一部分を周方向に取り囲んでいる。ナセル42は、周方向に離間した複数の出口案内翼44によって、コアタービンエンジン16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認識すべきである。さらに、ナセル42の下流部分46は、コアタービンエンジン16の外側部分を覆って延在して、それらの間にバイパス空気流通路48を画定することができる。
ターボファン10の作動中、ある量の空気50が、ナセル42及び/又はファンセクション14に付随する入口52を通ってターボファン10に入る。その量の空気50がファン翼40を通りすぎると、矢印54で示された空気50の第1の部分はバイパス空気流通路48に向けられ、又は送られ、矢印56で示された空気50の第2の部分はLP圧縮機22に向けられ、又は送られる。空気の第1の部分54と空気の第2の部分56との比は通常、バイパス比として知られている。次いで、空気の第2の部分56が(矢印58で示すように)高圧(HP)圧縮機24の方に送られると、空気の第2の部分56の圧力が上昇する。空気の第2の部分58はHP圧縮機24から燃焼セクション26に送られ、そこで燃料と混合されて燃焼し、燃焼ガス60を発生する。
燃焼ガス60はHPタービン28を通って流れ、そこで、燃焼ガス60からの熱エネルギー及び/又は運動エネルギーの一部分が、外側ケーシング18に結合されたHPタービン静翼62とHP軸又はスプール34に結合されたHPタービン動翼64の連続する段を経て取り出され、従って、HP軸又はスプール34を回転させ、それによって、HP圧縮機24を作動させる。次いで、燃焼ガス60はLPタービン30を通って流れ、そこで、燃焼ガス60から、熱エネルギー及び運動エネルギーの第2の部分が、外側ケーシング18に結合されたLPタービン静翼66とLP軸又はスプール36に結合されたLPタービン動翼68の連続する段を経て取り出され、従って、LP軸又はスプール36を回転させ、それによって、LP圧縮機22を作動させ、且つ/又はファンスプール又は軸38を回転させる。
次いで、燃焼ガス60はコアタービンエンジン16のジェット排気ノズルセクション32を通って流れて推進力を与える。同時に、空気の第1の部分54がバイパス空気流通路48を通って流れると、空気の第1の部分54の圧力が実質的に上昇し、その後、ターボファン10のファンノズル排気セクション70から排出されて推進力を与える。HPタービン28、LPタービン30、及びジェット排気ノズルセクション32は、燃焼ガス60がコアタービンエンジン16を通って流れるための高温ガス通路72を少なくとも部分的に画定する。
コアタービンエンジン16の作動中、HP及びLPタービンセクションを通って流れる燃焼ガス60、特にHPタービン28を通って流れる燃焼ガス60の温度は極めて高い場合がある。例えば、HPタービン28によって画定される/HPタービン28内に画定される高温ガス通路72の一部分を通って流れる燃焼ガスは華氏2000度を超える場合がある。その結果、熱的及び/又は機械的性能要件に合致させるために、限定するものではないが、静翼62、66、タービンシュラウドシール(図2〜6に示され、後で詳しく説明する)、及び/又はタービン動翼64、68などのHPタービン28及び/又はLPタービン30の様々なタービン機器構成部品を冷却することは必要且つ/或いは有利である。
地上設置ガスタービン、ターボジェットエンジンでは、空気の第2の部分56に対する空気の第1の部分54の比はターボファンの比より小さく、また、アンダクテッドファンエンジンでは、ファンセクション14にはナセル42がないが、これらのエンジンにおいても、コアタービン16は、ターボファンエンジン10と同様の目的を果たし、且つ同様の環境にある。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は、減速ギアボックスなどの減速装置を、任意の軸及びスプール間に、例えば、(LP)軸又はスプール36とファンセクション14のファンスプール又は軸38との間に含むことができる。
本発明の様々な実施形態によれば、タービンエンジンを冷却するためのシステムは、直列流れ順に、冷却媒体源と、冷却媒体源と流体連通する内部流れ通路を有する少なくとも1つの静翼と、静翼の内部流れ通路と流体連通する内部流れ通路を有するタービンシュラウド組立体とを含む。
図2は、本発明の一実施形態による、タービンエンジンを冷却するための、本明細書で「システム100」と称するシステム100の例示的な実施形態を含む、コアタービンエンジン16のHPタービンの第1段部74の側面断面図である。システム100は、本明細書ではHPタービン28に関して提供され、説明されるが、これは、LPタービンの様々なタービン機器構成部品を冷却するためにも使用することができ、システム100は、特許請求の範囲に別途記載されていない限り、HPタービン28に限定されるものではないことを認識すべきである。
図2に示すように、システム100は、直列流れ順に、冷却媒体源102と、中に画定又は形成された内部流れ通路106を有する静翼104と、中に画定又は形成された内部流れ通路110を有するタービンシュラウド組立体108とを含む。特定の実施形態では、冷却媒体供給部102は、HP圧縮機24及び/又はLP圧縮機22のうちの少なくとも1つを含むことができる。作動時、冷却媒体供給部102は、圧縮冷却媒体(矢印112で示す)を第1の温度T1で静翼104の内部流れ通路106の入口114に供給する。冷却媒体112は、HP圧縮機24及び/又はLP圧縮機22のうちの少なくとも1つからの圧縮空気を含むことができる。
冷却媒体112が内部通路106内を進むと、静翼104からの熱エネルギーは冷却媒体112によって吸収され、従って、冷却媒体の温度はT1からより高い温度T11に上昇する。冷却媒体112は出口116を経て内部流れ通路106を出る。次いで、冷却媒体112はタービンシュラウド組立体108の内部流れ通路110の入口118の方に向けられ、又は送られる。
入口118は、タービンシュラウド組立体108のシュラウドブロック又はリング部120内に少なくとも部分的に画定することができる。タービンシュラウド組立体108の内部流れ通路110は、シュラウドブロック又はリング部120内に少なくとも部分的に画定することができる。例えば、シュラウドブロック又はリング部120は、入口118と流体連通する流れ分配プレナム122を少なくとも部分的に画定することができる。特定の実施形態では、内部流れ通路110は、シュラウドブロック又はリング部120の半径方向内側部126に結合されたシュラウドシール124によって少なくとも部分的に画定することができる。一実施形態では、シュラウドシール124は、流れ分配プレナム122と流体連通する冷却空気プレナム128を少なくとも部分的に画定する。
シュラウドシール124は概ね、内側又は冷却側面130、及び高温ガス通路72を通って流れる燃焼ガス60に少なくとも部分的に曝されるシール面132を含む。半径方向隙間134は、シュラウドシール124のシール面132とタービン動翼64のうちの1つの先端部136との間に画定される。シュラウドシール124は、コアタービンエンジン16の作動中に、半径方向隙間134を通る燃焼ガス60の漏れを防ぐ且つ/又は制御する。
シュラウドシール124及び/又はシール面132は、高温ガス通路72を通って流れる高温の燃焼ガス60に適応するように、金属合金、セラミック、又はセラミックマトリックス複合材などの高い耐熱性を有する1つの材料又は複数の材料から形成することができる。特定の実施形態では、シュラウドシール124及び/又はシール面132は、静翼104、外側ケーシング18、及び/又はタービン動翼64などの様々な他の機器構成部品を形成又は構成する材料とは異なる(すなわち、熱的/機械的性質が異なる)材料から形成することができる。
冷却媒体112がタービンシュラウド組立体108の内部流れ通路110に入ると、それをシュラウドシール124の内側面130の全体に向ける、且つ/又は内側面130に衝突させることができ、従って、シュラウドシール124に対して対流冷却又はインピンジメント冷却の内の少なくとも1つを行うことができる。冷却媒体112の温度が、初期温度T1に比べてT11に上昇することによって、シュラウドシール124と冷却媒体112との間の厚み方向の熱勾配、及び/又は最大熱勾配が下がり、従って、シュラウドシール124の熱応力を下げることができる。これは、シュラウドシール124及び/又はシール面132がセラミック又はセラミックマトリックス複合材から形成される場合、特に有利になり得る。
図3は、本発明の一実施形態による、システム100の例示的な実施形態を含む、図2に示すようなコアタービンエンジン16のHPタービン28の一部分の側面断面図である。図3に示す一実施形態では、静翼104の内部通路106への入口114は、静翼104の下部又は内側バンド部138に沿って形成又は配置することができる。一実施形態では、静翼104は、静翼104の全長に沿って内部流れ通路106から外へ流体連通させる複数の孔又は開口140を少なくとも部分的に画定することができる。
特定の実施形態では、バイパス流れ通路142は、静翼104の上部又は外側バンド部144によって少なくとも部分的に画定することができ、このバイパス流れ通路142によって、静翼の外側バンド部144を通って高温ガス通路72に入る流体連通がなされる。バイパス流れ通路142は、冷却媒体112を半径方向隙間134の方へ向けるように構成又は方向付けすることができ、従って、シュラウドシール124のシール面132を冷却することができる。一実施形態では、システム100は、タービン動翼64内に画定される様々な冷却通路145をさらに含むことができる。冷却通路145は、冷却媒体112の別の流れをタービン動翼64からシュラウドシール124のシール面132に向けて半径方向隙間134内に入るように構成又は方向付けすることができる。
図4は、本発明の一実施形態による、ガスタービンエンジンのタービンを冷却するためのシステム200の例示的な実施形態を含む、図1に示すようなコアタービンエンジン16のHPタービン28の第2段部76の側面断面図である。図4に示すように、システム200は、直列流れ順に、冷却媒体源202と、中に画定又は形成された内部流れ通路206を有する静翼204と、中に画定又は形成された内部流れ通路210を有するタービンシュラウド組立体208とを含む。特定の実施形態では、冷却媒体供給部202は、HP圧縮機24及び/又はLP圧縮機22のうちの少なくとも1つを含むことができる。作動時、冷却媒体供給部202は、圧縮冷却媒体(矢印212で示す)を第1の温度T2で静翼204の内部流れ通路206の入口214に供給する。冷却媒体212は、HP圧縮機24及び/又はLP圧縮機22のうちの少なくとも1つからの圧縮空気を含むことができる。
冷却媒体212が内部通路206内を進むと、静翼204からの熱エネルギーは冷却媒体212によって吸収され、従って、冷却媒体212の温度はT2からより高い温度T21に上昇する。冷却媒体212は出口216を経て内部流れ通路206を出る。次いで、冷却媒体212はタービンシュラウド組立体208の内部流れ通路210の入口218の方に向けられ、又は送られる。
入口218は、タービンシュラウド組立体208のシュラウドブロック又はリング部220内に少なくとも部分的に画定することができる。タービンシュラウド組立体208の内部流れ通路210は、シュラウドブロック又はリング部220内に少なくとも部分的に画定することができる。例えば、シュラウドブロック又はリング部220は、入口218と流体連通する流れ分配プレナム222を少なくとも部分的に画定することができる。特定の実施形態では、内部流れ通路210は、シュラウドブロック又はリング部220の半径方向内側部226に結合されたシュラウドシール224によって少なくとも部分的に画定することができる。一実施形態では、シュラウドシール224は、流れ分配プレナム222と流体連通する冷却空気プレナム228を少なくとも部分的に画定する。
シュラウドシール224は概ね、内側又は冷却側面230、及び高温ガス通路72を通って流れる燃焼ガス60に少なくとも部分的に曝されるシール面232を含む。半径方向隙間234は、シュラウドシール224のシール面232と第2段部76のタービン動翼64のうちの1つの先端部236との間に画定される。シュラウドシール224は、コアタービンエンジン16の作動中に、半径方向隙間234を通る燃焼ガス60の漏れを防ぐ且つ/又は制御する。
シュラウドシール224及び/又はシール面232は、高温ガス通路72を通って流れる高温の燃焼ガス60に適応するように、金属合金、セラミック、又はセラミックマトリックス複合材などの高い耐熱性を有する1つの材料又は複数の材料から形成することができる。特定の実施形態では、シュラウドシール224及び/又はシール面232は、静翼204、外側ケーシング18、及び/又は第2段部76のタービン動翼64などの様々な他の機器構成部品を形成又は構成する材料とは異なる(すなわち、熱的/機械的性質が異なる)材料から形成することができる。
冷却媒体212がタービンシュラウド組立体208の内部流れ通路210に入ると、それをシュラウドシール224の内側面230の全体に向ける、且つ/又は内側面230に衝突させることができ、従って、シュラウドシール224に対して対流冷却又はインピンジメント冷却の内の少なくとも1つを行うことができる。冷却媒体212の温度が、初期温度T2に比べてT21に上昇することによって、シュラウドシール224と冷却媒体212との間の厚み方向の熱勾配、及び/又は最大熱勾配が下がり、従って、シュラウドシール224の熱応力を下げることができる。これは、シュラウドシール224及び/又はシール面232がセラミック又はセラミックマトリックス複合材から形成される場合、特に有利になり得る。
図5は、本発明の一実施形態による、システム200の例示的な実施形態を含む、図4に示すようなHPタービン28の第2段部76の一部分の側面断面図である。図5に示す一実施形態では、静翼204の内部通路206の出口216は、静翼204の下部又は内側バンド部238に沿って形成又は配置することができる。一実施形態では、静翼204は、静翼204の全長に沿って内部流れ通路206から外へ流体連通させる複数の孔又は開口240を少なくとも部分的に画定することができる。
特定の実施形態では、バイパス流れ通路242は、隔壁244と静翼204の上部又は外側バンド部246との間に少なくとも部分的に画定することができる。作動時、冷却媒体212は、第1の温度T2で、入口248を経てバイパス流れ通路242に入る。冷却媒体212は静翼204の上部又は外側バンド部246を横切ってバイパス流れ通路242を通って流れると、熱エネルギーは冷却媒体212によって吸収され、従って、温度はT2から温度T21に上昇する。冷却媒体212は出口250を経てバイパス通路242を出る。次いで、冷却媒体212はタービンシュラウド組立体208の内部流れ通路210の入口218の方に向けられ、又は送られる。
冷却媒体212がタービンシュラウド組立体208の内部流れ通路210に入ると、それをシュラウドシール224の内側面230の全体に向ける、且つ/又は内側面230に衝突させることができ、従って、シュラウドシール224に対して対流冷却又はインピンジメント冷却の内の少なくとも1つを行うことができる。冷却媒体212の温度が、初期温度T2に比べるとT21に上昇することによって、シュラウドシール224と冷却媒体212との間の厚み方向の熱勾配、及び/又は最大熱勾配が下がり、従って、シュラウドシール224の熱応力を下げることができる。これは、シュラウドシール224及び/又はシール面232がセラミック又はセラミックマトリックス複合材から形成される場合、特に有利になり得る。
図6は、本発明の一実施形態による、第1段部74の一部分及び図5に示すような第2段部76を含むコアタービンエンジン16のHPタービン28の側面断面図である。一実施形態では、図6に示すように、システム200のバイパス流れ通路242は、HPタービン28の第1段部74のタービンシュラウド組立体108の内部流れ通路110と流体連通することができる。作動時、システム100に関して前述したように、冷却媒体112は、T11でタービンシュラウド組立体108の内部流れ通路110に流入する。冷却媒体112がシュラウドシール124の内側面130の全体に流れる、且つ/又は内側面130に衝突すると、シュラウドシール124からの熱エネルギーは吸収され、従って、冷却媒体の温度はT11からT12へさらに上昇する。
次いで、冷却媒体112は出口146を通ってタービンシュラウド組立体108から出て、バイパス流れ通路242に流体連通させる入口248の方へ流れる。冷却媒体112の少なくとも一部分は、第2段部76の静翼204の上部又は外側バンド部246を横切って流れる。その結果、熱エネルギーは冷却媒体212によってさらに吸収され、従って、温度はT12からT13に上昇する。一実施形態では、冷却媒体112の第2の部分は、第2段部76の静翼204の内部流れ通路206を通って流れる。冷却媒体112は、出口250を経てバイパス通路242を出る。次いで、冷却媒体112は、タービンシュラウド組立体208の内部流れ通路210の入口218の方に向けられ、又は送られる。
冷却媒体112がタービンシュラウド組立体208の内部流れ通路210に入ると、それをシュラウドシール224の内側面230の全体に向ける、且つ/又は内側面230に衝突させることができ、従って、シュラウドシール224に対して対流冷却又はインピンジメント冷却の内の少なくとも1つを行うことができる。冷却媒体112の温度が、初期温度T1に比べるとT13に上昇することによって、シュラウドシール224と冷却媒体112との間の厚み方向の熱勾配、及び/又は最大熱勾配が下がり、従って、シュラウドシール224の熱応力を下げることができる。これは、シュラウドシール224及び/又はシール面232がセラミック又はセラミックマトリックス複合材から形成される場合、特に有利になり得る。
図2〜6で図示し、本明細書で説明し、特許請求される、タービンエンジンを冷却するためのシステムの様々な実施形態によって、タービンエンジンに対する従来の冷却機構を超える様々な技術的利点が得られる。例えば、冷却媒体112、212をタービン内の複数の高温面を通る、且つ/又は横切るように再使用する、又は導くことによって、単一の冷却通路構成に冷却媒体を使用する場合に比べて、冷却媒体112、212の全体的な冷却有効度を高めることができる。さらに、シュラウド組立体108、208などの下流の構成部品を冷却するためのT1及びT2温度に関して、より温度の高い冷却媒体を使用すると、冷却媒体112、212と冷却される構成部品との間の熱勾配、及び/又は最大熱勾配が下がることによって、下流の構成部品の熱応力を下げることができる。
本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、また、任意の装置、又はシステムの作製及び使用、並びに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者が本発明を実施できるように本発明を開示している。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例も含むことができる。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を含む場合、又は特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。
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中心線
14 ファンセクション
16 コアタービンエンジン
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 高圧軸/スプール
36 低圧軸/スプール
38 ファンスプール/軸
40 ファン翼
42 ファンケーシング又はナセル
44 出口案内翼
46 下流部分
48 バイパス空気流通路
50 空気
52 入口
54 空気の第1の部分
56 空気の第2の部分
58 空気の第2の部分
60 燃焼ガス
62 静翼
64 タービン動翼
66 静翼
68 タービン動翼
70 ファンノズル排気セクション
72 高温ガス通路
74 第1段部
76 第2段部
100 タービン冷却システム
102 冷却媒体源
104 静翼
106 内部流れ通路
108 タービンシュラウド組立体
110 内部流れ通路
112 圧縮冷却媒体
114 入口
116 出口
118 入口
120 シュラウドブロック
122 流れ分配プレナム
124 シュラウドシール
126 半径方向内側部
128 冷却空気プレナム
130 内側/冷却側面
132 シール面
134 半径方向隙間
136 先端部
138 内側バンド部
140 開口/孔
142 バイパス流れ通路
144 外側バンド部
145 冷却通路
146 出口
200 タービン冷却システム
202 冷却媒体源
204 静翼
206 内部流れ通路
208 タービンシュラウド組立体
210 内部流れ通路
212 圧縮冷却媒体
214 入口
216 出口
218 入口
220 シュラウドブロック
222 流れ分配プレナム
224 シュラウドシール
226 半径方向内側部
228 冷却空気プレナム
230 内側/冷却側面
232 シール面
234 半径方向隙間
236 先端部
238 内側バンド部
240 開口/孔
242 バイパス流れ通路
244 隔壁
246 外側バンド/シュラウド部
248 入口
250 出口

Claims (13)

  1. タービンを冷却するためのシステム(100、200)であって、
    第1の冷却媒体源(102)と、
    前記冷却媒体源(102)と流体連通する内部流れ通路(106)を有する第1の静翼(104)と、
    前記第1の静翼(104)の前記内部流れ通路(106)と流体連通する内部流れ通路(110)を有する第1のタービンシュラウド組立体(108)と、
    第2の冷却媒体源(202)と、
    前記第1の静翼(104)の下流に配置され、内部流れ通路(206)を有する第2の静翼(204)であって、前記第1の静翼(104)及び前記第2の静翼(204)が、タービンを通る高温ガス通路(72)を少なくとも部分的に画定する、第2の静翼(204)と、
    隔壁(244)と前記第2の静翼(204)の外側バンド部(246)との間に少なくとも部分的に画定されたバイパス流れ通路(242)であって、前記バイパス流れ通路(242)と前記第2の静翼(204)の前記内部流れ通路(206)が前記第2の冷却媒体源(202)と流体連通する、バイパス流れ通路(242)と、
    前記第2の静翼(204)の前記内部流れ通路(206)及び前記バイパス流れ通路(242)のうちの少なくとも1つと流体連通する内部流れ通路(210)を有する第2のタービンシュラウド組立体(208)と
    を備えるシステム(100、200)。
  2. 前記第1の冷却媒体源(10)が、低圧圧縮機(22)及び高圧圧縮機(24)のうちの少なくとも1つを含む、請求項1記載のシステム(100、200)。
  3. 前記第1の静翼(10)の前記内部流れ通路(10)が少なくとも1つの孔(14)を含み、前記少なくとも1つの孔(14)が、前記第1の静翼(10)の全長に沿って前記内部流れ通路(10)から外へ流体連通させる、請求項1又は請求項2記載のシステム(100、200)。
  4. 前記第1の静翼(10)の前記内部流れ通路(10)が、前記第1の冷却媒体源(10)と流体連通する入口(11)、及び前記第1のタービンシュラウド組立体(10)と流体連通する出口(11)を含む、請求項1乃至請求項3のいずれか1項記載のシステム(100、200)。
  5. 前記第1の静翼(10)の前記入口(11)及び前記出口(11)が、前記第1の静翼(10)の外側バンド部(14)に沿って形成される、請求項4記載のシステム(100、200)。
  6. 前記入口(10)が、前記第1の静翼(10)の内側バンド部(13)に沿って形成される、請求項4記載のシステム(100、200)。
  7. 前記第1のタービンシュラウド組立体(108)のシュラウドシール(124)のシール面(132)から半径方向に離間したタービン動翼(64)であって、前記シュラウドシール(124)の前記シール面(132)の方へ方向付けられた複数の冷却通路(145)を含むタービン動翼(64)をさらに備える、請求項1乃至請求項6のいずれか1項記載のシステム(100)。
  8. 前記第2の静翼(204)の前記内部流れ通路(206)が少なくとも1つの孔(240)を含み、前記少なくとも1つの孔(240)が、前記第2の静翼(204)の全長に沿って前記内部流れ通路(206)から外へ流体連通させる、請求項1乃至請求項7のいずれか1項記載のシステム(100、200)。
  9. 前記第2の静翼(04)の前記内部流れ通路(06)が、前記第2の冷却媒体源(02)と流体連通する入口(14)、及び前記第2のタービンシュラウド組立体(08)と流体連通する出口(16)を含む、請求項1乃至請求項8のいずれか1項記載のシステム(100、200)。
  10. 前記第1のタービンシュラウド組立体(108)の前記内部流れ通路(110)が、前記第1のタービンシュラウド組立体(108)のシュラウドシール部(124)内に画定された冷却空気プレナム(128)を含む、請求項1乃至請求項9のいずれか1項記載のシステム(100、200)。
  11. 前記第2の冷却媒体源(202)が、前記第1のタービンシュラウド組立体(108)の前記内部流れ通路(110)を含む、請求項10記載のシステム(100、200)。
  12. 前記第1の静翼(104)が、前記第1の静翼(104)の外側バンド部(144)によって画定された第1のバイパス流れ通路(142)であって、前記第1の静翼(104)の前記内部流れ通路(106)の下流にある第1のバイパス流れ通路(142)を含み、前記第1のバイパス流れ通路(142)が、前記第1の静翼(104)の前記内部流れ通路(106)と前記タービンの前記高温ガス通路(72)との間を流体連通させる、請求項1乃至請求項11のいずれか1項記載のシステム(100、200)。
  13. 前記第1の静翼(104)及び前記第1のタービンシュラウド組立体(108)が、高圧タービン(28)の第1段部(74)のタービン機器構成部品であり、且つ、前記第2の静翼(204)及び前記第2のタービンシュラウド組立体(208)が、高圧タービン(28)の第2段部(76)のタービン機器構成部品である、請求項1乃至請求項12のいずれか1項記載のシステム(100、200)。
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Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2587021A1 (en) * 2011-10-24 2013-05-01 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine and method for guiding compressed fluid in a gas turbine
US10502092B2 (en) * 2014-11-20 2019-12-10 United Technologies Corporation Internally cooled turbine platform
US10550721B2 (en) * 2016-03-24 2020-02-04 General Electric Company Apparatus, turbine nozzle and turbine shroud
US11035247B2 (en) * 2016-04-01 2021-06-15 General Electric Company Turbine apparatus and method for redundant cooling of a turbine apparatus
US10633996B2 (en) * 2016-11-17 2020-04-28 Rolls-Royce Corporation Turbine cooling system
GB201705552D0 (en) * 2017-04-06 2017-05-24 Rolls Royce Plc Vane cooling system
US10711640B2 (en) * 2017-04-11 2020-07-14 Raytheon Technologies Corporation Cooled cooling air to blade outer air seal passing through a static vane
US10808572B2 (en) * 2018-04-02 2020-10-20 General Electric Company Cooling structure for a turbomachinery component
US10837293B2 (en) 2018-07-19 2020-11-17 General Electric Company Airfoil with tunable cooling configuration
GB201813086D0 (en) 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
GB201813079D0 (en) 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Effcient gas turbine engine
GB201813082D0 (en) 2018-08-10 2018-09-26 Rolls Royce Plc Efficient gas turbine engine
US20210102494A1 (en) * 2019-10-04 2021-04-08 United Technologies Corporation Engine with cooling passage circuit extending through blade, seal, and ceramic vane

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3703808A (en) 1970-12-18 1972-11-28 Gen Electric Turbine blade tip cooling air expander
US4820116A (en) * 1987-09-18 1989-04-11 United Technologies Corporation Turbine cooling for gas turbine engine
JPH0510102A (ja) 1991-07-02 1993-01-19 Hitachi Ltd ガスタービン翼及びガスタービン装置
US5253976A (en) * 1991-11-19 1993-10-19 General Electric Company Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines
JPH07317562A (ja) 1994-05-25 1995-12-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
JP3727701B2 (ja) 1995-12-27 2005-12-14 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼の冷却装置
JPH10231703A (ja) 1997-02-17 1998-09-02 Toshiba Corp ガスタービンの翼
JP3234793B2 (ja) 1997-03-27 2001-12-04 株式会社東芝 ガスタービン静翼
JP2001107703A (ja) 1999-10-07 2001-04-17 Toshiba Corp ガスタービン
US6431820B1 (en) * 2001-02-28 2002-08-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips
EP1245806B1 (de) * 2001-03-30 2005-08-03 Siemens Aktiengesellschaft Gekühlte Gasturbinenschaufel
DE50105780D1 (de) 2001-08-09 2005-05-04 Siemens Ag Gasturbine und Verfahren zum Betreiben einer Gasturbine
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
US7926289B2 (en) 2006-11-10 2011-04-19 General Electric Company Dual interstage cooled engine
US7743613B2 (en) 2006-11-10 2010-06-29 General Electric Company Compound turbine cooled engine
JP2008274818A (ja) 2007-04-27 2008-11-13 Hitachi Ltd ガスタービン
FR2923525B1 (fr) * 2007-11-13 2009-12-18 Snecma Etancheite d'un anneau de rotor dans un etage de turbine
KR101346566B1 (ko) 2008-10-08 2014-01-02 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 가스 터빈 및 그 운전 방법
JP5185762B2 (ja) 2008-10-08 2013-04-17 三菱重工業株式会社 ガスタービン及びその起動時運転方法
JP5412254B2 (ja) 2009-04-30 2014-02-12 三菱重工業株式会社 タービン翼、タービン翼の製造方法、及び、ガスタービン
US8142138B2 (en) * 2009-05-01 2012-03-27 General Electric Company Turbine engine having cooling pin
US8317465B2 (en) 2009-07-02 2012-11-27 General Electric Company Systems and apparatus relating to turbine engines and seals for turbine engines
FR2954401B1 (fr) 2009-12-23 2012-03-23 Turbomeca Procede de refroidissement de stators de turbines et systeme de refroidissement pour sa mise en oeuvre
RU2547351C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
US9663404B2 (en) 2012-01-03 2017-05-30 General Electric Company Method of forming a ceramic matrix composite and a ceramic matrix component
JP5951386B2 (ja) 2012-07-20 2016-07-13 株式会社東芝 タービンおよびタービン冷却方法
DE112014004335T5 (de) * 2013-09-20 2016-06-09 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gasturbine, Gasturbinen-Steuergerät und Gasturbinen-Betriebsverfahren

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