CN105518255A - 用于cmc涡轮叶片中的集成式平台和阻尼器固持结构的层片架构 - Google Patents

用于cmc涡轮叶片中的集成式平台和阻尼器固持结构的层片架构 Download PDF

Info

Publication number
CN105518255A
CN105518255A CN201480050321.0A CN201480050321A CN105518255A CN 105518255 A CN105518255 A CN 105518255A CN 201480050321 A CN201480050321 A CN 201480050321A CN 105518255 A CN105518255 A CN 105518255A
Authority
CN
China
Prior art keywords
synusia
leading edge
damper
extends
cmc
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.)
Granted
Application number
CN201480050321.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105518255B (zh
Inventor
C.D.克莱诺夫
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 CN105518255A publication Critical patent/CN105518255A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105518255B publication Critical patent/CN105518255B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • 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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • 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
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3084—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers the blades being made of ceramics
    • 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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • 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
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • 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
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/614—Fibres or filaments
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

本发明提供了各种实施方式，其提供了用于CMC层片的架构，从而改善了涡轮叶片组件的阻尼器固持结构的强度。这些层片(62)还可与平台结构(50)集成，从而增强CMC叶片组件的强度。

Description

用于CMC涡轮叶片中的集成式平台和阻尼器固持结构的层片架构
技术领域
本实施方式总地涉及用于燃气涡轮发动机的转子叶片。更具体地说，但不作为限制，本实施方式涉及陶瓷基质复合层片(ply)架构，其用于与转子叶片整体成形的平台和阻尼器(damper)固持结构。
背景技术
燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中进行压缩，并在燃烧器中与燃料进行混合，以用于产生热的燃烧气体，热的燃烧气体向下游流过涡轮级。这些涡轮级从燃烧气体中提取能量。高压涡轮包括第一级喷嘴和转子组件，转子组件具有圆盘和多个涡轮叶片。高压涡轮首先从燃烧器中接收热的燃烧气体，并包括第一级定子喷嘴，其引导燃烧气体向下游穿过一排高压涡轮转子叶片，高压涡轮转子叶片从第一转子盘沿径向向外延伸。在多级涡轮中，第二级定子喷嘴定位在第一级叶片的下游，之后为一排第二级转子叶片，其从第二转子盘沿径向向外延伸。定子喷嘴以某种方式引导热的燃烧气体，从而在附近的下游涡轮叶片处最大限度地增加提取作用。
高压转子盘通过相对应的高压轴连接到压缩机转子上，用于在操作期间为压缩机提供功率。在典型的涡轮风扇航空发动机配置中，多级低压涡轮跟随在多级高压涡轮之后，并且通常通过低压轴连接到低压压缩机和风扇上，风扇设置在低压压缩机的上游。
当燃烧气体向下游流过涡轮级时，从中提取能量，并且减少了燃烧气体的压力。燃烧气体用于为压缩机以及涡轮输出轴提供功率。通过这种方式，燃料能量被转换成旋转轴的机械能量，以便为压缩机提供功率，并供给该过程所需要的压缩空气。
涡轮转子组件通常包括至少一排沿周向间隔开的转子叶片。各个转子叶片包括翼型件，其具有在前缘和后缘连接在一起的压力侧和吸力侧。各个翼型件从转子叶片平台沿径向向外延伸。各个转子叶片还可包括鸠尾榫，其从柄部沿径向向内延伸，柄部在平台和鸠尾榫之间延伸。鸠尾榫用于将转子组件中的转子叶片安装到转子盘或卷轴上。已知的叶片是空心的，使得内部冷却空腔至少部分地被翼型件、平台、柄部和鸠尾榫所限定。
这些现有技术的转子叶片是由金属材料形成的。然而日益增加的性能目标导致了利用替代材料以容许更高的涡轮入口温度的目的。改善的温度能力通过在燃气涡轮发动机构件中使用陶瓷基质复合材料来实现。然而，金属或其它材料构件与陶瓷基质复合构件的集成是有问题的。例如，相对于转子叶片而言，在所有操作状态期间需要以决定性的耐用方式固持金属片阻尼器，以及制成与CMC转子叶片集成的任何阻尼器固持结构。
从前面可以看出，需要克服这些以及其它缺陷，从而容许CMC叶片组件具有集成式平台和阻尼器固持结构。
发明内容
根据示例性的实施方式，提供了各种层叠式层片架构用于形成涡轮叶片，涡轮叶片具有集成式平台和阻尼器固持结构。需要利用连续的纤维最大限度地增加陶瓷基质复合的(CMC)构件的结构能力。考虑到这一点，提供了实施方式，使得预浸渍的层片是长的，连续的，且生根于支撑结构(如鸠尾榫)中，从而提供优化结构。这些实施方式可利用连续纤维层叠式层片，其从根部和/或柄部延伸，并可在径向方向分裂开，从而形成阻尼器固持腔。某些实施方式可包括在向前和向后的方向上连续延伸的层片，以便密封表面，从而限定可形成阻尼器固持结构(例如凹腔)的区域。这些层片可集成到天使翅或密封重叠部分中。根据某些其它实施方式，附加的结构支撑可包括在天使翅的内部平面中层叠起来的层片，其进一步延伸到柄部中，用于改善结构支撑。根据某些实施方式，叶片可包括连续纤维CMC层片，其在阻尼器凹腔的上面和下面延伸，并具有在叶片的压力侧和吸力侧的前缘和后缘处成形的阻尼器固持头(tab)。
根据某些示例性的实施方式，用于燃气涡轮发动机的转子叶片组件包括：由层叠式陶瓷基质复合(CMC)材料形成的叶片部分，其具有前缘和后缘、在前缘和后缘之间延伸的压力侧、与压力侧相反的吸力侧，吸力侧在前缘和后缘之间延伸；由层叠式CMC材料形成的根部，其在径向内端处具有鸠尾榫；由所述层叠式CMC材料形成并与根部整体成形的柄部，柄部从根部延伸；以及从柄部沿周向延伸的平台。CMC材料形成的多个连续纤维阻尼器固持层片从根部延伸至平台。多个连续纤维阻尼器固持层片分裂开，从而在前缘和后缘附近限定上边至少一个层片和下边至少一个层片。上边至少一个层片从前缘延伸至后缘。下边至少一个层片设置在前缘和后缘上，与上边至少一个层片相反，下边至少一个层片形成从柄部延伸的阻尼器固持头，并在前缘和后缘附近限定阻尼器凹腔。金属片阻尼器设置在阻尼器凹腔中。
可选地，下边至少一个层片从前缘连续地延伸至后缘。下边至少一个层片可能在前缘和后缘之间是不连续的。阻尼器凹腔可接收机械加工原料。转子叶片组件，其中机械加工原料由树脂、基质、切碎的纤维、复合堆叠的增强的纤维层片和层压增强的纤维或纤维堆叠中的至少其中一种形成。
根据其它实施方式，用于燃气涡轮发动机的转子叶片组件包括由层叠式陶瓷基质复合(CMC)材料形成的叶片部分，其具有前缘和后缘、在前缘和后缘之间延伸的压力侧、与压力侧相反的吸力侧、以及由层叠式CMC材料形成的根部，吸力侧在前缘和后缘之间延伸，并且根部在径向内端处具有鸠尾榫。柄部由层叠式CMC材料形成，并与根部构成整体，柄部从根部延伸，并且平台从柄部沿周向延伸。平台由多个连续纤维CMC流道层片来限定，平台从前缘的前面延伸至后缘的后部。天使翅由连续纤维CMC天使翅层片形成。天使翅层片在前缘和后缘处设置在多个阻尼器固持层片的下面，天使翅在周向方向和轴向方向上延伸。至少一个支撑层片在前缘和后缘处设置在流道层片和天使翅层片之间，并在其之间沿轴向延伸，从而在流道层片和至少一个支撑层片之间限定阻尼器凹腔。金属片阻尼器设置在所述阻尼器凹腔中。
可选地，至少一个支撑层片的转子叶片组件相对发动机轴线以某一角度延伸。至少一个支撑层片的转子叶片组件具有末端，其是曲线型的，从而容许定位在流道层片和所述天使翅层片之间。
根据又一实施方式，用于燃气涡轮发动机的转子叶片组件包括由层叠式陶瓷基质复合(CMC)材料形成的叶片部分，其具有前缘和后缘、在前缘和后缘之间延伸的压力侧、与压力侧相反的吸力侧、以及由层叠式陶瓷基质复合(CMC)材料形成的根部，吸力侧在前缘和后缘之间延伸，并且根部在径向内端处具有鸠尾榫。柄部由层叠式CMC材料形成，并与根部构成整体，柄部从根部延伸，并且平台从柄部沿周向延伸。CMC材料形成的多个连续纤维阻尼器固持层片从根部延伸至平台，多个连续纤维阻尼器固持层片向上延伸并在周向方向上向外翻转。天使翅由层叠式连续纤维CMC天使翅层片形成，所述天使翅层片在前缘和后缘处设置在多个阻尼器固持层片的下面并进入到阻尼器固持层片中，天使翅在周向方向和轴向方向上延伸。固持头由成形于压力侧和吸力侧的前缘和后缘附近的多个层叠式CMC固持头层片形成，固持头沿轴向定位在天使翅的内部。固持头还包括多个层叠式CMC固持头层片，其在朝前缘的方向和朝后缘的方向上延伸。阻尼器固持层片的上端和固持头在前缘和后缘附近形成阻尼器凹腔。金属片阻尼器设置在阻尼器凹腔中。
根据又一实施方式，转子叶片组件包括由层叠式陶瓷基质复合(CMC)材料形成的叶片部分，其具有前缘和后缘、在前缘和后缘之间延伸的压力侧、与压力侧相反的吸力侧，吸力侧在前缘和后缘之间延伸。根部由层叠式CMC材料形成，其在径向内端处具有鸠尾榫。柄部由层叠式CMC材料形成，并与根部构成整体，柄部从根部延伸，并且平台从柄部沿周向延伸。CMC材料形成的多个连续纤维阻尼器固持层片，多个阻尼器固持层片从根部延伸至平台，多个连续纤维阻尼器固持层片分裂开，从而在前缘和后缘附近限定上边至少一个层片和下边至少一个层片。上边至少一个层片从前缘延伸至后缘。下边至少一个层片在前缘和后缘之间延伸，与上边至少一个层片相反，并在前缘和后缘附近限定阻尼器凹腔。至少一个C形层片定位在阻尼器凹腔中，位于上边至少一个层片和下边至少一个层之间。金属片阻尼器设置在阻尼器凹腔中，并位于至少一个C形层片的末端之间。
所有上述特征应被理解为仅仅是示例，并且从这里的公开中可明晰层片架构的许多更多的特征和宗旨。因此，在没有进一步阅读整个说明书、权利要求和所包含的附图的条件下，这个综述应无限制地进行理解。
附图说明
通过参考结合附图所做的以下实施方式的描述，这些实施方式的上述特征和优势以及其它特征和优势，以及实现它们的方式将变得更为清晰，并且用于集成的平台和阻尼器固持结构的CMC层片架构将获得更好的理解，其中：
图1是一种示例性的燃气涡轮发动机的示意性的侧视截面图；
图2是可供图1中所示的燃气涡轮使用的示例性陶瓷基质复合(CMC)转子叶片组件的透视图；
图3是具有第一示例性CMC层片架构的叶片侧面的等距视图；
图4是图3实施方式的相反的侧面的等距视图；
图5是图3和图4的实施方式在转子叶片的前缘处的截面图；
图6是图3和图4的实施方式在转子叶片中间平面的截面图；
图7是图3和图4的实施方式在转子叶片后缘处的截面图；
图8是一个备选实施方式的侧视图，其具有连续且沿轴向跨越转子叶片而延伸的下边层片；
图9是又一备选实施方式的侧视图，其具有层片，该层片限定阻尼器固持头，阻尼器固持头可与密封重叠部分和/或天使翅整体成形；且
图10是具有卷绕层片的又一实施方式，卷绕层片定位在阻尼器固持结构中。
具体实施方式
现在将详细参考提供的实施方式，图中显示了其一个或多个示例。各个示例是作为公开的实施方式的说明，而非其限制而提供的。实际上，本领域中的技术人员应该懂得，在不脱离本公开的范围或精神的条件下可本实施方式中做出各种修改和变化。例如，作为一个实施方式的一部分而被显示或被描述的特征可供另一实施方式使用，从而产生又一实施方式。因而，假如其在附属权利要求和其等效范围内的话，本实施方式意图覆盖这种修改和变化。
现在参照图1-10，提供了各种用于堆叠CMC层片的方法和装置的实施方式，从而形成集成的平台和阻尼器固持结构。层片架构可在径向方向上从鸠尾榫延伸，并且连续或不连续地跨越转子叶片而轴向延伸。固持头还可被提供并由连续纤维CMC叠层整体地成形，纤维CMC叠层集成在转子叶片的密封重叠部分或天使翅中。这些固持头可包括起源于转子叶片的柄部区域中的层片。另外，固持结构可包括设置在阻尼器凹腔中的卷绕层片。
词语“前”和“后”是相对于发动机轴线使用的，并且通常意味着在发动机轴线方向上朝向涡轮发动机的前方或涡轮发动机的后方。
这里使用的词语“轴向”或“沿轴向”指沿着发动机纵轴的尺寸。结合“轴向”或“沿轴向”使用的词语“前”指朝着发动机入口的方向移动，或者一个部件同另一部件相比相对更靠近发动机入口。结合“轴向”或“沿轴向”使用的词语“后”指朝着发动机出口的方向移动，或者一个部件同另一部件相比相对更靠近发动机出口。
这里使用的词语“径向”或“沿径向”指在发动机的中心纵轴和发动机的外周边之间延伸的尺寸。词语“近端的”或“近端地”要么自身使用或者结合词语“径向”或“沿径向”使用，其指朝着中心纵轴的方向移动，或者一个部件同另一部件比较相对更靠近中心纵轴。词语“远端的”或“远端地”要么自身使用或者结合词语“径向”或“沿径向”使用，其指朝着发动机外周边的方向移动，或者一个部件同另一部件比较相对更靠近发动机的外周边。这里使用的词语“横向”或“沿横向”指与轴向尺寸和径向尺寸垂直的尺寸。
最初参照图1，显示了燃气涡轮发动机10的示意性的侧视截面图，其具有发动机入口端12，其中空气通常进入由多级高压压缩机14、燃烧器16和多级高压涡轮18所限定的推进器或核心13中。总地说来，推进器13提供了用于操作发动机10的功率。
燃气涡轮发动机10还包括风扇组件28、低压涡轮20和低压压缩机或增压器22。风扇组件28包括成阵列的风扇叶片24，其从总体以标号26所示的转子盘处沿径向向外延伸。与进气侧12相反的是排气侧30。在一个实施方式中，作为非限制性的示例，发动机10是商业上可从俄亥俄州辛辛纳提市的通用电气航空发动机公司获得的CT7发动机。虽然燃气涡轮10是在航空实施方式中显示的，但是这种示例不应被认为受到限制，因为燃气涡轮10可用于航空、发电、工业、船舶等等。
在操作过程中，空气进入发动机10的空气入口端12，并移动穿过压缩机22,14中的至少一个压缩级，其中空气压力被增加并引导至燃烧器16中。压缩空气与燃料混合并燃烧，从而提供热的燃烧气体，其朝着高压涡轮18而离开燃烧器16。在高压涡轮18中，从热的燃烧气体中提取能量，促使涡轮叶片32旋转，这则造成高压轴25的旋转。高压轴25穿向发动机的前面，以继续一个或多个压缩机14级的旋转，并继续功率循环。低压涡轮20还可用于进一步提取能量，并驱动额外的压缩机级。涡轮风扇28通过低压轴27连接在低压压缩机22和低压涡轮20上。涡轮风扇28产生用于涡轮发动机10的推力。低压和/或旁路空气可用于帮助冷却发动机的部件。
燃气涡轮10关于发动机轴线29是轴对称的，使得各种发动机部件关于轴线旋转轴对称的高压轴25穿过涡轮发动机前端延伸到后端，并沿着轴结构的长度而受到轴承的轴颈支撑。轴25围绕发动机10的轴线或中心线29而旋转。高压轴25可能是空心的，以容许低压涡轮轴27在那里旋转，并且不依赖于高压轴25的旋转。低压轴27还可围绕发动机的中心轴线29而旋转。在操作期间，轴与连接在轴上的其它结构，例如涡轮的转子组件一起旋转，从而产生用于各种涡轮类型的功率或推力，用于发电和工业或航空使用领域。
图2是可供燃气涡轮发动机10(图1中所示)使用的转子叶片组件的透视图。各个转子叶片组件32包括通常空心的翼型件34和集成的鸠尾榫33，鸠尾榫33用于以已知的方式将翼型件34安装到转子盘(未显示)上。虽然显示了特定的鸠尾榫和翼型件形状，但是本领域中的技术人员应认识到这些是示例性的，而非限制性的。在一个实施方式中，多个转子叶片组件32形成燃气涡轮发动机10的高压涡轮转子叶片级(未显示)。虽然显示和描述了涡轮转子叶片，但是本实施方式可应用于压缩机转子叶片或其它叶片或翼型件结构上。
翼型件34包括第一侧壁36和第二侧壁38。第一侧壁36是凸起的，并限定翼型件34的吸力侧，并且第二侧壁38是凹入的，并限定翼型件34的压力侧。侧壁36和38在翼型件34的前缘40和沿轴向间隔开的后缘42附近连接在一起，后缘位于前缘40的下游。翼型件34包括多个膜孔46，其沿着侧壁36和38沿径向间隔开，并位于翼型件顶端47和叶片根部44之间，用于从翼型件34排出冷却流体，以利于冷却翼型件34的外表面。翼型件34还包括在翼型件顶端47和叶片根部44之间沿着后缘42沿径向间隔开的多个后缘槽48，其用于从翼型件34排出冷却流体，以利于冷却翼型件的后缘42。通过膜孔46和后缘槽48增强的热传递有利于沿着翼型件外表面36,38的冷却。
第一侧壁36和第二侧壁38分别从平台50沿径向延伸，平台位于翼型件34的根部末端44处。平台50的下表面接收鸠尾榫33。鸠尾榫33可采用各种形式，并且不应局限于所描绘的单个形状。鸠尾榫33具有压力侧35，其受到转子盘的固持，并将负载传递给转子盘(未显示)。冷却回路可从鸠尾榫33沿径向向上穿过叶片34而延伸，从而提供与孔46,48的冷却流体连通性。
平台50延伸出各个翼型件34的外周边之外，并且包括前密封重叠部分和后密封重叠部分51,52以及前天使翅和后天使翅53,54。重叠部分和天使翅结构51-54用于密封转子硬件，从而限制在叶片组件32中和其周围的泄漏。天使翅从平台50沿径向向下延伸，并可向内延伸至鸠尾榫33的柄部部分37。另外，天使翅53,54可在周向或切向方向上，在平台下面延伸，从而在平台50的整体前和后末端下面提供密封结构。
现在参照图3和图4，其描绘了示例性的叶片组件32的相反的侧面的等距视图。位于平台50上面的翼型件34的部分被除去。这些视图描绘了叶片组件32的下边部分，其包括平台50和鸠尾榫33。鸠尾榫33具有下端和上端，其连接在柄部37上。柄部37在鸠尾榫33和平台50之间延伸。
CMC材料具有其中在纤维长度平行的方向(“纤维方向”)的材料拉伸强度比垂直方向的拉伸强度更强的特征。这种垂直方向可包括基质、层间、次级的或第三纤维方向。各种物理属性在纤维方向和基质方向之间也可能不同。
为了提高其效率，正持续地寻求更高的用于燃气涡轮的操作温度。CMC材料是明显的示例，因为其高温能力可显著地减少冷却空气需求。CMC材料通常包括埋置于陶瓷基质中的陶瓷纤维增强材料。增强材料可能是连续纤维，其在基质破裂的情况下用作承载负荷的CMC成分。陶瓷基质则保护增强材料，保持其纤维的定向，并用于将负荷耗散至增强材料中。硅基复合材料，例如金刚砂(SiC)作为基质和/或增强材料对于高温应用具有特别的好处，例如，燃气涡轮的高温构件，包括航空涡轮发动机和用于发电工业的陆基燃气涡轮发动机。本实施方式利用陶瓷基质复合材料，以形成叶片组件32。CMC是非金属材料，其同镍基超级合金相比具有高温能力和低延展性。通常，CMC材料包括陶瓷纤维，例如碳化硅(SiC)，其形状用柔性材料例如氮化硼(BN)来覆盖。纤维被陶瓷类型的基质覆盖，其一种形式是碳化硅(SiC)。通常，叶片组件32由低延展性的耐高温材料构成。CMC材料通常具有小于或等于大约1%的室温拉伸的延展性，其在这里用于限定低拉伸延展性材料。更具体地说，某些CMC材料具有在大约0.4%至大约0.7%范围内的室温拉伸延展性。用于这种CMC构件的示例性的复合材料包括碳化硅、硅、二氧化硅或氧化铝基质材料和其组合。典型地，陶瓷纤维埋置于基质中，例如氧化稳定的增强纤维，包括单丝状蓝宝石和碳化硅(例如Textron 的SCS-6)，以及粗纺和纱线，包括碳化硅(例如Nippon Carbon的NICALON ®，Ube Industrie的TYRANNO ®以及Dow Corning的SYLRAMIC®)、水合硅酸铝(例如Nextel的440和480)、以及切碎的细须和纤维(例如Nextel的440和SAFFIL®)、以及可选的陶瓷颗粒(例如Si、Al、Zr、Y的氧化物和其组合)、以及无机填料(例如叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)。在大约1000-1200华氏度的温度下，CMC材料通常具有在大约1.3 x 10-6 in/in/华氏度至大约3.5 x 10-6 in/in/华氏度范围内的热膨胀系数。然而，这些是示例性的特征，并且不应被认为是限制性的。
成形工艺通常需要利用多个预浸渍的层制造CMC，各个层采用“带”的形式，包括所需的陶瓷纤维增强材料、CMC基质材料的一个或多个前体以及有机树脂粘合剂。根据传统的作法，预浸渍带可通过用浆料浸渍增强材料来形成，浆料包含陶瓷前体和粘合剂。用于前体的优选材料将依赖于CMC构件的陶瓷基质所需要的具体成分，例如SiC粉末和/或一种或多种含碳材料，如果所需的基质材料是SiC的话。明显含碳材料包括碳黑、酚醛树脂和呋喃树脂，包括糠醇(C4H3OCH2OH)。其它典型的浆体成分包括有机粘合剂(例如，聚乙烯醇缩丁醛(PVB))和用于粘合剂的溶剂(例如甲苯和/或甲基异丁基酮(MIBK))，有机粘合剂促进了预浸渍带的柔性，粘合剂的溶剂促进了浆体的流动性，从而可实现纤维增强材料的浸渍。浆体可进一步包含一个或多个颗粒填料，其意图存在于陶瓷基质CMC构件中，例如在Si-SiC基质的情况下是硅和/或SiC粉末。
在容许浆料部分地干燥之后，并且如果合适的话，使粘合剂部分地硬化(B-阶段)之后，所得的预浸渍带叠放在其它带上，然后进行压实，并且如果合适的话，在遇到升高的压力和温度的同时进行硬化，以便生产预制件。然后在真空或惰性气氛中加热(燃烧)预制件，以分解粘合剂，除去溶剂，并将前体转变成所需的陶瓷基质。由于粘合剂的分解，结果是产生一种多孔的CMC本体，其可能在真空下承受熔体渗透(MI)，以填充多孔性并生产CMC构件。用于上面工艺的具体的处理技术和参数将依赖于具体的材料成分。
再次参照图3和图4，在任一这些实施方式中，陶瓷基质复合材料的结构层片可定位在阻尼器凹腔60的上面，从而提供额外的结构强度。此外，CMC层片可用于平台50的上表面上，从而限定内涡轮流道表面。限定平台的层片在密封重叠部分51,52之间沿轴向延伸。密封重叠部分51,52进一步通过形成天使翅53,54的层片来限定。天使翅层片从下面支撑阻尼器固持层片，并向下延伸至鸠尾榫33。
现在额外参照图5,6和7，其描绘了阻尼器固持层片62的横截面图。阻尼器固持架层片62沿着压力侧38和吸力侧36向上延伸，并且在平台50附近分裂开。特别参照图3-5，阻尼器固持层片62向上延伸，并如图5中所示描绘了前缘。层片62分裂开，并在各个压力侧和吸力侧上限定上边层片63和下边层片64，如参照图5所见，并在上边层片63和下边层片64之间限定阻尼器固持腔60。应该懂得，虽然在本说明书中利用了词语“层片”，但是阻尼器固持层片62和由其形成的分裂开的层片63,64可能是一层或多层陶瓷基质复合材料。类似地，词语“层片”也可能意味着一个或多个层片。这些层片可能是单向的、多向的，并且可能具有相等的或变化的厚度。
参照图7，阻尼器固持层片62从鸠尾榫33沿着柄部37向上延伸。类似地，在平台50附近，图7描绘了叶片组件32的后缘的截面图。如同前缘，阻尼器固持层片62向上延伸并分裂开，从而形成阻尼器固持腔60。因而，如从图3–5和7的比较中可看出，这些固持腔60朝着叶片组件32的前缘和后缘成形，并且在这些位置通过固持头65,67来限定。
然而，参照图3,4和6，本领域中的技术人员应该认识到阻尼器固持层片62向上延伸，并且在叶片组件32的中间平面区域中可能不分裂开。在这个中间平面区域中，如图5和7中所示，阻尼器59可能不被固持头所封闭。
在阻尼器固持腔60中，可定位有牺牲性的机械加工插件61。这些机械加工插件61可由各种材料形成，并且设置在阻尼器固持层片62的上边层片和下边层片63,64之间。机械加工插件61可能是树脂、基质、切碎的纤维、复合堆叠的增强的纤维层片、以及层压增强的纤维或纤维堆叠或相似结构的其中一个或多个。这些材料可定向在各种方向上，并且具有各种尺寸，这依赖于层片63,64之间的厚度。如之前所述，上边层片和下边层片63,64可由一个或多个结构化层片形成，以提供额外的结构强度，用于将阻尼器59固持在压力侧和吸力侧的前缘和后缘处。
现在参照图8，其描绘了一个备选实施方式的侧视图。简要地参照之前的实施方式，阻尼器固持层片并不连续地跨越叶片组件32从前缘40延伸至后缘42。相反，固持头65,67成形于叶片组件32的轴向前端和末端。与该实施方式相反，图8的实施方式利用了阻尼器固持或支撑层片162，其在上表面平台50的下面至少从前缘40连续地延伸至后缘42，而非之前实施方式中不连续。在本实施方式中，在叶片组件32的前端和后端，阻尼器固持层片162被夹在密封重叠部分51,52之间。层片162可由一个或多个层片形成，并且可依赖于负载要求而形成有不同的厚度。根据这个实施方式，连续结构化纤维CMC的附加层还可沿着平台50的上表面进行定位，以便限定内涡轮流道表面。阻尼器凹腔60可成形于阻尼器固持层片162的上面，并且沿着平台50的上表面而位于内涡轮流道表面之下。这样，平台50与叶片组件32整体成形，并且阻尼器固持结构也是整体成形的。根据某些实施方式，阻尼器固持层片162被夹在密封重叠部分51,52中。然而在其它实施方式中，阻尼器固持层片162可随天使翅53,54预成形。另外，根据某些实施方式，阻尼器固持层片162可卷叠在天使翅53,54上。
现在参照图9，其描绘了一个附加实施方式，其中转子叶片组件32是以侧视图显示的。实施方式包括从平台50延伸出来的翼型件34，并包括向上延伸至柄部37的鸠尾榫33，柄部连接在平台50上。在这个实施方式中，阻尼器固持或支撑层片262从前密封重叠部分51延伸，并且阻尼器固持或支撑层片264从后密封重叠部分52沿轴向向内延伸。根据某些实施方式，显示层片262,264是分开成形的。然而，这些层片可单个地如图8中所示成形，从而完全从叶片32的前端延伸至后端，例如图8中所示。层片262,264形成固持头265,267的上边部分，其用于将阻尼器固持在合适位置。此外，如这里进一步论述的那样，层片262,264可被省略，或者结合阻尼器固持头265,267使用。
另外，固持头265,267通过一个或多个下边层片268来形成。在所描绘的实施方式中，层片268跨叶片32延伸，然而，层片268可通过两个轴向延伸的层片来限定，其是不连续的，而非连续的。此外，层片266,269从游隙268向下悬垂，以便与天使翅53,54相连，并提供增加的结构强度。因而，根据本实施方式，层片266,268,269是L形的，并向上延伸且从天使翅53,54插入。这些L形结构可能是跨叶片组件32连续的，或者可能是不连续的，这依赖于层片168是如何形成的。阻尼器固持层片262,264,266,268,269可全部连接起来，从而形成阻尼器固持头265,267。根据备选实施方式，如图所示，层片266,268还可随天使翅53,54沿着其轴向向内的平坦表面而成形。层片262,264,266,268可沿着天使翅53,54的内平面向下沿着柄部37而成形，用于改善结构支撑。
现在参照图10，其描绘了附加转子叶片组件32的截面图。这个实施方式类似于图3-7的实施方式，其可察看分裂开的层片363,364。另外，在分裂开的层片363,364之间产生的空间中，卷绕层片365插入在限定凹腔60的区域中。插件61可被利用或不被利用。卷绕层片365夹住阻尼器59，并放置在凹腔60中。卷绕层片是C形或U形的，并且沿着转子叶片组件32的柄部37而轴向延伸。
上述转子叶片在CMC叶片构件上提供了集成的平台和阻尼器结构。CMC层片设置为用于改善构件的结构强度。CMC层片形成平台和阻尼器固持结构，从而容许金属片阻尼器定位在那里。凹腔可通过上边平台结构和固持头或连续的下边结构来形成。CMC层片可系到叶片组件柄部、天使翅中或其附近。另外，密封重叠部分可夹住层片，或者层片可定位在重叠区域上。连续的纤维用于最大限度地增加陶瓷基质复合的(CMC)构件的结构能力。考虑到这一点，提供了实施方式，使得预浸渍的层片是长的，连续的，且生根于支撑结构中，类似于鸠尾榫，从而提供优化结构。
虽然这里已经描述和说明了多个本发明的实施方式，但是本领域中的普通技术人员将容易想出各种其它装置和/或结构，以用于执行功能和/或获得结果和/或这里所述的一个或多个优点，并且这种变化和/或修改均被视为这里所述的本发明实施方式的范围内。更具体地说，本领域中的技术人员将容易懂得，这里所述的所有参数、尺寸、材料和配置意味着是示例，并且实际的参数、尺寸、材料和/或配置将依赖于使用本发明教义的具体的应用。本领域中的技术人员将认识到或者能够明白，利用不超出常规的实验，许多相当于这里所述的本发明的具体实施方式。因此应该懂得，前面的实施方式仅仅是作为示例而呈现的，并且在附属权利要求的范围和其等效范围内，本发明的实施方式可按照非所述和所申明的方式来实践。本公开的新颖实施方式致力于这里所述的各个单独的结构、系统、物品、材料、工具和/或方法。另外，如果这种结构、系统、物品、材料、工具和/或方法不是相互不一致的话，那么其中两个或多个这种结构、系统、物品、材料、工具和/或方法的任何组合都包含在本公开的发明范围内。
示例用于公开实施方式，包括最佳模式，并且还可使本领域中的技术人员实践本装置和/或方法，包括制造和利用任何装置或系统，并执行任何所含方法。这些示例并不意图是详尽无遗漏的，或者将本公开局限于所公开的精确步骤和/或形式，并且根据上面的传授，许多修改和变化是可能的。这里所述的特征可按照任何组合进行组合。这里所述的方法步骤可按照任何物理可行的顺序来执行。
这里所限定和使用的所有定义应被理解为控制词典定义、通过引用而结合在文献中的定义、和/或所定义的词语的普通含义。除非明确指示相反，否则这里的说明书和权利要求中所使用的不定冠词“一”和“一种”应理解为意味着“至少一个”。这里的说明书和权利要求中所使用的短语“和/或”应理解为意味着所关联的元件的“任一个或两者”，即，元件在某些情况下是关联存在，而在其它情况下分离存在的。
还应该懂得，除非做出明确的相反指示，在这里申明的任何包括不止一个步骤或动作的方法中，该方法的步骤或动作的顺序不必局限于陈述该方法的步骤或动作的顺序。
在权利要求以及上面的说明书中，所有连接词例如“包括”、“包含”、“携带”、“具有”、“包含”、“涉及”、“由…组成”等等应理解为可扩充的，即意味着包括但不局限于此。如专利审查程序的美国专利局手册第2111.03部分中所述，只有连接词“由…组成”和“基本由…组成”应分别是闭合的或半闭合的连接词。

Claims (12)

1. 一种用于燃气涡轮发动机的转子叶片组件，包括：
由层叠式陶瓷基质复合(CMC)材料形成的叶片部分，其具有前缘和后缘、在所述前缘和所述后缘之间延伸的压力侧、与所述压力侧相反的吸力侧，所述吸力侧在所述前缘和所述后缘之间延伸；
由所述层叠式CMC材料形成的根部，其在径向内端处具有鸠尾榫；
柄部，其由所述层叠式CMC材料形成，并与所述根部构成整体，所述柄部从所述根部延伸，并且平台从所述柄部沿周向延伸；
所述CMC材料形成的多个连续纤维阻尼器固持层片，所述多个阻尼器固持层片从所述根部延伸至所述平台，所述多个连续纤维阻尼器固持层片分裂开，从而在前缘和后缘附近限定上边至少一个层片和下边至少一个层片；
所述上边至少一个层片从所述前缘延伸至所述后缘；
所述下边至少一个层片设置在所述前缘和所述后缘处，与所述上边至少一个层片相反，所述下边至少一个层片形成阻尼器固持头，其从所述柄部延伸，并在前缘和后缘附近限定阻尼器凹腔；和
金属片阻尼器，其设置在所述阻尼器凹腔中。
2. 根据实施方式1所述的转子叶片组件，其特征在于，所述下边至少一个层片从所述前缘连续地延伸至所述后缘。
3. 根据实施方式1所述的转子叶片组件，其特征在于，所述下边至少一个层片在所述前缘和所述后缘之间是不连续的。
4. 根据实施方式1所述的转子叶片组件，其特征在于，所述阻尼器凹腔接收机械加工原料。
5. 根据实施方式4所述的转子叶片组件，其特征在于，所述机械加工原料由树脂、基质、切碎的纤维、复合堆叠的增强的纤维层片和层压增强的纤维或纤维堆叠中的至少其中一种形成。
6. 一种用于燃气涡轮发动机的转子叶片组件，包括：
由层叠式陶瓷基质复合(CMC)材料形成的叶片部分，其具有前缘和后缘、在所述前缘和所述后缘之间延伸的压力侧、与所述压力侧相反的吸力侧，所述吸力侧在所述前缘和所述后缘之间延伸；
由所述层叠式CMC材料形成的根部，其在径向内端处具有鸠尾榫；
柄部，其由所述层叠式CMC材料形成，并与所述根部构成整体，所述柄部从所述根部延伸，并且平台从所述柄部沿周向延伸；
由多个连续纤维CMC流道层片限定的平台，其从所述前缘的前面延伸至所述后缘的后部；
天使翅，其由连续纤维CMC天使翅层片形成，所述天使翅层片在前缘和后缘处设置在所述多个阻尼器固持层片的下面，所述天使翅在周向方向和轴向方向上延伸；
至少一个支撑层片，其在所述前缘和所述后缘中的至少其中一个处设置在所述流道层片和所述天使翅层片之间，并且在其之间沿轴向延伸，从而在所述流道层片和所述至少一个支撑层片之间限定阻尼器凹腔；和
金属片阻尼器，其设置在所述阻尼器凹腔中。
7. 根据实施方式6所述的转子叶片组件，其特征在于，所述至少一个支撑层片相对于发动机轴线以某一角度延伸。
8. 根据实施方式6所述的转子叶片组件，其特征在于，所述至少一个支撑层片具有末端，其是曲线型的，从而容许定位在所述流道层片和所述天使翅层片之间。
9. 根据实施方式6所述的转子叶片组件，其特征在于，所述至少一个支撑层片在所述前缘和所述后缘中的各个处设置在所述流道层片和所述天使翅层片之间。
10. 一种用于燃气涡轮发动机的转子叶片组件，包括：
由层叠式陶瓷基质复合(CMC)材料形成的叶片部分，其具有前缘和后缘、在所述前缘和所述后缘之间延伸的压力侧、与所述压力侧相反的吸力侧，所述吸力侧在所述前缘和所述后缘之间延伸；
由所述层叠式陶瓷基质复合(CMC)材料形成的根部，其在径向内端处具有鸠尾榫；
柄部，其由所述层叠式CMC材料形成，并与所述根部构成整体，所述柄部从所述根部延伸，并且平台从所述柄部沿周向延伸；
所述CMC材料形成的多个连续纤维阻尼器固持层片，所述多个阻尼器固持层片从所述根部延伸至所述平台，所述多个连续纤维阻尼器固持层片向上延伸，并且在周向方向上向外翻转；
天使翅，其由层叠式连续纤维CMC天使翅层片形成，所述天使翅层片在前缘和后缘处设置在所述多个阻尼器固持层片的下面并进入所述阻尼器固持层片中，所述天使翅在周向方向和轴向方向上延伸；
由多个层叠式CMC固持头层片形成的固持头，其成形于所述压力侧和所述吸力侧的所述前缘和所述后缘附近，所述固持头沿轴向定位在所述天使翅内部，并沿径向向外延伸，并具有至少一个在其之间延伸的层片；
所述阻尼器固持层片的上端和所述固持头在所述前缘和所述后缘附近形成阻尼器凹腔；和
金属片阻尼器，其设置在所述阻尼器凹腔中。
11. 根据实施方式10所述的转子叶片组件，其特征在于，所述固持头还包括所述多个层叠式CMC固持头层片，其从所述天使翅层片和至少一个流道层片之间在朝所述前缘的方向和朝所述后缘的方向上延伸。
12. 一种转子叶片组件，包括：
由层叠式陶瓷基质复合(CMC)材料形成的叶片部分，其具有前缘和后缘、在所述前缘和所述后缘之间延伸的压力侧、与所述压力侧相反的吸力侧，所述吸力侧在所述前缘和所述后缘之间延伸；
由所述层叠式CMC材料形成的根部，其在径向内端处具有鸠尾榫；
柄部，其由所述层叠式CMC材料形成，并与所述根部构成整体，所述柄部从所述根部延伸，并且平台从所述柄部沿周向延伸；
所述CMC材料形成的多个连续纤维阻尼器固持层片，所述多个阻尼器固持层片从所述根部延伸至所述平台，所述多个连续纤维阻尼器固持层片分裂开，从而在前缘和后缘附近限定上边至少一个层片和下边至少一个层片；
所述上边至少一个层片从所述前缘延伸至所述后缘；
所述下边至少一个层片在所述前缘和所述后缘之间延伸，与所述上边至少一个层片相反，并在前缘和后缘附近限定阻尼器凹腔；
至少一个C形层片，其定位在所述阻尼器凹腔中，位于所述上边至少一个层片和所述下边至少一个层片之间；和
金属片阻尼器，其设置在所述阻尼器凹腔中，并位于所述至少一个C形层片的末端之间。
CN201480050321.0A 2013-09-11 2014-09-11 用于cmc涡轮叶片中的集成式平台和阻尼器固持结构的层片架构 Active CN105518255B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201361876589P 2013-09-11 2013-09-11
US61/876589 2013-09-11
PCT/US2014/055205 WO2015080781A2 (en) 2013-09-11 2014-09-11 Ply architecture for integral platform and damper retaining features in cmc turbine blades

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105518255A true CN105518255A (zh) 2016-04-20
CN105518255B CN105518255B (zh) 2018-06-08

Family

ID=52706270

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201480050321.0A Active CN105518255B (zh) 2013-09-11 2014-09-11 用于cmc涡轮叶片中的集成式平台和阻尼器固持结构的层片架构

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10202853B2 (zh)
EP (1) EP3044420A2 (zh)
JP (1) JP6240786B2 (zh)
CN (1) CN105518255B (zh)
CA (1) CA2922760C (zh)
WO (1) WO2015080781A2 (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110005481A (zh) * 2017-11-13 2019-07-12 通用电气公司 使用机械接头的cmc构件和制作
CN110621849A (zh) * 2017-05-31 2019-12-27 三菱重工业株式会社 复合材料叶片及复合材料叶片的制造方法

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3055509B1 (en) * 2013-10-11 2024-03-06 RTX Corporation Ceramic matrix composite gas turbine blade with monolithic ceramic platform and dovetail
FR3035676B1 (fr) * 2015-04-29 2017-05-12 Snecma Aube munie de plateformes possedant un raidisseur
US10196915B2 (en) * 2015-06-01 2019-02-05 United Technologies Corporation Trailing edge platform seals
EP3228819B1 (en) * 2016-04-08 2021-06-09 Ansaldo Energia Switzerland AG Blade comprising cmc layers
US10710317B2 (en) 2016-06-16 2020-07-14 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Composite rotatable assembly for an axial-flow compressor
US10443409B2 (en) * 2016-10-28 2019-10-15 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine blade with ceramic matrix composite material construction
US10577939B2 (en) * 2016-11-01 2020-03-03 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with three-dimensional CMC construction elements
US10392946B2 (en) * 2016-12-21 2019-08-27 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine blade with reinforced platform for composite material construction
US10669874B2 (en) * 2017-05-01 2020-06-02 General Electric Company Discourager for discouraging flow through flow path gaps
US10584600B2 (en) * 2017-06-14 2020-03-10 General Electric Company Ceramic matrix composite (CMC) blade and method of making a CMC blade
US10753212B2 (en) * 2017-08-23 2020-08-25 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd Turbine blade, turbine, and gas turbine having the same
US11041394B2 (en) * 2018-06-01 2021-06-22 Rolls-Royce Corporation CMC airfoil joint
CN108897931B (zh) * 2018-06-14 2022-03-25 南京航空航天大学 一种陶瓷基涡轮转子叶片预制体的设计方法
US11242763B2 (en) 2018-10-22 2022-02-08 General Electric Company Platform apparatus for propulsion rotor
US10975714B2 (en) * 2018-11-22 2021-04-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor assembly with blade sealing tab
US10975706B2 (en) 2019-01-17 2021-04-13 Raytheon Technologies Corporation Frustic load transmission feature for composite structures
US10934874B2 (en) * 2019-02-06 2021-03-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Assembly of blade and seal for blade pocket
FR3105293B1 (fr) * 2019-12-19 2022-08-05 Safran Aircraft Engines Aube de rotor pour une turbomachine d’aeronef
US11377969B2 (en) * 2020-02-07 2022-07-05 Raytheon Technologies Corporation Extended root region and platform over-wrap for a blade of a gas turbine engine
US11280202B2 (en) * 2020-04-06 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Balanced composite root region for a blade of a gas turbine engine
DE102022103345A1 (de) * 2022-02-14 2023-08-17 MTU Aero Engines AG Laufschaufel für eine Gasturbine
US11834960B2 (en) 2022-02-18 2023-12-05 General Electric Company Methods and apparatus to reduce deflection of an airfoil

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5261790A (en) * 1992-02-03 1993-11-16 General Electric Company Retention device for turbine blade damper
US5284421A (en) * 1992-11-24 1994-02-08 United Technologies Corporation Rotor blade with platform support and damper positioning means
US5785499A (en) * 1996-12-24 1998-07-28 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal
EP2570600A2 (en) * 2011-09-08 2013-03-20 General Electric Company Turbine rotor blade assembly and method of assembling same

Family Cites Families (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3181835A (en) 1964-01-07 1965-05-04 Carroll C Davis Blade vibration damping device
US3501090A (en) 1968-01-29 1970-03-17 Gen Electric Composite bladed rotors
US3801222A (en) 1972-02-28 1974-04-02 United Aircraft Corp Platform for compressor or fan blade
US3887298A (en) 1974-05-30 1975-06-03 United Aircraft Corp Apparatus for sealing turbine blade damper cavities
US4872812A (en) 1987-08-05 1989-10-10 General Electric Company Turbine blade plateform sealing and vibration damping apparatus
JP2729531B2 (ja) 1990-09-14 1998-03-18 株式会社日立製作所 ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービン
US5205713A (en) 1991-04-29 1993-04-27 General Electric Company Fan blade damper
JP2981557B2 (ja) 1991-10-23 1999-11-22 株式会社日立製作所 セラミックガスタービン
US5281097A (en) 1992-11-20 1994-01-25 General Electric Company Thermal control damper for turbine rotors
US5478207A (en) 1994-09-19 1995-12-26 General Electric Company Stable blade vibration damper for gas turbine engine
US5749705A (en) 1996-10-11 1998-05-12 General Electric Company Retention system for bar-type damper of rotor blade
US5820346A (en) 1996-12-17 1998-10-13 General Electric Company Blade damper for a turbine engine
JPH1162502A (ja) 1997-08-21 1999-03-05 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン動翼のシールダンパー
JPH11247605A (ja) 1997-12-26 1999-09-14 United Technol Corp <Utc> タ―ボマシ―ンコンポ―ネントの振動緩衝方法及び装置
US6171058B1 (en) 1999-04-01 2001-01-09 General Electric Company Self retaining blade damper
US6354803B1 (en) 2000-06-30 2002-03-12 General Electric Company Blade damper and method for making same
FR2831112B1 (fr) 2001-10-24 2004-01-23 Inergy Automotive Systems Man Reservoir a carburant et procede de fabrication de ce reservoir
US6506016B1 (en) 2001-11-15 2003-01-14 General Electric Company Angel wing seals for blades of a gas turbine and methods for determining angel wing seal profiles
US6851932B2 (en) 2003-05-13 2005-02-08 General Electric Company Vibration damper assembly for the buckets of a turbine
US6932575B2 (en) 2003-10-08 2005-08-23 United Technologies Corporation Blade damper
US20050158171A1 (en) 2004-01-15 2005-07-21 General Electric Company Hybrid ceramic matrix composite turbine blades for improved processibility and performance
US7121801B2 (en) 2004-02-13 2006-10-17 United Technologies Corporation Cooled rotor blade with vibration damping device
US7306826B2 (en) 2004-02-23 2007-12-11 General Electric Company Use of biased fabric to improve properties of SiC/SiC ceramic composites for turbine engine components
GB2411697B (en) 2004-03-06 2006-06-21 Rolls Royce Plc A turbine having a cooling arrangement
US7097429B2 (en) 2004-07-13 2006-08-29 General Electric Company Skirted turbine blade
US7121800B2 (en) 2004-09-13 2006-10-17 United Technologies Corporation Turbine blade nested seal damper assembly
US7467924B2 (en) 2005-08-16 2008-12-23 United Technologies Corporation Turbine blade including revised platform
US7322797B2 (en) 2005-12-08 2008-01-29 General Electric Company Damper cooled turbine blade
US7510379B2 (en) 2005-12-22 2009-03-31 General Electric Company Composite blading member and method for making
FR2915510B1 (fr) 2007-04-27 2009-11-06 Snecma Sa Amortisseur pour aubes de turbomachines
US8408874B2 (en) 2008-04-11 2013-04-02 United Technologies Corporation Platformless turbine blade
US8714932B2 (en) * 2008-12-31 2014-05-06 General Electric Company Ceramic matrix composite blade having integral platform structures and methods of fabrication
US8382436B2 (en) 2009-01-06 2013-02-26 General Electric Company Non-integral turbine blade platforms and systems
US8696320B2 (en) 2009-03-12 2014-04-15 General Electric Company Gas turbine having seal assembly with coverplate and seal
FR2943942B1 (fr) 2009-04-06 2016-01-29 Snecma Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite
FR2946999B1 (fr) 2009-06-18 2019-08-09 Safran Aircraft Engines Element de distributeur de turbine en cmc, procede pour sa fabrication, et distributeur et turbine a gaz l'incorporant.
US8206096B2 (en) 2009-07-08 2012-06-26 General Electric Company Composite turbine nozzle
US9151166B2 (en) 2010-06-07 2015-10-06 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Composite gas turbine engine component
US8777582B2 (en) 2010-12-27 2014-07-15 General Electric Company Components containing ceramic-based materials and coatings therefor
JP6174839B2 (ja) 2011-10-14 2017-08-02 株式会社Ihi セラミックス基複合部材およびその製造方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5261790A (en) * 1992-02-03 1993-11-16 General Electric Company Retention device for turbine blade damper
US5284421A (en) * 1992-11-24 1994-02-08 United Technologies Corporation Rotor blade with platform support and damper positioning means
US5785499A (en) * 1996-12-24 1998-07-28 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal
EP2570600A2 (en) * 2011-09-08 2013-03-20 General Electric Company Turbine rotor blade assembly and method of assembling same

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110621849A (zh) * 2017-05-31 2019-12-27 三菱重工业株式会社 复合材料叶片及复合材料叶片的制造方法
CN110621849B (zh) * 2017-05-31 2021-09-07 三菱重工业株式会社 复合材料叶片及复合材料叶片的制造方法
CN110005481A (zh) * 2017-11-13 2019-07-12 通用电气公司 使用机械接头的cmc构件和制作
CN110005481B (zh) * 2017-11-13 2022-06-07 通用电气公司 使用机械接头的cmc构件和制作

Also Published As

Publication number Publication date
JP6240786B2 (ja) 2017-11-29
EP3044420A2 (en) 2016-07-20
US10202853B2 (en) 2019-02-12
WO2015080781A2 (en) 2015-06-04
CA2922760A1 (en) 2015-06-04
US20160222800A1 (en) 2016-08-04
CA2922760C (en) 2018-10-09
CN105518255B (zh) 2018-06-08
JP2016531240A (ja) 2016-10-06
WO2015080781A3 (en) 2015-07-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105518255A (zh) 用于cmc涡轮叶片中的集成式平台和阻尼器固持结构的层片架构
JP6847490B2 (ja) 成形された複合プライレイアップおよび複合プライレイアップを成形するための方法
EP2828052B1 (en) Process for producing ceramic composite components
JP7015366B2 (ja) ガスタービンエンジン用の流路アセンブリおよびその組み立て方法
CA2881291C (en) Airfoil components containing ceramic-based materials and processes therefor
JP6563931B2 (ja) フレアを備えるセラミックマトリクス複合材料製タービンブレードスキーラチップ及びその方法
JP2015514026A5 (zh)
US11035239B2 (en) Ceramic matrix composite turbine nozzle shell and method of assembly
CN110067608A (zh) 具有t形接头或l形接头的复合构件及用于形成其的方法
CN107035424B (zh) 使用多个处理步骤制造燃气涡轮发动机构件

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant