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    SYSTEMS AND METHODS FOR DISTRIBUTING COOLING AIR IN GAS TURBINE ENGINES
    1.
    发明公开
    SYSTEMS AND METHODS FOR DISTRIBUTING COOLING AIR IN GAS TURBINE ENGINES 审中-公开
    GTERURBINENMOTOREN系统VERFAHREN ZUR VERTEILUNG VONKÜHLLUFT

    公开(公告)号：EP2957721A1

    公开(公告)日：2015-12-23

    申请号：EP15163884.8

    申请日：2015-04-16

    申请人： United Technologies Corporation

    发明人： Suciu, Gabriel L. ,  Merry, Brian D. ,  Hill, James D.

    IPC分类号： F01D5/08 ,  F01D11/00 ,  F02C7/18

    摘要： Systems and methods are disclosed herein for distributing cooling air in gas turbine engines (100). A tangential on board injector ("TOBI") (220) may supply cooling air to a turbine section (190, 191) of a gas turbine engine (100). The cooling air may be split into a first cooling air path and a second cooling air path. The first cooling air path may fluidly connect the TOBI (220) and the interior of a first stage rotor blade (264). The second cooling air path may fluidly connect the TOBI (220) and a cavity (C1). The cavity (C1) may be located between a first disk (268) and a second disk (270). The cooling air paths from a single cooling air source may thermally isolate portions of the turbine section (190, 191).

    摘要翻译： 本文公开了用于在燃气涡轮发动机（100）中分配冷却空气的系统和方法。 切向喷射器（“TOBI”）（220）可将冷却空气供应到燃气涡轮发动机（100）的涡轮部分（190,191）。 冷却空气可以分成第一冷却空气通道和第二冷却空气通道。 第一冷却空气路径可以流体地连接TOBI（220）和第一级转子叶片（264）的内部。 第二冷却空气路径可以流体地连接TOBI（220）和空腔（C1）。 空腔（C1）可以位于第一盘（268）和第二盘（270）之间。 来自单个冷却空气源的冷却空气路径可以热隔离涡轮部分（190,191）的部分。

    COOLING SYSTEM FOR GAS TURBINE ENGINES
    4.
    发明公开
    COOLING SYSTEM FOR GAS TURBINE ENGINES 审中-公开
    KÜHLSYSTEMFÜRGASTURBINENTRIEBWERKEN

    公开(公告)号：EP3106613A1

    公开(公告)日：2016-12-21

    申请号：EP15001689.7

    申请日：2015-06-08

    申请人： United Technologies Corporation

    发明人： Suciu, Gabriel L. ,  Merry, Brian D. ,  Hill, James D.

    IPC分类号： F01D5/08 ,  F01D9/06

    CPC分类号： F01D9/065 ,  F01D5/084 ,  F05D2260/205

    摘要： A cooling system for gas turbine engines (100) includes a turbine rotor compartment (106) defining a cooling air plenum (120). A plurality of turbine discs (130,132) are rotatably housed within the rotor compartment (106). A cooling air inlet (122) is in fluid communication with the plenum (120). Each turbine disc includes a cooling outlet (138) in fluid communication with the plenum for cooling the rotor compartment.

    摘要翻译： 用于燃气涡轮发动机（100）的冷却系统包括限定冷却空气室（120）的涡轮机转子室（106）。 多个涡轮盘（130,132）可旋转地容纳在转子室（106）内。 冷却空气入口（122）与气室（120）流体连通。 每个涡轮盘包括与用于冷却转子室的增压室流体连通的冷却出口（138）。

    Device and method for hybrid vapor and film cooling of a turbine blade
    5.
    发明公开
    Device and method for hybrid vapor and film cooling of a turbine blade 有权
    Verfahren und Vorrichtung zur hybriden Verdampfungs- undFilmkühlungeiner Turbinenschaufel

    公开(公告)号：EP1908922A3

    公开(公告)日：2010-05-05

    申请号：EP07253811.9

    申请日：2007-09-26

    申请人： United Technologies Corporation

    发明人： Norris, James W. ,  Hill, James D.

    IPC分类号： F01D5/18 ,  F01D5/08 ,  F01D5/30

    CPC分类号： F01D5/18 ,  F01D5/082 ,  F01D5/181 ,  F01D5/187 ,  F01D5/3007 ,  F05D2260/202 ,  F05D2260/205 ,  F05D2260/207 ,  F05D2260/22141

    摘要： An apparatus for a gas turbine engine includes an airfoil (22) defining a leading edge (28) and a trailing edge (30), a root (26) located adjacent to the airfoil (22), a vapor cooling system, and a film cooling system for cooling the airfoil in conjunction with the vapor cooling system. The vapor cooling system includes a vaporization section (36) located within the airfoil (22) and a condenser (40) section located within the root (26).

    摘要翻译： 一种用于燃气涡轮发动机的装置包括限定前缘（28）和后缘（30）的翼型件（22），邻近翼型件（22）定位的根部（26），蒸汽冷却系统和薄膜 冷却系统，用于与蒸气冷却系统一起冷却翼型。 蒸汽冷却系统包括位于机翼（22）内的蒸发部分（36）和位于根部（26）内的冷凝器（40）部分。

    Hybrid cooling of a gas turbine engine
    6.
    发明公开
    Hybrid cooling of a gas turbine engine 有权
    Hybridkühlungeines Gasturbinenot电机

    公开(公告)号：EP2003311A2

    公开(公告)日：2008-12-17

    申请号：EP08252045.3

    申请日：2008-06-13

    申请人： United Technologies Corporation

    发明人： Norris, James W. ,  Hill, James D. ,  Raver, Bernard J.

    IPC分类号： F02C7/14 ,  F02C7/18 ,  F02C7/224

    CPC分类号： F02C7/185 ,  F02C7/14 ,  F02C7/224 ,  F05D2260/205 ,  F05D2260/207 ,  F05D2260/213

    摘要： A hybrid cooling system for a gas turbine engine (10) includes a vapor cooling assembly (26) and a cooling air cooling assembly (16). The cooling air cooling assembly (16) is configured to remove thermal energy from cooling air used to cool a first component (12) of the gas turbine engine (10). The vapor cooling assembly (26) configured to transport thermal energy from a vaporization section (52) to a condenser section (54) through cyclical evaporation and condensation of a working medium sealed within the vapor cooling assembly (26). The vaporization section (52) is located at least partially within a second component (14) of the gas turbine engine, and the condenser section (54) is located outside the second component (14).

    摘要翻译： 用于燃气涡轮发动机（10）的混合冷却系统包括蒸汽冷却组件（26）和冷却空气冷却组件（16）。 冷却空气冷却组件（16）构造成从用于冷却燃气涡轮发动机（10）的第一部件（12）的冷却空气中去除热能。 蒸汽冷却组件（26）构造成通过循环蒸发和密封在蒸气冷却组件（26）内的工作介质的冷凝，将热能从蒸发部分（52）运送到冷凝器部分（54）。 蒸发部分（52）至少部分地位于燃气涡轮发动机的第二部件（14）内，并且冷凝器部分（54）位于第二部件（14）的外部。