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）。

公开(公告)号：US08257809B2

公开(公告)日：2012-09-04

申请号：US11715678

申请日：2007-03-08

申请人： Jay A. Morrison ,  Douglas A. Keller ,  Malberto F. Gonzalez ,  Jay E. Lane

发明人： Jay A. Morrison ,  Douglas A. Keller ,  Malberto F. Gonzalez ,  Jay E. Lane

IPC分类号： B32B1/08 ,  B32B3/00 ,  B32B3/20 ,  D03D11/00

CPC分类号： F28F21/04 ,  B32B18/00 ,  C04B35/803 ,  C04B37/001 ,  C04B2237/34 ,  C04B2237/38 ,  C04B2237/62 ,  C04B2237/64 ,  F01D5/187 ,  F01D5/282 ,  F05D2260/201 ,  F28F7/02 ,  Y10T428/131 ,  Y10T428/1314 ,  Y10T428/1317 ,  Y10T428/1362 ,  Y10T428/139 ,  Y10T428/1393 ,  Y10T428/24521 ,  Y10T428/24612 ,  Y10T428/24744 ,  Y10T442/3195 ,  Y10T442/3203 ,  Y10T442/3211

摘要： A ceramic matrix composite wall structure (20A) constructed of interlocking layers (22A, 24A) of woven material with integral cooling channels (28A, 32A). The CMC layer closest to the hot gas path (41) contains internal cooling tubes (26A, 30A) protruding into a ceramic insulating layer (40A). This construction provides a cooled CMC lamellate wall structure with an interlocking truss core.

摘要翻译： 一种陶瓷基体复合壁结构（20A），其由具有整体冷却通道（28A，32A）的编织材料的互锁层（22A，24A）构成。 最靠近热气体路径（41）的CMC层包含突出到陶瓷绝缘层（40A）中的内部冷却管（26A，30A）。 这种结构提供了具有互锁桁架芯的冷却的CMC层状壁结构。

公开(公告)号：US08147196B2

公开(公告)日：2012-04-03

申请号：US12435662

申请日：2009-05-05

申请人： Christian X. Campbell ,  Jay A. Morrison

发明人： Christian X. Campbell ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： B63H1/14 ,  B63H7/02 ,  B64C11/00 ,  F01D5/08 ,  F03D11/02 ,  F04D29/58

CPC分类号： F01D5/187 ,  F05D2230/642 ,  F05D2260/2214

摘要： A turbine airfoil usable in a turbine engine with a cooling system and a compliant dual wall configuration configured to enable thermal expansion between inner and outer layers while eliminating stress formation in the outer layer is disclosed. The compliant dual wall configuration may be formed a dual wall formed from inner and outer layers separated by a support structure. The outer layer may be a compliant layer configured such that the outer layer may thermally expand and thereby reduce the stress within the outer layer. The outer layer may be formed from a nonplanar surface configured to thermally expand. In another embodiment, the outer layer may be planar and include a plurality of slots enabling unrestricted thermal expansion in a direction aligned with the outer layer.

摘要翻译： 公开了一种可用于具有冷却系统和柔性双壁结构的涡轮发动机中的涡轮机翼型，其构造成能够在消除外层中的应力形成的同时在内层和外层之间进行热膨胀。 兼容的双壁结构可以形成由由支撑结构隔开的内层和外层形成的双壁。 外层可以是被配置为使得外层可以热膨胀并从而减小外层内的应力的柔顺层。 外层可以由构造成热膨胀的非平面表面形成。 在另一个实施例中，外层可以是平面的，并且包括能够在与外层对准的方向上不受限制地热膨胀的多个槽。

公开(公告)号：US20120034075A1

公开(公告)日：2012-02-09

申请号：US12852688

申请日：2010-08-09

申请人： Johan Hsu ,  Jay A. Morrison

发明人： Johan Hsu ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： F01D25/08

CPC分类号： F01D9/023 ,  F05D2260/201 ,  F05D2260/202 ,  F05D2260/204 ,  F05D2260/22141 ,  F23R3/005 ,  F23R2900/03042 ,  F23R2900/03043 ,  F23R2900/03044 ,  F23R2900/03045

摘要： A cooled component wall (52) with a combustion gas (36) on one side (56) and a coolant gas (48) with higher pressure on the other side (58). The wall includes a cooling chamber (60) with an impingement cooling zone (62), a convective cooling zone (64), and a film cooling zone (66). Impingement holes (70) admit and direct jets (72) of coolant against the wall, thence the coolant passes among heat transfer elements such as channels (76) and fins (78) to the film cooling zone (66) where it passes through holes in the wall that direct a film of the coolant along the combustion side of the wall. The chamber may be oriented with the impingement zone (62) downstream and the film cooling zone (66) upstream, relative to the combustion gas flow (36). This provides two passes of the coolant (84, 79) in opposite directions over the respective opposite sides of the wall (56, 58).

摘要翻译： 在一侧（56）上具有燃烧气体（36）和在另一侧（58）上具有较高压力的冷却剂气体（48）的冷却组件壁（52）。 壁包括具有冲击冷却区（62），对流冷却区（64）和薄膜冷却区（66）的冷却室（60）。 冲击孔（70）允许将冷却剂的喷嘴（72）引导到壁上，从而冷却剂在诸如通道（76）和散热片（78）的传热元件之间通过到薄膜冷却区（66），在该冷却区通过孔 在墙壁上沿着墙的燃烧侧引导冷却剂的膜。 腔室可以相对于燃烧气体流（36）在冲击区域（62）的下游和膜冷却区域（66）的上游定向。 这提供了冷却剂（84,79）在壁（56,58）的相应相对侧上沿相反方向的两次通过。

公开(公告)号：US20120000072A9

公开(公告)日：2012-01-05

申请号：US12507503

申请日：2009-07-22

申请人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane ,  Allister W. James ,  Gary B. Merrill ,  John R. Paulus ,  Mike P. Appleby ,  Iain A. Fraser

发明人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane ,  Allister W. James ,  Gary B. Merrill ,  John R. Paulus ,  Mike P. Appleby ,  Iain A. Fraser

IPC分类号： B21K3/04

CPC分类号： B22F5/009 ,  B22F3/105 ,  B22F3/225 ,  Y10T29/49339

摘要： A method of making a combustion turbine component includes forming a metallic body by direct metal fabrication (DMF) to have at least one surface portion defining a first plurality of surface cooling features each having a first dimension and at least one second surface cooling feature on at least one of the first plurality of surface cooling features and having a second dimension less than said first dimension and less than 200 μm. Forming the metallic body by DMF may include forming a plurality of metallic combustion turbine subcomponent greenbodies by DMF and assembling the plurality of metallic combustion turbine subcomponent greenbodies together to form a metallic greenbody assembly. The metallic greenbody assembly may be sintered to thereby form the metallic body.

摘要翻译： 制造燃气涡轮机部件的方法包括通过直接金属制造（DMF）形成金属体，以具有限定第一多个表面冷却特征的至少一个表面部分，每个具有第一尺寸和至少一个第二表面冷却特征 所述第一多个表面冷却特征中的至少一个具有小于所述第一尺寸且小于200μm的第二尺寸。 通过DMF形成金属体可以包括通过DMF形成多个金属燃料涡轮机副成分的生态体，并将多个金属燃料涡轮机副成分的生物体组装在一起以形成金属生物体组件。 金属生坯组件可以被烧结从而形成金属体。

公开(公告)号：US20110265406A1

公开(公告)日：2011-11-03

申请号：US12769964

申请日：2010-04-29

申请人： Jay A. Morrison ,  John V. Stewart

发明人： Jay A. Morrison ,  John V. Stewart

IPC分类号： E04C5/20 ,  E04B1/38

CPC分类号： C04B35/80 ,  C04B35/806 ,  C04B35/83 ,  C04B2235/48 ,  C04B2235/483 ,  C04B2235/5244 ,  C04B2235/5252 ,  C04B2235/5256 ,  Y10T403/42 ,  Y10T403/4602 ,  Y10T403/7096 ,  Y10T403/73

摘要： A gusset (40A-G) between two CMC walls (26, 28) has fibers (23) oriented to provide anisotropic strengthening of the wall intersection (34). The fibers (23) may be oriented diagonally to oppose in tension a wall-spreading moment of the walls (26, 28) about the intersection (34). Interlocking features (46, 48, 52, 56, 58) may be provided on the gusset to improve load sharing between the gusset and the walls. The gusset may have one or more diagonal edges (50, 51) that contact matching edges of a slot (42, 42D, 43D) to oppose wall-spreading (M1) and wall-closing (M2) bending of the walls (26, 28). The gusset may be installed in the slot after preparing the gusset and the walls to different temperatures. Then the assembly may be final-fired to produce differential shrinkage that causes compression of the gusset or the wall intersection.

摘要翻译： 两个CMC壁（26,28）之间的角撑板（40A-G）具有定向成提供壁交叉点（34）的各向异性强化的纤维（23）。 纤维（23）可以对角地定向以相对于壁（26,28）围绕交叉路口（34）的壁伸展力矩。 可以在角撑板上提供联锁特征（46,48,52,56,58），以改善角撑板和墙壁之间的负载共享。 角撑板可以具有一个或多个对角边缘（50,51），其接触槽（42,42D，43D）的匹配边缘以抵抗墙壁（26,42）的壁扩展（M1）和壁关闭（M2） 28）。 在将角撑板和墙壁准备好到不同的温度后，角撑板可以安装在槽中。 然后组装可以被最终烧制以产生导致角撑板或墙壁交叉部的压缩的不同收缩。

公开(公告)号：US20110041313A1

公开(公告)日：2011-02-24

申请号：US12545930

申请日：2009-08-24

申请人： Allister W. James ,  Jay A. Morrison

发明人： Allister W. James ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： B23P11/00 ,  B23P19/00

CPC分类号： F01D9/044 ,  F05D2230/22 ,  F05D2250/14 ,  F05D2250/232 ,  Y10T29/49321 ,  Y10T29/49323 ,  Y10T29/49863 ,  Y10T29/49865 ,  Y10T29/49908 ,  Y10T29/53

摘要： A stem (34) extends from a second part (30) through a hole (28) in a first part (22). A groove (38) around the stem provides a non-threaded contact surface (42) for a ring element (44) around the stem. The ring element exerts an inward force against the non-threaded contact surface at an angle that creates axial tension (T) in the stem, pulling the second part against the first part. The ring element is formed of a material that shrinks relative to the stem by sintering. The ring element may include a split collet (44C) that fits partly into the groove, and a compression ring (44E) around the collet. The non-threaded contact surface and a mating distal surface (48) of the ring element may have conic geometries (64). After shrinkage, the ring element is locked onto the stem.

摘要翻译： 杆（34）从第二部分（30）穿过第一部分（22）中的孔（28）延伸。 围绕杆的凹槽（38）为围绕杆的环形元件（44）提供非螺纹接触表面（42）。 环形元件以产生杆中的轴向张力（T）的角度向非螺纹接触表面施加向内的力，将第二部分拉向第一部分。 环形元件由通过烧结相对于杆收缩的材料形成。 环形元件可以包括部分地配合到凹槽中的分割夹头（44C）和围绕夹头的压缩环（44E）。 环形元件的非螺纹接触表面和配合远端表面（48）可以具有锥形几何形状（64）。 收缩后，环形元件锁定在杆上。

公开(公告)号：US20110016717A1

公开(公告)日：2011-01-27

申请号：US12507503

申请日：2009-07-22

申请人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane ,  Allister W. James ,  Gary B. Merrill ,  John R. Paulus ,  Mike P. Appleby ,  Iain A. Fraser

发明人： Jay A. Morrison ,  Jay E. Lane ,  Allister W. James ,  Gary B. Merrill ,  John R. Paulus ,  Mike P. Appleby ,  Iain A. Fraser

IPC分类号： B21K3/04

CPC分类号： B22F5/009 ,  B22F3/105 ,  B22F3/225 ,  Y10T29/49339

摘要： A method of making a combustion turbine component includes forming a metallic body by direct metal fabrication (DMF) to have at least one surface portion defining a first plurality of surface cooling features each having a first dimension and at least one second surface cooling feature on at least one of the first plurality of surface cooling features and having a second dimension less than said first dimension and less than 200 μm. Forming the metallic body by DMF may include forming a plurality of metallic combustion turbine subcomponent greenbodies by DMF and assembling the plurality of metallic combustion turbine subcomponent greenbodies together to form a metallic greenbody assembly. The metallic greenbody assembly may be sintered to thereby form the metallic body.

摘要翻译： 制造燃气涡轮机部件的方法包括通过直接金属制造（DMF）形成金属体，以具有限定第一多个表面冷却特征的至少一个表面部分，每个具有第一尺寸和至少一个第二表面冷却特征 所述第一多个表面冷却特征中的至少一个具有小于所述第一尺寸且小于200μm的第二尺寸。 通过DMF形成金属体可以包括通过DMF形成多个金属燃料涡轮机副成分的生态体，并将多个金属燃料涡轮机副成分的生物体组装在一起以形成金属生物体组件。 金属生坯组件可以被烧结从而形成金属体。

公开(公告)号：US20100322760A1

公开(公告)日：2010-12-23

申请号：US12486180

申请日：2009-06-17

申请人： Jay A. Morrison ,  Anthony L. Schiavo

发明人： Jay A. Morrison ,  Anthony L. Schiavo

IPC分类号： F01D9/04 ,  F04D29/54

CPC分类号： F04D29/023 ,  F01D5/147 ,  F01D5/282 ,  F01D5/284 ,  F04D29/542 ,  F05D2230/23 ,  F05D2300/6033 ,  F05D2300/608 ,  Y10T29/49339

摘要： A ceramic matrix composite (CMC) airfoil assembled from a pressure side wall (42) and a suction side wall (52) joined by interlocking joints (18, 19) at the leading and trailing edges (22, 24) of the airfoil to produce a tapered thin trailing edge. The trailing edge (24) is thinner than a combined thicknesses of the airfoil walls (42, 52). One or both of the interlocking joints (18, 19) may be formed to allow only a single direction of assembly, as exemplified by a dovetail joint. Each joint (18, 19) includes keys (44F, 54F, 56F, 46F) on one side and respective keyways (44K, 54K, 56K, 46K) on the other side. Each keyway may have a ramp (45) that eliminates indents in the airfoil outer surface that would otherwise result from the joint.

摘要翻译： 由压力侧壁（42）和吸力侧壁（52）组装的陶瓷基体复合材料（CMC）翼型件，其通过翼型件的前缘和后缘（22,24）处的互锁接头（18,19）连接，以产生 锥形细的后缘。 后缘（24）比翼型件壁（42,52）的组合厚度薄。 互锁接头（18,19）中的一个或两个可以形成为仅允许组装的单个方向，如燕尾接头所例示。 每个接头（18,19）包括一侧的键（44F，54F，56F，46F）和另一侧的键槽（44K，54K，56K，46K）。 每个键槽可以具有斜面（45），其消除了否则从接头产生的翼型件外表面中的凹痕。

公开(公告)号：US20100284798A1

公开(公告)日：2010-11-11

申请号：US12435684

申请日：2009-05-05

申请人： Christian X. Campbell ,  Jay A. Morrison

发明人： Christian X. Campbell ,  Jay A. Morrison

IPC分类号： F01D25/12 ,  F01D5/08

CPC分类号： F01D5/18 ,  F01D5/147

摘要： A turbine airfoil usable in a turbine engine with a cooling system and a compliant dual wall configuration configured to enable thermal expansion between inner and outer layers while eliminating stress formation is disclosed. The compliant dual wall configuration may be formed a dual wall formed from inner and outer layers separated by a compliant structure. The compliant structure may be configured such that the outer layer may thermally expand without limitation by the inner layer. The compliant structure may be formed from a plurality of pedestals positioned generally parallel with each other. The pedestals may include a first foot attached to a first end of the pedestal and extending in a first direction aligned with the outer layer, and may include a second foot attached to a second end of the pedestal and extending in a second direction aligned with the inner layer.

摘要翻译： 公开了一种可用于具有冷却系统的涡轮发动机的涡轮机翼型和被配置为在消除应力形成的同时在内层和外层之间实现热膨胀的顺应双壁结构。 兼容的双壁结构可以形成由内层和外层形成的双层壁，其由柔顺结构隔开。 顺应性结构可以被配置为使得外层可以热膨胀而不受内层的限制。 柔性结构可以由大体上彼此平行地定位的多个基座形成。 基座可以包括附接到基座的第一端并沿着与外层对准的第一方向延伸的第一脚，并且可以包括附接到基座的第二端并沿与第二脚对准的第二方向延伸的第二脚 内层。