公开(公告)号：US07179524B2

公开(公告)日：2007-02-20

申请号：US10667264

申请日：2003-09-19

申请人： Gary B. Merrill ,  Jay E. Lane ,  Steven C. Butner ,  Robert Kreutzer ,  Jay A. Morrison

发明人： Gary B. Merrill ,  Jay E. Lane ,  Steven C. Butner ,  Robert Kreutzer ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： B32B3/00

CPC分类号： C04B38/085 ,  B28B11/041 ,  C04B28/00 ,  C04B28/18 ,  C04B28/34 ,  C04B35/117 ,  C04B35/18 ,  C04B35/803 ,  C04B41/009 ,  C04B41/5092 ,  C04B41/85 ,  C04B2235/3217 ,  C04B2235/3463 ,  C04B2235/5228 ,  C04B2235/528 ,  C04B2235/5436 ,  C04B2235/5445 ,  C04B2235/5472 ,  C04B2235/616 ,  Y10T428/249973 ,  C04B20/0036 ,  C04B20/004 ,  C04B14/303 ,  C04B14/306 ,  C04B14/324 ,  C04B14/328 ,  C04B20/0048 ,  C04B20/0076 ,  C04B38/0061 ,  C04B38/08

摘要： A composite material (10) formed of a ceramic matrix composite (CMC) material (12) protected by a ceramic insulating material (14). The constituent parts of the insulating material are selected to avoid degradation of the CMC material when the two layers are co-processed. The CMC material is processed to a predetermined state of shrinkage before wet insulating material is applied against the CMC material. The two materials are then co-fired together, with the relative amount of shrinkage between the two materials during the firing step being affected by the amount of pre-shrinkage of the CMC material during the bisque firing step. The shrinkage of the two materials during the co-firing step may be matched to minimize shrinkage stresses, or a predetermined amount of prestress between the materials may be achieved. An aluminum hydroxyl chloride binder material (24) may be used in the insulating material in order to avoid degradation of the fabric (28) of the CMC material during the co-firing step.

摘要翻译： 由陶瓷绝缘材料（14）保护的陶瓷基复合材料（CMC）材料（12）形成的复合材料（10）。 选择绝缘材料的组成部分以避免当两层被共同处理时CMC材料的劣化。 在向CMC材料施加湿绝缘材料之前，将CMC材料加工成预定的收缩状态。 然后将两种材料共烧，在焙烧步骤期间两种材料之间的相对收缩量受到在坯料烧结步骤期间CMC材料的预收缩量的影响。 可以在共烧步骤期间两种材料的收缩率相匹配以最小化收缩应力，或者可以实现材料之间的预定量的预应力。 可以在绝缘材料中使用铝羟基氯化物粘合剂材料（24），以避免在共烧烧步骤期间CMC材料的织物（28）的降解。

公开(公告)号：US06709230B2

公开(公告)日：2004-03-23

申请号：US10158946

申请日：2002-05-31

申请人： Jay A. Morrison ,  Chris Campbell ,  Gary Brian Merrill ,  Jay Edgar Lane ,  Daniel George Thompson ,  Harry A. Albrecht ,  Yevgeniy P. Shteyman

发明人： Jay A. Morrison ,  Chris Campbell ,  Gary Brian Merrill ,  Jay Edgar Lane ,  Daniel George Thompson ,  Harry A. Albrecht ,  Yevgeniy P. Shteyman

IPC分类号： F01D904

CPC分类号： F01D5/189 ,  F01D5/282 ,  F01D5/284 ,  F01D5/288 ,  F05D2300/50212 ,  F05D2300/6033 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/673 ,  Y02T50/676 ,  Y10T428/252 ,  Y10T428/257

摘要： A hybrid vane (50) for a gas turbine engine having a ceramic matrix composite (CMC) airfoil member (52) bonded to a substantially solid core member (54). The airfoil member and core member are cooled by a cooling fluid (58) passing through cooling passages (56) formed in the core member. The airfoil member is cooled by conductive heat transfer through the bond ((70) between the core member and the airfoil member and by convective heat transfer at the surface directly exposed to the cooling fluid. A layer of insulation (72) bonded to the external surface of the airfoil member provides both the desired outer aerodynamic contour and reduces the amount of cooling fluid required to maintain the structural integrity of the airfoil member. Each member of the hybrid vane is formulated to have a coefficient of thermal expansion and elastic modulus that will minimize thermal stress during fabrication and during turbine engine operation.

摘要翻译： 一种用于燃气涡轮发动机的混合叶片（50），其具有结合到基本上实心的芯构件（54）上的陶瓷基体复合（CMC）翼型件（52）。 机翼构件和芯构件通过穿过形成在芯构件中的冷却通道（56）的冷却流体（58）来冷却。 翼型部件通过导电传热通过芯部件和翼型部件之间的（70）进行冷却，并通过直接暴露于冷却流体的表面上的对流传热来冷却。 翼型件的表面提供所需的外部空气动力学轮廓并且减少维持翼型构件的结构完整性所需的冷却流体的量。混合叶片的每个构件被配制成具有热膨胀系数和弹性模量， 在制造期间和涡轮发动机运行期间最小化热应力。

公开(公告)号：US06235370B1

公开(公告)日：2001-05-22

申请号：US09261721

申请日：1999-03-03

申请人： Gary B. Merrill ,  Jay A. Morrison

发明人： Gary B. Merrill ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： B32B312

CPC分类号： F23R3/007 ,  C23C4/02 ,  C23C26/02 ,  C23C28/042 ,  C23C28/044 ,  F01D5/288 ,  F01D11/125 ,  F01D11/127 ,  Y02T50/672 ,  Y10T29/49245 ,  Y10T428/1234 ,  Y10T428/24149

摘要： A composite thermal barrier coating system includes a honeycomb metallic structure filled with high thermal expansion ceramic hollow spheres in a phosphate bonded matrix. The composite thermal barrier coating system may be manufactured to thicknesses in excess of current thermal barrier coating systems, thereby imparting greater thermal protection. Superior erosion resistance and abrasion properties are also achieved. The composite thermal barrier coating is useful on combustion turbine components such as ring seal segments, vane segment shrouds, transitions and combustors.

摘要翻译： 复合热障涂层系统包括在磷酸盐键合基质中填充有高热膨胀陶瓷中空球的蜂窝金属结构。 复合热障涂层系统可以制造成超过当前热障涂层系统的厚度，从而赋予更大的热保护。 也实现了优异的耐冲蚀性和耐磨性。 复合热障涂层可用于燃气轮机部件，如环形密封段，叶片段护罩，过渡和燃烧器。

公开(公告)号：US09528706B2

公开(公告)日：2016-12-27

申请号：US14105313

申请日：2013-12-13

申请人： Matthew D. Montgomery ,  Richard C. Charron ,  Jose L. Rodriguez ,  Bernhard W. Küsters ,  Jay A. Morrison ,  Alexander R. Beeck

发明人： Matthew D. Montgomery ,  Richard C. Charron ,  Jose L. Rodriguez ,  Bernhard W. Küsters ,  Jay A. Morrison ,  Alexander R. Beeck

IPC分类号： F23R3/46 ,  F04D29/54 ,  F23R3/02 ,  F23R3/04 ,  F23R3/42

CPC分类号： F23R3/46 ,  F04D29/542 ,  F04D29/545 ,  F04D29/547 ,  F23R3/02 ,  F23R3/04 ,  F23R3/425

摘要： A gas turbine engine can-annular combustion arrangement (10), including: an axial compressor (82) operable to rotate in a rotation direction (60); a diffuser (100, 110) configured to receive compressed air (16) from the axial compressor; a plenum (22) configured to receive the compressed air from the diffuser; a plurality of combustor cans (12) each having a combustor inlet (38) in fluid communication with the plenum, wherein each combustor can is tangentially oriented so that a respective combustor inlet is circumferentially offset from a respective combustor outlet in a direction opposite the rotation direction; and an airflow guiding arrangement (80) configured to impart circumferential motion to the compressed air in the plenum in the direction opposite the rotation direction.

摘要翻译： 一种燃气涡轮发动机罐环式燃烧装置（10），包括：轴向压缩机（82），其可操作以沿旋转方向（60）旋转; 构造成从所述轴向压缩机接收压缩空气（16）的扩散器（100,110）; 配置成从扩散器接收压缩空气的增压室（22） 多个燃烧器罐（12）各自具有与所述气室流体连通的燃烧器入口（38），其中每个燃烧室可以被切向地定向，使得相应的燃烧器入口在与旋转相反的方向上与相应的燃烧室出口周向偏移 方向; 以及气流引导装置（80），其构造成沿着与旋转方向相反的方向对所述增压室中的压缩空气施加周向运动。

公开(公告)号：US09297269B2

公开(公告)日：2016-03-29

申请号：US11800801

申请日：2007-05-07

申请人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane ,  Gary B. Merrill

发明人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane ,  Gary B. Merrill

IPC分类号： B32B3/30 ,  F01D11/12

CPC分类号： F01D11/122 ,  B32B3/30 ,  F05D2250/18 ,  F05D2250/70 ,  F05D2300/21 ,  F05D2300/603 ,  Y10T428/24355

摘要： A gas turbine component (20) with a layer of ceramic material (22) defining a wear surface (21), in which an array of cross-shaped depressions (26A, 26B) formed in the wear surface (21) define a continuous labyrinth of orthogonal walls (28, 30) of the ceramic material, and reduce the area of the wear surface (21) by about 50%. Within a representative area (36) of the wear surface (21), the depressions (26A, 26B) provide a ratio of a lineal sum of depression perimeters (27) divided by the representative area (36) of the wear surface of least 0.9 per unit of measurement for improved abradability characteristics of the wear surface (21).

摘要翻译： 一种具有限定磨损表面（21）的陶瓷材料层（22）的燃气轮机部件（20），其中形成在磨损表面（21）中的十字形凹陷阵列（26A，26B）限定了连续的迷宫 的陶瓷材料的正交壁（28,30），并且将磨损表面（21）的面积减小约50％。 在磨损表面（21）的代表区域（36）内，凹陷（26A，26B）提供凹陷周长（27）的直线和除以磨损表面的代表区域（36）的比率为至少0.9 每单位测量以改善磨损表面（21）的耐磨特性。

公开(公告)号：US09133721B2

公开(公告)日：2015-09-15

申请号：US12945948

申请日：2010-11-15

申请人： Ching-Pang Lee ,  Jay A. Morrison

发明人： Ching-Pang Lee ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： F23R3/46 ,  F01D9/02 ,  F01D25/12

CPC分类号： F01D9/023 ,  F01D25/12 ,  F05D2260/201

摘要： A cooling system for a transition duct for routing a gas flow from a combustor to the first stage of a turbine section in a combustion turbine engine is disclosed. The transition duct may have a multi-panel outer wall formed from an inner panel having an inner surface that defines at least a portion of a hot gas path plenum and an intermediate panel positioned radially outward from the inner panel such that at least one cooling chamber is formed between the inner and intermediate panels. The transition duct may also include an outer panel. The inner, intermediate and outer panels may include one or more metering holes for passing cooling fluids between cooling chambers for cooling the panels. The intermediate and outer panels may be secured with an attachment system coupling the panels to the inner panel such that the intermediate and outer panels may move in-plane.

摘要翻译： 公开了一种用于将来自燃烧器的气流引导到燃气涡轮发动机中的涡轮部分的第一级的过渡管道的冷却系统。 过渡管道可以具有由内板形成的多面板外壁，该内板具有限定热气路径气室的至少一部分的内表面和从内板径向向外定位的中间板，使得至少一个冷却室 形成在内板和中间板之间。 过渡管还可以包括外板。 内部，中间和外部面板可以包括一个或多个计量孔，用于在冷却室之间通过冷却流体以冷却面板。 中间板和外板可以用连接系统固定到内板上，使得中间板和外板可在平面内移动。

公开(公告)号：US09068464B2

公开(公告)日：2015-06-30

申请号：US11188406

申请日：2005-07-25

申请人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane ,  Gary B. Merrill

发明人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane ,  Gary B. Merrill

IPC分类号： B21D53/78 ,  F01D5/28 ,  B23P15/04 ,  F01D9/04

CPC分类号： F01D5/282 ,  B23P15/04 ,  C04B37/001 ,  C04B37/005 ,  C04B2237/341 ,  C04B2237/343 ,  C04B2237/365 ,  C04B2237/38 ,  C04B2237/76 ,  C04B2237/84 ,  F01D5/284 ,  F01D9/044 ,  F05D2230/23 ,  F05D2240/30 ,  Y10T29/49337 ,  Y10T29/49552

摘要： A method for joining a first CMC part (30) having an outer joining portion (32), and a second CMC part (36) having an inner joining portion (38). The second CMC part (36) is heat-cured to a stage of shrinkage more complete than that of the first CMC part (30) prior to joining. The two CMC parts (30, 36) are joined in a mating interface that captures the inner joining portion (38) within the outer joining portion (32). The assembled parts (30, 36) are then fired together, resulting in differential shrinkage that compresses the outer joining portion (32) onto the inner joining portion (38), providing a tightly pre-stressed joint. Optionally, a refractory adhesive (42) may be used in the joint. Shrinkage of the outer joining portion (32) avoids shrinkage cracks in the adhesive (42).

摘要翻译： 一种用于接合具有外接合部分（32）的第一CMC部件（30）和具有内接合部分（38）的第二CMC部件（36）的方法。 第二CMC部分（36）在接合之前被热固化到比第一CMC部分（30）的收缩阶段更完整的阶段。 两个CMC部件（30,36）连接在捕获外接合部分（32）内的内接合部分（38）的配合接口中。 然后将组装好的部件（30,36）烧结在一起，导致不均匀的收缩，将外部接合部分（32）压缩到内部接合部分（38）上，从而提供紧密的预应力接头。 可选地，可以在接头中使用耐火粘合剂（42）。 外接合部分（32）的收缩避免了粘合剂（42）中的收缩裂纹。

公开(公告)号：US09010125B2

公开(公告)日：2015-04-21

申请号：US13956405

申请日：2013-08-01

申请人： Jay A. Morrison ,  Ching-Pang Lee ,  Michael E. Crawford

发明人： Jay A. Morrison ,  Ching-Pang Lee ,  Michael E. Crawford

IPC分类号： F01D9/02

CPC分类号： F01D9/023 ,  F01D25/12 ,  F05D2260/201 ,  F23R3/002 ,  F23R2900/03043 ,  F23R2900/03044

摘要： A cooling arrangement (56) having: a duct (30) configured to receive hot gases (16) from a combustor; and a flow sleeve (50) surrounding the duct and defining a cooling plenum (52) there between, wherein the flow sleeve is configured to form impingement cooling jets (70) emanating from dimples (82) in the flow sleeve effective to predominately cool the duct in an impingement cooling zone (60), and wherein the flow sleeve defines a convection cooling zone (64) effective to cool the duct solely via a cross-flow (76), the cross-flow comprising cooling fluid (72) exhausting from the impingement cooling zone. In the impingement cooling zone an undimpled portion (84) of the flow sleeve tapers away from the duct as the undimpled portion nears the convection cooling zone. The flow sleeve is configured to effect a greater velocity of the cross-flow in the convection cooling zone than in the impingement cooling zone.

摘要翻译： 一种冷却装置（56），其具有：构造成从燃烧器接收热气体（16）的管道（30） 以及围绕所述管道并且在其间限定冷却气室（52）的流动套管（50），其中所述流动套筒构造成形成从所述流动套筒中的凹坑（82）发出的冲击冷却喷嘴（70），其有效地主要地冷却 （60）中的管道，并且其中所述流动套管限定有效地仅通过交叉流（76）来冷却所述管道的对流冷却区域（64），所述交叉流动包括冷却流体（72）从 冲击冷却区。 在冲击冷却区域中，随着未折射部分靠近对流冷却区，流动套管的未折弯部分（84）从导管逐渐变细。 流动套筒构造成在对流冷却区域中产生比在冲击冷却区域更大的交叉流速度。

公开(公告)号：US20140056716A1

公开(公告)日：2014-02-27

申请号：US14071687

申请日：2013-11-05

申请人： Stephen John Messmann ,  Christian X. Campbell ,  Allister William James ,  Jay A. Morrison ,  Daniel M. Eshak

发明人： Stephen John Messmann ,  Christian X. Campbell ,  Allister William James ,  Jay A. Morrison ,  Daniel M. Eshak

IPC分类号： F01D5/22

CPC分类号： F01D5/22 ,  B22D19/00 ,  B22D19/0081 ,  B22D19/009 ,  F01D9/044 ,  F01D11/005 ,  F05D2230/21 ,  F05D2240/80

摘要： A turbine blade assembly includes a turbine blade having a pressure sidewall and an opposed suction sidewall and a first snubber assembly associated with one of the pressure sidewall and the suction sidewall. The first snubber assembly includes a first base portion extending outwardly from the one of the pressure sidewall and the suction sidewall, and a first snubber portion. The first base portion is integrally cast with the turbine blade and includes first connection structure. The first snubber portion is bicast onto the first base portion and includes second connection structure that interacts with the first connection structure to substantially prevent separational movement between the first base portion and the first snubber portion.

摘要翻译： 涡轮叶片组件包括涡轮叶片，其具有压力侧壁和相对的抽吸侧壁以及与压力侧壁和抽吸侧壁之一相关联的第一缓冲组件。 第一缓冲器组件包括从压力侧壁和吸力侧壁之一向外延伸的第一基部部分和第一缓冲部分。 第一基座部分与涡轮机叶片整体铸造并且包括第一连接结构。 所述第一缓冲部分是在所述第一基部上进行组播，并且包括与所述第一连接结构相互作用以基本上防止所述第一基部与所述第一缓冲部之间的分离运动的第二连接结构。

公开(公告)号：US20130239585A1

公开(公告)日：2013-09-19

申请号：US13419603

申请日：2012-03-14

申请人： Jay A. Morrison

发明人： Jay A. Morrison

IPC分类号： F23R3/02 ,  F02C7/00

CPC分类号： F01D9/023 ,  F02C3/14

摘要： An arrangement (100) for delivering combustions gas from a plurality of combustors onto a first row of turbine blades along respective straight gas flow paths, including: a hoop structure (104) at a downstream end of the arrangement and defining at least part of an annular chamber (24); and a plurality of discrete ducts (102), each disposed between a respective combustor and the hoop structure (104). Each duct (102) is secured to the hoop structure (104) at a respective duct joint (116). The hoop structure (104) includes a quantity of hoop segments (105, 130, 132) that is less than a quantity of ducts (102).

摘要翻译： 一种用于将气体从多个燃烧器输送到相应直的气体流动路径的第一排涡轮机叶片上的装置（100），包括：位于所述排列的下游端的环形结构（104），并限定至少一部分 环形室（24）; 以及多个分立的管道（102），每个分配的管道（102）分别设置在相应的燃烧器和环形结构（104）之间。 每个管道（102）在相应的管道接头（116）处固定到箍结构（104）。 环形结构（104）包括小于一定数量的管道（102）的一定数量的环形段（105,130,132）。