CN101372901A - 用于燃气涡轮机组件的涡轮机护罩和形成该护罩的方法 - Google Patents

用于燃气涡轮机组件的涡轮机护罩和形成该护罩的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN101372901A
CN101372901A CN200810213681.4A CN200810213681A CN101372901A CN 101372901 A CN101372901 A CN 101372901A CN 200810213681 A CN200810213681 A CN 200810213681A CN 101372901 A CN101372901 A CN 101372901A
Authority
CN
China
Prior art keywords
metallic material
guard shield
shroud
gas turbine
combustion gas
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN200810213681.4A
Other languages
English (en)
Inventor
D·诺沃克
P·克里什纳库马
R·L·赵
M·J·迈尔斯
C·H·特兰斯格鲁德
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN101372901A publication Critical patent/CN101372901A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F05D2230/236—Diffusion bonding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/171—Steel alloys
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y10T29/49297—Seal or packing making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及用于燃气涡轮机组件的涡轮机护罩和形成该护罩的方法，具体而言，涉及一种包括护罩的燃气涡轮机组件，该护罩包括多个互连的护罩分段(10)，其中，该护罩分段的每一个护罩分段均包括由第一金属材料形成的弧状基部(12)。该弧状基部(12)由具有轴向构件的环形部件(14)和具有凸缘(16，18)的一对直立肋构成，其中，该弧状基部(12)还包括布置在该弧状基部(12)表面上的有高温能力的材料层(30)，以便限定该护罩分段(10)的内径(即热气路侧或外界侧)。

Description

用于燃气涡轮机组件的涡轮机护罩和形成该护罩的方法
技术领域
本发明涉及燃气涡轮机护罩，且更具体地涉及多金属材料的燃气涡轮机护罩，其具有应用到护罩内径(即热气路侧)上的第二金属材料和形成护罩余下部分的第一金属材料。选择第二金属来提供相对于第一金属材料的高温性能。还公开了用于形成该护罩的方法。
背景技术
典型地在燃气涡轮发动机中，多个固定的护罩分段被组装成周向地围绕轴流式发动机轴线且径向向外地围绕旋转叶片部件如涡轮叶片，以限定叶片之上的径向外部流路界限的一部分。另外，护罩分段的组件在发动机中轴向地组装于这类轴向相邻的发动机部件如喷嘴和/或发动机机架之间。固定的护罩将燃烧气体限制在气体流路中，以便最高效率地利用燃烧气体来转动燃气涡轮机。此流路的工作温度可高于500℃。包括限定着内径的表面的护罩暴露在热气流路中。
现行惯例是由单一的金属材料来制造整个护罩，例如有高温能力的超级合金或有高温能力的不锈钢。尽管通常认为这是最实用的且较简单的解决方案，但因为整个护罩均由有高温能力的材料形成，所以使用该材料不具成本效率。其它的解决方案包括在护罩的表面上涂敷热障层，这也给护罩增添了显著的成本。更复杂的设计包括增加护罩的冷却。然而，冷却护罩直接且负面地影响了涡轮机效率。还有其它所提出的解决方案包括使用彼此机械地附连的两片式护罩。然而，如人们将预想的那样，使用两片会在降低成本的同时降低涡轮机效率，因为护罩将使用更多的冷却空气并增加部件的数量。
因此，本领域保持有对护罩改进的需求，该护罩将具有成本效率、提供最高的涡轮机效率并且能与当前设计容易地结合。
发明内容
文中公开的是用于燃气涡轮机的护罩组件和用于制造该护罩组件的方法。在一个实施例中，燃气涡轮机包括护罩，该护罩包括多个互连的护罩分段，其中，各护罩分段均包括弧状基部，该弧状基部由第一金属材料形成，并由具有轴向构件的环形部件和一对直立肋构成且具有凸缘，其中，该弧状基部还包括结合到该弧状基部的第一金属材料上的第二金属材料，以便限定该护罩分段的内径。
在另一个实施例中，燃气涡轮机包括护罩，该护罩包括多个互连的护罩分段，其中，各护罩分段均包括弧状基部，该弧状基部由在低于800℃的温度是稳定的第一金属材料形成，并由具有轴向构件的环形部件和一对直立肋构成且具有凸缘；而第二金属材料结合到第一金属材料上以便限定该护罩分段的内径，其中，第二金属材料在高于600℃温度是稳定的。
一种用于制造用于涡轮发动机的护罩的方法，包括形成具有一对直立肋并具有凸缘的环，其中，该环由第一金属材料形成；以及将第二金属材料结合到限定内径的该环的表面上。
通过下列详细说明和所附权利要求，例证了以上所述及其它的特征。
附图说明
现在参看附图，其中，相似的元件被相似地编号:
图1为根据本发明的实施例的示范性护罩分段的截面视图；和
图2为该护罩分段的透视图。
零件清单
10              护罩分段
12              弧状基部(第一金属材料)
14              环形平板状部件
16              直立肋
18              直立肋
20              凸缘
22              凸缘
24              腔
26              冷却通道
28              冷却通道
30              第二金属材料
具体实施方式
现在参看图1和图2，示出了用于燃气涡轮机的护罩的护罩分段10。多个分段10限定了护罩，这些分段10周向地设置且与在其上安装涡轮叶片的转子同心。通常，将护罩制造成环，分成段，然后成套地提供给终端应用。本发明不意图局限于所示具体的护罩分段。
各护罩分段10通常包括弧状基部12，该弧状基部12由具有轴向构件的环形平板状部件14以及分别具有凸缘20和凸缘22的一对直立肋16和18构成。弧状基部12由第一金属材料形成。肋16，18和相应的凸缘20，22用于支承护罩基部12并限定冷却通道和冷却腔如腔24。凸缘20，22还用来将护罩分段安装在发动机外壳和安装结构内。如图2中所更清楚示出的那样，在肋16，18中可布置附加的冷却通道26而且可包括用于支承的凹口28。
限定护罩分段10的内径的第二金属材料30一体地附连(即结合)到环形平板状部件14的表面上，且在一个实施例中由有高温能力即在高于600℃的温度是稳定的材料形成。相比之下，弧状基部12由有较低温度能力即在高于大约800℃的温度是不稳定的材料形成。以这种方式，由于第二金属材料30的存在，虽然减少了用来制造护罩的有高温能力的材料数量，但在燃气涡轮机运行期间，典型地暴露于热气流路中的护罩分段仍能经受住涡轮机运行时所用的温度。第一金属材料即有较低温度能力的材料通常比有更高温度能力的材料更便宜，可以使用此材料而不必牺牲护罩的实用性和运行寿命。这表现出显著的商业优势。
在一个实施例中，第一金属材料选择成在高于600℃的温度是稳定的，而第二金属材料选择成在低于800℃的温度是稳定的。在其它的实施例中，第二金属材料选择成具有比第一金属材料更高的熔化温度。通常，已发现较高稳定性的材料比较低温度稳定性的材料更加昂贵。
适当的第二金属材料是那些有高温能力的材料，这些材料能经受由燃气涡轮发动机中的运行热气流路所提供的高温。示范性的材料包括但不限于超级合金。适当的超级合金典型地为镍基合金、铁基合金或钴基合金，其中，镍、铁或钴在超级合金中的量按重量为单一的最多元素。说明性的镍基超级合金至少包括镍(Ni)，以及来自以下组中的至少一种成分，该组包括钴(Co)、铬(Cr)、铝(Al)、钨(W)、钼(Mo)、钛(Ti)、钽(Ta)、锆(Zr)、铌(Nb)、铼(Re)、碳(C)、硼(B)、铪(Hf)和铁(Fe)。镍基超级合金的实例由商标
Figure A200810213681D00071
Figure A200810213681D00072
Figure A200810213681D00073
Figure A200810213681D00074
Figure A200810213681D00075
Figure A200810213681D00076
(例如
Figure A200810213681D00077
80合金、
Figure A200810213681D00078
95合金、
Figure A200810213681D00079
142合金和
Figure A200810213681D000710
N5合金)和
Figure A200810213681D000711
所指定，并且包括定向凝固和单晶超级合金。说明性的钴基超级合金包括Co，以及来自以下组中的至少一种成分，该组包括Ni、Cr、Al、W、Mo、Ti和Fe。钴基超级合金的实例由商标
Figure A200810213681D000712
Figure A200810213681D000713
Figure A200810213681D000714
和
Figure A200810213681D000715
的材料所指定。说明性的铁基超级合金包括Fe和来自以下组中的至少一种成分，该组包括Ni、Co、Cr、Al、W、Mo、Ti和锰(Mn)。铁基超级合金的实例由商标
Figure A200810213681D000716
Figure A200810213681D000717
和所指定。用于形成第二金属材料的其它适当材料包括
Figure A200810213681D000719
 HR-120TM合金、556TM合金、
Figure A200810213681D000721
Figure A200810213681D000722
合金、
Figure A200810213681D000724
合金、
Figure A200810213681D000725
 X合金或
Figure A200810213681D000726
738TM合金。
用于形成弧状基部12的适当材料包括不锈钢如AISI 304不锈钢、310不锈钢、AISI 347不锈钢、AISI 410不锈钢或超级合金如
Figure A200810213681D00081
HR-120TM合金。用于形成高温层即外界侧的其它适当材料包括
Figure A200810213681D00082
HR-120TM合金、
Figure A200810213681D00083
556TM合金、
Figure A200810213681D00084
 
Figure A200810213681D00085
合金、
Figure A200810213681D00086
Figure A200810213681D00087
合金、
Figure A200810213681D00088
 X合金或 738TM合金。
基部12的适当厚度将取决于具体的应用和级而变化。例如，第一金属材料取决于在何处测量厚度而可以为大约1英寸至大约12英寸厚，而形成在热气路侧(即外界侧)上的第二金属材料在一些实施例中可以不到大约2英寸厚、在另外的实施例中大约1英寸厚以及在还有的其它实施例中大约0.75英寸厚。
在制造护罩分段时，首先通过锻造第一金属材料的环或单独的环分段来形成护罩环，例如通过封闭式锻造、无缝环锻造及其变体等。备选的是，护罩环或护罩分段可以由砂型铸造、熔模铸造、离心铸造、预制等形成。不意图限制用于形成护罩环的具体方法。一旦形成环，便将第二金属材料固定地附连到该环的内径上。有高温能力的材料的附连可以用任何方法并且包括这类技术如堆焊(weld build up)、带极堆焊(strip cladding)、铜焊、固态粘合等。第二金属与第一金属材料形成一体。一旦附接后，便将环切成分段并成套地提供给最终用户。
下列实例用来进一步地说明本工艺方法而非意图限制其范围。
实例
在此实例中，环由AISI 310不锈钢(即第一金属材料)锻成，对于AISI 310不锈钢，通过堆焊方法将一层
Figure A200810213681D000810
Figure A200810213681D000811
(第二金属材料)沉积在该锻成环的内径上。最终使环直径成圆形，并用带锯将环切成分段。
文中所公开的范围是包括性的和可结合的(例如，“高达大约25的重量百分比，或更具体而言，大约5的重量百分比至大约20的重量百分比”的范围包括端点以及“大约5的重量百分比至大约25的重量百分比”的范围的全部中间值等)。“组合物”包括掺合物、混合物、合金、反应产物等。此外，用语“第一”、“第二”等在文中不表示任何顺序、数量或重要性，而是用来将一个元件与另一个元件区分开，且用语“一”和“一个”在文中不表示数量的限制，而是表示存在所提及物件中的至少一个。结合数量使用的修饰词“大约”包括所述的值，并具有由上下文所指示的意思(例如，包括与具体数量的测量有关的误差度)。贯穿说明书提及“一个实施例”、“另一个实施例”、“一实施例”等，结合该实施例描述具体要素(如特征、结构和/或特性)的方法包括在文中所述的至少一个实施例中，并且可以存在或不必存在于其它的实施例中。另外，应理解的是，所述元素可以任何适当的方式结合到各种实施例中。
所有引证的专利、专利申请及其它参考资料通过引用完全地结合在本文中。然而，如果本申请中的用语与所结合的参考资料中的用语有矛盾或抵触，出自本申请中的用语优先于出自所结合的参考资料中的抵触用语。
尽管已参考了优选实施例描述了本发明，但本领域技术人员将理解不脱离本发明的范围便可做出各种变化并且可以用等同物来代替其中的元件。另外，为使得具体的情形或材料适合本发明的教导，可不脱离本发明的实质范围而做出多种修改。因此，其意图是本发明不限于被公开为设想用来实施本发明的最佳模式的具体实施例，而是本发明将包括所有落入所附权利要求范围内的实施例。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮机，包括：
包括多个互连的护罩分段(10)的护罩，其中，所述护罩分段的每一个护罩分段均包括弧状基部(12)，所述弧状基部(12)由第一金属材料形成，并且由具有轴向构件的环形部件(14)和一对直立肋(16，18)构成且具有凸缘(20，22)，其中，所述弧状基部(12)还包括结合到所述弧状基部(12)的第一金属材料上的第二金属材料(30)，以便限定所述护罩分段(10)的内径。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述第二金属材料(30)选择成在高于600℃的温度是稳定的，而所述第一金属材料选择成在低于800℃的温度是稳定的。
3.根据前述权利要求中的任一项所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述第二金属材料(30)为超级合金。
4.根据前述权利要求中的任一项所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述第一金属材料由不锈钢形成。
5.根据前述权利要求中的任一项所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述第二金属材料(30)具有比所述第一金属材料更高的熔点。
6.根据前述权利要求中的任一项所述的燃气涡轮机，其特征在于，所述第二金属材料(30)的厚度不到大约2英寸，并且所述第一金属材料的厚度为大约1英寸至大约12英寸。
7.一种用来制造用于涡轮发动机的护罩的方法，包括：
形成具有一对直立肋(16，18)并具有凸缘(20，22)的环，其中，所述环由第一金属材料形成；以及将第二金属材料(30)结合到限定内径的所述环的表面上。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述第二金属材料(30)选择成在高于600℃的温度是稳定的，而所述第一金属材料选择成在低于800℃的温度是稳定的。
9.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，将所述第二金属材料(30)结合到所述第一金属材料上包括堆焊法、带极堆焊法、铜焊法或固态粘合法。
10.根据前述权利要求中的任一项所述的方法，其特征在于，所述第二金属材料(30)选择成具有比所述第一金属材料更高的熔点。
CN200810213681.4A 2007-08-22 2008-08-22 用于燃气涡轮机组件的涡轮机护罩和形成该护罩的方法 Pending CN101372901A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/843346 2007-08-22
US11/843,346 US20090053045A1 (en) 2007-08-22 2007-08-22 Turbine Shroud for Gas Turbine Assemblies and Processes for Forming the Shroud

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN101372901A true CN101372901A (zh) 2009-02-25

Family

ID=40032828

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200810213681.4A Pending CN101372901A (zh) 2007-08-22 2008-08-22 用于燃气涡轮机组件的涡轮机护罩和形成该护罩的方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20090053045A1 (zh)
EP (1) EP2028343A3 (zh)
JP (1) JP2009047168A (zh)
CN (1) CN101372901A (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102650221A (zh) * 2011-02-22 2012-08-29 通用电气公司 爆炸焊接燃气涡轮护罩和形成爆炸焊接燃气涡轮的工艺
CN103485843A (zh) * 2012-06-08 2014-01-01 通用电气公司 用于旋转机械的护罩及其组装方法
CN104959775A (zh) * 2015-05-14 2015-10-07 芜湖市爱德运输机械有限公司 螺旋机外罩加工方法
CN105736062A (zh) * 2014-12-29 2016-07-06 通用电气公司 涡轮机部件及其制造方法
CN109139142A (zh) * 2017-06-15 2019-01-04 通用电气公司 涡轮护罩组件

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1991762B1 (de) * 2006-03-06 2015-03-11 Alstom Technology Ltd Gasturbine mit ringförmigem hitzeschild und abgewinkelten dichtungsstreifen
US8807885B2 (en) * 2010-10-07 2014-08-19 General Electric Company Method and apparatus for machining a shroud block
US8870523B2 (en) 2011-03-07 2014-10-28 General Electric Company Method for manufacturing a hot gas path component and hot gas path turbine component
US9726043B2 (en) 2011-12-15 2017-08-08 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
US9127549B2 (en) 2012-04-26 2015-09-08 General Electric Company Turbine shroud cooling assembly for a gas turbine system
US9416671B2 (en) * 2012-10-04 2016-08-16 General Electric Company Bimetallic turbine shroud and method of fabricating
US9015944B2 (en) 2013-02-22 2015-04-28 General Electric Company Method of forming a microchannel cooled component
WO2014186099A1 (en) 2013-05-17 2014-11-20 General Electric Company Cmc shroud support system of a gas turbine
CN103447775B (zh) * 2013-09-16 2014-08-13 山东神力索具有限公司 单钩加工工艺
JP6529013B2 (ja) 2013-12-12 2019-06-12 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Ｃｍｃシュラウド支持システム
CA2951638A1 (en) 2014-06-12 2015-12-17 General Electric Company Shroud hanger assembly
CA2951431C (en) 2014-06-12 2019-03-26 General Electric Company Multi-piece shroud hanger assembly
CN106460560B (zh) 2014-06-12 2018-11-13 通用电气公司 护罩吊架组件
EP2985419B1 (en) 2014-08-13 2020-01-08 United Technologies Corporation Turbomachine blade assembly with blade root seals
US20160047549A1 (en) * 2014-08-15 2016-02-18 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite components with inserts
US9874104B2 (en) 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2742224A (en) * 1951-03-30 1956-04-17 United Aircraft Corp Compressor casing lining
US3302926A (en) * 1965-12-06 1967-02-07 Gen Electric Segmented nozzle diaphragm for high temperature turbine
US3728039A (en) * 1966-11-02 1973-04-17 Gen Electric Fluid cooled porous stator structure
US3423070A (en) * 1966-11-23 1969-01-21 Gen Electric Sealing means for turbomachinery
GB2053367B (en) * 1979-07-12 1983-01-26 Rolls Royce Cooled shroud for a gas turbine engine
US4573865A (en) * 1981-08-31 1986-03-04 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US4481237A (en) * 1981-12-14 1984-11-06 United Technologies Corporation Method of applying ceramic coatings on a metallic substrate
US4422648A (en) * 1982-06-17 1983-12-27 United Technologies Corporation Ceramic faced outer air seal for gas turbine engines
US5883314A (en) * 1996-06-11 1999-03-16 Sievers; George K. Coating methods, coating products and coated articles
US5738490A (en) * 1996-05-20 1998-04-14 Pratt & Whitney Canada, Inc. Gas turbine engine shroud seals
GB9815606D0 (en) * 1998-07-18 1998-09-16 Rolls Royce Plc A joint for sheet material and a method of joining sheet material
JP2002266603A (ja) * 2001-03-06 2002-09-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン動翼、タービン静翼、タービン用分割環、及び、ガスタービン
US6726448B2 (en) * 2002-05-15 2004-04-27 General Electric Company Ceramic turbine shroud
US20040086635A1 (en) * 2002-10-30 2004-05-06 Grossklaus Warren Davis Method of repairing a stationary shroud of a gas turbine engine using laser cladding
US6899518B2 (en) * 2002-12-23 2005-05-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment apparatus for reusing cooling air
US7186078B2 (en) * 2003-07-04 2007-03-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
US7147432B2 (en) * 2003-11-24 2006-12-12 General Electric Company Turbine shroud asymmetrical cooling elements
US7052235B2 (en) * 2004-06-08 2006-05-30 General Electric Company Turbine engine shroud segment, hanger and assembly
US7174704B2 (en) * 2004-07-23 2007-02-13 General Electric Company Split shroud exhaust nozzle
US7147429B2 (en) * 2004-09-16 2006-12-12 General Electric Company Turbine assembly and turbine shroud therefor
US7452183B2 (en) * 2005-08-06 2008-11-18 General Electric Company Thermally compliant turbine shroud assembly
US20070107216A1 (en) * 2005-10-31 2007-05-17 General Electric Company Mim method for coating turbine shroud
US7665960B2 (en) * 2006-08-10 2010-02-23 United Technologies Corporation Turbine shroud thermal distortion control
US8303247B2 (en) * 2007-09-06 2012-11-06 United Technologies Corporation Blade outer air seal

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102650221A (zh) * 2011-02-22 2012-08-29 通用电气公司 爆炸焊接燃气涡轮护罩和形成爆炸焊接燃气涡轮的工艺
CN103485843A (zh) * 2012-06-08 2014-01-01 通用电气公司 用于旋转机械的护罩及其组装方法
CN105736062A (zh) * 2014-12-29 2016-07-06 通用电气公司 涡轮机部件及其制造方法
CN105736062B (zh) * 2014-12-29 2019-08-06 通用电气公司 涡轮机部件及其制造方法
CN104959775A (zh) * 2015-05-14 2015-10-07 芜湖市爱德运输机械有限公司 螺旋机外罩加工方法
CN109139142A (zh) * 2017-06-15 2019-01-04 通用电气公司 涡轮护罩组件
CN109139142B (zh) * 2017-06-15 2022-10-04 通用电气公司 涡轮护罩组件

Also Published As

Publication number Publication date
US20090053045A1 (en) 2009-02-26
EP2028343A2 (en) 2009-02-25
EP2028343A3 (en) 2012-03-28
JP2009047168A (ja) 2009-03-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101372901A (zh) 用于燃气涡轮机组件的涡轮机护罩和形成该护罩的方法
US6575702B2 (en) Airfoils with improved strength and manufacture and repair thereof
JP6692609B2 (ja) タービンバケット組立体及びタービンシステム
JP4874329B2 (ja) カバープレートとこのカバープレートに被着された保護層とを備えたタービン翼
US20090092494A1 (en) Disk rotor and method of manufacture
EP1041261A1 (en) Gas turbine for power generation, and combined power generation system
US20160010488A1 (en) Wear protection arrangement for a turbomachine, process and compressor
US9359938B2 (en) Turbocharger and a component therefor
JP2008075644A (ja) タービンエンジン用の翼形部バケット
EP2586562A2 (en) Methods for repairing turbine blade tips
US20110182749A1 (en) Turbocharger and adjustable blade therefor
US20110176914A1 (en) Turbocharger and blade bearing ring therefor
JP2017101652A (ja) ハイブリッド金属の圧縮機ブレード
WO2012158332A2 (en) Austenitic iron-based alloy, turbocharger and component made thereof
CN111742115B (zh) 用于飞行器涡轮机的叶片
US9416671B2 (en) Bimetallic turbine shroud and method of fabricating
EP2623713B1 (en) A rotor, a steam turbine and a method for producing a rotor
JP5214280B2 (ja) タービンノズルセグメント及びその補修方法
US20140227080A1 (en) Seal support of titanium aluminide for a turbomachine
US20110171008A1 (en) Turbocharger and adjustment ring therefor
JP2010234397A (ja) 溶接材料および溶接ロータ
EP2985356B1 (en) Die-castable nickel based superalloy composition
US11174753B2 (en) Guide vane for a turbomachine
JP2015224635A (ja) タービンバケット組立体及びタービンシステム
EP2612987A2 (en) A multi-material rotor for a steam turbine and a method for producing a multi-material rotor

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C02 Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001)
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20090225