公开(公告)号：US5780146A

公开(公告)日：1998-07-14

申请号：US651486

申请日：1996-05-22

申请人： Stephen Mason ,  Michael J. L. Percival ,  Gary B. Merrill ,  Paul A. Doleman

发明人： Stephen Mason ,  Michael J. L. Percival ,  Gary B. Merrill ,  Paul A. Doleman

IPC分类号： F01D11/08 ,  B32B18/00 ,  C04B20/00 ,  C04B28/34 ,  C09K3/10 ,  F01D11/12 ,  F16J15/20 ,  C04B35/447 ,  B32B5/16 ,  C04B35/78 ,  F01D11/00

CPC分类号： B32B18/00 ,  C04B20/002 ,  C04B28/34 ,  F01D11/127 ,  B22F2003/1106 ,  C04B2111/00353 ,  C04B2111/00612 ,  C04B2235/656 ,  C04B2235/6567 ,  C04B2235/661 ,  C04B2237/34 ,  C04B2237/341 ,  C04B2237/343 ,  C04B2237/38 ,  Y10T428/252 ,  Y10T428/256 ,  Y10T428/259 ,  Y10T428/2982

摘要： An abradable seal comprises a plurality of hollow aluminosilicate spheres in a matrix of aluminium phosphate. The matrix of aluminium phosphate also has an aluminosilicate filler. The hollow aluminosilicate spheres have a diameter in the range of 400 to 1800 microns, preferably a diameter in the range of 800 to 1400 microns. The weight proportion of hollow aluminosilicate spheres in the abradable seal is 30% to 50%. The density of the abradable seal is 1.5 grammes per cubic centimetre. The hollow aluminosilicate spheres in the aluminium phosphate matrix have a relatively high temperature capability of approximately 1300.degree. C. maximum. This makes the abradable seal better able to withstand the environment in the turbine of a turbofan gas turbine engine.

摘要翻译： 可磨损密封件包括在磷酸铝基质中的多个中空铝硅酸盐球体。 磷酸铝基质也具有铝硅酸盐填料。 中空铝硅酸盐球体的直径在400至1800微米的范围内，优选直径在800至1400微米的范围内。 耐磨密封件中的中空铝硅酸盐球的重量比例为30％至50％。 耐磨密封件的密度为1.5克/立方厘米。 磷酸铝基体中的中空铝硅酸盐球体具有最高约1300℃的较高温度能力。 这使得可磨损密封件更好地能够承受涡轮风扇燃气涡轮发动机的涡轮机中的环境。

公开(公告)号：US09328028B2

公开(公告)日：2016-05-03

申请号：US12177531

申请日：2008-07-22

申请人： Jay E. Lane ,  Gary B. Merrill

发明人： Jay E. Lane ,  Gary B. Merrill

IPC分类号： C04B41/50 ,  F01D5/28 ,  B32B18/00 ,  C04B41/45 ,  C04B41/00

CPC分类号： C04B41/5025 ,  B32B18/00 ,  C04B41/009 ,  C04B41/457 ,  F01D5/282 ,  Y10T428/249953 ,  C04B41/4535 ,  C04B41/5024 ,  C04B41/5042 ,  C04B41/5044 ,  C04B41/5045 ,  C04B41/5032 ,  C04B35/803 ,  C04B28/34

摘要： A hybrid ceramic structure and a method for protecting the hybrid ceramic structure from moisture attack in a high temperature combustion environment are provided. The structure includes a ceramic matrix composite (CMC) substrate (12). A thermal insulation material (14) is disposed on the substrate. A vapor resistant material (20) is applied through at least one surface of the hybrid ceramic structure while the hybrid ceramic structure is in a bisque condition that provides a degree of porosity to the hybrid ceramic structure so that the vapor resistant material is infiltrated through interstices available within a thickness of the hybrid ceramic structure.

摘要翻译： 提供了一种混合陶瓷结构和用于保护混合陶瓷结构免受高温燃烧环境中的水分侵害的方法。 该结构包括陶瓷基质复合材料（CMC）衬底（12）。 绝热材料（14）设置在基板上。 通过混合陶瓷结构的至少一个表面施加防蒸汽材料（20），而混合陶瓷结构处于向混合陶瓷结构提供一定程度的孔隙度的条纹状态，使得耐蒸汽材料通过间隙渗透 可用于混合陶瓷结构的厚度。

公开(公告)号：US09206983B2

公开(公告)日：2015-12-08

申请号：US13096128

申请日：2011-04-28

申请人： Gary B. Merrill ,  Iain A. Fraser

发明人： Gary B. Merrill ,  Iain A. Fraser

IPC分类号： B32B5/18 ,  F23R3/00 ,  F23M5/08 ,  F23R3/06

CPC分类号： F23R3/002 ,  F23M5/08 ,  F23M2900/05004 ,  F23R3/06 ,  F23R2900/03041 ,  F23R2900/03042

摘要： A hot gas path component (100) including: a metallic substrate (102) disposed beneath an outer surface (112) of the component (100) that is exposed to a hot gas present during operation of an internal combustion engine; a thermal barrier coating (TBC) (110) disposed on the metallic substrate (102) and defining a first portion (118) of the component outer surface (112); and a powder metallurgy structure (104) bonded to the metallic substrate (102) and in contact with the TBC (110).

摘要翻译： 一种热气路径部件（100），包括：金属基板（102），其设置在所述部件（100）的外表面（112）的下方，所述外表面暴露于内燃机的运转期间存在的热气体; 设置在所述金属基板（102）上并限定所述部件外表面（112）的第一部分（118）的热障涂层（TBC）（110）; 和结合到金属基底（102）并与TBC（110）接触的粉末冶金结构（104）。

公开(公告)号：US09132476B2

公开(公告)日：2015-09-15

申请号：US14068061

申请日：2013-10-31

申请人： Ching-Pang Lee ,  Gary B. Merrill

发明人： Ching-Pang Lee ,  Gary B. Merrill

IPC分类号： B22C9/10 ,  B22C9/24 ,  B22C7/02 ,  F01D5/18 ,  F01D5/14

CPC分类号： B22C9/24 ,  B22C7/02 ,  B22C9/10 ,  B22C21/14 ,  F01D5/147 ,  F01D5/187 ,  F05D2230/211

摘要： A multi-wall gas turbine airfoil (192) and method of forming same using a casting core (150) having a monolithic body configured to define a pressure side wall (12), a suction side wall (14), and a third wall (16). The casting core is formed around a fugitive insert (96) during a single pour casting process.

摘要翻译： 一种多壁燃气轮机翼型（192）及其使用具有整体式铸件（150）的成形方法，所述整体式主体构造成限定压力侧壁（12），吸力侧壁（14）和第三壁（ 16）。 在单次浇铸过程期间，铸芯在短片（96）周围形成。

公开(公告)号：US09102015B2

公开(公告)日：2015-08-11

申请号：US13827233

申请日：2013-03-14

申请人： Anand A. Kulkarni ,  Ahmed Kamel ,  Stefan Lampenscherf ,  Jonathan E. Shipper, Jr. ,  Cora Schillig ,  Gary B. Merrill

发明人： Anand A. Kulkarni ,  Ahmed Kamel ,  Stefan Lampenscherf ,  Jonathan E. Shipper, Jr. ,  Cora Schillig ,  Gary B. Merrill

IPC分类号： B23K31/02 ,  B23K10/00 ,  B23P6/00 ,  B23K1/00 ,  B22F7/06 ,  B23K35/02 ,  B22F5/04 ,  B22F3/105 ,  B22F5/00 ,  B23K35/30 ,  C23C26/00 ,  F01D11/08 ,  F01D11/12 ,  B22F7/02 ,  B23K1/008

CPC分类号： F01D5/284 ,  B22F3/105 ,  B22F5/009 ,  B22F5/04 ,  B22F7/02 ,  B22F7/06 ,  B22F7/062 ,  B23K1/0012 ,  B23K1/0018 ,  B23K1/008 ,  B23K35/02 ,  B23K35/0222 ,  B23K35/0244 ,  B23K35/3033 ,  B23K35/304 ,  B23K2101/001 ,  B23P6/005 ,  C22C19/03 ,  C22C19/056 ,  C22C19/058 ,  C23C26/00 ,  F01D11/08 ,  F01D11/122 ,  F05B2230/80 ,  F05B2230/90 ,  F05D2230/30 ,  F05D2230/80 ,  F05D2240/11 ,  Y10T428/24612 ,  Y10T428/249961

摘要： A thermal barrier tile (34) with a braze layer (46) co-sintered to a ceramic layer (48) is brazed to a substrate (26) of a component for fabrication or repair of a thermal barrier coating (28) for example on a gas turbine ring segment (22, 24). The tile may be fabricated by disposing a first layer of a metal brazing material in a die case (40); disposing a second layer of a ceramic powder on the metal brazing material; and co-sintering the two layers with spark plasma sintering to form the co-sintered ceramic/metal tile. A material property of an existing thermal barrier coating to be repaired may be determined (90), and the co-sintering may be controlled (93) responsive to the property to produce tiles compatible with the existing thermal barrier coating in a material property such as thermal conductivity.

摘要翻译： 共烧结到陶瓷层（48）的钎焊层（46）的热障砖（34）钎焊到用于制造或修复热障涂层（28）的部件的基底（26）上，例如， 燃气涡轮机环段（22,24）。 可以通过在模具壳体（40）中设置金属钎焊材料的第一层来制造瓦片。 在所述金属钎料上设置第二层陶瓷粉末; 并用放电等离子体烧结共烧两层以形成共烧陶瓷/金属瓦。 可以确定待修复的现有热障涂层的材料性质（90），并且响应于该性质可以控制共烧结（93）以产生与现有热障涂层相容的瓷砖，材料性质如 导热系数。

公开(公告)号：US08940114B2

公开(公告)日：2015-01-27

申请号：US13094985

申请日：2011-04-27

申请人： Allister W. James ,  Gary B. Merrill ,  Iain A. Fraser

发明人： Allister W. James ,  Gary B. Merrill ,  Iain A. Fraser

IPC分类号： B32B37/02 ,  B28B1/00

CPC分类号： B32B3/266 ,  B28B1/002 ,  B32B1/00 ,  B32B2605/00 ,  B33Y10/00 ,  Y10T428/249923

摘要： Fabricating a core of a component (34A, 34B, 34C) from a stack (25, 36) of sheets (20) of material with cutouts (22A) in the sheets aligned to form passages (38) in the core. A casing preform (28) is then fitted over the core. The preform is processed to form a casing (29) that brackets at least parts of opposed ends of the stack. Shrinkage of the casing during processing compresses (46) the sheets together. The preform may slide (52) over the core, and may be segmented (28A, 28B, 28C) to fit over the core. A hoop (66) may be fitted and compressed around the segmented casing (29A, 29B, 29C).

摘要翻译： 从片材（20）的堆叠（25,36）制造组件（34A，34B，34C）的芯，其中片材中的切口（22A）被排列成在芯中形成通道（38）。 然后将壳体预制件（28）装配在芯上。 处理预成型件以形成一个壳体（29），该壳体（29）支撑堆叠的相对端的至少部分。 加工过程中外壳的收缩将片材（46）压缩在一起。 预制件可以在芯上滑动（52），并且可以被分段（28A，28B，28​​C）以配合在芯上。 箍（66）可以围绕分段的壳体（29A，29B，29C）被安装和压缩。

公开(公告)号：US08790082B2

公开(公告)日：2014-07-29

申请号：US12848456

申请日：2010-08-02

申请人： Gary B. Merrill ,  Clinton Mayer

发明人： Gary B. Merrill ,  Clinton Mayer

IPC分类号： F01D5/22

CPC分类号： F01D5/187 ,  B22C9/04 ,  B22C9/10 ,  F01D5/147 ,  F01D5/16 ,  F05D2230/21 ,  F05D2230/236 ,  F05D2230/237 ,  F05D2300/21

摘要： A gas turbine blade (10) including a hollow mid-span snubber (16). The snubber is affixed to the airfoil portion (14) of the blade by a fastener (20) passing through an opening (24) cast into the surface (22) of the blade. The opening is defined during an investment casting process by a ceramic pedestal (38) which is positioned between a ceramic core (32) and a surrounding ceramic casting shell (48). The pedestal provides mechanical support for the ceramic core during both wax and molten metal injection steps of the investment casting process.

摘要翻译： 一种包括中空中跨缓冲器（16）的燃气轮机叶片（10）。 缓冲器通过穿过叶片的表面（22）的开口（24）的紧固件（20）固定到叶片的翼型部分（14）上。 该开口是通过位于陶瓷芯（32）和周围的陶瓷铸造壳（48）之间的陶瓷基座（38）在熔模铸造过程中限定的。 在熔模铸造工艺的蜡和熔融金属注射步骤期间，基座为陶瓷芯提供机械支撑。

公开(公告)号：US20120272653A1

公开(公告)日：2012-11-01

申请号：US13096128

申请日：2011-04-28

申请人： Gary B. Merrill ,  Iain A. Fraser

发明人： Gary B. Merrill ,  Iain A. Fraser

IPC分类号： F23R3/00

CPC分类号： F23R3/002 ,  F23M5/08 ,  F23M2900/05004 ,  F23R3/06 ,  F23R2900/03041 ,  F23R2900/03042

摘要： A hot gas path component (100) including: a metallic substrate (102) disposed beneath an outer surface (112) of the component (100) that is exposed to a hot gas present during operation of an internal combustion engine; a thermal barrier coating (TBC) (110) disposed on the metallic substrate (102) and defining a first portion (118) of the component outer surface (112); and a powder metallurgy structure (104) bonded to the metallic substrate (102) and in contact with the TBC (110).

摘要翻译： 一种热气路径部件（100），包括：金属基板（102），其设置在所述部件（100）的外表面（112）的下方，所述外表面暴露于内燃机的运转期间存在的热气体; 设置在所述金属基板（102）上并限定所述部件外表面（112）的第一部分（118）的热障涂层（TBC）（110）; 和结合到金属基底（102）并与TBC（110）接触的粉末冶金结构（104）。

公开(公告)号：US08206087B2

公开(公告)日：2012-06-26

申请号：US12101412

申请日：2008-04-11

申请人： Christian X. Campbell ,  Gary B. Merrill

发明人： Christian X. Campbell ,  Gary B. Merrill

IPC分类号： F01D25/28

CPC分类号： F01D11/006 ,  F05D2240/11 ,  F05D2240/80 ,  F16J15/3288 ,  F16J15/442 ,  Y10S416/50

摘要： A sealing arrangement for use in a turbine engine having ceramic components. The sealing arrangement is retained in a seal gap formed between adjacent segments and is compliant to accommodate variations in the size of the seal gap as the adjacent segments move relative to one another.

摘要翻译： 一种用于具有陶瓷部件的涡轮发动机中的密封装置。 密封装置保持在形成在相邻节段之间的密封间隙中，并且当相邻的片段相对于彼此移动时，其符合容纳密封间隙尺寸的变化。

公开(公告)号：US08167573B2

公开(公告)日：2012-05-01

申请号：US12233878

申请日：2008-09-19

申请人： Gary B. Merrill ,  Douglas A. Keller

发明人： Gary B. Merrill ,  Douglas A. Keller

IPC分类号： B63H1/26 ,  B63H7/02 ,  B64C11/16 ,  B64C27/46 ,  F01D5/14 ,  F03B7/00 ,  F03D11/02 ,  F04D29/38

CPC分类号： F01D5/288 ,  F05C2253/24 ,  F05D2230/236 ,  F05D2230/40 ,  F05D2300/21 ,  F05D2300/603 ,  F05D2300/702

摘要： A gas turbine airfoil (20) having a load-bearing core (30). A honeycomb structure (40A, 42A) is attached to pressure and/or suction sides (22, 24) of the core and is filled with ceramic insulation (50). A ceramic matrix composite boot (60A, 60B, 60C) may cover the leading edge (26) of the core. Edges (61, 62) of the boot may be attached to the core by rows of pins (63A, 63B) or by flanges (65) inserted in slots (69) in the core. The pins may be formed in place by forming pin holes (64) in the boot, clamping the boot onto the core, filling the pin holes with metal or ceramic and metal particles, and heating the particles for internal cohesion and solid-state diffusion bonding (66) with the core. The boot may have a central portion (71) that is not bonded to the core to allow differential thermal expansion.

摘要翻译： 一种具有承载芯（30）的燃气轮机翼型件（20）。 蜂窝结构体（40A，42A）被安装在芯的压力和/或吸力侧（22,24）上，并且填充有陶瓷绝缘体（50）。 陶瓷基复合护罩（60A，60B，60C）可以覆盖芯的前缘（26）。 靴子的边缘（61,62）可以通过一排销（63A，63B）或通过插入到芯中的槽（69）中的法兰（65）附接到芯。 销可以通过在靴子中形成销孔（64）而形成在适当的位置，将靴子夹紧到芯上，用金属或陶瓷和金属颗粒填充针孔，并加热颗粒以进行内部内聚和固态扩散粘合 （66）与核心。 靴子可以具有不结合到芯部以允许差异热膨胀的中心部分（71）。