JP6778505B2 - 一体型ヒートパイプを備えたガスタービンエンジン構成要素 - Google Patents

一体型ヒートパイプを備えたガスタービンエンジン構成要素 Download PDF

Info

Publication number
JP6778505B2
JP6778505B2 JP2016078551A JP2016078551A JP6778505B2 JP 6778505 B2 JP6778505 B2 JP 6778505B2 JP 2016078551 A JP2016078551 A JP 2016078551A JP 2016078551 A JP2016078551 A JP 2016078551A JP 6778505 B2 JP6778505 B2 JP 6778505B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
chamber
component
gas turbine
wall
fluid
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
JP2016078551A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2016205379A (ja
Inventor
ウィリアム・ドワイト・ガーストラー
ジェイムス・マイケル・コストカ
ジェフェリー・ダグラス・ランボー
ジョン・ウィリアム・ムーアズ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2016205379A publication Critical patent/JP2016205379A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP6778505B2 publication Critical patent/JP6778505B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/181—Blades having a closed internal cavity containing a cooling medium, e.g. sodium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D15/00—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies
    • F28D15/02—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes
    • F28D15/04—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes with tubes having a capillary structure
    • F28D15/046—Heat-exchange apparatus with the intermediate heat-transfer medium in closed tubes passing into or through the conduit walls ; Heat-exchange apparatus employing intermediate heat-transfer medium or bodies in which the medium condenses and evaporates, e.g. heat pipes with tubes having a capillary structure characterised by the material or the construction of the capillary structure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/208—Heat transfer, e.g. cooling using heat pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Description

本発明は、一体型ヒートパイプを備えたガスタービンエンジン構成要素に関する。
本発明は、一般に、ガスタービンエンジン及びこのようなエンジンにおけるオイル冷却方法に関する。
ガスタービンエンジンには、一般に、ベアリング、ギアボックス、発電機などのような種々のエンジン構成要素を潤滑及び冷却する循環オイルシステムが設けられている。運転中、オイルは、外部環境に排出する必要がある相当な量の熱を吸収し、オイルを許容温度に維持する。エンジン設計が進歩するにつれて、排出される熱の量は増大している。
公知のガスタービンエンジン用オイル冷却システムは、通常、「空冷オイルクーラ」又は「ＡＣＯＣ」と呼ばれる１つ以上の空気対オイル熱交換器を備える。これらの熱交換器は、重量があり高い抗力を有する場合があり、特別な入口及び出口ダクト、及び大型で重量のあるブラケットを必要とすることがある。ＡＣＯＣは、複雑な冷却ネットワークにおいて燃料対オイル熱交換器及び燃料タンク戻りシステム（「ＦＲＴＴ」）と直列に使用されることもある。しかし、増加する熱負荷がこのようなシステムの能力を超えることが予想される。
従来技術において、出口ガイドベーン（「ＯＧＶ」）のような流れ境界構造の内側に流体を直接循環させることが提案されている。しかし、潤滑油のような飛行に欠かせない流体にとって、火災やオイルの重大な損失を引き起こす可能性がある損傷した熱交換器は問題である。
したがって、オイルを熱交換器から物理的に分離することができる一方で、冷却サイクルを通して強い熱的接続を維持することができる、抗力が小さいガスタービンエンジン用熱交換器が必要である。
米国特許第８，６５６，７２２号
この必要性は、一体型の熱交換器装置を備えるガスタービンエンジン用流れ境界構造を提供する本発明によって対処される。
本発明の一態様によれば、ガスタービンエンジン用熱伝達装置は、流れ境界面を画成する壁構造を有する構成要素と、構成要素内に形成され、ウィッキング構造と、蒸気流路と、作動流体とを備えるチャンバとを備える。
本発明の別の態様によれば、チャンバは、壁構造と一体に形成される。
本発明の別の態様によれば、壁構造は、流れ境界面の固体構造から内側面の透過性構造に移行する。
本発明の別の態様によれば、壁構造は、立体の集合体を備え、立体の集合体は、これを通過する一連の間隔を空けて互いに垂直な孔を有する。
本発明の別の態様によれば、孔は、２つ以上の層に配置され、各層の孔は、異なる直径を有する。
本発明の別の態様によれば、構成要素は、対向する正圧側壁及び負圧側壁と、根元部と、先端と、間隔を空けた前縁及び後縁とを有する翼形部を備える。
本発明の別の態様によれば、チャンバは、翼形部の根元部又は先端を越えて延在する。
本発明の別の態様によれば、ウィッキング構造は、側壁の間の空間を跨ぎ、一連の翼長方向の蒸気流路は、ウィッキング構造を貫通して延在する。
本発明の別の態様によれば、ウィッキング構造は、側壁の間の空間を跨ぎ、翼形状の断面を有する翼長方向の蒸気流路は、ウィッキング構造の中央部分を貫通して延在する。
本発明の別の態様によれば、複数の支柱が、正圧側壁と負圧側壁との間を横方向に延在し、１以上の支柱の少なくとも一部は、ウィッキング構造の一部を画成する透過性材料を含む。
本発明の別の態様によれば、チャンバの一部は、構成要素の残部を越えて延在し、サンプが、チャンバの延在部分を包囲し、そこを介して流体を循環させるように構成されている。
本発明の別の態様によれば、チャンバの一部は、構成要素の残部を越えて延在し、流体導管が、チャンバの延在部分に接触して配置されている。
本発明の別の態様によれば、流体導管は、環状外側壁を有し、チャンバの延在部分が、流体導管の外側壁と接触する凹型のサドル形状を有する。
本発明の別の態様によれば、チャンバの一部は、構成要素の残部を越えて延在し、流体導管のスタブ部分が、チャンバの延在部分を備えた単一のモノリシック構造の一部として形成されている。
本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジン用熱伝達装置は、エンジンの周囲にリング状に配置され、ほぼ半径方向に延在して対向する内側端部と外側端部を画成する複数の構成要素を備え、各構成要素は、流れ境界面を画成する壁構造と、構成要素内に形成され、ウィッキング構造と、蒸気流路と、作動流体とを備えるチャンバとを有し、チャンバは、蒸発器端部と、対向する凝縮器端部とを備え、チャンバの一部に対して、蒸発器端部が対応する構成要素の内側端部に配置され、他のチャンバに対して、蒸発器端部が対応する構成要素の外側端部に配置されている。
本発明の別の態様によれば、各チャンバの蒸発器端部は、エンジンの所定の配向に対して、重力が凝縮器端部から蒸発器端部への流体の流れを補助するように配置されている。
本発明の別の態様によれば、構成要素は、ガイドベーンである。
本発明は、以下の説明を添付図面と併せて参照することによって、最もよく理解することができる。
本発明の一態様に従って構成された熱交換器システムを組み込んでいるガスタービンエンジンの概略断面図である。 アンダクテッドファンを有するガスタービンエンジンの概略断面図である。 図１のガスタービンエンジンの出口ガイドベーンの斜視図である。 本発明の運転の方法を示す出口ガイドベーンの概略機能図である。 第１の内部構成を示す翼形部の断面図である。 別の内部構成を示す翼形部の断面図である。 別の代替的な内部構成を示す翼形部の断面図である。 一体型のヒートパイプ構造及びサンプを有する翼形部の概略断面図である。 流体導管に結合された翼形部の概略断面図である。 環状配列の翼形部を示す概略図である。 例示的なヒートパイプ構造の概略正面図である。 流体導管のスタブに一体に結合された蒸気チャンバの概略横断面図である。 図１２の蒸気チャンバ及び流体導管のスタブの概略縦断面図である。
図面を参照すると、同一の参照番号は、種々の図面を通して同一要素を指しており、図１は、本発明の一態様に従って構成された熱交換器装置を組み込んでいるガスタービンエンジン１０を示す。図示の例は、高バイパスターボファンエンジンであるが、本発明の原理は、低バイパスのターボジェットなどのような他の種類のエンジンにも適用可能である。エンジン１０は、長手方向中心線すなわち軸線Ａと、軸線Ａの周りで同心円状にかつ軸線Ａに沿って同軸に配置されている外側固定環状ケーシング１２とを有する。エンジン１０は、直列流れ関係で配置されている、ファン１４と、ブースタ１６と、圧縮機１８と、燃焼器２０と、高圧タービン２２と、低圧タービン２４とを有する。運転中、圧縮機１８からの圧縮空気は、燃焼器２０内で燃料と混合されかつ点火され、これによって燃焼ガスを発生する。幾らかの仕事が高圧タービン２２によってこれらのガスから抽出され、高圧タービン２２は外側シャフト２６を介して圧縮機１８を駆動する。燃焼ガスは次に低圧タービン２４内に流れて、低圧タービン２４は内側シャフト２８を介してファン１４及びブースタ１６を駆動する。
エンジン１０は、ファン流路を横断して延在する環状配列の径方向に延在しているファン出口ガイドベーン（「ＯＧＶ」）４０によって環状ファンケーシング３８に接続されている中央ハブ３６を備えたファンフレーム３２を備える。この例では、ＯＧＶ４０の各々は、空気旋回要素及びファンケーシング３８の構造支柱の両方である。他の構成では、空気力学的機能及び構造機能のために別個の部材が設けられている。
本発明の概念が、ＯＧＶ４０を例として用いて記載されるが、これらの概念は、空気流を案内するかつ／又は空気流の流路のすべて又は一部を形成するように構成されているエンジン１０内のいずれの固定構造にも適用可能であることを理解されたい。このような構造は、本明細書において一般に「流れ境界要素」と呼ばれ、「流れ境界面」を備える。本明細書で使用される「境界」という用語は、空気流を旋回させる翼形部のような「流れ案内要素」の従来の概念と同様に、単に運転中に空気流に曝され、したがって何らかの方法で空気流を導く、又は境界づける、ダクト又はナセルの一部のような構成要素を包含する。一例として、図２は、外部の回転ファンブレード１４’の列と、固定ガイドベーン４０’の下流列とを備える「アンダクテッドファン」を有するガスタービンエンジン１０’を示す。本発明の原理は、容易にガイドベーン４０’に組み込むことができる。
エンジン１０内のファンＯＧＶ４０の一部又はすべては、これらの構造内に一体化されている熱交換器を備えることができる。図３は、ファンＯＧＶ４０の１つをより詳細に示す。ＯＧＶは、前縁４４と、後縁４６と、先端４８と、根元部５０と、凸状負圧側面５２と、凹状正圧側面５４とを有する翼形部４２を備える。弓形内側プラットフォーム５６が、翼形部４２の根元部５０に配置されており、外側プラットフォーム５８が、先端４８に配置されている。集合的に、負圧側面５２、正圧側面５４、内側プラットフォーム５６及び外側プラットフォーム５８は、ＯＧＶ４０の「壁構造」を画成し、集合的に、壁構造の外側表面は、「流れ境界面」を画成する。
翼形部４２は、目的の用途に適切な強度特性及び重量特性を備えた材料から作製されている。適切な合金の１つの非限定的な例が、７０００系アルミニウム合金、特に７０７５アルミニウム合金である。
ＯＧＶ４０の内部は、ヒートパイプとして機能するように構成されている。本明細書で使用される「ヒートパイプ」という用語は、すなわち相変化する流体を用いて熱を１つの位置から他の位置へと伝達することによってヒートパイプとして機能する、任意の構造を意味する。この構造は、必ずしも従来のパイプ形状やチューブ形状である必要はない。一般に、図４に見られるように、ＯＧＶ４０は、内部空洞６２を画成する密閉チャンバ６０を備える。以下により詳細に説明するように、チャンバ６０の一部又はすべては、ＯＧＶ４０又は他の流れ境界要素の一体部分として形成することができる。
内部空洞６２は、毛管輸送効果を生成する公知の原理に応じた大きさの多数の小さな流路、空洞、又は細孔を有する毛管構造と共に並べられる。この構造は、本明細書において１以上の蒸気流路６６と併せて「ウィック」又は「ウィッキング構造」６４と呼ばれ、作動流体を保持する。水、アンモニア、グリコール類、アルコール類、有機物質及び低融点金属のような種々の作動流体は、ヒートパイプ内で使用することが知られている。作動流体は非可燃性とすることができ、これによりチャンバ６０内の漏洩や破損の際に火災の危険をもたらすことを回避する。
チャンバ６０の一方の端部は、運転中に高温流体（たとえば、エンジン潤滑油）と接触して配置されるように構成されている。この部分は、「Ｈ」で示される「高温」又は「蒸発器」端部と呼ばれる。チャンバ６０の反対側の端部は、「Ｃ」で示される「低温」又は「凝縮器」端部と呼ばれ、エンジン運転中にファンバイパス空気のような比較的低温の流体の流れ「Ｆ」に曝される。チャンバ６０に関連して使用される際の「高温」、「蒸発器」、「低温」、及び「凝縮器」という用語は、比較的高温又は低温の領域内のチャンバ６０の配置を説明するものであり、チャンバ６０自体の構造の如何なる特定の態様にも関連するものではないことに留意されたい。
運転中、エンジンの種々の部品から熱を吸収するオイルは、ＯＧＶ４０内に循環され、ＯＧＶ４０の高温又は蒸発器端部Ｈを加熱する。熱の除去により、オイルが許容作動温度に冷却され、これによりオイルはその後エンジン１０を再循環することができる。除去された熱は、対流によって外部流体流れＦに排出される。オイルから外部流体流れへの一連の熱伝達プロセスを考慮すると、ＯＧＶの壁構造を通過する熱伝達は、装置の全熱抵抗の非常にわずかな割合の（たとえば、１０％未満）に寄与することに留意されたい。したがって、熱交換器としてのＯＧＶ４０の有効性は、壁構造の材料の選択に強く依存することはない。これにより、許容可能な熱伝達性能を維持しつつ、チタンのような良好な機械的性能を有する材料の使用が可能となる。
具体的には、チャンバ６０内の作動流体は、その熱を吸収して蒸発する。生成された蒸気は、次いで蒸気流路６６を通って移動してチャンバ６０の低温端部Ｃで凝縮し、これによって熱を低温端部Ｃに伝達する。ウィック６４は、凝縮された液体作動流体を毛管作用によって高温端部Ｈに戻すことにより、循環を完了する。チャンバ６０の配向によっては、毛管構造は必ずしも必要ではない。
本明細書に記載のヒートパイプ構造は、空気対液体熱伝達プロセスが必要とされる他の状況においても使用することができる。たとえば、寒冷地では、ヒートパイプ構造は、空気流内に配置される高温端部Ｈと、エンジンオイルと接触して配置される低温端部Ｃとで構成することができる。空気流から吸収された熱はオイルを加熱し、非常に低温で粘性のあるオイルを溶解するために使用することができる。別の代替例として、ヒートパイプ構造は、燃料のような別のエンジン流体を冷却するために使用することができる。さらに、本明細書に記載のヒートパイプ構造は、空気温度及び流れ条件が排出される熱にとって適切なシンクをもたらす限り、必ずしも飛行中の状況を必要としないことに留意されたい。
ウィック６４及び蒸気流路６６は、構造、熱、及び重量の問題を最適化する目的で、様々な方法でチャンバ６０に組み込むことができる。図５〜７は、いくつかの可能な物理的構成の例を示す。
図５は、内部に空洞１６２を有するチャンバ１６０を集合的に構成する正圧側壁１５４及び負圧側壁１５２を有する、ＯＧＶ４０と同様の翼形部１４２を示す。ウィッキング構造１６４は、側壁１５４，１５２の間の空間を跨ぐ。一連の翼長方向の蒸気流路１６６は、ウィッキング構造１６４を貫通して延在する。図示した例では、蒸気流路１６６は、円形の断面形状を有しており、正圧側壁１５４及び負圧側壁１５２との間のほぼ中間に位置している。
図６は、内部に空洞２６２を有するチャンバ２６０を集合的に構成する正圧側壁２５４及び負圧側壁２５２を有する翼形部２４２を示す。ウィッキング構造２６４は、側壁２５４，２５２の間の空間を跨ぐ。翼形状の断面を有する中央蒸気流路２６６は、ウィッキング構造２６４の中央部分を貫通して延在する。
図７は、内部に空洞３６２を有するチャンバ３６０を集合的に構成する正圧側壁３５４及び負圧側壁３５２を有する翼形部３４２を示す。ウィッキング構造３６４は、側壁３５４，３５２の間の空間を跨ぐ。蒸気流路３６６は、ウィッキング構造３６４の中央部分を貫通して延在する。支柱３６８は、正圧側壁３５４と負圧側壁３５２との間を横方向に延在する。支柱３６８は、蒸気流路３６６をより小さい部分に効果的に分割する連続的な横方向の隔壁であってもよいし、個々のピン又は柱であってもよい。支柱３６８の各々は、固体材料、毛管構造、又はこれら２種の何らかの組合せを含むことができる。さらに、支柱３６８の各々は、プリズム形状又は砂時計形状のような様々な形状を有する。
ＯＧＶ４０又はその一部のすべて又は一部は、単一の、一体の、又はモノリシック構成要素の一部であってもよいし、層毎の構造や追加の製造を伴う製造プロセス（従来の機械加工プロセスと同様に材料の除去とは対照的に）を用いて製造してもよい。このようなプロセスを「高速製造プロセス」及び／又は「付加製造プロセス」と呼ぶことができ、本明細書の用語である「付加製造プロセス」は、一般に、このようなプロセスを指す。付加製造プロセスは、これらに限定されないが、直接金属レーザ焼結（ＤＭＬＳ）、直接金属レーザ溶融（ＤＭＬＭ）、レーザネットシェイプ製造（ＬＮＳＭ）、電子ビーム焼結、選択的レーザ焼結（ＳＬＳ）、インクジェット及びレーザジェットによってのような３Ｄ印刷、光造形法（ＳＬＳ）、電子ビーム溶融（ＥＢＭ）、レーザ加工ネットシェイピング（ＬＥＮＳ）、及び直接金属堆積（ＤＭＤ）を含む。
ＯＧＶ４０は、多くの場合に高アスペクト比、翼幅にわたるかなりの量のねじれ、及び小さい壁厚を有し得る。これらの特性は、従来の方法を用いた製造を困難又は不可能にする傾向がある。したがって、付加製造が本明細書に記載のＯＧＶＳ４０及び他の構成要素の製造を可能にする技術となることができる。
ウィッキング構造６４は、その厚さにわたって緩やかな移行部を組み込むことができる。外面からのＯＧＶ４０又は他の流れ境界要素の壁厚の第１の部分は、固体であってもよい。次いで、内方へ向かって移行し、毛管力により液体を吐出するように構成されている透過性表面となることができる。最後に、流体蒸気が移動する開放空隙領域が存在してもよい。ウィッキング構造はまた、壁面に垂直な方向に変化させることもできる。たとえば、小さい細孔を有する微細構造を、多量の吐出力をもたらすために高温領域（蒸発器）で用いてもよい。しかし、凝縮液が蒸発器領域に逆流する移行部では、粗構造を有するのが有効であり、これにより流体の流れ抵抗を低くすることができる。
図１１は、ウィッキング構造４６４の１つの可能な構成の一例を示す。これは、一般に立体の集合体であり、立体の集合体は、これを通過する３Ｄ配列の間隔を空けて互いに垂直な孔４６６Ａ，４６６Ｂを有する。この例では、第１のグループの孔４６６Ａは、第１の直径を有し、構造４６４の金属側４６８に隣接する層に配置されている。第２のグループの孔４６６Ｂは、第１の直径より小さい第２の直径を有し、第１の層に隣接して配置されている。異なるサイズの孔の複数の層を、用いることができる。この構造４６４は特に、たとえば上述したような付加製造プロセスを用いて、流れ境界要素の壁の一体型の又は単一の部分として形成されることに適している。
使用時、ＯＧＶ４０又は他の流れ境界構造は、冷却されるオイル又は他の流体と熱的に接触して配置されることになる。図８は、ＯＧＶ４０のチャンバ６０を冷却される流体に結合する１つの可能な装置を示す。サンプ４００は、ＯＧＶ４０の根元部５０を越えて延在するチャンバ６０の基部の周囲に形成されている。冷却される流体「Ｌ」（この例ではオイル）は、入口管４０２を通ってサンプ４００内に流れ、ここでチャンバ６０の周囲を流れてそこに熱を伝達する。次いで、流体は出口管４０４を通って流れる。続いて、流体は隣接するＯＧＶ４０やエンジンオイルシステムの別の部分に送られ得る。
図９は、ＯＧＶ４０のチャンバ６０を冷却される流体に結合する別の可能な装置を示す。流体導管４０６は、ＯＧＶ４０の根元部５０の近くに位置決めされている。チャンバ６０の突出端部は、流体導管４０６と直接接触して配置される凹型のサドル形状４０８に形成されている。必要に応じて、チャンバ６０の突出端部は、たとえばろう付け、溶接、接着などで流体導管４０６に接合されてもよい。使用時、熱は流体導管４０６の壁を通って直接チャンバ６０に伝達される。あるいは、流体導管のスタブ部分が、一体型の、単一の、又はモノリシックな全体の一部としてチャンバの一部で形成されてもよい。たとえば、図１２及び図１３は、流体導管部分４０６’の壁と一体型である壁を有するチャンバ６０’を示す。この構成は、熱伝達能力を最大化し、図１３に示すように４１０で公知のタイプの管継手を用いて配管システム（図示せず）にチャンバ６０’を接続することを可能にする。
図１０は、エンジン１０に設置される環状配列すなわちリング状のＯＧＶ４０示す図である。参照のために、リングは時計位置、すなわち１２時、３時、６時、及び９時で示されている。通常のエンジン運転中、１２時位置のＯＧＶ４０は、エンジン中心線から垂直に「上」に延在するように、すなわち地面から離れるように配向され、６時位置のＯＧＶは、エンジン中心線から垂直に「下」に、すなわち地面に向かって延在する。
各ＯＧＶ４０内の作動流体に働く力のバランスは、リング内のその位置に応じて変化する。作動流体に働く重力の力は常に下方である一方、所望の戻り方向は上方でも下方でもよく、このことは重力の力が毛管力とは反対に作用し得ることを意味する。たとえば、上述の高温端部Ｈが内側に配置される場合、重力は、たとえばわずかに９時の上側から１２時を通ってわずかに３時の下側へと、リングの上端部のＯＧＶ４０に対する凝縮蒸気の戻りを補助する傾向にある。高温端部Ｈが内側に配置される場合に重力は、９時の下側の凝縮蒸気の戻りに対して６時を通って３時位置の下側に向かうように働くので、高温端部Ｈは、６時を通って３時のわずかに下側に向かう９時のわずかに下側に位置しているＯＧＶに対して位置しているＯＧＶ４０の外側に交互に配置することができる。したがって、本明細書に記載の設計は、高温端部ＨをＯＧＶ４０の根元部又は先端に位置させることが可能であり、当業者は、冷却構造を適合させて熱排出能力を高めることができる。
本明細書に記載の本発明は、従来技術に勝るいくつかの利点を有する。一体型のヒートパイプを備えた流れ境界要素は、大きな熱負荷を伝導することができる。この構成は、オイルが異物損傷（「ＦＯＤ」）を受けるのを防止することができる。先行技術のＡＣＯＣと比較すると、ヒートパイプはオイル放出が起き得る前に２つの欠乏しているもの（すなわち、ヒートパイプの蒸発器とオイルリザーバを分ける壁、及び蒸気チャンバと空気流を分けるヒートパイプの凝縮器壁）を必要とすることとなり、一方で現在の従来技術のＡＣＯＣは単一の壁が裂開した後に故障する可能性があるため、本発明は、ファンストリームに抗力を誘発する構成要素の導入を排除し、高い信頼性をもたらす。本発明は、構造的、熱的、及び空気力学的機能を組合せて単一の構成要素とする。これにより、最小限の抗力でさらなる熱の放散を可能とする。これは、冷却される流体が高温の場合であっても、構成要素の温度を安価なアルミニウム合金に対する許容範囲、たとえば約１５０℃（３００°Ｆ）に維持する可能性を有する。重量及び抗力を減少させることにより、結果としてより低い燃料消費率（ＳＦＣ）をもたらすことができる。
上記では、一体型のヒートパイプ構造を備えた流れ境界要素について説明した。（如何なる添付の特許請求の範囲、要約書及び図面をも含む）本明細書に開示された特徴のすべて、及び／又は開示された如何なる方法又はプロセスのステップのすべては、そのような特徴及び／又はステップの少なくとも一部が相互に排他的である組合せを除いて、如何なる組合せでも組合せることができる。
（如何なる添付の特許請求の範囲、要約書及び図面をも含む）本明細書に開示された各特徴は、別段に明記されていない限り、同じ、均等の又は同様の目的に適う代替特徴によって交換することができる。したがって、別段に明記されていない限り、開示された各特徴は均等の又は同様の特徴の包括的系列の一例にすぎない。
本発明は、上記の実施形態の詳細に制限されない。本発明は、（如何なる添付の特許請求の範囲、要約書及び図面をも含む）本明細書に開示された特徴の如何なる新規の特徴又は如何なる組合せにも、あるいは開示された如何なる方法又はプロセスのステップの如何なる新規の特徴又は如何なる組合せにも及ぶ。
［実施態様１］
ガスタービンエンジン（１０，１０’）用熱伝達装置であって、
流れ境界面を画成する壁構造を有する構成要素と、
構成要素内に形成され、ウィッキング構造（６４，１６４，２６４，３６４，４６４）と、蒸気流路（６６，１６６，２６６，３６６）と、作動流体とを備えるチャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）と
を備えるガスタービンエンジン（１０，１０’）用熱伝達装置。
［実施態様２］
チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）が、壁構造と一体に形成される実施態様１に記載の装置。
［実施態様３］
壁構造が、流れ境界面の固体構造から内側面の透過性構造に移行する実施態様２に記載の装置。
［実施態様４］
壁構造が、立体の集合体を備え、立体の集合体は、これを通過する一連の間隔を空けて互いに垂直な孔（４６６Ａ，４６６Ｂ）を有する実施態様１に記載の装置。
［実施態様５］
孔（４６６Ａ，４６６Ｂ）が、２つ以上の層に配置され、各層の孔（４６６Ａ，４６６Ｂ）が、異なる直径を有する実施態様４に記載の装置。
［実施態様６］
構成要素が、対向する正圧側壁（５４，１５４，２５４，３５４）及び負圧側壁（５２，１５２，２５２，３５２）と、根元部（５０）と、先端（４８）と、間隔を空けた前縁（４４）及び後縁（４６）とを有する翼形部（４２，１４２，２４２，３４２）を備える実施態様１に記載の装置。
［実施態様７］
チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）が、翼形部（４２，１４２，２４２，３４２）の根元部（５０）又は先端（４８）を越えて延在する実施態様６に記載の装置。
［実施態様８］
ウィッキング構造（６４，１６４，２６４，３６４，４６４）が、側壁（１５４，１５２）の間の空間を跨ぎ、
一連の翼長方向の蒸気流路（１６６）が、ウィッキング構造（６４，１６４，２６４，３６４，４６４）を貫通して延在する実施態様６に記載の装置。
［実施態様９］
ウィッキング構造（６４，１６４，２６４，３６４，４６４）が、側壁（１５４，１５２）の間の空間を跨ぎ、
翼形状の断面を有する翼長方向の蒸気流路（２６６）が、ウィッキング構造（６４，１６４，２６４，３６４，４６４）の中央部分を貫通して延在する実施態様６に記載の装置。
［実施態様１０］
複数の支柱（３６８）が、正圧側壁（３５４）と負圧側壁（３５２）との間を横方向に延在し、
支柱（３６８）の１以上の少なくとも一部が、ウィッキング構造（６４，１６４，２６４，３６４，４６４）の一部を画成する透過性材料を含む実施態様６に記載の装置。
［実施態様１１］
チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）の一部が、構成要素の残部を越えて延在し、
サンプ（４００）が、チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）の延在部分を包囲し、そこを介して流体を循環させるように構成されている実施態様１に記載の装置を備える装置。
［実施態様１２］
チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）の一部が、構成要素の残部を越えて延在し、
流体導管（４０６）が、チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）の延在部分に接触して配置されている実施態様１に記載の装置。
［実施態様１３］
流体導管（４０６）が、環状外側壁を有し
チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）の延在部分が、流体導管（４０６）の外側壁と接触する凹型のサドル形状（４０８）を有する実施態様１２に記載の装置。
［実施態様１４］
チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）の一部が、構成要素の残部を越えて延在し、流体導管（４０６）のスタブ部分が、チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）の延在部分を備えた単一のモノリシック構造の一部として形成されている実施態様１に記載の装置。
［実施態様１５］
ガスタービンエンジン（１０，１０’）用熱伝達装置であって、
エンジン（１０，１０’）の周囲にリング状に配置され、ほぼ半径方向に延在して対向する内側端部と外側端部を画成する複数の構成要素を備え、各構成要素は、
流れ境界面を画成する壁構造と、
構成要素内に形成され、ウィッキング構造（６４，１６４，２６４，３６４，４６４）と、蒸気流路（６６，１６６，２６６，３６６）と、作動流体とを備えるチャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）とを有し、チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）は、蒸発器端部と、対向する凝縮器端部とを備え、
チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）の一部に対して、蒸発器端部が対応する構成要素の内側端部に配置され、他のチャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）に対して、蒸発器端部が対応する構成要素の外側端部に配置されているガスタービンエンジン（１０，１０’）用熱伝達装置。
［実施態様１６］
各チャンバ（６０，１６０，２６０，３６０）の蒸発器端部が、エンジン（１０，１０’）の所定の配向に対して、重力が凝縮器端部から蒸発器端部への流体の流れを補助するように配置されている実施態様１５に記載の装置。
［実施態様１７］
構成要素が、ガイドベーン（４０，４０’）である実施態様１５に記載の装置。
１０ ガスタービンエンジン
１０’ ガスタービンエンジン
１２ ケーシング
１４ ファン
１４’ 回転ファンブレード
１６ ブースタ
１８ 圧縮機
２０ 燃焼器
２２ 高圧タービン
２４ 低圧タービン
２６ 外側シャフト
２８ 内側シャフト
３２ ファンフレーム
３６ 中央ハブ
３８ ファンケーシング
４０ 出口ガイドベーン
４０ ファンＯＧＶ
４０’ ガイドベーン
４２ 翼形部
４４ 前縁
４６ 後縁
４８ 先端
５０ 根元部
５２ 負圧側面
５４ 正圧側面
５６ 内側プラットフォーム
５８ 外側プラットフォーム
６０ 密閉チャンバ
６０’ チャンバ
６２ 内部空洞
６４ ウィッキング構造、ウィック
６６ 蒸気流路
１４２ 翼形部
１５２ 負圧側壁
１５４ 正圧側壁
１６０ チャンバ
１６２ 空洞
１６４ ウィッキング構造
１６６ 蒸気流路
２４２ 翼形部
２５２ 負圧側壁
２５４ 正圧側壁
２６０ チャンバ
２６２ 空洞
２６４ ウィッキング構造
２６６ 蒸気流路
３４２ 翼形部
３５２ 負圧側壁
３５４ 正圧側壁
３６０ チャンバ
３６２ 空洞
３６４ ウィッキング構造
３６６ 蒸気流路
３６８ 支柱
４００ サンプ
４０２ 入口管
４０４ 出口管
４０６ 流体導管
４０８ サドル形状
４１０ 管継手
４６４ ウィッキング構造
４６６Ａ 孔
４６６Ｂ 孔
４６８ 金属側
Ａ 軸線
Ｃ 低温端部
Ｈ 蒸発器端部、高温端部

Claims (9)

  1. ガスタービンエンジン用熱伝達装置であって、
    流れ境界面を画成する壁構造を有する構成要素と、
    前記構成要素内に形成され、ウィッキング構造と、蒸気流路と、作動流体とを備えるチャンバと、を備え、
    前記壁構造が、立体の集合体を備え、前記立体の集合体は、前記ウィッキング構造として構成され、これを通過する一連の間隔を空けた孔を有し、異なるサイズの前記孔の複数の層を含む、ガスタービンエンジン用熱伝達装置。
  2. 前記チャンバが、前記壁構造と一体に形成される、請求項１に記載の装置。
  3. 前記壁構造が、前記流れ境界面の固体構造から内側面の透過性構造に移行する、請求項２に記載の装置。
  4. 前記構成要素が、対向する正圧側壁及び負圧側壁と、根元部と、先端と、間隔を空けた前縁及び後縁とを有する翼形部を備える、請求項１に記載の装置。
  5. 複数の支柱が、前記正圧側壁と前記負圧側壁との間を横方向に延在し、
    前記支柱の１以上の少なくとも一部が、前記ウィッキング構造の一部を画成する透過性材料を含む、請求項４に記載の装置。
  6. 前記チャンバの一部が、前記構成要素の残部を越えて延在し、
    サンプが、前記チャンバの延在部分を包囲し、そこを介して流体を循環させるように構成されている、請求項１に記載の装置を備える装置。
  7. 前記チャンバの一部が、前記構成要素の残部を越えて延在し、
    流体導管が、前記チャンバの延在部分に接触して配置されている、請求項１に記載の装置。
  8. 前記チャンバの一部が、前記構成要素の残部を越えて延在し、流体導管のスタブ部分が、前記チャンバの延在部分を備えた単一のモノリシック構造の一部として形成されている、請求項１に記載の装置。
  9. ガスタービンエンジン用熱伝達装置であって、
    エンジンの周囲にリング状に配置され、ほぼ半径方向に延在して対向する内側端部と外側端部を画成する複数の構成要素を備え、各構成要素は、
    流れ境界面を画成する壁構造と、
    構成要素内に形成され、ウィッキング構造と、蒸気流路と、作動流体とを備えるチャンバとを有し、チャンバは、蒸発器端部と、対向する凝縮器端部とを備え、
    チャンバの一部に対して、蒸発器端部が対応する構成要素の内側端部に配置され、他のチャンバに対して、蒸発器端部が対応する構成要素の外側端部に配置され、
    前記壁構造が、立体の集合体を備え、前記立体の集合体は、前記ウィッキング構造として構成され、これを通過する一連の間隔を空けた孔を有し、異なるサイズの前記孔の複数の層を含む、ガスタービンエンジン用熱伝達装置。
JP2016078551A 2015-04-15 2016-04-11 一体型ヒートパイプを備えたガスタービンエンジン構成要素 Active JP6778505B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/686,799 2015-04-15
US14/686,799 US9909448B2 (en) 2015-04-15 2015-04-15 Gas turbine engine component with integrated heat pipe

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2016205379A JP2016205379A (ja) 2016-12-08
JP6778505B2 true JP6778505B2 (ja) 2020-11-04

Family

ID=55754179

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2016078551A Active JP6778505B2 (ja) 2015-04-15 2016-04-11 一体型ヒートパイプを備えたガスタービンエンジン構成要素

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9909448B2 (ja)
EP (1) EP3081755B1 (ja)
JP (1) JP6778505B2 (ja)
CN (1) CN106050425B (ja)
BR (1) BR102016006740A2 (ja)
CA (1) CA2925345C (ja)

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10660236B2 (en) 2014-04-08 2020-05-19 General Electric Company Systems and methods for using additive manufacturing for thermal management
US9476651B2 (en) 2014-12-15 2016-10-25 General Electric Company Thermal management system
DK3280967T3 (da) * 2015-04-10 2020-02-17 Carrier Corp Integreret ventilatorvarmeveksler
US10386127B2 (en) 2015-09-09 2019-08-20 General Electric Company Thermal management system
US10196932B2 (en) 2015-12-08 2019-02-05 General Electric Company OGV heat exchangers networked in parallel and serial flow
US9913411B2 (en) 2016-04-27 2018-03-06 General Electric Company Thermal capacitance system
US10458331B2 (en) * 2016-06-20 2019-10-29 United Technologies Corporation Fuel injector with heat pipe cooling
US10209009B2 (en) 2016-06-21 2019-02-19 General Electric Company Heat exchanger including passageways
US11168583B2 (en) 2016-07-22 2021-11-09 General Electric Company Systems and methods for cooling components within a gas turbine engine
US10309242B2 (en) * 2016-08-10 2019-06-04 General Electric Company Ceramic matrix composite component cooling
US9974157B2 (en) 2016-08-15 2018-05-15 General Electric Company Circuit card cartridge for an electronic system
GB2553144B (en) * 2016-08-26 2019-10-30 Rolls Royce Plc Apparatus for insertion into a cavity of an object
GB201615429D0 (en) * 2016-09-12 2016-10-26 Rolls Royce Plc Apparatus for insertion into a cavity of an object
US20180156545A1 (en) * 2016-12-05 2018-06-07 Microsoft Technology Licensing, Llc Vapor chamber with three-dimensional printed spanning structure
US10450957B2 (en) * 2017-01-23 2019-10-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with heat pipe system
US20180216535A1 (en) * 2017-02-01 2018-08-02 United Technologies Corporation Heat pipe cooling of geared architecture
US10934936B2 (en) 2017-07-10 2021-03-02 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Cooling system in a hybrid electric propulsion gas turbine engine for cooling electrical components therein
US10842044B2 (en) * 2017-07-10 2020-11-17 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Cooling system in hybrid electric propulsion gas turbine engine
US11078795B2 (en) 2017-11-16 2021-08-03 General Electric Company OGV electroformed heat exchangers
US10443620B2 (en) * 2018-01-02 2019-10-15 General Electric Company Heat dissipation system for electric aircraft engine
US10932395B2 (en) * 2018-06-04 2021-02-23 GM Global Technology Operations LLC Thermal management device for use on electronics in a transportation vehicle
KR102106930B1 (ko) * 2018-06-21 2020-05-06 한국기계연구원 가스 터빈
US10968830B2 (en) 2018-06-22 2021-04-06 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Systems and methods for cooling electronics and electrical machinery in a hybrid electric aircraft
US10815885B2 (en) * 2018-07-26 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Anti-ice systems for engine airfoils
FR3087573A1 (fr) * 2018-10-19 2020-04-24 Airbus Operations (S.A.S.) Turbomachine equipee d’un systeme thermo-acoustique.
EP3813098A1 (en) 2019-10-25 2021-04-28 ABB Schweiz AG Vapor chamber
US11260976B2 (en) 2019-11-15 2022-03-01 General Electric Company System for reducing thermal stresses in a leading edge of a high speed vehicle
US11267551B2 (en) 2019-11-15 2022-03-08 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11260953B2 (en) 2019-11-15 2022-03-01 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11427330B2 (en) 2019-11-15 2022-08-30 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11352120B2 (en) 2019-11-15 2022-06-07 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11561048B2 (en) 2020-02-28 2023-01-24 General Electric Company Circular crossflow heat exchanger
US11765871B2 (en) 2020-03-26 2023-09-19 Ge Aviation Systems Llc Aircraft and method for thermal management
US11745847B2 (en) 2020-12-08 2023-09-05 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11407488B2 (en) 2020-12-14 2022-08-09 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11577817B2 (en) 2021-02-11 2023-02-14 General Electric Company System and method for cooling a leading edge of a high speed vehicle
US11525359B1 (en) * 2021-05-28 2022-12-13 Raytheon Technologies Corporation Heat pipe for a turbine engine
FR3130876A1 (fr) * 2021-12-20 2023-06-23 Safran Aircraft Engines Aube de redresseur comportant un caloduc
CN115095390A (zh) * 2022-05-20 2022-09-23 南京航空航天大学 一种利用热管提高层板冷却性能的结构
EP4310430A1 (en) * 2022-07-19 2024-01-24 Airbus Operations, S.L.U. Heat exchanger

Family Cites Families (60)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1605405A (en) 1977-07-22 1995-07-19 Rolls Royce Heat pipes
JPS5665134U (ja) * 1979-10-19 1981-06-01
GB2090333B (en) * 1980-12-18 1984-04-26 Rolls Royce Gas turbine engine shroud/blade tip control
US4771365A (en) 1987-10-30 1988-09-13 Honeywell Inc. Passive cooled electronic chassis
US5227957A (en) 1992-05-14 1993-07-13 Deters John B Modular computer system with passive backplane
US5579830A (en) 1995-11-28 1996-12-03 Hudson Products Corporation Passive cooling of enclosures using heat pipes
US5975841A (en) 1997-10-03 1999-11-02 Thermal Corp. Heat pipe cooling for turbine stators
US6430931B1 (en) 1997-10-22 2002-08-13 General Electric Company Gas turbine in-line intercooler
TW379824U (en) 1998-12-28 2000-01-11 Foxconn Prec Components Co Ltd Heat radiating apparatus
US6490160B2 (en) 1999-07-15 2002-12-03 Incep Technologies, Inc. Vapor chamber with integrated pin array
US6359218B1 (en) 2000-04-04 2002-03-19 Sun Microsystems, Inc. Modular and expandable enclosure for electronic equipment
US6392883B1 (en) 2000-06-30 2002-05-21 Intel Corporation Heat exchanger having phase change material for a portable computing device
US6624349B1 (en) 2000-11-08 2003-09-23 Hi-Z Technology, Inc. Heat of fusion phase change generator
US6618250B2 (en) 2001-08-30 2003-09-09 Ericsson Inc. Modular electronics enclosure
US7473995B2 (en) 2002-03-25 2009-01-06 Intel Corporation Integrated heat spreader, heat sink or heat pipe with pre-attached phase change thermal interface material and method of making an electronic assembly
US6631755B1 (en) 2002-07-17 2003-10-14 Compal Electronics, Inc. Thermal module with temporary heat storage
US6889755B2 (en) 2003-02-18 2005-05-10 Thermal Corp. Heat pipe having a wick structure containing phase change materials
US6990797B2 (en) * 2003-09-05 2006-01-31 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US7189064B2 (en) 2004-05-14 2007-03-13 General Electric Company Friction stir welded hollow airfoils and method therefor
US7002247B2 (en) 2004-06-18 2006-02-21 International Business Machines Corporation Thermal interposer for thermal management of semiconductor devices
US7377098B2 (en) 2004-08-26 2008-05-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine frame with an integral fluid reservoir and air/fluid heat exchanger
US20060042224A1 (en) 2004-08-30 2006-03-02 Daw Shien Scientific Research & Development, Inc. Dual-plasma jet thruster with fuel cell
US7256992B1 (en) 2004-08-31 2007-08-14 Sun Microsystems, Inc. System for mounting and cooling circuit boards
US7848624B1 (en) 2004-10-25 2010-12-07 Alliant Techsystems Inc. Evaporator for use in a heat transfer system
KR20080025365A (ko) 2005-06-24 2008-03-20 컨버전스 테크놀로지스 리미티드 열전달장치
CN100561105C (zh) 2006-02-17 2009-11-18 富准精密工业(深圳)有限公司 热管
EP1996887A2 (en) 2006-03-03 2008-12-03 Illuminex Corporation Heat pipe with nanotstructured wicking material
US7369410B2 (en) 2006-05-03 2008-05-06 International Business Machines Corporation Apparatuses for dissipating heat from semiconductor devices
TWI289655B (en) 2006-06-23 2007-11-11 Foxconn Tech Co Ltd Heat pipe
US7900438B2 (en) * 2006-07-28 2011-03-08 General Electric Company Heat transfer system and method for turbine engine using heat pipes
US8176972B2 (en) 2006-08-31 2012-05-15 International Business Machines Corporation Compliant vapor chamber chip packaging
US7674093B2 (en) * 2006-12-19 2010-03-09 General Electric Company Cluster bridged casting core
US8056345B2 (en) 2007-06-13 2011-11-15 United Technologies Corporation Hybrid cooling of a gas turbine engine
US20090040726A1 (en) 2007-08-09 2009-02-12 Paul Hoffman Vapor chamber structure and method for manufacturing the same
TW200912237A (en) 2007-09-13 2009-03-16 Univ Tamkang Thermal spreader with enhancement of support strength and capillarity
US8475112B1 (en) 2007-11-29 2013-07-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Multiple staged compressor with last stage airfoil cooling
US7907409B2 (en) 2008-03-25 2011-03-15 Raytheon Company Systems and methods for cooling a computing component in a computing rack
US7928562B2 (en) 2008-07-22 2011-04-19 International Business Machines Corporation Segmentation of a die stack for 3D packaging thermal management
FR2938323B1 (fr) 2008-11-12 2010-12-24 Astrium Sas Dispositif de regulation thermique a reseau de caloducs capillaires interconnectes
US20100320187A1 (en) 2009-06-17 2010-12-23 Drs Test & Energy Management, Llc Heat Sink and Thermal Plate Apparatus for Electronic Components
WO2011008280A1 (en) 2009-07-17 2011-01-20 Sheetak Inc. Heat pipes and thermoelectric cooling devices
GB0919934D0 (en) 2009-11-16 2009-12-30 Sunamp Ltd Energy storage systems
GB2476253A (en) 2009-12-17 2011-06-22 Rolls Royce Plc Fuel Injector Cooled by a Heat Pipe
GB2476501B (en) 2009-12-24 2012-07-18 Richard John Edward Aras Geodesic massively-parallel supercomputer
US8616834B2 (en) 2010-04-30 2013-12-31 General Electric Company Gas turbine engine airfoil integrated heat exchanger
US8466486B2 (en) 2010-08-27 2013-06-18 Tsmc Solid State Lighting Ltd. Thermal management system for multiple heat source devices
TWM412341U (en) 2011-04-01 2011-09-21 Academia Sinica Cooling system for electronic instrument cabinet
WO2012157521A1 (ja) 2011-05-17 2012-11-22 シャープ株式会社 伝熱装置
EP2527776A1 (en) 2011-05-24 2012-11-28 Thermal Corp. Capillary device for use in heat pipe and method of manufacturing such capillary device
DE102011086786B3 (de) 2011-11-22 2013-03-28 Mtu Aero Engines Gmbh Kühlgehäuse und Herstellungsverfahren
WO2013097031A2 (en) 2011-12-29 2013-07-04 7837003 Canada Inc. Extraction from large thermal storage systems using phase change materials and latent heat exchangers
US9548504B2 (en) 2012-01-24 2017-01-17 University Of Connecticut Utilizing phase change material, heat pipes, and fuel cells for aircraft applications
US20140284020A1 (en) 2012-01-24 2014-09-25 The Boeing Company Energy storage and thermal management using phase change materials in conjunction with heat pipes and foils, foams or other porous media
US8937384B2 (en) 2012-04-25 2015-01-20 Qualcomm Incorporated Thermal management of integrated circuits using phase change material and heat spreaders
US9404392B2 (en) 2012-12-21 2016-08-02 Elwha Llc Heat engine system
US9863716B2 (en) 2013-07-26 2018-01-09 Hamilton Sundstrand Corporation Heat exchanger with embedded heat pipes
US20150040888A1 (en) 2013-08-08 2015-02-12 Solarno, Inc. Integration of phase change materials inside evacuated tube solar collector for storage and transfer of thermal energy
CN104776740A (zh) 2014-01-14 2015-07-15 江苏格业新材料科技有限公司 一种铜粉和氧化铜粉复合制备高效微型热管的方法
US9476651B2 (en) 2014-12-15 2016-10-25 General Electric Company Thermal management system
US10386127B2 (en) 2015-09-09 2019-08-20 General Electric Company Thermal management system

Also Published As

Publication number Publication date
CA2925345A1 (en) 2016-10-15
CN106050425B (zh) 2021-02-09
EP3081755B1 (en) 2021-06-02
JP2016205379A (ja) 2016-12-08
CN106050425A (zh) 2016-10-26
US9909448B2 (en) 2018-03-06
BR102016006740A2 (pt) 2016-10-25
EP3081755A1 (en) 2016-10-19
US20160305279A1 (en) 2016-10-20
CA2925345C (en) 2023-10-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6778505B2 (ja) 一体型ヒートパイプを備えたガスタービンエンジン構成要素
KR102348770B1 (ko) 곡선형 벽 열교환기
JP5036433B2 (ja) ヒートパイプを使用したタービンエンジンのための熱伝達システム
EP3460189B1 (en) Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure
JP6183976B2 (ja) ガスタービンエンジン用熱交換器
JP6329375B2 (ja) タービン・システムのための熱ガス経路構成要素
JP6616349B2 (ja) ガスタービンエンジン用サンプ組立体
EP2230381A2 (en) Method of using and reconstructing a film-cooling augmentation device for a turbine airfoil
JP2016196880A (ja) ターボ機械のためのヒートパイプ温度管理システム
JP2017198204A (ja) ヒートパイプを使用してオイルリザーバ及び出口ガイドベーンを熱的に統合するためのシステム及び方法
US20150322820A1 (en) Shrouded conduit for arranging a fluid flowpath
EP3173586A1 (en) Engine component with film cooling
US20170363007A1 (en) Isothermalized cooling of gas turbine engine components
JP2020501066A (ja) 改良設計の屈曲潤滑剤通路を包含する航空機ターボマシン出口ガイドベーン
US10156157B2 (en) S-shaped trip strips in internally cooled components
JP2017025910A (ja) 固定ブレード用の冷却構造体
JP2018087571A (ja) 正圧側インピンジメントを有する部分的にラップされた後縁冷却回路
US10329932B2 (en) Baffle inserts
US20200386119A1 (en) Heat transfer augmentation feature
EP3287598A1 (en) Cooling features with three dimensional chevron geometry
US10612389B2 (en) Engine component with porous section
US11525359B1 (en) Heat pipe for a turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20190227

RD03 Notification of appointment of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7423

Effective date: 20190326

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20200130

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20200204

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20200427

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20200915

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20201012

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 6778505

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250