CN105888851B - 锥形燃气涡轮节段密封件 - Google Patents

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Abstract

本申请和产生的专利提供改进的燃气涡轮构件密封。在一个示例实施例中，燃气涡轮节段密封件组件可包括第一锥形节段密封件，它具有第一锥形部分，第一锥形部分具有第一锥形表面和第一锥体角。燃气涡轮节段密封件组件可包括第二锥形节段密封件，它具有第二锥形部分，第二锥形部分具有第二锥形表面和第二锥体角。燃气涡轮节段密封件组件可包括密封销，密封销定位在第一锥形节段密封件和第二节段密封件之间，并且在第一锥形表面和第二锥形表面附近。

Description

锥形燃气涡轮节段密封件
技术领域
本申请和产生的专利大体涉及燃气涡轮发动机，并且更特别地，涉及用于控制燃气涡轮发动机的构件之间的泄漏流的锥形燃气涡轮节段密封件等。
背景技术
一般地描述， 诸如燃气涡轮发动机等的涡轮机包括延伸通过其中的主要气体流径。离开气体流径或进入气体流径中的气体泄漏可降低整体燃气涡轮效率，提高燃料成本，以及很可能提高排放水平。还可在燃气涡轮发动机内使用二级流来冷却各种受加热构件。特别地，可从后面的压缩机级中抽取冷却空气来冷却受加热构件，以及吹扫相邻构件之间的间隙和腔体。例如，可将节段密封件置于涡轮构件 (诸如定子等)之间的接合部处，以限制空气泄漏。但是，节段密封件可间隔开，从而导致泄漏流通过节段密封件之间中的间隙泄漏。泄漏流可导致燃气涡轮的效率降低。
因而期望有一种用于燃气涡轮构件(诸如定子构件和重型燃气涡轮发动机的其它构件)的改进的节段密封件。这样的节段密封件可构造成减少或去除节段密封件之间的间隙，从而减少通过其中的泄漏流，以及提高整体效率和/或延长构件寿命。
发明内容
本申请和产生的专利提供一种燃气涡轮密封件组件，包括：具有第一锥形部分的第一锥形节段密封件；具有第二锥形部分的第二锥形节段密封件；以及定位在第一锥形节段密封件和第二节段密封件之间的密封销。
本申请和产生的专利还提供一种减少燃气涡轮构件中的泄漏流的方法。方法包括以下步骤：将第一锥形节段密封件定位在第一节段槽口中，将第二锥形节段密封件定位在第二节段槽口中，以及将密封销定位在第一锥形节段密封件和第二节段密封件之间中，使得第一锥形节段密封件和第二锥形节段密封件之间的泄漏路径封闭。方法可包括用独立于第一锥形节段密封件和第二锥形节段密封件的压差加载密封销。
本申请和产生的专利进一步提供一种燃气涡轮节段密封件组件，包括：第一锥形节段密封件，其具有第一锥形部分，第一锥形部分具有第一锥形表面，第一锥形表面具有第一锥体角；以及第二锥形节段密封件，其具有第二锥形部分，第二锥形部分具有第二锥形表面，第二锥形表面具有第二锥体角。燃气涡轮密封件组件可包括密封销，密封销定位在第一锥形节段密封件和第二节段密封件之间，并且在第一锥形表面和第二锥形表面附近。
技术方案1. 一种燃气涡轮节段密封件组件，包括：
第一锥形节段密封件，其包括第一锥形部分；
第二锥形节段密封件，其包括第二锥形部分；以及
定位在所述第一锥形节段密封件和第二节段密封件之间的密封销。
技术方案2. 根据技术方案1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于：
所述第一锥形部分包括具有第一锥体角的第一锥形表面；
所述第二锥形部分包括具有第二锥体角的第二锥形表面；以及
所述密封销定位在所述第一锥形表面和第二锥形表面附近。
技术方案3. 根据技术方案2所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥体角不同于所述第二锥体角。
技术方案4. 根据技术方案2所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销与所述第一锥形表面和第二锥形表面接触。
技术方案5. 根据技术方案1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件定位成基本垂直于所述第二锥形节段密封件。
技术方案6. 根据技术方案1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销为基本圆柱形。
技术方案7. 根据技术方案1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销定位成使得所述密封销封闭所述第一锥形节段密封件和第二锥形节段密封件之间的泄漏路径。
技术方案8. 根据技术方案1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销由轴杆固持，所述轴杆定位在所述密封销的在槽口凹槽中滑动的相反的端部中。
技术方案9. 根据技术方案1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销包括陶瓷金属复合物。
技术方案10. 根据技术方案1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件在独立于所述第二锥形节段密封件的压差下加载。
技术方案11. 根据技术方案1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件在独立于所述密封销的压差下加载。
技术方案12. 根据技术方案12所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件的相反的密封端由所述密封销加载。
技术方案13. 根据技术方案1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第二锥形节段密封件在独立于所述密封销的压差下加载。
技术方案14. 根据技术方案1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件、所述第二锥形节段密封件和所述密封销中的各个在彼此独立的压差下加载。
技术方案15. 一种减少燃气涡轮构件中的泄漏流的方法，所述方法包括：
将第一锥形节段密封件定位在第一节段槽口中；
将第二锥形节段密封件定位在第二节段槽口中；
将密封销定位在所述第一锥形节段密封件和第二节段密封件之间；以及
用独立于所述第一锥形节段密封件和所述第二锥形节段密封件的压差加载所述密封销，使得所述第一锥形节段密封件和第二锥形节段密封件之间的泄漏路径封闭。
技术方案16. 根据技术方案15所述的方法，其特征在于：
所述第一锥形部分包括具有第一锥体角的第一锥形表面；
所述第二锥形部分包括具有第二锥体角的第二锥形表面；以及
所述密封销定位成与所述第一锥形表面和所述第二锥形表面接触。
技术方案17. 一种燃气涡轮节段密封件组件，包括：
第一锥形节段密封件，其包括第一锥形部分，所述第一锥形部分具有第一锥形表面，所述第一锥形表面具有第一锥体角；
第二锥形节段密封件，其包括第二锥形部分，所述第二锥形部分具有第二锥形表面，所述第二锥形表面具有第二锥体角；以及
密封销，其定位在所述第一锥形节段密封件和所述第二节段密封件之间，并且在所述第一锥形表面和所述第二锥形表面附近。
技术方案18. 根据技术方案17所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥体角等于所述第二锥体角。
技术方案19. 根据技术方案18所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销与所述第一锥形表面和所述第二锥形表面接触。
技术方案20. 根据技术方案17所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件定位成基本垂直于所述第二锥形节段密封件。
在审阅结合若干幅图和所附权利要求而得到的以下详细描述之后，本申请和产生的专利的这些和其它特征和改进将对本领域普通技术人员变得显而易见。
附图说明
图1是燃气涡轮发动机的示意图，它显示了压缩机、燃烧器和涡轮。
图2是涡轮的局部侧视图，它显示了沿着热气路径定位的多个构件。
图3是定位在相邻涡轮构件之间的锥形节段密封件组件的一个实施例的局部透视图。
图4是图3的锥形节段密封件组件的局部正视图。
图5是锥形节段密封件的一个实施例的侧视图。
图6是密封销的一个实施例的透视图。
图7是定位在相邻涡轮构件之间的锥形节段密封件组件的另一个实施例的一个实施例的局部正视图。
部件列表
10燃气涡轮发动机
15压缩机
20空气
25燃烧器
30燃料
35燃烧气体
40涡轮
45轴
50负载
55第一级喷嘴
60第一级轮叶
65第一级
70第二级喷嘴
75第二级
80隔板
85轴线
90密封件
100锥形节段密封件组件
110轴杆
112销钉
114槽口凹槽
120第一锥形节段密封件
122第一长度
124第一宽度
126下表面
128上表面
130第一节段密封件槽口
132第一槽口长度
134第一槽口宽度
140第一锥形部分
142第一锥体角
144第一锥体长度
146第一锥体高度
150第二锥形节段密封件
152第二长度
154第二宽度
160第二节段密封件槽口
162第二槽口长度
164第二槽口宽度
170第二锥形部分
172第二锥体角
180密封销
182外表面
184直径
186深度
190间隙
200泄漏路径
210燃气涡轮构件
212锥形节段密封件组件
220竖向锥形节段密封件
230竖向节段密封件槽口
240第一锥形部分
242第一锥体角
244第一锥体高度
260水平节段密封件槽口
270第二锥形部分
272第二锥体角
274第二锥体高度
280密封销。
具体实施方式
现在参照附图，其中相同标号在若干视图中表示相同元件，图1显示可在本文使用的燃气涡轮发动机10的示意图。燃气涡轮发动机10可包括压缩机15。压缩机15压缩进入空气流20。压缩机15将压缩空气流20输送到燃烧器25。燃烧器25混合压缩空气流20与加压燃料流30，并且点燃混合物，以产生燃烧气体流35。虽然仅显示了单个燃烧器25，但燃气涡轮发动机10可包括任何数量的燃烧器25。燃烧气体流35又输送到涡轮40。燃烧气体流35驱动涡轮40，以便产生机械功。在涡轮40中产生的机械功通过轴45驱动压缩机15和外部负载50，诸如发电机等。可使用其它构造的燃气涡轮发动机10，而且燃气涡轮发动机10可包括其它构件。
燃气涡轮发动机10可使用天然气、各种类型的合成气体和/或其它类型的燃料。燃气涡轮发动机10可为纽约州的斯克内克塔迪的通用电气公司提供的多个不同的燃气涡轮发动机中的任何一个，包括(但不限于)诸如7或9系列重型燃气涡轮发动机等的那些。燃气涡轮发动机10可具有不同的构造，而且可使用其它类型构件。还可在本文使用其它类型的燃气涡轮发动机。还可在本文共同使用多个燃气涡轮发动机、其它类型的涡轮和其它类型的功率产生装备。
图2显示涡轮40的一部分。大体上描述，涡轮40可包括第一级65的第一级喷嘴55和第一级轮叶60。还显示了第二级75的第二级喷嘴70。可在本文使用任何数量的级。喷嘴55、70可定位在隔板80上。任何数量的喷嘴70和隔板80可围绕轴线85沿周向定位。密封件90可定位在各对相邻隔板80之间。可在隔板80或其它涡轮构件之间使用密封件90，以便防止来自压缩机15或别处的冷却空气流20通过其泄漏。如上面描述的那样，密封件90可具有不同的构造。还可使用其它类型的密封机构。可在本文使用其它构件和其它构造。
现在参照图3-5，锥形节段密封件组件100如本文描述的那样定位在燃气涡轮构件处，在图3中的透视图和图4中的正视图中描绘锥形节段密封件组件100。锥形节段密封件组件100可定位在燃气涡轮构件处的任何适当的位置处，诸如在图2中定位在相邻隔板80之间的密封件90的位置。锥形密封件组件100可构造成阻挡、阻碍或封闭传送通过其中的泄漏流的泄漏路径200。锥形节段密封件组件包括第一锥形节段密封件120、第二锥形节段密封件150和密封销180。第一锥形节段密封件120可定位在第一节段密封件槽口130中，并且第二锥形节段密封件150可定位在第二节段密封件槽口160中。第一节段密封件槽口130可基本垂直于或垂直于第二节段密封件槽口160，但可使用任何角度。第一锥形节段密封件120和第二锥形节段密封件150中的各个可选自一系列密封元件。密封元件系列的示例包括金属密封元件、织物层密封元件、箔层密封元件或其它密封元件系列。第一锥形节段密封件120可选自与第二锥形节段密封件150相同或不同的密封元件组。
第一锥形节段密封件120可完全或部分地定位在第一节段密封件槽口130内。如显示的那样，第一锥形节段密封件120可与第一节段密封件槽口130的一个或多个边缘对齐。类似地，第二锥形节段密封件150可定位在第二节段密封件槽口160内，并且可与第二节段密封件槽口160的一个或多个边缘对齐。在一些实施例中，第一锥形节段密封件120和第二锥形节段密封件150可在相应的第一节段密封件槽口130和第二节段密封件槽口160中凹陷，以对冷却流或其它气体提供密封，以防通过泄漏路径200泄漏和/或在构件之间经过。
在图4中，第一锥形节段密封件120可具有第一长度122和第一宽度124。第一节段密封件槽口130可具有第一槽口长度132和第一槽口宽度134。在示出的实施例中，第一锥形节段密封件120的第一长度122和第一宽度124可分别小于第一槽口长度132和第一槽口宽度134。类似地，第二锥形节段密封件150可具有第二长度152和第二宽度154。第二节段密封件槽口160可具有第二槽口长度162和第二槽口宽度164。第二槽口长度162可大于第二长度152，并且第二槽口宽度164可大于第二长度154。在其它实施例中，第一长度122和/或第一宽度124可分别等于第一槽口长度132和/或第一槽口宽度134。第二长度152可等于第二槽口长度162，并且/或者第二宽度154可等于第二槽口宽度164。在其它实施例中，第一锥形节段密封件120和/或第二锥形节段密封件150可在构造或大小上设置成例如以摩擦配合分别配合在第一节段密封件130和第二节段密封件160内。
第一节段密封件120可包括第一锥形部分140，其中第一节段密封件120具有锥形构造。锥形构造可由朝节段密封件的端部逐渐变薄或收窄的锥形节段密封件指示。例如，在图3和4中，第一节段密封件120可包括第一锥形部分140，其中，第一节段密封件120的表面，诸如面向内部气体路径的表面，可朝第一节段密封件120的端部逐渐收窄。第一锥形节段密封件120可在第一锥形部分140处成锥形，因为总厚度朝向第一锥形部分140的在密封销180附近的端部逐渐减小。第一锥形部分140的锥形可由第一锥体角142指示，它代表朝向第一锥形节段密封件120的第一锥形部分140的端部的锥体角。在图5中，详细示出了第一锥形节段密封件120。第一锥形部分140可具有第一锥体长度144和第一锥体高度146。在一些实施例中，第一锥形部分140可从上表面128延伸到下表面126，使得第一锥形部分140不具有锥体高度。可基于例如密封销180的直径来确定第一锥体角142。第二锥形节段密封件150可具有类似的构造。
再次参照图3和4，第二锥形节段密封件150可包括第二锥形部分170。第二锥形部分170可呈锥形构造，使得第二锥形节段密封件150的总厚度朝第二锥形节段密封件150的端部逐渐变薄或收窄。第二锥形部分170的锥形可由第二锥体角172指示。第二锥体角172可等于或不同于第一锥形节段密封件120的第一锥体角142。第一锥形节段密封件120的第一锥形部分140可定位成邻近或垂直于第二锥形节段密封件150的第二锥形部分170。在一些实施例中，第一锥形部分140和第二锥形部分170可彼此接触。在相应的锥形部分140、170之间可形成间隙190，密封销可固定或以别的方式定位在此处。第一锥形部分140和第二锥形部分170可定位成阻挡泄漏路径200，这可为气体流200可试图从燃气涡轮构件中泄漏的位置。第二锥形节段密封件150在一些实施例中可与第一锥形节段密封件120相同，或者是它的镜像。第二锥形节段密封件150可具有不同的构造。
参照图3-4和6，密封销180可定位成封闭第一锥形节段密封件120和第二锥形节段密封件150之间的间隙190，从而减少泄漏。密封销180可通过轴杆(axle)110固持就位，轴杆110定位在密封销180的在槽口凹槽中滑动的相反的端部中，或者通过另一种方法定位。例如，如图6中显示的那样，密封销180可通过销钉112得到固持，销钉112定位在密封销180的相反的端部中或者在一些实施例中延伸通过或部分地通过密封销180。第一锥形部分140和第二锥形部分170可允许密封销180加载在第一锥形部分140和第二锥形部分170上，并且可对第一锥形节段密封件120和第二锥形节段密封件150提供充分的自由，以独立地加载。密封销180可具有圆柱形或基本圆柱形构造，或长方形、块状，或者其它构造，而且可构造成定位成阻挡第一锥形节段密封件120的第一锥形部分140和第二锥形节段密封件150的第二锥形部分170之间中的泄漏路径200。密封销180可接触第一锥形部分140和第二锥形部分170两者。如图6中显示的那样，密封销180可具有直径184或高度，使得密封销180的外表面182楔靠在第一锥形部分140和第二锥形部分170上。密封销180可具有基本等于，或等于第一锥形节段密封件120或第二锥形节段密封件150的深度的长度或深度186。密封销180可构造成固定在形成于第一锥形部分140和第二锥形部分170之间的间隙190内。在一些实施例中，密封销180可定位成使得第一锥形部分140和/或第二锥形部分170紧邻密封销180，而非接触密封销180。
可用任何数量的方法来固持密封销180，诸如用密封销180的在槽口凹槽中滑动的端部中的轴杆，或者遵从密封元件140、150的侧部的较大直径的凸缘。密封销180可由适当的材料形成，诸如耐高温材料，它大体上最大程度地减小外来物对燃气涡轮构件或燃气涡轮的损害。在一个示例中，可使用陶瓷金属复合物来形成密封销180。
由于在燃气涡轮构件起作用时，锥形节段密封件组件100在压差下加载，所以第一节段密封件120和第二节段密封件150中的各个可在相应的第一节段密封件槽口130和第二节段密封件槽口160中独立地加载。密封销180在压差下加载还可使得能够加载相反的节段密封件端部间隙。密封销180可在第一锥形节段密封件120和第二锥形节段密封件150的第一锥形部分140和第二锥形部分170的锥形面上独立地加载。因此，锥形节段密封件组件112可形成完整的密封件。
现在参照图7，示出锥形节段密封件组件212的另一个实施例。燃气涡轮构件210可包括第一竖向节段密封件槽口230和第二水平节段密封件槽口260。第一竖向锥形节段密封件220可按摩擦配合定位在竖向节段密封件槽口230中，并且第二水平锥形节段密封件250可按摩擦配合定位在水平节段密封件槽口260中。在图7的实施例中，竖向锥形节段密封件220可具有第一锥形部分240，它具有第一锥体角242和第一锥体高度244。水平锥形节段密封件250可具有第二锥形部分270，它具有第二锥体角272和第二锥体高度274不同的第一锥体角242。第一锥形部分240可不接触第二锥形部分270。第一锥体高度244可与第二锥体高度274相同或不同。锥形节段密封件组件212可包括密封销280，它构造成封闭竖向锥形节段密封件220和水平锥形节段密封件260之间的泄漏路径。密封销280可定位成封闭竖向锥形节段密封件220和水平锥形节段密封件260之间的间隙，从而减少泄漏。密封销280可构造成配合在竖向锥形节段密封件220和水平锥形节段密封件250的第一锥形部分240和第二锥形部分270之间。
因而本文描述的锥形节段密封件提供改进的系统和方法，用于改进燃气涡轮构件密封。如上面描述的那样，由于锥形节段密封件在压差下加载，所以各个锥形节段密封件可在相应的密封件槽口中独立地加载，而且密封销可在节段密封件的锥形部分中独立地加载，从而产生更完整的密封件。
应当显而易见的是，前述仅涉及本申请和产生的专利的某些实施例。本领域普通技术人员可进行许多改变和修改，而不偏离由所附权利要求及其等效物限定的本发明的精神和范围。

Claims (19)

1.一种燃气涡轮节段密封件组件，包括：
第一锥形节段密封件，其包括第一锥形部分；
第二锥形节段密封件，其包括第二锥形部分；以及
定位在所述第一锥形节段密封件和第二节段密封件之间的密封销，其中所述密封销定位成使得所述密封销封闭所述第一锥形节段密封件和第二锥形节段密封件之间的泄漏路径。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于：
所述第一锥形部分包括具有第一锥体角的第一锥形表面；
所述第二锥形部分包括具有第二锥体角的第二锥形表面；以及
所述密封销定位在所述第一锥形表面和第二锥形表面附近。
3.根据权利要求2所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥体角不同于所述第二锥体角。
4.根据权利要求2所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销与所述第一锥形表面和第二锥形表面接触。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件定位成基本垂直于所述第二锥形节段密封件。
6.根据权利要求1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销为圆柱形。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销由轴杆固持，所述轴杆定位在所述密封销的在槽口凹槽中滑动的相反的端部中。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销包括陶瓷金属复合物。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件在独立于所述第二锥形节段密封件的压差下加载。
10.根据权利要求1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件在独立于所述密封销的压差下加载。
11.根据权利要求1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件的相反的密封端由所述密封销加载。
12.根据权利要求1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第二锥形节段密封件在独立于所述密封销的压差下加载。
13.根据权利要求1所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件、所述第二锥形节段密封件和所述密封销中的各个在彼此独立的压差下加载。
14.一种减少燃气涡轮构件中的泄漏流的方法，所述方法包括：
将第一锥形节段密封件定位在第一节段槽口中；
将第二锥形节段密封件定位在第二节段槽口中；
将密封销定位在所述第一锥形节段密封件和第二节段密封件之间；以及
用独立于所述第一锥形节段密封件和所述第二锥形节段密封件的压差加载所述密封销，使得所述第一锥形节段密封件和第二锥形节段密封件之间的泄漏路径封闭。
15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于：
所述第一锥形部分包括具有第一锥体角的第一锥形表面；
所述第二锥形部分包括具有第二锥体角的第二锥形表面；以及
所述密封销定位成与所述第一锥形表面和所述第二锥形表面接触。
16.一种燃气涡轮节段密封件组件，包括：
第一锥形节段密封件，其包括第一锥形部分，所述第一锥形部分具有第一锥形表面，所述第一锥形表面具有第一锥体角；
第二锥形节段密封件，其包括第二锥形部分，所述第二锥形部分具有第二锥形表面，所述第二锥形表面具有第二锥体角；以及
密封销，其定位在所述第一锥形节段密封件和所述第二锥形节段密封件之间，并且在所述第一锥形表面和所述第二锥形表面附近，所述密封销定位成使得所述密封销封闭所述第一锥形节段密封件和第二锥形节段密封件之间的泄漏路径。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥体角等于所述第二锥体角。
18.根据权利要求17所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述密封销与所述第一锥形表面和所述第二锥形表面接触。
19.根据权利要求16所述的燃气涡轮节段密封件组件，其特征在于，所述第一锥形节段密封件定位成基本垂直于所述第二锥形节段密封件。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9759079B2 (en) 2015-05-28 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Split line flow path seals
US10746037B2 (en) 2016-11-30 2020-08-18 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with tandem seals
US10138747B2 (en) 2017-01-28 2018-11-27 General Electric Company Seal assembly to seal end gap leaks in gas turbines
US10480337B2 (en) 2017-04-18 2019-11-19 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud assembly with multi-piece seals
US10718226B2 (en) 2017-11-21 2020-07-21 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite component assembly and seal
US11384653B2 (en) 2019-03-06 2022-07-12 Parker-Hannifin Corporation Next gen riffle seal
US20210033028A1 (en) 2019-08-02 2021-02-04 Solar Turbines Incorporated Seal assembly

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2060745A2 (en) * 2007-11-13 2009-05-20 United Technologies Corporation Gas turbine sealing segment
CN102606225A (zh) * 2011-01-24 2012-07-25 通用电气公司 用于防止流体流动的组件
CN102900473A (zh) * 2011-07-25 2013-01-30 通用电气公司 用于涡轮机械分段的密封件

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3728041A (en) * 1971-10-04 1973-04-17 Gen Electric Fluidic seal for segmented nozzle diaphragm
CH633350A5 (de) * 1978-10-26 1982-11-30 Sulzer Ag Anordnung zur abdichtung der stossstelle zwischen zwei statorteileneiner turbomaschine, insbesondere einer gasturbine.
CA2031085A1 (en) * 1990-01-16 1991-07-17 Michael P. Hagle Arrangement for sealing gaps between adjacent circumferential segments of turbine nozzles and shrouds
US5154577A (en) * 1991-01-17 1992-10-13 General Electric Company Flexible three-piece seal assembly
US6893214B2 (en) 2002-12-20 2005-05-17 General Electric Company Shroud segment and assembly with surface recessed seal bridging adjacent members
GB2412702B (en) 2004-03-31 2006-05-03 Rolls Royce Plc Seal assembly
FR2869070B1 (fr) 2004-04-15 2008-10-17 Snecma Moteurs Sa Anneau de turbine
US8157511B2 (en) * 2008-09-30 2012-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud gas path duct interface
EP2213841B1 (en) * 2009-01-28 2011-12-14 Alstom Technology Ltd Strip seal and method for designing a strip seal
US8075255B2 (en) * 2009-03-31 2011-12-13 General Electric Company Reducing inter-seal gap in gas turbine
US8753073B2 (en) * 2010-06-23 2014-06-17 General Electric Company Turbine shroud sealing apparatus
US8998573B2 (en) * 2010-10-29 2015-04-07 General Electric Company Resilient mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
US9534500B2 (en) * 2011-04-27 2017-01-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Seal arrangement for segmented gas turbine engine components
US20140154062A1 (en) 2012-11-30 2014-06-05 General Electric Company System and method for sealing a gas path in a turbine
WO2014160641A1 (en) * 2013-03-25 2014-10-02 United Technologies Corporation Rotor blade with l-shaped feather seal
US20140348642A1 (en) 2013-05-02 2014-11-27 General Electric Company Conjoined gas turbine interface seal
US9759081B2 (en) * 2013-10-08 2017-09-12 General Electric Company Method and system to facilitate sealing in gas turbines
US9518475B2 (en) * 2013-10-28 2016-12-13 General Electric Company Re-use of internal cooling by medium in turbine hot gas path components
US9759079B2 (en) * 2015-05-28 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Split line flow path seals
US10247024B2 (en) * 2015-12-08 2019-04-02 General Electric Company Seal assembly for a turbomachine
GB201603555D0 (en) * 2016-03-01 2016-04-13 Rolls Royce Plc An intercomponent seal for a gas turbine engine
GB201603556D0 (en) * 2016-03-01 2016-04-13 Rolls Royce Plc An intercomponent seal for a gas turbine engine
GB201603554D0 (en) * 2016-03-01 2016-04-13 Rolls Royce Plc An intercomponent seal for a gas turbine engine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2060745A2 (en) * 2007-11-13 2009-05-20 United Technologies Corporation Gas turbine sealing segment
CN102606225A (zh) * 2011-01-24 2012-07-25 通用电气公司 用于防止流体流动的组件
CN102900473A (zh) * 2011-07-25 2013-01-30 通用电气公司 用于涡轮机械分段的密封件

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