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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
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）。
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公开(公告)号：US20080025838A1
公开(公告)日：2008-01-31
申请号：US11492589
申请日：2006-07-25
申请人： Bonnie D. Marini , Douglas A. Keller , David C. Radonovich , Gary B. Merrill , Steven J. Vance , Anthony L. Schiavo
发明人： Bonnie D. Marini , Douglas A. Keller , David C. Radonovich , Gary B. Merrill , Steven J. Vance , Anthony L. Schiavo
IPC分类号： F01D5/20
CPC分类号： F01D25/246 , F05D2300/21 , F05D2300/6033
摘要： Aspects of the invention are directed to a ceramic matrix composite ring seal segment. The ring seal segment according to aspects of the invention includes a relatively simple body that is circumferentially curved. At least a portion of the hot gas path surface of the ring seal segment can be coated with a thermal insulating. material. In one embodiment, each ring seal segment can be operatively connected to a stationary support structure, such as by way of isolation rings. The ring seal segments and/or the isolation rings can be configured so as to restrain the ring seal segments in the axial, radial and/or circumferential directions. The ring seal segments can be attached to the isolation rings so that the support points act opposite the operating pressure loads. Thus, the ring seal segments carry these loads in compression, a strong direction of the CMC fibers.
摘要翻译： 本发明的方面涉及一种陶瓷基复合环密封段。 根据本发明的方面的环形密封段包括周向弯曲的相对简单的主体。 环形密封段的热气体路径表面的至少一部分可以被涂覆绝热。 材料。 在一个实施例中，每个环形密封段可以可操作地连接到固定的支撑结构，例如通过隔离环。 环形密封段和/或隔离环可以构造成在轴向，径向和/或圆周方向上限制环形密封段。 环形密封段可以连接到隔离环，使得支撑点与操作压力负载相反。 因此，环形密封段承受这些负载在CMC纤维的强力方向的压缩。
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公开(公告)号：US20080199661A1
公开(公告)日：2008-08-21
申请号：US11707191
申请日：2007-02-15
IPC分类号： B32B3/20
CPC分类号： F01D5/284 , B32B3/08 , B32B3/30 , B32B5/024 , B32B9/005 , B32B9/047 , B32B18/00 , B32B2262/105 , B32B2307/304 , B32B2605/00 , C04B37/001 , C04B2237/32 , C04B2237/38 , C04B2237/62 , C04B2237/64 , C04B2237/765 , F05D2240/11 , F05D2240/81 , F05D2260/20 , Y10T428/24744
摘要： An insulated CMC structure (20A) formed of a CMC layer (22A), a thermal insulation layer (24A) applied to a front surface (30A) of the CMC layer (22A), and cooling channels (28A) formed along the interface (26A) between the CMC layer and the thermal insulation layer, thus directly cooling the thermally critical area of the interface. Embodiments include cooling channels in direct contact with both layers (FIG. 1); cooling channels in one layer and tangent to the other layer (FIGS. 4, 5 and 9); cooling channels in the CMC layer with an intervening wall (36D, 36E) that bulges into the thermal insulation layer for improved bonding thereof (FIGS. 6, 7); and cooling channels formed in ceramic tubes (38F of FIG. 8).
摘要翻译： 由CMC层（22A），施加到CMC层（22A）的前表面（30A）上的绝热层（24A）和冷却通道（28A）形成的绝缘的CMC结构（20A） ）沿着CMC层和绝热层之间的界面（26A）形成，从而直接冷却界面的热临界区域。 实施例包括与两层直接接触的冷却通道（图1）; 一层冷却通道并与另一层相切（图4，图5和图9）; 在CMC层中的冷却通道具有凸起进入绝热层的中间壁（36D，36E），以改善其粘结（图6,7）。 以及形成在陶瓷管（图8的38F）中的冷却通道。
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公开(公告)号：US20100074726A1
公开(公告)日：2010-03-25
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： F01D25/12
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）。
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5.发明申请Apparatus Comprising a CMC-Comprising Body and Compliant Porous Element Preloaded Within an Outer Metal Shell 有权包含CMC包含体和装配在外金属壳内的合适多孔元件的装置公开(公告)号：US20090260364A1
公开(公告)日：2009-10-22
申请号：US12104049
申请日：2008-04-16
CPC分类号： F01D25/005 , F01D9/023 , F05D2300/21 , F23M5/00 , F23M2900/05004 , F23R3/002 , F23R2900/00017 , F23R2900/03041 , F23R2900/03042
摘要： An apparatus for a gas turbine engine, such as a transition (225, 325), includes a metal shell (200, 300) surrounding a body (230, 330) that is comprised of a ceramic matrix composite (CMC)-comprising structure (231) and a ceramic insulating layer (265) bonded thereto. The metal shell (200, 300) defines a space (250) adapted to contain the transition body (230, 330), and comprises at least one protrusion (220) adapted to contact the transition body (230, 330). A pin (255) passes through the transition body (230, 330) and the metal shell (200, 300) at their forward ends, and a compliant porous element (240) is adapted to fit in the space (250) between the metal shell (200, 300) and the transition body (230, 330). A preload spring (260, 360) is provided in an urging orientation with the transition body (230, 330) wherein the preload spring (260, 360) is positioned against a first region (333) of the transition body and is adapted to urge the transition body toward one of the at least one protrusion (220), positioned against a second region (335) generally opposite the first region, and also to preload the compliant porous element (240). One or more of the at least one protrusion (220) in an embodiment may be a hard stop, and in some embodiments in the preload at least one of these may be loaded.
摘要翻译： 用于燃气涡轮发动机的装置，例如过渡（225,325），包括围绕主体（230,330）的金属壳（200,300），所述主体包括陶瓷基体复合材料（CMC）组合结构 231）和与其结合的陶瓷绝缘层（265）。 金属壳（200,300）限定适于容纳过渡体（230,330）的空间（250），并且包括适于接触过渡体（230,330）的至少一个突起（220）。 销（255）在其前端穿过过渡体（230,330）和金属壳（200,300），并且顺应多孔元件（240）适于装配在金属 壳体（200,300）和过渡体（230,330）。 预压弹簧（260,360）以与所述过渡体（230,330）的推动方向设置，其中所述预载弹簧（260,360）抵靠所述过渡体的第一区域（333）定位，并且适于推动 所述过渡体朝向所述至少一个突起（220）中的一个突出，所述突起定位成抵靠大体上与所述第一区域相对的第二区域（335），并且还用于对所述柔性多孔元件（240）进行预加载。 一个实施例中的至少一个突起（220）中的一个或多个可以是硬停止，并且在一些实施例中，在预载中，这些中的至少一个可以被加载。
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公开(公告)号：US20080178465A1
公开(公告)日：2008-07-31
申请号：US11698232
申请日：2007-01-25
IPC分类号： B21K25/00
CPC分类号： F01D25/246 , F05D2300/21 , F05D2300/603 , Y10T29/49321
摘要： A CMC wall (20F) may be attached to a metal wall (22F) by a plurality of bolts (28A, 28B, 28C) passing through respective holes (24A, 24B, 24C) in the CMC wall (20F) and holes in the metal wall (22F), clamping the walls (20F, 22F) together with a force that allows sliding thermal expansion but does not allow vibrational shifting. Distal ones of the holes (24A, 24B) in the CMC wall (20F) or in the metal wall (22F) are elongated toward a central one of the bolts (24C) or at alternate angles to guide differential thermal expansion (20T) of the CMC wall (20F) versus the metal wall (22F) between desired cold and hot geometries. A second CMC wall (20R) may be mounted similarly to a second metal wall (22R) by pins (39A, 39B, 39C) that allow expansion of the CMC component (201) in a direction normal to the walls (20F, 20R).
摘要翻译： CMC壁（20F）可以通过多个通过CMC中的相应孔（24A，24B，24C）的螺栓（28A，28B，28C）附接到金属壁（22F） 壁（20F）和金属壁（22F）中的孔，通过允许滑动热膨胀但不允许振动移动的力将壁（20F，22F）夹紧在一起。 在CMC壁（20F）或金属壁（22F）中的孔中的远端（24A，24B）朝着中心的一个螺栓（24C）或交替的角度被拉长以引导差热 在所需的冷和热几何形状之间的CMC壁（20F）与金属壁（22F）的膨胀（20T）。 第二CMC壁（20R）可以通过销（39A，39B，39C）类似于第二金属壁（22 R）安装，其允许CMC部件（201）沿垂直于壁的方向膨胀 （20F，20R）。
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公开(公告)号：US07393183B2
公开(公告)日：2008-07-01
申请号：US11156196
申请日：2005-06-17
申请人： Douglas A. Keller
发明人： Douglas A. Keller
IPC分类号： F01D5/14
CPC分类号： F01D5/147 , F01D5/189 , F01D5/282 , F01D5/284 , F05D2230/60 , F05D2230/64 , F05D2240/122 , F05D2240/30 , F05D2240/304 , F05D2300/21 , F05D2300/603
摘要： A trailing edge attachment for a composite turbine airfoil. The trailing edge attachment may include an attachment device for attaching the trailing edge attachment to the airfoil. The attachment device may include a plurality of pins extending through the attachment device and into the trailing edge blade. The trailing edge attachment may also include a spanwise cooling channel for feeding a plurality of cooling channels extending between a leading edge of the trailing edge attachment and a trailing edge of the attachment device. The attachment device may be configured to place the leading edge of the composite airfoil in compression, thereby increasing the strength of the composite airfoil.
摘要翻译： 用于复合涡轮机翼型的后缘附件。 后缘附件可以包括用于将后缘附件附接到翼型件的附接装置。 附接装置可以包括延伸穿过附接装置并进入后缘叶片的多个销。 后缘附件还可以包括翼展式冷却通道，用于供给在后缘附件的前缘和附接装置的后缘之间延伸的多个冷却通道。 附接装置可以构造成将复合翼型件的前缘放置在压缩状态，从而增加复合翼型件的强度。
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公开(公告)号：US08257809B2
公开(公告)日：2012-09-04
申请号：US11715678
申请日：2007-03-08
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。
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公开(公告)号：US20100104426A1
公开(公告)日：2010-04-29
申请号：US11492590
申请日：2006-07-25
IPC分类号： F02C7/28
CPC分类号： F01D11/12 , F05D2230/60 , F05D2240/11
摘要： Aspects of the invention relate to a ring seal for a turbine engine. The ring seal can be made up of a plurality of circumferentially abutted ring seal segments. Each ring seal segment can comprise a plurality of individual channels. The channels can be generally U-shaped in cross-section with a forward span, and aft span and an extension connecting therebetween. The channels can be positioned such that the aft span of one channel can substantially abut the forward span of another channel. The plurality of separate channels can be detachably coupled to each other by, for example, a plurality of pins. The ring seal segment according to aspects of the invention can facilitate numerous advantageous characteristics including greater material selection, selective cooling, improved serviceability, and reduced blade tip leakage. Moreover, the configuration is well suited to handle the operational loads of the turbine.
摘要翻译： 本发明的方面涉及一种用于涡轮发动机的环形密封件。 环形密封件可以由多个周向邻接的环形密封段组成。 每个环形密封片段可以包括多个单独的通道。 通道可以具有大致U形的横截面，具有前跨距，后跨距和延伸部之间的连接。 通道可以被定位成使得一个通道的后跨距可以基本上抵靠另一通道的前跨。 多个单独的通道可以通过例如多个销可拆卸地彼此联接。 根据本发明的方面的环形密封段可以促进许多有利的特征，包括更大的材料选择，选择性冷却，改进的可使用性和减小的叶片尖端泄漏。 此外，该构造非常适合于处理涡轮机的操作负载。
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公开(公告)号：US20090252907A1
公开(公告)日：2009-10-08
申请号：US12099434
申请日：2008-04-08
IPC分类号： B32B1/08
CPC分类号： B32B18/00 , C04B2235/5224 , C04B2237/341 , C04B2237/343 , C04B2237/38 , C04B2237/62 , C04B2237/76 , F01D5/282 , F01D25/12 , F05D2300/5024 , F05D2300/6033 , Y10T428/131 , Y10T428/1314 , Y10T428/1317 , Y10T428/249973
摘要： A structure for use in high temperature applications is provided. The structure may include an inner ceramic matrix composite (CMC) material (12). At least a portion of this CMC material includes waves that define a first wavy surface (140 and an opposed second wavy surface (16). A ceramic insulation material (18) may be bonded with the first wavy surface and includes a distal surface (20) for exposure to a high temperature environment. A core material (22) is bonded with at least a portion of the second wavy surface. One or more cooling channels (24) are disposed in the core material. An outer CMC material (26) may be joined to a portion of the inner CMC material. The core material is a material different than a matrix material of the inner CMC material.
摘要翻译： 提供了一种用于高温应用的结构。 该结构可以包括内部陶瓷基质复合材料（CMC）材料（12）。 该CMC材料的至少一部分包括限定第一波形表面（140和相对的第二波浪表面）的波浪，陶瓷绝缘材料（18）可以与第一波浪表面结合并且包括远端表面（20 ），用于暴露在高温环境中的芯材（22）与第二波状表面的至少一部分结合，一个或多个冷却通道（24）设置在芯材中，外部CMC材料（26） 可以连接到内部CMC材料的一部分。芯材料是与内部CMC材料的基质材料不同的材料。
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