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    GAS TURBINE VANE WITH COOLING CHANNEL END TURN STRUCTURE
    1.
    发明申请
    GAS TURBINE VANE WITH COOLING CHANNEL END TURN STRUCTURE 有权
    具有冷却通道末端结构的气体涡轮风扇

    公开(公告)号：US20120148383A1

    公开(公告)日：2012-06-14

    申请号：US12967156

    申请日：2010-12-14

    申请人： Paul J. Gear ,  Brian J. Wessell ,  Daniel M. Eshak

    发明人： Paul J. Gear ,  Brian J. Wessell ,  Daniel M. Eshak

    IPC分类号： F01D5/18

    CPC分类号： F01D5/187 ,  F01D9/041 ,  F05D2240/10 ,  F05D2250/185

    摘要： A vane structure for a gas turbine engine. The vane structure includes a radially outer platform and a radially inner platform, and an airfoil having an outer wall extending radially between the outer platform and the inner platform. A cooling passage is defined within the outer wall and has a plurality of radially extending channels. An outer end turn structure is located at the outer platform to conduct cooling fluid in a chordal direction between at least two of the channels. The outer end turn structure includes an enlarged portion wherein the enlarged portion is defined by an enlarged dimension, in a direction transverse to the chordal direction, between the at least two channels.

    摘要翻译： 一种用于燃气涡轮发动机的叶片结构。 叶片结构包括径向外平台和径向内平台，以及具有在外平台和内平台之间径向延伸的外壁的翼型件。 冷却通道限定在外壁内并且具有多个径向延伸的通道。 外端转向结构位于外平台处，以在至少两个通道之间沿弦方向传导冷却流体。 外端转向结构包括扩大部分，其中扩大部分在横向于弦方向的方向上在至少两个通道之间由放大尺寸限定。

    Gas turbine vane with cooling channel end turn structure
    2.
    发明授权
    Gas turbine vane with cooling channel end turn structure 有权
    燃气轮机叶片带冷却通道端匝结构

    公开(公告)号：US08821111B2

    公开(公告)日：2014-09-02

    申请号：US12967156

    申请日：2010-12-14

    申请人： Paul J. Gear ,  Brian J. Wessell ,  Daniel M. Eshak

    发明人： Paul J. Gear ,  Brian J. Wessell ,  Daniel M. Eshak

    IPC分类号： F01D9/04 ,  F01D5/18

    CPC分类号： F01D5/187 ,  F01D9/041 ,  F05D2240/10 ,  F05D2250/185

    摘要： A vane structure for a gas turbine engine. The vane structure includes a radially outer platform and a radially inner platform, and an airfoil having an outer wall extending radially between the outer platform and the inner platform. A cooling passage is defined within the outer wall and has a plurality of radially extending channels. An outer end turn structure is located at the outer platform to conduct cooling fluid in a chordal direction between at least two of the channels. The outer end turn structure includes an enlarged portion wherein the enlarged portion is defined by an enlarged dimension, in a direction transverse to the chordal direction, between the at least two channels.

    摘要翻译： 一种用于燃气涡轮发动机的叶片结构。 叶片结构包括径向外平台和径向内平台，以及具有在外平台和内平台之间径向延伸的外壁的翼型件。 冷却通道限定在外壁内并且具有多个径向延伸的通道。 外端转向结构位于外平台处，以在至少两个通道之间沿弦方向传导冷却流体。 外端转向结构包括扩大部分，其中扩大部分在横向于弦方向的方向上在至少两个通道之间由放大尺寸限定。

    TURBINE VANE NOMINAL AIRFOIL PROFILE
    4.
    发明申请
    TURBINE VANE NOMINAL AIRFOIL PROFILE 有权
    涡轮风扇标称气翼型材

    公开(公告)号：US20120063908A1

    公开(公告)日：2012-03-15

    申请号：US12878210

    申请日：2010-09-09

    申请人： Alamgir T. Islam ,  Daniel M. Eshak ,  Paul J. Gear

    发明人： Alamgir T. Islam ,  Daniel M. Eshak ,  Paul J. Gear

    IPC分类号： F01D5/14

    CPC分类号： F01D5/141 ,  F01D9/041 ,  F05D2250/74

    摘要： A turbine vane for a turbine machine comprising an intermediate section having a nominal airfoil profile substantially in accordance with Cartesian coordinate values of X, Y and Z set forth in Table I wherein Z is a radial distance along a stacking axis that is normal to a centerline of the turbine machine and contain the X and Y values with Z value beginning at innermost aerodynamic point and the Z values represent a radial height of the vane and the X and Y values define the nominal airfoil profile at each radial height Z.

    摘要翻译： 一种用于涡轮机的涡轮叶片，其包括具有基本上根据表I所示的X，Y和Z的笛卡尔坐标值的标称翼型分布的中间部分，其中Z是沿着堆叠轴线的垂直于中心线的径向距离 并包含X和Y值，Z值从最内部空气动力学点开始，Z值表示叶片的径向高度，X和Y值定义在每个径向高度Z处的标称翼型轮廓。

    Method of comparing parts
    6.
    发明授权
    Method of comparing parts 有权
    比较零件的方法

    公开(公告)号：US06625607B1

    公开(公告)日：2003-09-23

    申请号：US09575317

    申请日：2000-05-19

    申请人： Paul J. Gear ,  Bradley J. Visser

    发明人： Paul J. Gear ,  Bradley J. Visser

    IPC分类号： G06F1700

    CPC分类号： G06F17/50 ,  Y10S707/99933 ,  Y10S707/99942 ,  Y10S707/99943

    摘要： A method of comparing parts by comparing metadata representing the part topologies to identify identical or near identical parts. Metadata representing the geometry of a plurality of parts is compiled into a database. Corresponding metadata of a subject part may be determined and compared to the metadata stored in the database. The metadata may include values representing the volume, surface area, and principal moments of inertia of the parts. The metadata may additionally contain values representing the location of the cross-sectional center of gravity with respect to the point of intersection of the principal moments, for each of the planes of the principal moments, thereby allowing mirrored parts to be differentiated. The comparison of complex parts may be performed by comparing as few as five metadata values using simple database management tools.

    摘要翻译： 通过比较表示部分拓扑的元数据来标识相同或接近相同的部分来比较部件的方法。 表示多个部件的几何的元数据被编译成数据库。 可以确定对象部分的相应元数据并将其与存储在数据库中的元数据进行比较。 元数据可以包括表示部件的体积，表面积和主要惯性矩的值。 元数据可以另外包含代表主矩的相对于主矩的相交点的横截面重心的位置的值，从而允许镜像部分被区分。 可以通过使用简单的数据库管理工具比较少至五个元数据值来执行复杂部分的比较。

    Turbine vane nominal airfoil profile
    8.
    发明授权
    Turbine vane nominal airfoil profile 有权
    涡轮叶片额定翼型

    公开(公告)号：US08585360B2

    公开(公告)日：2013-11-19

    申请号：US12878210

    申请日：2010-09-09

    申请人： Alamgir T. Islam ,  Daniel M. Eshak ,  Paul J. Gear

    发明人： Alamgir T. Islam ,  Daniel M. Eshak ,  Paul J. Gear

    IPC分类号： F01D5/14

    CPC分类号： F01D5/141 ,  F01D9/041 ,  F05D2250/74

    摘要： A turbine vane for a turbine machine comprising an intermediate section having a nominal airfoil profile substantially in accordance with Cartesian coordinate values of X, Y and Z set forth in Table I wherein Z is a radial distance along a stacking axis that is normal to a centerline of the turbine machine and contain the X and Y values with Z value beginning at innermost aerodynamic point and the Z values represent a radial height of the vane and the X and Y values define the nominal airfoil profile at each radial height Z.

    摘要翻译： 一种用于涡轮机的涡轮叶片，其包括具有基本上根据表I所示的X，Y和Z的笛卡尔坐标值的标称翼型分布的中间部分，其中Z是沿着堆叠轴线的垂直于中心线的径向距离 并包含X和Y值，Z值从最内部空气动力学点开始，Z值表示叶片的径向高度，X和Y值定义在每个径向高度Z处的标称翼型轮廓。

    DUCTILE ALLOYS FOR SEALING MODULAR COMPONENT INTERFACES
    9.
    发明申请
    DUCTILE ALLOYS FOR SEALING MODULAR COMPONENT INTERFACES 有权
    用于密封模块化部件接口的密封合金

    公开(公告)号：US20130004294A1

    公开(公告)日：2013-01-03

    申请号：US13171699

    申请日：2011-06-29

    申请人： John J. Marra ,  Brian J. Wessell ,  Allister W. James ,  Jan H. Marsh ,  Paul J. Gear

    发明人： John J. Marra ,  Brian J. Wessell ,  Allister W. James ,  Jan H. Marsh ,  Paul J. Gear

    IPC分类号： F01D9/02 ,  B23P15/00

    CPC分类号： F01D9/042 ,  B22D19/0072 ,  B22D19/04 ,  F01D11/006 ,  F05D2300/10 ,  F05D2300/506 ,  F05D2300/518 ,  Y10T29/49323

    摘要： A vane assembly (10) having: an airfoil (12) and a shroud (14) held together without metallurgical bonding there between; a channel (22) disposed circumferentially about the airfoil (12), between the airfoil (12) and the shroud (14); and a seal (20) disposed in the channel (22), wherein during operation of a turbine engine having the vane assembly (10) the seal (20) has a sufficient ductility such that a force generated on the seal (20) resulting from relative movement of the airfoil (12) and the shroud (14) is sufficient to plastically deform the seal (20).

    摘要翻译： 一种叶片组件（10），其具有：翼型件（12）和护罩（14），其间保持在一起而不进行冶金结合; 在所述翼型件（12）和所述护罩（14）之间围绕所述翼型件（12）周向设置的通道（22）; 以及设置在通道（22）中的密封件（20），其中在具有叶片组件（10）的涡轮发动机的操作期间，密封件（20）具有足够的延展性，使得在密封件（20）上产生的力由 翼型件（12）和护罩（14）的相对运动足以使密封件（20）塑性变形。