JP6263212B2 - ガスタービンシュラウドアセンブリの一部分を熱遮蔽するためのシステム - Google Patents

Description

本発明は、一般に、ガスタービンエンジンのためのタービンシュラウドに関する。より詳細には、本発明は、タービンシュラウドアセンブリの一部分を熱遮蔽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、連続する流れの順に、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。運転時、空気は、空気が燃焼セクションに到達するまで１以上の軸線方向の圧縮機が空気を徐々に圧縮する圧縮機セクションの入口に入る。燃料は、圧縮空気と混合され、燃焼ガスを供給するために、燃焼セクションの内部で燃焼される。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションの内部に画成された高温ガス経路を通って転送され、タービンセクションから排気セクションを介して排気される。

特定の構造では、タービンセクションは、連続する流れの順に、高圧（ＨＰ）タービン及び低圧（ＬＰ）タービンを含む。高圧タービン及び低圧タービンは、それぞれ、タービンロータディスク及びタービンロータブレード及びのような様々な回転タービン部品及びステータベーン又はノズル、タービンシュラウド、シュラウド支持部及びエンジンフレームのような様々な静止タービン部品を含む。回転タービン部品及び静止タービン部品は、タービンセクションを通る高温ガス経路を少なくとも部分的に画成する。燃焼ガスが高温ガス経路を通って流れるとき、熱エネルギーは、燃焼ガスから回転タービン部品及び静止タービン部品に伝達される。そのため、熱性能及び／又は機械性能の要求を満たすために、一般に、様々な回転タービン部品及び静止タービン部品を冷却することが必要である。

従来通りに、圧縮空気のような冷却媒体は、様々な回転タービン部品及び静止タービン部品の内部で、又は様々な回転タービン部品及び静止タービン部品の周りに画成されたいくつかの冷却通路又は回路を通って、圧縮機セクションから転送され、したがってそれらの部品を冷却する。しかしながら、高圧タービンに３６０度セラミックマトリックス複合材料シュラウドを使用すると、セラミックマトリックス複合材料の好ましい熱特性のため、圧縮空気による背面シュラウド冷却を減らすことができる。そのため、通常、シュラウドアセンブリの中に、又はシュラウドアセンブリの周囲に転送される圧縮空気の量は減少され、したがってエンジン性能全体及び／又はエンジン効率全体は高められる。

シュラウドアセンブリへの冷却流の減少によって、高温ガス経路を通って流れる燃焼ガスにさらされる可能性があり、又は高温ガス経路を通って流れる燃焼ガスに向き合うシュラウドアセンブリのシュラウド支持部ハードウェアのような静止ハードウェアに高い温度をもたらすかもしれない。シュラウド支持部ハードウェアが、シュラウドのために使用されるセラミックマトリックス複合材料よりも、燃焼ガスにさらすことに対する好ましくない熱特性を有する金属又は他の材料から形成されるとき、シュラウド支持部ハードウェアの熱応力が、一般に増加する。結果的に、熱応力を減少させるためのシュラウド支持部及び／又は他の隣接した静止ハードウェアを熱遮蔽するように構成されたタービンシュラウドアセンブリは、技術において歓迎される。

米国特許出願公開第２０１３／０１５６５５０号明細書

本発明の態様及び利点は、以下の説明の部分で説明されるか、又は説明から明らかであってもよいか、又は本発明の実施を通じて理解されてもよい。

一態様では、本主題は、ガスタービンのためのシュラウドアセンブリの一部分を熱遮蔽するためのシステムを対象とする。システムは、後方壁から軸線方向に離隔した前方壁を有するシュラウド支持部を含む。前方壁は、背面から軸線方向に離隔した前面及び前面と背面との間で軸線方向に延在する半径方向内側面を有する。シュラウドは、シュラウド支持部に装着されている。シュラウドは、シュラウド支持部の前方壁に向かって延在する前縁部分及びシュラウド支持部の後方壁に向かって延在する後縁部分を有する。半径方向間隙は、前縁部分の頂面と前方壁の半径方向内側面との間に画成されている。熱遮蔽部は、前方壁の底部に沿って配置され、燃焼ガスの流れに対向するように配向している。

本主題の別の態様は、ガスタービンのためのシュラウドアセンブリの一部分を熱遮蔽するためのシステムを対象とする。システムは、後方壁から軸線方向に離隔した前方壁を有するシュラウド支持部を含む。前方壁は、背面から軸線方向に離隔した前面及び前面と背面との間で軸線方向に延在する半径方向内側面を有する。シュラウドは、シュラウド支持部に装着され、シュラウド支持部の前方壁に向かって延在する前縁部分及びシュラウド支持部の後方壁に向かって延在する後縁部分を含む。半径方向間隙は、前縁部分の頂面と前方壁の半径方向内側面との間に画成されている。前縁部分が前方壁を熱遮蔽するように、前縁部分は、前方壁の前面から軸線方向に前方に終端する。

本主題の別の態様は、ガスタービンを対象とする。ガスタービンは、圧縮機、圧縮機から下流に配置された燃焼セクション及び燃焼セクションから下流に配置されたタービンを含む。タービンは、タービンロータブレードの列の周りに周方向に延在するタービンシュラウドアセンブリを備える。タービンは、タービンシュラウドアセンブリの一部分を熱遮蔽するためのシステムをさらに含む。システムは、後方壁から軸線方向に離隔した前方壁を有するシュラウドシール支持部を含む。前方壁は、背面から軸線方向に離隔した前面及び前面と背面との間で軸線方向に延在する半径方向内側面を含む。シュラウドシールは、シュラウドシール支持部に装着されている。シュラウドシールは、シュラウドシール支持部の前方壁に向かって延在する前縁部分及びシュラウドシール支持部の後方壁に向かって延在する後縁部分を含む。半径方向間隙は、前縁部分の頂面と前方壁の半径方向内側面との間に画成されている。タービンの内部で燃焼ガスから前方壁を熱遮蔽するように、前縁部分は、前方壁の前面から軸線方向に前方に終端する。

これら及び本発明の他の特徴、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して、より良好に理解されるようになる。この明細書の一部分に組み込まれ構成された添付図面は、本発明の実施形態を示し、説明と一緒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ベストモードを含む本発明を完全に開示できるようにすることは、添付図面を参照する明細書で説明される。

本発明のいくつかの実施形態を具現化することができる例示の高速バイパスターボファンジェットエンジンの概略断面図である。 本発明のいくつかの実施形態を具現化することができる図１に示すガスタービンエンジンの高圧タービンセクションの拡大断面側面図である。 本発明のいくつかの実施形態に従う、図２に示す高圧タービンの一部分の拡大側面図である。 本発明のいくつかの実施形態に従う、図２に示す高圧タービンの一部分の拡大側面図である。

本発明の本実施形態に対して参照が詳細に行われ、１以上の例が添付図面に示されている。詳細な説明は、図で特徴部分を参照するために、付された数字及び文字を使用する。図面及び明細書での同様又は類似の符号は、本発明の同様部分又は類似部分を参照するために使用されている。ここで使用されるとき、「第１」、「第２」及び「第３」という用語は、１つの部品を別の部品と区別するために、置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示すことは意図していない。「上流」及び「下流」という用語は、流路の流体の流れに対する相対的な流れ方向に言及する。例えば、「上流」は、流体が流れる流れ方向の起点側に言及し、「下流」は、流体が流れる流れ方向の終点側に言及する。

図面を参照すると、同一の符号は、複数の図を通して同一の要素を示し、図１は、本発明のいくつかの実施形態を具現化することができる「ターボファン１０」としてここで言及される例示の高速バイパスターボファンタイプのガスタービンエンジン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、参照目的のためにターボファン１０を通って延在する長手方向又は軸線方向の中心線軸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を含めてもよく、コアタービン又はガスタービンエンジン１４は、ファンセクション１６から下流に配置されている。

ガスタービンエンジン１４は、一般に、環状の入口２０を画成する実質的に管状の外側ケーシング１８を含めてもよい。外側ケーシング１８は、複合ケーシングから形成していてもよい。外側ケーシング１８は、ブースター又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２、高圧（ＨＰ）圧縮機２４を有する圧縮機セクション、燃焼セクション２６、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及びジェット排気ノズルセクション３２を直流関係にケースに入れる。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、高圧タービン２８を高圧圧縮機２４に駆動可能に連結する。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール３６は、低圧タービン３０を低圧圧縮機２２に駆動可能に連結する。（低圧）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に連結してもよい。特定の実施形態では、図１に示すように、（低圧）スプール３６は、ダイレクトドライブ構造のようなファンスプール３８に直接連結してもよい。代替の構造では、（低圧）スプール３６は、ダイレクトドライブではない構造又はギヤドライブ構造のような減速ギア３９を介してファンスプール３８に連結してもよい。

図１に示すように、ファンセクション１６は、ファンスプール３８に連結され、ファンスプール３８から半径方向外向きに延在する複数のファンブレード４０を含む。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の少なくとも一部分を周方向に包囲する。ナセル４２が周方向に離隔した複数の出口案内翼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することができる点が、当業者によって評価されるべきである。さらに、ナセル４２の下流セクション４６は、ナセル４２の下流セクション４６と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を画成するように、ガスタービンエンジン１４の外側部分を覆って延びていてもよい。

図２は、本発明のいくつかの実施形態を具現化することができるように、図１に示すガスタービンエンジン１４の高圧タービン２８部分の拡大断面図を提供する。図２に示すように、高圧タービン２８は、直流関係に、（１つのみ示された）タービンロータブレード５８の列５６から軸線方向に離隔した（１つのみ示された）ステータベーン５４の列５２を含む第１段５０を含む。高圧タービン２８は、（１つのみ示された）タービンロータブレード６８の列６６から軸線方向に離隔した（１つのみ示された）ステータベーン６４の列６２を含む第２段６０をさらに含む。

タービンロータブレード５８，６８は、高圧スプール３４（図１）から半径方向外向きに延び、高圧スプール３４（図１）に連結されている。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）から高圧タービン２８の中に燃焼ガスを転送するための高温ガス経路７０を少なくとも部分的に画成する。図１に示すように、ステータベーン５４，６４の列５２，６２は、高圧スプール３４の周りに環状に配置され、タービンロータブレード５８，６８の列５６，６６は、高圧スプール３４の周りに周方向に離隔している。

いくつかの実施形態では、図２に示すように、高圧タービン２８は、中心線１２に対して第１段５０のタービンロータブレード５８の列５６の周りに環状リングを形成するタービンシュラウド又はシュラウドシールアセンブリ７２を含む。シュラウドシールアセンブリ７２は、第１段５０のタービンロータブレード５８を包囲するように説明し図示するが、ここで提供されるシュラウドシールアセンブリ７２は、高圧タービン２８又は低圧タービン３０のタービンロータブレードのいかなる列も包囲するように構成してもよく、ここで提供される本発明は、特許請求の範囲で明確に示されない場合、高圧タービン２８の第１段５０に限定されない。

シュラウドシールアセンブリ７２は、シュラウドシール７４を含む。シュラウドシール７４は、タービンロータブレード５８のそれぞれのブレード先端７６から半径方向に離隔している。クリアランスの間隙は、ブレード先端７６とシュラウドシール７４のシール面又は側面７８との間に画成されている。一般に、特にターボファン１０の巡航運転中、高温ガス経路７０からクリアランスの間隙を通しての漏れを減少させるために、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の間隙を最小限にすることが望ましい。特定の実施形態では、シュラウドシール７４は、セラミック材料、より詳細にはセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料からできた連続した、単一の、又は継ぎ目のないリングとして形成されている。

いくつかの実施形態では、シュラウドシールアセンブリ７２は、シュラウドシール支持部又は保持リング８０をさらに含む。特定の実施形態では、シュラウドシール支持部８０は、ガスタービンエンジン１４の骨格８２のような静止構造体に連結されている。骨格８２は、骨格８２から半径方向内向きに配置された、様々な静止部品のための構造支持部を設けるエンジンフレームである。骨格８２は、ガスタービンエンジン１４の周りに外側ケーシング１８も連結する。骨格８２は、外側ケーシング１８と骨格８２から半径方向内向きに配置された部品との間に画成されたエンジンクリアランスの閉塞を制御することを容易にする。典型的には、骨格８２は、硬くなるように又は堅固であるように設計されている。いくつかの実施形態では、図２に示すように、実質的に円形であり平行な上流フランジ８６及び下流フランジ８８を有する高圧タービンケーシング８４は、燃焼セクション２６（図１）の（図示してしない）燃焼セクションケーシングに固定されている。タービンシュラウド支持リング９０は、シュラウドシール支持部８０を装着するために設けてもよい。

ターボファン１０の運転中、図１に示すように、空気２００は、ターボファン１０の入口部分２０２に入る。矢印２０４で示す空気２００の第１部分は、バイパス空気流路４８の中に向けられ、矢印２０６で示す空気２００の第２部分は、低圧圧縮機２２の入口２０に入る。空気２０６の第２部分は、低圧圧縮機２２から高圧圧縮機２４に転送されるように徐々に圧縮される。空気２０６の第２部分は、高圧圧縮機２４を通って転送されるように、したがって矢印２０８で示す圧縮空気を、燃料と混合され矢印２１０で示す燃焼ガスを供給するために燃焼される燃焼セクション２６に供給するように、さらに圧縮される。

燃焼ガス２１０は、燃焼ガス２１０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、第１段５０及び第２段６０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を介して取り出される高圧タービン２８を通って転送され、したがって高圧シャフト又はスプール３４を回転させ、それによって高圧圧縮機２４の運転を支援する。燃焼ガス２１０は、熱エネルギー及び運動エネルギーの第２部分が低圧シャフト又はスプール３６に連結された低圧タービンステータベーン２１２及び低圧タービンロータブレード２１４の連続したステージを介して燃焼ガス２１０から取り出され、したがって低圧シャフト又はスプール３６を回転させ、それによって低圧圧縮機２２の運転及び／又はファンスプール又はシャフト３８の回転を支援する低圧タービン３０を通って転送される。その後、燃焼ガス２１０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を通って転送される。

高圧タービンセクション２８及び低圧タービンセクション３０を通って、特に高圧タービン２８を通って流れる燃焼ガス２１０の温度は、最も高くてもよい。例えば、高圧タービン２８によって／の内部で画成された高温ガス経路７０の一部分を通って流れる燃焼ガス２１０は、華氏２０００度を超えてもよい。そのため、熱性能及び／又は機械性能の要求を満たすために、圧縮機２２，２４から転送される冷却空気によって、シュラウドシールアセンブリ７２に限定されないがシュラウドシールアセンブリ７２のような高圧タービン２８及び／又は低圧タービン３０の様々なタービンハードウェア部品を冷却することは必要であり、及び／又は有益である。

シュラウドシール７４を形成するためのセラミック、特にセラミックマトリックス複合材料の使用は、シュラウドシール７４を冷却するために通常必要とされる冷却空気の量を減少させる。シュラウドシール７４を冷却するための冷却流の減少は、エンジン性能全体を高めることができるが、冷却空気流の減少は、上昇した温度での使用に好ましくない熱特性を有する金属合金のような他の材料から形成されたシュラウドシール支持部８０又は包囲する静止ハードウェアのようなシュラウドシールアセンブリ７２の部分に不利な影響を有するかもしれない。これは、高圧タービン２８及び低圧タービン３０を通って流れる燃焼ガス２１０にさらされる可能性があるか、又は高圧タービン２８及び低圧タービン３０を通って流れる燃焼ガス２１０に向き合うシュラウドシール支持部８０のようなハードウェアに対して、特に当てはまるかもしれない。

図３は、本発明のいくつかの実施形態に従うタービンロータブレード５８及びシュラウドシールアセンブリ７２の一部分を含む拡大側面図を提供する。図３に示すように、シュラウドシール支持部８０は、後方壁又は保持部材９４から軸線方向に離隔した前方壁又は保持部材９２を含む。特定の実施形態では、シュラウドシール支持部８０の前方壁９２及び／又は後方壁９４は、金属合金又は金属薄板のような非セラミックマトリックス複合材料から形成されている。前方壁９２は、中心線１２に対して背面９８から軸線方向に離隔した前面９６及び中心線１２に対して前面９６と背面９８との間で軸線方向に延在する半径方向内側面１００を含む。

シュラウドシール７４は、シュラウドシール支持部８０に装着されているか、又はシュラウドシール支持部８０に連結されている。シュラウドシール７４は、シュラウドシール支持部８０の前方壁９２に向かって延在する前縁部分１０２及びシュラウドシール支持部８０の後方壁９４に向かって延在する後縁部分１０４を含む。一実施形態では、シュラウドシール７４の前縁部分１０２は、軸線方向に、前方壁９２の前面９６と背面９８との間で終端する。半径方向間隙１０６は、前縁部分１０２の頂面１０８と前方壁の半径方向内側面１００との間に画成されている。

一実施形態では、シュラウドシールアセンブリ７２の一部分を熱遮蔽するためのシステムは、前方壁９２の底部１１２に沿って配置された熱遮蔽部１１０を含む。熱遮蔽部１１０は、シュラウドシールアセンブリ７２に最も近いシュラウドシール支持部８０及び／又は他の静止ハードウェアの熱応力を減少させるのに適した熱特性を有するセラミックマトリックス複合材料又はいかなる材料から形成してもよい。一般に、熱遮蔽部１１０は、燃焼ガス２１０の流れに向かって、又は燃焼ガス２１０に対向するように配向している。

一実施形態では、熱遮蔽部１１０は、前方壁９２の前面９６からシュラウドシール７４の頂面１０８まで延びている。一実施形態では、熱遮蔽部１１０は、前方壁９２の前面９６及びシュラウドシール７４の頂面１０８の少なくとも１つに固定して連結されている。一実施形態では、熱遮蔽部１１０は、前方壁９２に固定して連結されるが、熱シール１１０とシュラウドシール７４の頂面１０８との間の部分で自由に移動させてもよく、それによって冷却流が漏れるようにすることができるか、又は冷却流を半径方向間隙に通すことができる。特定の実施形態では、熱遮蔽部１１０は、半径方向間隙１０６を少なくとも部分的にシールし、したがってシュラウドシール７４の背面１１４への燃焼ガス２１０の漏れを回避するか、又は制限する。

一実施形態では、破線で示されるように、熱遮蔽部１１０は、前方壁９２の底部１１２からシュラウドシール７４の前縁部分１０２に向かって延びている。一実施形態では、熱遮蔽部１１０は、前方壁９２の前面９６からシュラウドシールのシール面７８に向かって延びている。特定の実施形態では、シュラウドシール７４は、連続した、単一の、又は継ぎ目のない３６０度リングとして、セラミックマトリックス複合材料から形成されている。

図４は、本発明のいくつかの実施形態に従う、タービンロータブレード５８の一部分、第１列５２のステータベーン５４の一部分、第２列６２のステータベーン６４の一部分及びシュラウドシールアセンブリ７２を含む拡大側面図を提供する。一実施形態では、図４に示すように、シュラウドシール７４の前縁部分１０２は、中心線１２に対して前方壁９２の前面９６から軸線方向に前方に終端する。このように、前縁部分１０２は、前方壁９２及び／又は前方壁９２に隣接して配置された他の静止ハードウェアを、燃焼ガス２１０にさらすことから熱遮蔽するためのシステムを少なくとも部分的に画成する。高温ガス経路７０から、外側バンド１１６及び／又はシュラウドシール７４から半径方向外側に画成された滞留空間又は容積１２２への燃焼ガス２１０の漏れを最小限にするか、又は制御するように、外側バンド部分１１６の後部１２０とシュラウドシール７４の前縁部分１０２との間に画成された軸線方向間隙１１８を最小限にするように、前縁部分１０２は、静止ベーン５４の外側バンド１１６部分に向かって延びていてもよい。

一実施形態では、シュラウドシール７４は、セラミックマトリックス複合材料から形成され、シュラウドシール支持部８０は、金属合金から形成された金属薄板のような非セラミックマトリックス複合材料から形成されている。一実施形態では、シュラウドシール７４は、連続した、単一の、又は継ぎ目のない３６０度リングとして、セラミックマトリックス複合材料から形成されている。

特定の実施形態では、熱遮蔽部１２４は、前方壁９２の前面９６の底部１１２に沿って配置され、燃焼ガス２１０の流れに向かって、及び／又は滞留容積１２２に対向するように配向している。熱遮蔽部１２４は、シュラウドシールアセンブリ７２の非セラミック又は非セラミックマトリックス複合材料の熱応力を減少させることを意図する目的のために適した熱特性を有する金属合金のようなセラミックマトリックス複合材料又は他の材料から形成してもよい。

一実施形態では、熱遮蔽部１２４は、前方壁９２の前面９６及びシュラウドシール７４の頂面１０８に連結されている。一実施形態では、熱遮蔽部１２４は、前方壁の底部１１２からシュラウドシール７４の前縁部分１０２に向かって延びている。特定の実施形態では、熱遮蔽部１２４は、前方壁９２の半径方向内側面１００とシュラウドシール７４の頂面１０８との間に画成された半径方向間隙１０６を少なくとも部分的にシールする。一実施形態では、熱遮蔽部１２４は、前方壁９２の前面９６から、シュラウドシール７４の前面１２６に沿って、かつシュラウドシール７４のシール面７８に向かって延びている。

この記載された説明は、ベストモードを含む本発明を開示するために、そして当業者がいかなる装置又はシステムを作成し使用すること及びいかなる具現化された方法も実行することを含む本発明を実施することができるように、例を用いる。本発明の特許を受けることができる範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者に思い浮かぶ他の例を含めてもよい。他の例が特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を含む場合、又は他の例が特許請求の範囲の文言からのごくわずかな差を有する等価構造要素を含む場合、他の例は、特許請求の範囲内にあることが意図されている。

１０ ガスタービンエンジン、ターボファン
１２ 中心線、中心線軸
１４ ガスタービンエンジン
１６ ファンセクション
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、高圧タービンセクション
３０ 低圧タービン、低圧タービンセクション
３２ ジェット排気ノズルセクション
３４ 高圧スプール
３６ 低圧スプール
３８ ファンスプール、シャフト
３９ 減速ギア
４０ ファンブレード
４２ ナセル
４４ 出口案内翼
４６ 下流セクション
４８ バイパス空気流路
５０ 第１段
５２ 列
５４ ステータベーン、静止ベーン
５６ 列
５８ タービンロータブレード
６０ 第２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 高温ガス経路
７２ シュラウドシールアセンブリ
７４ シュラウドシール
７６ ブレード先端
７８ シール面、側面
８０ シュラウドシール支持部、保持リング
８２ 骨格
８４ 高圧タービンケーシング
８６ 上流フランジ
８８ 下流フランジ
９０ タービンシュラウド支持リング
９２ 前方壁、保持部材
９４ 後方壁、保持部材
９６ 前面
９８ 背面
１００ 半径方向内側面
１０２ 前縁部分
１０４ 後縁部分
１０６ 半径方向間隙
１０８ 頂面
１１０ 熱遮蔽部、熱シール
１１２ 底部
１１４ 背面
１１６ 外側バンド、外側バンド部分
１１８ 軸線方向間隙
１２０ 後部
１２２ 滞留空間
１２４ 熱遮蔽部
１２６ 前面
２００ 空気
２０２ 入口部分
２０４ 矢印
２０６ 空気、矢印
２０８ 矢印
２１０ 燃焼ガス、矢印
２１２ 低圧タービンステータベーン
２１４ 低圧タービンロータブレード

Claims (7)

1. ガスタービンシュラウドアセンブリの一部分を熱遮蔽するためのシステムであって、
   非セラミックマトリックス複合材料から形成され、かつ前方壁（９２）と軸線方向に離隔した後方壁（９４）とを有するシュラウドシール支持部（８０）であって、前方壁（９２）が、前面（９６）と軸線方向に離隔した背面（９８）と、前面（９６）と背面（９８）との間で軸線方向に延在する半径方向内側面（１００）とを有している、シュラウドシール支持部（８０）と、
   セラミックマトリックス複合材料から形成され、かつシュラウドシール支持部（８０）に装着されたシュラウドシール（７４）であって、シュラウドシール（７４）がシュラウドシール支持部（８０）の前方壁（９２）に向かって延在する前縁部分（１０２）と、シュラウドシール支持部（８０）の後方壁（９４）に向かって延在する後縁部分（１０４）とを有しており、半径方向間隙（１０６）が前縁部分（１０２）の頂面（１０８）と前方壁（９２）の半径方向内側面（１００）との間に画成される、シュラウドシール（７４）と、
   セラミックマトリックス複合材料から形成された熱遮蔽部（１１０）であって、熱遮蔽部（１１０）の第１の端部が前方壁（９２）の底部（１１２）に配置され、熱遮蔽部（１１０）の第２の端部がシュラウドシール（７４）まで延びていて、半径方向間隙（１０６）を少なくとも部分的にシールする熱遮蔽部（１１０）と
   を備えるシステム。
2. 熱遮蔽部（１１０）が、前方壁（９２）の前面（９６）及びシュラウドシール（７４）の頂面（１０８）に連結されている、請求項１に記載のシステム。
3. 熱遮蔽部（１１０）が、前方壁（９２）の底部（１１２）からシュラウドシール（７４）の前縁部分（１０２）に向かって延びている、請求項１に記載のシステム。
4. 熱遮蔽部（１１０）は、前方壁（９２）の前面（９６）からシュラウドシール（７４）のシール面（７８）に向かって延びている、請求項１に記載のシステム。
5. シュラウドシール（７４）が、連続リングとして形成されている、請求項１に記載のシステム。
6. シュラウドシール（７４）の前縁部分（１０２）が、軸線方向に前方壁（９２）の前面（９６）と背面（９８）との間で終端する、請求項１に記載のシステム。
7. 圧縮機（２２，２４）と、
   圧縮機（２２，２４）から下流に配置された燃焼セクション（２６）と、
   燃焼セクション（２６）から下流に配置されたタービン（２８，３０）であって、タービン（２８，３０）が、タービンロータブレードの列の周りに周方向に延在するタービンシュラウドアセンブリと、タービンシュラウドアセンブリの一部分を熱遮蔽するための請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載のシステムとを含むタービン（２８，３０）と
   を備えるガスタービン（１４）。