JPH02218821A - タービンエンジン及び冷却方法 - Google Patents
タービンエンジン及び冷却方法Info
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- JPH02218821A JPH02218821A JP1322816A JP32281689A JPH02218821A JP H02218821 A JPH02218821 A JP H02218821A JP 1322816 A JP1322816 A JP 1322816A JP 32281689 A JP32281689 A JP 32281689A JP H02218821 A JPH02218821 A JP H02218821A
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Classifications
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- 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
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
-
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- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/20—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid using a special fuel, oxidant, or dilution fluid to generate the combustion products
- F02C3/30—Adding water, steam or other fluids for influencing combustion, e.g. to obtain cleaner exhaust gases
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- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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- F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
-
- 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
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- F05D2260/2322—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium steam
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- 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
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- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は、ガスタービンエンジンに関、シ、特にガス
タービンエンジンに組み込む冷却回路に関する。
タービンエンジンに組み込む冷却回路に関する。
発明の背景
ガスタービンエンジンは通常、軸流圧縮機で空気を燃焼
室での燃料の燃焼を支持するのに必要な適当な密度まで
圧縮する。燃焼ガスはその後軸流圧縮機を駆動するター
ビンに到達する。タービン通過後、燃焼ガスを用いてパ
ワータービンを駆動することができ、パワータービンは
プロペラ、発電機、その他船舶または工業用の装置を装
着することができる出力軸に連結される。
室での燃料の燃焼を支持するのに必要な適当な密度まで
圧縮する。燃焼ガスはその後軸流圧縮機を駆動するター
ビンに到達する。タービン通過後、燃焼ガスを用いてパ
ワータービンを駆動することができ、パワータービンは
プロペラ、発電機、その他船舶または工業用の装置を装
着することができる出力軸に連結される。
燃焼室内での燃料の燃焼の結果として高温に加熱された
燃焼ガスが生じ、この燃焼ガスで燃焼室の壁そして燃焼
ガスがタービンを通過するにつれて種々のタービン構成
部品が加熱される。燃焼温度を上げることによりエンジ
ンの軸馬力、燃料消費率および効率を改良することがで
きる。しかし、どこまで燃焼温度を上げられるかは、燃
焼室やタービンのようなエンジン構成要素がその昇温し
た温度に耐える耐熱性によって限定される。したがって
、過熱を避けるために、燃焼器、それにタービンベーン
およびブレードを冷却する種々の冷却方法が開発されて
いる。
燃焼ガスが生じ、この燃焼ガスで燃焼室の壁そして燃焼
ガスがタービンを通過するにつれて種々のタービン構成
部品が加熱される。燃焼温度を上げることによりエンジ
ンの軸馬力、燃料消費率および効率を改良することがで
きる。しかし、どこまで燃焼温度を上げられるかは、燃
焼室やタービンのようなエンジン構成要素がその昇温し
た温度に耐える耐熱性によって限定される。したがって
、過熱を避けるために、燃焼器、それにタービンベーン
およびブレードを冷却する種々の冷却方法が開発されて
いる。
従来の冷却技術では、圧縮機を通してエンジンに供給さ
れる空気の一部を分流して冷却材として用いる。代表的
には、分流した空気は燃焼室の外側を通り、燃焼室のま
わりを流れてからタービンブレード中の冷却通路を通る
経路をたどる。
れる空気の一部を分流して冷却材として用いる。代表的
には、分流した空気は燃焼室の外側を通り、燃焼室のま
わりを流れてからタービンブレード中の冷却通路を通る
経路をたどる。
別の冷却技術では、スチーム（蒸気）を用いる。
すなわち、蒸気をブレードの内部に導入し、内部から外
へブレードの外側表面に接線方向に出して、ブレードを
高熱の燃焼ガスから断熱する。蒸気の比熱は空気より著
しく高く、したがって蒸気ははるかに良好な冷却材であ
るので、この技術にはいくつかの利点がある。しかし、
冷却に用いる蒸気は系全体の性能を低下する。それは、
この蒸気がエンジンの流路のタービン段のいくつかをパ
イパスし、したがってエンジンに注入されないからであ
る。このことについては、米国特許第４，６３１．９１
４号（１９８６年１２月３０日発効）および米国特許第
４．５６９，１９５号（１９８６年２月１１日発効）（
噴射）に記載されている通りである。したがって、系の
性能を有意に阻害しない優れたエンジン冷却方法を開発
することが望まれている。
へブレードの外側表面に接線方向に出して、ブレードを
高熱の燃焼ガスから断熱する。蒸気の比熱は空気より著
しく高く、したがって蒸気ははるかに良好な冷却材であ
るので、この技術にはいくつかの利点がある。しかし、
冷却に用いる蒸気は系全体の性能を低下する。それは、
この蒸気がエンジンの流路のタービン段のいくつかをパ
イパスし、したがってエンジンに注入されないからであ
る。このことについては、米国特許第４，６３１．９１
４号（１９８６年１２月３０日発効）および米国特許第
４．５６９，１９５号（１９８６年２月１１日発効）（
噴射）に記載されている通りである。したがって、系の
性能を有意に阻害しない優れたエンジン冷却方法を開発
することが望まれている。
発明の要旨
この発明のタービンエンジンは、圧縮空気をタービンエ
ンジンに導入する圧縮機と、この圧縮機より下流に位置
する燃焼器とを備える。燃焼器はケーシングおよびこの
ケーシング内に配置されたライナを含み、ライナは内部
に燃焼区域を画定するよう形成されている。ライナはケ
ーシングがら間隔をあけて配置され、ライナとケーシン
グの間に、圧縮空気の少なくとも一部を受け取る混合領
域を画定する。前記ライナは前記燃焼器の上流端に燃焼
器入口を形成する。内部に冷却通路を有するタービンが
前記燃焼器より下流に配置されている。エンジンは、蒸
気を前記混合領域中に前記燃焼器入口より下流で導入し
て空気−蒸気混合物を形成する蒸気導入手段と、その空
気−蒸気混合物をタービンの冷却通路に導入する手段と
を備える。
ンジンに導入する圧縮機と、この圧縮機より下流に位置
する燃焼器とを備える。燃焼器はケーシングおよびこの
ケーシング内に配置されたライナを含み、ライナは内部
に燃焼区域を画定するよう形成されている。ライナはケ
ーシングがら間隔をあけて配置され、ライナとケーシン
グの間に、圧縮空気の少なくとも一部を受け取る混合領
域を画定する。前記ライナは前記燃焼器の上流端に燃焼
器入口を形成する。内部に冷却通路を有するタービンが
前記燃焼器より下流に配置されている。エンジンは、蒸
気を前記混合領域中に前記燃焼器入口より下流で導入し
て空気−蒸気混合物を形成する蒸気導入手段と、その空
気−蒸気混合物をタービンの冷却通路に導入する手段と
を備える。
この発明は前記ガスタービンエンジンを冷却する方法も
提供し、その方法は蒸気を混合領域中に燃焼器入口より
下流で導入して空気−蒸気混合物を形成し、その空気−
蒸気混合物をタービンの冷却通路に導入する工程を含む
。
提供し、その方法は蒸気を混合領域中に燃焼器入口より
下流で導入して空気−蒸気混合物を形成し、その空気−
蒸気混合物をタービンの冷却通路に導入する工程を含む
。
この発明の別の観点によるタービンエンジンは、空気を
タービンエンジンに導入する圧縮機と、この圧縮機より
下流に位置する燃焼器領域を備える。
タービンエンジンに導入する圧縮機と、この圧縮機より
下流に位置する燃焼器領域を備える。
この燃焼器領域は圧縮機の下流に環状流路を画定するケ
ーシングおよびこのケーシング内に配置された燃焼器ラ
イナを含む。ライナは内部に燃焼区域を画定するよう形
成され、またライナはケーシングから間隔をあけて配置
され相互間に混合領域を画定する。そして二重流れ燃料
ノズルが前記ケーシング、混合領域およびライナを貫通
する。この二重流れ燃料ノズルは内部に燃料通路および
蒸気通路を有し、これらの燃料通路および蒸気通路は少
なくとも二重流れ燃料ノズルが前記ライナを通りすぎる
まで分離されている。二重流れ燃料ノズルは外側表面を
有し、少なくとも１つの穴がノズルの外側表面から蒸気
通路まで延在し、したがって蒸気の一部がその穴を通っ
て燃焼器ライナのまわりの混合領域中に出てゆける。
ーシングおよびこのケーシング内に配置された燃焼器ラ
イナを含む。ライナは内部に燃焼区域を画定するよう形
成され、またライナはケーシングから間隔をあけて配置
され相互間に混合領域を画定する。そして二重流れ燃料
ノズルが前記ケーシング、混合領域およびライナを貫通
する。この二重流れ燃料ノズルは内部に燃料通路および
蒸気通路を有し、これらの燃料通路および蒸気通路は少
なくとも二重流れ燃料ノズルが前記ライナを通りすぎる
まで分離されている。二重流れ燃料ノズルは外側表面を
有し、少なくとも１つの穴がノズルの外側表面から蒸気
通路まで延在し、したがって蒸気の一部がその穴を通っ
て燃焼器ライナのまわりの混合領域中に出てゆける。
具体的な構成
第１図はこの発明のタービンエンジンの１実施例を示す
概略図である。第１図において、タービンエンジン１０
は、下流方向への空気流を生成する圧縮機２０．圧縮機
２０の下流に配置された燃焼器領域２２、および燃焼器
領域２２の下流に配置され、高圧タービン段２４ａおよ
び低圧タービン段２４ｂからなるタービン２４を備える
。
概略図である。第１図において、タービンエンジン１０
は、下流方向への空気流を生成する圧縮機２０．圧縮機
２０の下流に配置された燃焼器領域２２、および燃焼器
領域２２の下流に配置され、高圧タービン段２４ａおよ
び低圧タービン段２４ｂからなるタービン２４を備える
。
燃焼器領域２２は燃焼器ケーシング２８を備え、このケ
ーシング２８は代表的には軸線方向および円周方向に延
在する内側ケーシング壁２８ａおよび外側ケーシング壁
２８ｂが相互間に圧縮機２０の下流に環状流路を画定す
る構成である。ケーシング２８の内部に燃焼器ライナ３
０が配置され、このライナ３０は代表的には円周方向お
よび軸線方向に延在する内側ライナ壁３０ａおよび外側
ライナ壁３０ｂから構成され、これらの内側および外側
ライナ壁３０ｍおよび３０ｂはそれぞれ内側および外側
ケーシング壁２８ａおよび２８ｂの間に位置する。内側
および外側ライナ壁３０ａおよび３０ｂは半径方向に離
間して相互間に環状燃焼区域３２を画定する。ライナ３
０もケーシング２８から離間しており、ライナ３０とケ
ーシング２８との間に共通な環状混合領域３４が位置す
る。
ーシング２８は代表的には軸線方向および円周方向に延
在する内側ケーシング壁２８ａおよび外側ケーシング壁
２８ｂが相互間に圧縮機２０の下流に環状流路を画定す
る構成である。ケーシング２８の内部に燃焼器ライナ３
０が配置され、このライナ３０は代表的には円周方向お
よび軸線方向に延在する内側ライナ壁３０ａおよび外側
ライナ壁３０ｂから構成され、これらの内側および外側
ライナ壁３０ｍおよび３０ｂはそれぞれ内側および外側
ケーシング壁２８ａおよび２８ｂの間に位置する。内側
および外側ライナ壁３０ａおよび３０ｂは半径方向に離
間して相互間に環状燃焼区域３２を画定する。ライナ３
０もケーシング２８から離間しており、ライナ３０とケ
ーシング２８との間に共通な環状混合領域３４が位置す
る。
ライナ３０には代表的には、流れを混合領域３４から燃
焼区域３２に導入するための複数個のライナ開口３６が
円周方向に間隔をあけて設けられている。圧縮機２０に
隣接する上流端で、内側および外側ライナ壁３０ａおよ
び３０ｂは燃焼器入口３８を形成する。また燃焼器ドー
ムアセンブリ４０が内側および外側ライナ壁３０ａおよ
び３０ｂ間に装着され、内側および外側ライナ壁３０ａ
および３０ｂの上流端と協働して燃焼区域３２の上流端
を形成する。ノズル４２が燃焼器ドームアセンブリ４０
に隣接して配置され、燃焼区域３２の上流端に燃料を噴
射するようになっている６二重流れ燃料ノズル４４を外
側ケーシング壁２８ｂおよび外側ライナ壁３０ｂを貫通
して配置し、スチーム（蒸気）および燃料の両方を燃焼
区域３２中に噴射して窒素酸化物（ＮＯｘ）排出量を制
御するのが好ましい。二重流れ燃料ノズル４４は、好適
例では、二重流れ燃料ノズル４４の中心に位置する燃料
通路４８と、燃料通路４８を包囲する蒸気通路５０とそ
れぞれ独立に存する。二重流れ燃料ノズル４４は外側表
面を有し、１個以上の抜き穴５２をノズルの外側表面か
ら蒸気通路５０まで通すのが好ましい。抜き穴５２は外
側ケーシング壁２８ｂと外側ライナ壁３０ｂとの間に位
置し、したがって二重流れ燃料ノズル４４を通る蒸気の
一部がこれらの抜き穴５２を通過して混合領域３４に入
る。代表的には、抜き穴５２を優先的混合を達成するよ
うに形成する。たとえば、抜き穴５２を任意所望の半径
方向位置に配置して、ケーシング、ライナまたはタービ
ンロータ・ブレードの外側シュラウド空所いずれかに蒸
気による必要な冷却を行なうことができる。
焼区域３２に導入するための複数個のライナ開口３６が
円周方向に間隔をあけて設けられている。圧縮機２０に
隣接する上流端で、内側および外側ライナ壁３０ａおよ
び３０ｂは燃焼器入口３８を形成する。また燃焼器ドー
ムアセンブリ４０が内側および外側ライナ壁３０ａおよ
び３０ｂ間に装着され、内側および外側ライナ壁３０ａ
および３０ｂの上流端と協働して燃焼区域３２の上流端
を形成する。ノズル４２が燃焼器ドームアセンブリ４０
に隣接して配置され、燃焼区域３２の上流端に燃料を噴
射するようになっている６二重流れ燃料ノズル４４を外
側ケーシング壁２８ｂおよび外側ライナ壁３０ｂを貫通
して配置し、スチーム（蒸気）および燃料の両方を燃焼
区域３２中に噴射して窒素酸化物（ＮＯｘ）排出量を制
御するのが好ましい。二重流れ燃料ノズル４４は、好適
例では、二重流れ燃料ノズル４４の中心に位置する燃料
通路４８と、燃料通路４８を包囲する蒸気通路５０とそ
れぞれ独立に存する。二重流れ燃料ノズル４４は外側表
面を有し、１個以上の抜き穴５２をノズルの外側表面か
ら蒸気通路５０まで通すのが好ましい。抜き穴５２は外
側ケーシング壁２８ｂと外側ライナ壁３０ｂとの間に位
置し、したがって二重流れ燃料ノズル４４を通る蒸気の
一部がこれらの抜き穴５２を通過して混合領域３４に入
る。代表的には、抜き穴５２を優先的混合を達成するよ
うに形成する。たとえば、抜き穴５２を任意所望の半径
方向位置に配置して、ケーシング、ライナまたはタービ
ンロータ・ブレードの外側シュラウド空所いずれかに蒸
気による必要な冷却を行なうことができる。
別の構成例では、蒸気導管５６を蒸気入口マニホールド
５８に連結する。蒸気入口マニホールド５８は、代表的
には、内側ケーシング壁２８ａに装着し、入口マニホー
ルド５８が混合領域３４に隣接する配置とする。冷却流
れコレクタ室６０が燃焼器入口３８より下流かつ内側ケ
ーシング壁２８ａの半径方向内側に配置されている。冷
却流れコレクタ室６０は、この室を形成する内側ケーシ
ング壁２８ａに穴６２を有し、混合領域３４内の蒸気−
空気混合物が冷却流れコレクタ室６０に入るようになっ
ている。冷却流れコレクタ室６０は空所６４に連結され
ている。空所６４は、代表的には、その半径方向内側が
タービンシャフトにより画定され、流れを冷却流れコレ
クタ室６０から高圧タービン段２４ａおよび低圧タービ
ン段２４ｂに導く作用をなす。空所６４は高圧タービン
段２４ａおよび低圧タービン段２４ｂ両方の複数の開口
に連結され、したがって空所６４内の蒸気−空気混合物
がタービン段それぞれに進入することができる。タービ
ン段２４ａおよび２４ｂρ開口は、タービン２４に形成
され、代表的にはタービン段２４ａおよび２４ｂそれぞ
れの周囲に配置されたタービンブレード７２まで延在す
る１個以上の冷却通路７０に連結されている。代表的に
は、ブレード７２には、冷却通路７０からブレード７２
の表面まで延在する多数のブレード穴７４があけられ、
したがって冷却通路７０内の蒸気−空気混合物がブレー
ド穴７４を通って主流体流路に流出してブレード７２の
冷却を行なう。
５８に連結する。蒸気入口マニホールド５８は、代表的
には、内側ケーシング壁２８ａに装着し、入口マニホー
ルド５８が混合領域３４に隣接する配置とする。冷却流
れコレクタ室６０が燃焼器入口３８より下流かつ内側ケ
ーシング壁２８ａの半径方向内側に配置されている。冷
却流れコレクタ室６０は、この室を形成する内側ケーシ
ング壁２８ａに穴６２を有し、混合領域３４内の蒸気−
空気混合物が冷却流れコレクタ室６０に入るようになっ
ている。冷却流れコレクタ室６０は空所６４に連結され
ている。空所６４は、代表的には、その半径方向内側が
タービンシャフトにより画定され、流れを冷却流れコレ
クタ室６０から高圧タービン段２４ａおよび低圧タービ
ン段２４ｂに導く作用をなす。空所６４は高圧タービン
段２４ａおよび低圧タービン段２４ｂ両方の複数の開口
に連結され、したがって空所６４内の蒸気−空気混合物
がタービン段それぞれに進入することができる。タービ
ン段２４ａおよび２４ｂρ開口は、タービン２４に形成
され、代表的にはタービン段２４ａおよび２４ｂそれぞ
れの周囲に配置されたタービンブレード７２まで延在す
る１個以上の冷却通路７０に連結されている。代表的に
は、ブレード７２には、冷却通路７０からブレード７２
の表面まで延在する多数のブレード穴７４があけられ、
したがって冷却通路７０内の蒸気−空気混合物がブレー
ド穴７４を通って主流体流路に流出してブレード７２の
冷却を行なう。
圧縮機２０、燃焼器ケーシング２８、燃焼器ライナ３０
、燃焼器ドームアセンブリ４０および燃料ノズル４２は
、代表的には、当業界でよく知られた標準技術で形成さ
れ、空気誘導（ａｅｒｏｄｅｒｌｖａｌｉｖｅ）型のガ
スタービンエンジンに使用されるものであるのが好まし
い。なお、この発明には、上記とは異なるエンジン構成
配置、たとえば複数個の環状多筒型またはキャニスタ型
燃焼器を用いたエンジン構造も等しく適用できる。その
ほかに、第１図に示すように、燃料ノズル４２および蒸
気−燃料ノズル４４を組み込むことにより多重燃料ノズ
ルを使用することができる。これらのノズルの両方とも
蒸気噴射できるように構成できるが、個別の燃料−蒸気
ノズル４４を用いるのが代表的である。さらに、この発
明では燃料噴射用に単一のノズルを用いてもよい。蒸気
−燃料ノズル４４は標準的技術により、少なくとも蒸気
−燃料ノズル４４が外側ライナ壁３０ｂを通過するまで
は燃料通路４８と蒸気通路５０とが分離されているよう
に形成する。こうすれば、蒸気だけが抜き穴５２を通っ
て混合領域３４に入る。抜き穴５２は、所望の蒸気−空
気冷却混合物を得るのに望ましい直径とするのが代表的
である。蒸気導管５６および蒸気入口マニホールド５８
は、十分な温度および応力耐久性を示すものなら任意の
材料でよい。
、燃焼器ドームアセンブリ４０および燃料ノズル４２は
、代表的には、当業界でよく知られた標準技術で形成さ
れ、空気誘導（ａｅｒｏｄｅｒｌｖａｌｉｖｅ）型のガ
スタービンエンジンに使用されるものであるのが好まし
い。なお、この発明には、上記とは異なるエンジン構成
配置、たとえば複数個の環状多筒型またはキャニスタ型
燃焼器を用いたエンジン構造も等しく適用できる。その
ほかに、第１図に示すように、燃料ノズル４２および蒸
気−燃料ノズル４４を組み込むことにより多重燃料ノズ
ルを使用することができる。これらのノズルの両方とも
蒸気噴射できるように構成できるが、個別の燃料−蒸気
ノズル４４を用いるのが代表的である。さらに、この発
明では燃料噴射用に単一のノズルを用いてもよい。蒸気
−燃料ノズル４４は標準的技術により、少なくとも蒸気
−燃料ノズル４４が外側ライナ壁３０ｂを通過するまで
は燃料通路４８と蒸気通路５０とが分離されているよう
に形成する。こうすれば、蒸気だけが抜き穴５２を通っ
て混合領域３４に入る。抜き穴５２は、所望の蒸気−空
気冷却混合物を得るのに望ましい直径とするのが代表的
である。蒸気導管５６および蒸気入口マニホールド５８
は、十分な温度および応力耐久性を示すものなら任意の
材料でよい。
エンジンが、代表的には航空機に環境制御装置抽気のた
めに用いられる圧縮器排気油気ポート（ＣＤＰ）を有す
る空気誘導型ガスタービンエンジンである場合、蒸気導
管５６をＣＤＰポート内に配置するのが望ましい。蒸気
入口マニホールド５８は、混合領域３４に入る少なくと
も一部の蒸気が燃焼器入口３８より下流で入るように形
成する必要がある。代表的には、混合領域に入る少なく
とも一部の蒸気が燃焼器ドームアセンブリ４０より下流
で入り、好ましくは混合領域に入る全ての蒸気が燃焼器
ドームアセンブリ４０、すなわち燃料が燃焼区域３２に
入る位置より下流で入る。
めに用いられる圧縮器排気油気ポート（ＣＤＰ）を有す
る空気誘導型ガスタービンエンジンである場合、蒸気導
管５６をＣＤＰポート内に配置するのが望ましい。蒸気
入口マニホールド５８は、混合領域３４に入る少なくと
も一部の蒸気が燃焼器入口３８より下流で入るように形
成する必要がある。代表的には、混合領域に入る少なく
とも一部の蒸気が燃焼器ドームアセンブリ４０より下流
で入り、好ましくは混合領域に入る全ての蒸気が燃焼器
ドームアセンブリ４０、すなわち燃料が燃焼区域３２に
入る位置より下流で入る。
第２図は第１図のエンジンの一部を拡大して、燃焼領域
を示す図であり、同様の部分は同一の符号で示す。第２
図に示すように、蒸気入口マニホールド５Ｂは、蒸気導
管５６に連結された第１蒸気入ロ開ロ２１２を有する蒸
気空所２１０を備え、入口開口２１２の下流には１個又
はそれ以上の蒸気通過開口２１４が内側ケーシング壁２
８ａに設けられるのが好ましい。この構成とすれば、得
られる蒸気流路が、蒸気混合物を過剰に加熱せず、しか
も燃焼器ライナ３０にある程度の冷却を行なうような、
燃焼器ライナ３０から離れた選択的な位置に留まり、好
適である。蒸気通過開口２１４を適切に位置決めまたは
傾斜させることにより、この発明は混合領域３４に入る
蒸気の優先的分配を達成して、冷却流れコレクタ室６０
内および燃焼器ライナ３０のまわりに所望の温度および
量の流体を供給する。少なくとも数個の蒸気通過開口２
１４を形成して、適正な円周方向蒸気−空気混合を達成
するのが好ましい。冷却流れコレクタ室６０および空所
６４は、蒸気−空気混合物が混合区域３４からタービン
２４を通過する通路を構成する。空所６４は「ミニノズ
ル」または流れ加速器とするのが好ましい。代表的には
、この通路は、たとえば米国特許第４，２９５，５９９
号に開示されているような標準的ガスタービンエンジン
に設けられた空気冷却回路と同様に形成でき、これと同
一とするのが好ましい。ガスタービンエンジンの現在あ
る空気冷却回路を使用できることは、現状のガスタービ
ンエンジンの設計を簡単に変更できるという意味で、こ
の発明の重要な利点である。タービン段２４ａおよび２
４ｂの冷却通路７Ｏおよびブレード穴７４も、米国特許
第３，７０３．８０８号米開時許第３，５２７，５４３
号、および米国特許第３，７１５．１７０号に開示され
ているような、標準的技術により形成できる。
を示す図であり、同様の部分は同一の符号で示す。第２
図に示すように、蒸気入口マニホールド５Ｂは、蒸気導
管５６に連結された第１蒸気入ロ開ロ２１２を有する蒸
気空所２１０を備え、入口開口２１２の下流には１個又
はそれ以上の蒸気通過開口２１４が内側ケーシング壁２
８ａに設けられるのが好ましい。この構成とすれば、得
られる蒸気流路が、蒸気混合物を過剰に加熱せず、しか
も燃焼器ライナ３０にある程度の冷却を行なうような、
燃焼器ライナ３０から離れた選択的な位置に留まり、好
適である。蒸気通過開口２１４を適切に位置決めまたは
傾斜させることにより、この発明は混合領域３４に入る
蒸気の優先的分配を達成して、冷却流れコレクタ室６０
内および燃焼器ライナ３０のまわりに所望の温度および
量の流体を供給する。少なくとも数個の蒸気通過開口２
１４を形成して、適正な円周方向蒸気−空気混合を達成
するのが好ましい。冷却流れコレクタ室６０および空所
６４は、蒸気−空気混合物が混合区域３４からタービン
２４を通過する通路を構成する。空所６４は「ミニノズ
ル」または流れ加速器とするのが好ましい。代表的には
、この通路は、たとえば米国特許第４，２９５，５９９
号に開示されているような標準的ガスタービンエンジン
に設けられた空気冷却回路と同様に形成でき、これと同
一とするのが好ましい。ガスタービンエンジンの現在あ
る空気冷却回路を使用できることは、現状のガスタービ
ンエンジンの設計を簡単に変更できるという意味で、こ
の発明の重要な利点である。タービン段２４ａおよび２
４ｂの冷却通路７Ｏおよびブレード穴７４も、米国特許
第３，７０３．８０８号米開時許第３，５２７，５４３
号、および米国特許第３，７１５．１７０号に開示され
ているような、標準的技術により形成できる。
作動時には、空気は燃焼器２０を通過し、そこで圧縮さ
れた空気の一部は燃焼器入口３８を通って燃焼区域３２
に入る。圧縮空気の一部は分流され、混合領域３４に入
る。好ましくはタービンブレード上への凝縮を防止する
のに十分な温度の、代表的には飽和温度プラス５０″Ｆ
程度の温度の低温蒸気（スチーム）を蒸気導管５６に供
給し、この蒸気は蒸気入口マニホールド５８を通って混
合領域３４に移動する。少なくとも蒸気の一部は混合領
域３４に燃焼器入口より下流で、好ましくは燃料が燃焼
区域３２に入る位置より下流で入る。
れた空気の一部は燃焼器入口３８を通って燃焼区域３２
に入る。圧縮空気の一部は分流され、混合領域３４に入
る。好ましくはタービンブレード上への凝縮を防止する
のに十分な温度の、代表的には飽和温度プラス５０″Ｆ
程度の温度の低温蒸気（スチーム）を蒸気導管５６に供
給し、この蒸気は蒸気入口マニホールド５８を通って混
合領域３４に移動する。少なくとも蒸気の一部は混合領
域３４に燃焼器入口より下流で、好ましくは燃料が燃焼
区域３２に入る位置より下流で入る。
混合領域に流れ込む空気に対して、混合領域に導入され
る流れの角度を、蒸気通過開口２１４の角度または位置
によって制御するのが好ましい。これによりライナの冷
却を行なう蒸気−空気混合物の比およびタービン段に導
入される蒸気−空気混合物の比を制御することができる
。これらの比は、蒸気対空気の比として約０％からほと
んど１００％まで変えることができる。空気および蒸気
はつぎに混合領域３４で混合され、少なくとも蒸気−空
気混合物の制御された部分が冷却流れコレクタ室６０に
入る。冷却流れコレクタ室６０および空所６４は、混合
領域３４とタービン冷却通路７０の間の通路として機能
する。蒸気−空気混合物はつぎにタービン冷却通路７０
を通過し、したがって高圧タービン段２４ａおよび低圧
タービン段２４ｂを夫々冷却し、そして好ましくは少な
くとも空気−蒸気混合物の一部はタービンブレード７２
のブレード穴７４を通って外に出る。蒸気は混合領域３
４に燃焼器入口３８より下流で入るので、このことから
低ＢＴＵ （英国熱単位）の燃料を用いた場合特に有利
な利点が得られる。代表的な２０，０００ＢＴＵ／１ｂ
から５００ ＢＴＵ／１ ｂに達するまたはそれ以下の
範囲の熱量の燃料を供給することができる。このような
低ＢＴＵ燃料は代表的には約１０，０ＯＯＢＴＵ／１ｂ
以下、化学的復熱（ｃｈｅｍｉｃａｌ ｒｅｃｕｐｅｒ
ａｔｉｏｎ ）の場合約３゜５００ ＢＴＵ／１ ｂ以
下または石炭ガス化誘導燃料の場合約１，７００ＢＴＵ
／１ｂ以下である。
る流れの角度を、蒸気通過開口２１４の角度または位置
によって制御するのが好ましい。これによりライナの冷
却を行なう蒸気−空気混合物の比およびタービン段に導
入される蒸気−空気混合物の比を制御することができる
。これらの比は、蒸気対空気の比として約０％からほと
んど１００％まで変えることができる。空気および蒸気
はつぎに混合領域３４で混合され、少なくとも蒸気−空
気混合物の制御された部分が冷却流れコレクタ室６０に
入る。冷却流れコレクタ室６０および空所６４は、混合
領域３４とタービン冷却通路７０の間の通路として機能
する。蒸気−空気混合物はつぎにタービン冷却通路７０
を通過し、したがって高圧タービン段２４ａおよび低圧
タービン段２４ｂを夫々冷却し、そして好ましくは少な
くとも空気−蒸気混合物の一部はタービンブレード７２
のブレード穴７４を通って外に出る。蒸気は混合領域３
４に燃焼器入口３８より下流で入るので、このことから
低ＢＴＵ （英国熱単位）の燃料を用いた場合特に有利
な利点が得られる。代表的な２０，０００ＢＴＵ／１ｂ
から５００ ＢＴＵ／１ ｂに達するまたはそれ以下の
範囲の熱量の燃料を供給することができる。このような
低ＢＴＵ燃料は代表的には約１０，０ＯＯＢＴＵ／１ｂ
以下、化学的復熱（ｃｈｅｍｉｃａｌ ｒｅｃｕｐｅｒ
ａｔｉｏｎ ）の場合約３゜５００ ＢＴＵ／１ ｂ以
下または石炭ガス化誘導燃料の場合約１，７００ＢＴＵ
／１ｂ以下である。
これらの燃料は代表的には、水含有量が大きく、冷却の
ために追加の蒸気が燃焼領域３２に入ると、その結果急
冷作用が生じ、燃焼効率が減少し、消火に至ることさえ
ある。しかし、この発明によれば、好ましくは燃料の進
入位置より下流で燃焼領域３２に入る空気−蒸気混合物
の優先的分配を利用することにより、水含有量の大きい
燃料の使用を可能にしながら、高い内部エンジン温度を
制御することができる。したがって、冷却蒸気は燃焼器
ライナ３０を、燃焼区域３２内で主な燃焼が起こる位置
より下流で通過し、しかも火炎伝播を阻害するおそれの
ある燃焼区域３２内の水含有量が増加しない。したがっ
て、冷却蒸気はライナ３゜および他のタービンおよびエ
ンジン構成要素の下流部分の冷却を行なうにもががゎら
ず、冷却蒸気は燃焼に悪影響を与えない。さらに、混合
した空気−蒸気混合物を利用することとより、この発明
は、有効な仕事を行なうことなくタービンブレード７２
をバイパスする高エネルギー蒸気の量を最小にし、した
がつて効率の低下を最小にすることができる。米国特許
節４，６３１．９１４号（１９８６年１２月３０日発効
）に記載されているように、低エネルギー空気をタービ
ンのまわりにバイパスさせ、高エネルギー蒸気をタービ
ンの前部に噴射できれば、サイクルの効率は一層良好に
なる。さらに、この発明によれば、代表的には多くのエ
ンジンに採用されている冷却構造、特に空気誘導型の冷
却構造を最大限に利用し、したがって現状のまた将来の
エンジン設計に以上述べた変更を組みこむのに必要な変
更が最小になる。たとえば主要な利点は空気−蒸気混合
物適合させるのになんら変更を必要としない航空機エン
ジンタービンの標準的ブレードを用いることにより得ら
れる。
ために追加の蒸気が燃焼領域３２に入ると、その結果急
冷作用が生じ、燃焼効率が減少し、消火に至ることさえ
ある。しかし、この発明によれば、好ましくは燃料の進
入位置より下流で燃焼領域３２に入る空気−蒸気混合物
の優先的分配を利用することにより、水含有量の大きい
燃料の使用を可能にしながら、高い内部エンジン温度を
制御することができる。したがって、冷却蒸気は燃焼器
ライナ３０を、燃焼区域３２内で主な燃焼が起こる位置
より下流で通過し、しかも火炎伝播を阻害するおそれの
ある燃焼区域３２内の水含有量が増加しない。したがっ
て、冷却蒸気はライナ３゜および他のタービンおよびエ
ンジン構成要素の下流部分の冷却を行なうにもががゎら
ず、冷却蒸気は燃焼に悪影響を与えない。さらに、混合
した空気−蒸気混合物を利用することとより、この発明
は、有効な仕事を行なうことなくタービンブレード７２
をバイパスする高エネルギー蒸気の量を最小にし、した
がつて効率の低下を最小にすることができる。米国特許
節４，６３１．９１４号（１９８６年１２月３０日発効
）に記載されているように、低エネルギー空気をタービ
ンのまわりにバイパスさせ、高エネルギー蒸気をタービ
ンの前部に噴射できれば、サイクルの効率は一層良好に
なる。さらに、この発明によれば、代表的には多くのエ
ンジンに採用されている冷却構造、特に空気誘導型の冷
却構造を最大限に利用し、したがって現状のまた将来の
エンジン設計に以上述べた変更を組みこむのに必要な変
更が最小になる。たとえば主要な利点は空気−蒸気混合
物適合させるのになんら変更を必要としない航空機エン
ジンタービンの標準的ブレードを用いることにより得ら
れる。
さらに、この発明の装置は、蒸気を発生するのに使用す
るボイラを停止したときやボイラを最初に装置内の同調
させる際のように、蒸気を完全に遮断したときでも、空
気冷却で平常通りに作用する。
るボイラを停止したときやボイラを最初に装置内の同調
させる際のように、蒸気を完全に遮断したときでも、空
気冷却で平常通りに作用する。
第１図はこの発明のタービンエンジンの１実施態様を示
す概略図、そして 第２図は第１図のエンジンの一部を拡大して燃焼器領域
を示す概略図である。 １０：タービンエンジン、 ２０：圧縮機、 ２２：燃焼器領域、２４：タービン
、 ２８：ケーシング、３０：ライナ、 ３２：
燃焼区域、３４：混合領域、 ３６：開口、 ３８：燃焼器入口、 ４０：燃焼器ドームアセンブリ、 ４２：ノズル、 ４４：二重流れ燃料ノズル、４８：
燃料通路、 ５ｏ：蒸気通路、 ５２二抜は穴、 ５６：蒸気導管、 ５８：蒸気入口マニホールド、 ６〇二冷却流れコレクタ室、 ６２：穴、 ６４：空所、 ７０：冷却通路、 ７２ニブレード、 ７４ニブレード穴、２１０：蒸気空所、２１２：入口開
口、２１４：蒸気通過開口。
す概略図、そして 第２図は第１図のエンジンの一部を拡大して燃焼器領域
を示す概略図である。 １０：タービンエンジン、 ２０：圧縮機、 ２２：燃焼器領域、２４：タービン
、 ２８：ケーシング、３０：ライナ、 ３２：
燃焼区域、３４：混合領域、 ３６：開口、 ３８：燃焼器入口、 ４０：燃焼器ドームアセンブリ、 ４２：ノズル、 ４４：二重流れ燃料ノズル、４８：
燃料通路、 ５ｏ：蒸気通路、 ５２二抜は穴、 ５６：蒸気導管、 ５８：蒸気入口マニホールド、 ６〇二冷却流れコレクタ室、 ６２：穴、 ６４：空所、 ７０：冷却通路、 ７２ニブレード、 ７４ニブレード穴、２１０：蒸気空所、２１２：入口開
口、２１４：蒸気通過開口。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、圧縮空気をタービンエンジンに導入する圧縮機と、 ケーシングおよびこのケーシング内にケーシングから間
隔をあけて配置されたライナを含み、ライナとケーシン
グの間に混合領域を画定し、前記ライナが前記燃焼器の
上流端に燃焼器入口を形成し、前記混合領域が前記圧縮
空気の少なくとも一部を受け取る前記圧縮機より下流に
位置する燃焼器と、 前記燃焼器より下流に位置し、内部に冷却通路を有する
タービンと、 蒸気を前記混合領域中に前記燃焼器入口より下流で導入
して空気−蒸気混合物を形成する蒸気導入手段と、 前記空気−蒸気混合物を前記タービンの冷却通路に導入
する手段とを含むタービンエンジン。 ２、前記燃焼器が燃料入口を有し、前記蒸気導入手段が
前記燃料入口より下流に配置された請求項１に記載のエ
ンジン。 ３、前記蒸気導入手段が全蒸気をエンジンに前記燃焼器
入口より下流で導入する手段を含む請求項１に記載のエ
ンジン。 ４、さらに前記燃焼器内に配置された燃焼器ドームを備
え、前記蒸気導入手段が蒸気を前記燃焼器ドームより下
流で導入する手段を含む請求項１に記載のエンジン。 ５、前記蒸気導入手段が蒸気入口部に連結された蒸気導
管を含み、前記蒸気入口部は蒸気導管に連結された第１
開口を有する蒸気空所を含み、蒸気を前記混合領域へ通
過させる１個以上の穴が前記開口より下流にある請求項
１に記載のエンジン。 ６、前記エンジンが圧縮機排気抽気ポートを有し、前記
蒸気導入手段が前記圧縮機排気抽気ポート内に配置され
た蒸気導管を含む請求項６に記載のエンジン。 ７、前記蒸気導入手段が前記ケーシング、混合領域およ
びライナを貫通する二重流れ燃料ノズルを含み、この二
重流れノズルが内部に燃料通路および蒸気通路を有し、
これらの燃料通路および蒸気通路は少なくとも二重流れ
ノズルが前記ライナを通りすぎるまで分離されており、
前記二重流れノズルは外側表面を有し、少なくとも１つ
の穴がノズルの外側表面から蒸気通路まで延在して蒸気
の一部がその穴を通って混合領域中に出てゆける請求項
１に記載のエンジン。 ８、前記タービンが複数個のブレードを有し、これらブ
レードには冷却通路からブレード表面まで延在する複数
個の穴があけられている請求項１に記載のエンジン。 ９、空気をタービンエンジンに導入する圧縮機と、 ケーシングおよびこのケーシング内に配置されたライナ
を含んで、内部に燃焼区域を有し、前記ライナは前記ケ
ーシングから間隔をあけて配置され、混合領域が前記ラ
イナとケーシングの間に位置決めされ、前記ライナがそ
の上流端に燃焼器入口を有する前記圧縮機より下流に位
置する燃焼器と、 前記燃焼器より下流に位置し、内部に冷却通路を有する
タービンと、 蒸気入口に連結され、前記蒸気入口部は前記ケーシング
に連結され、前記蒸気入口部は蒸気入口部を前記混合領
域と連通する入口穴を少なくとも１個前記燃焼器入口よ
り下流に有する蒸気導管と、前記混合領域と前記タービ
ン冷却通路の間で且つ前記蒸気入口穴より下流に位置す
る通路とを含むタービンエンジン。 １０、前記燃焼器が燃料入口を有し、前記蒸気入口穴が
前記燃料入口より下流に配置された請求項９に記載のエ
ンジン。 １１、前記エンジンが複数個の蒸気入口穴を有し、これ
らの蒸気入口穴がすべて前記燃焼器入口より下流に位置
する請求項９に記載のエンジン。 １２、さらに前記燃焼器内に配置された燃焼器ドームを
備え、前記蒸気入口穴が前記燃焼器ドームより下流に位
置する請求項９に記載のエンジン。 １３、前記蒸気入口部が蒸気導管に連結された第１開口
を有する蒸気空所を含み、前記蒸気入口穴は前記開口よ
り下流に位置する請求項９に記載のエンジン。 １４、前記エンジンが圧縮機排気抽気ポートを有し、前
記蒸気導管が前記圧縮機排気抽気ポート内に配置された
請求項６に記載のエンジン。 １５、さらに前記ケーシング、混合領域およびライナを
貫通する二重流れ燃料ノズルを含み、この二重流れノズ
ルが内部に燃料通路および蒸気通路を有し、これらの燃
料通路および蒸気通路は少なくとも二重流れノズルが前
記ライナを通りすぎるまで分離されており、前記二重流
れノズルは外側表面を有し、少なくとも１つの穴がノズ
ルの外側表面から蒸気通路まで延在して蒸気の一部がそ
の穴を通って混合領域中に出てゆける請求項１に記載の
エンジン。 １６、前記タービンが複数個のブレードを有し、これら
ブレードには冷却通路からブレード表面まで延在する複
数個の穴があけられている請求項９に記載のエンジン。 １７、空気をタービンエンジンに導入する圧縮機と、 前記圧縮機より下流に位置する燃焼器領域とを備え、こ
の燃焼器領域は前記圧縮機の下流に環状流路を画定する
ケーシングおよびこのケーシング内に配置されたライナ
を含み、前記ライナは内部に燃焼区域を画定するよう形
成され、前記ライナは前記ケーシングから間隔をあけて
配置され相互間に混合領域を画定し、 さらに前記ケーシング、混合領域およびライナを貫通す
る二重流れ燃料ノズルを備え、この二重流れノズルは内
部に燃料通路および蒸気通路を有し、これらの燃料通路
および蒸気通路は少なくとも二重流れノズルが前記ライ
ナを通りすぎるまで分離されており、前記二重流れノズ
ルは外側表面を有し、少なくとも１つの穴がノズルの外
側表面から蒸気通路まで延在して蒸気の一部がその穴を
通って混合領域中に出てゆけるタービンエンジン。 １８、前記燃料通路がほぼ前記ノズルの中心に位置し、
蒸気通路が燃料通路を包囲する請求項１７に記載のエン
ジン。 １９、前記燃焼器領域がさらに前記ライナ内に前記燃焼
領域の上流端に配置された燃焼器ドームアセンブリを含
み、前記二重流れノズルが前記燃焼器ドームアセンブリ
に連結された請求項１７に記載のエンジン。 ２０、圧縮空気をガスタービンエンジンに導入する圧縮
機と、前記圧縮機より下流に位置する燃焼器であって、
この燃焼器はケーシングおよびケーシング内に配置され
たライナを含み、このライナは内部に燃焼区域を画定し
、ライナはケーシングから間隔をあけて配置されライナ
とケーシングの間に混合領域を画定し、前記混合領域が
前記圧縮空気の少なくとも一部を受け取り、前記ライナ
は前記燃焼器の上流端に燃焼器入口を形成する構成の燃
焼器と、前記燃焼器より下流に位置し、内部に冷却通路
を有するタービンとを備えるガスタービンエンジンを冷
却する方法が、 蒸気を前記混合領域中に前記燃焼器入口より下流で導入
して空気−蒸気混合物を形成し、 前記空気−蒸気混合物を前記タービンの冷却通路に導入
する工程を含むガスタービンエンジン冷却方法。 ２１、約１０，０００ＢＴＵ／１ｂ以下の燃料を前記燃
焼器に導入する工程を含む請求項２０に記載の方法。 ２２、約１，７００ＢＴＵ／１ｂ以下の燃料を前記燃焼
器に導入する工程を含む請求項２１に記載の方法。 ２３、約５００ＢＴＵ／１ｂ以下の燃料を前記燃焼器に
導入する工程を含む請求項２２に記載の方法。 ２４、石炭ガス化から誘導した燃料を前記燃焼器に導入
する工程を含む請求項２０に記載の方法。 ２５、導入する蒸気の温度が飽和温度プラス５０°Ｆ程
度である請求項２０に記載の方法。 ２６、蒸気を混合領域に導入する工程が、混合領域に導
入する蒸気の混合領域を流れている空気に対する角度を
制御する工程を含む請求項２０に記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US284,507 | 1988-12-14 | ||
| US07/284,507 US4982564A (en) | 1988-12-14 | 1988-12-14 | Turbine engine with air and steam cooling |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02218821A true JPH02218821A (ja) | 1990-08-31 |
| JPH0635841B2 JPH0635841B2 (ja) | 1994-05-11 |
Family
ID=23090460
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1322816A Expired - Fee Related JPH0635841B2 (ja) | 1988-12-14 | 1989-12-14 | タービンエンジン及び冷却方法 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4982564A (ja) |
| JP (1) | JPH0635841B2 (ja) |
| GB (1) | GB2228295B (ja) |
| IT (1) | IT1237879B (ja) |
| SE (1) | SE466464B (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH07301127A (ja) * | 1994-04-28 | 1995-11-14 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン発電プラント及びガスタービン発電プラントにおける冷却方法 |
| JP2011157963A (ja) * | 2010-01-29 | 2011-08-18 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジン蒸気噴射マニホルド |
Families Citing this family (35)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5177954A (en) * | 1984-10-10 | 1993-01-12 | Paul Marius A | Gas turbine engine with cooled turbine blades |
| US5582000A (en) * | 1989-02-08 | 1996-12-10 | United Technologies Corporation | Coolable rocket nozzle for a rocket engine |
| US5122033A (en) * | 1990-11-16 | 1992-06-16 | Paul Marius A | Turbine blade unit |
| US5160096A (en) * | 1991-10-11 | 1992-11-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine cycle |
| US5340274A (en) * | 1991-11-19 | 1994-08-23 | General Electric Company | Integrated steam/air cooling system for gas turbines |
| US5284427A (en) * | 1993-05-05 | 1994-02-08 | Wacker Roland W | Preheating and cooling system for a rotary engine |
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