CN106150568A - 用于对燃气涡轮护罩组件的部分进行热防护的系统 - Google Patents

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Abstract

一方面，本主题针对一种用于对燃气涡轮护罩组件的部分进行热防护的系统。该系统包括具有前壁的护罩支撑件，前壁包括与背面沿轴向间隔开的前面以及在前面和背面之间沿轴向延伸的径向内表面。护罩安装至护罩支撑件。护罩包括朝护罩支撑件的前壁延伸的前缘部分以及朝护罩支撑件的后壁延伸的后缘部分。径向空隙限定在前缘部分的顶表面和前壁的径向内表面之间。热防护沿着前壁的底部部分设置，并定向成面向燃烧气流。

Description

用于对燃气涡轮护罩组件的部分进行热防护的系统
与联邦基金研究或开发相关的申明
本发明是在美国陆军授予的合同No．W911W6-11-2-0009下利用政府支持完成的。美国政府具有本发明中的某些权益。
技术领域
本主题大体上涉及一种用于燃气涡轮发动机的涡轮护罩。更具体地说，本主题涉及一种用于对涡轮护罩组件的部分进行热防护的系统。
背景技术
燃气涡轮发动机按照串流顺序通常包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作过程中，空气进入压缩机区段的入口，在此处一个或多个轴流式压缩机逐渐地压缩空气，直至其到达燃烧区段。燃料与压缩空气混合并在燃烧区段中燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段传送通过限定在涡轮区段内的热气通路，然后经由排气区段从涡轮区段排出。
在具体的配置中，涡轮区段按照串流顺序包括高压(HP)涡轮和低压(LP)涡轮。HP涡轮和LP涡轮均包括各种可旋转的涡轮构件，例如涡轮转子盘和涡轮转子叶片，以及各种固定的涡轮构件，例如定子导叶或喷嘴、涡轮护罩、护罩支撑件和发动机框架。可旋转的和固定的涡轮构件至少部分地限定穿过涡轮区段的热气通路。当燃烧气体流过热气通路时，热能从燃烧气体传递给可旋转的涡轮构件和固定的涡轮构件。结果，通常需要冷却各种可旋转的和固定的涡轮构件以满足热和/机械性能要求。
传统地，冷却介质(例如压缩空气)从压缩机区段传送通过限定在各种可旋转的和固定的涡轮构件中或其周围的各种冷却通路或回路，从而提供对那些构件的冷却。然而，由于陶瓷基质复合材料的有利的热特性，在HPT中使用360度陶瓷基质复合护罩容许经由压缩空气的较少的后部护罩冷却。结果，减少正常传送到护罩组件中或其周围的压缩空气的量，因而提高整体发动机性能和/或效率。
减少流向护罩组件的冷却流可导致固定硬件(例如护罩组件的护罩支撑硬件，其潜在地暴露于流过热气通路的燃烧气体下或在其视线中)上较高的温度。护罩支撑硬件上增加的热应力通常发生在当护罩支撑硬件由金属或其它材料形成时，这些材料相比用于护罩的陶瓷基质复合材料具有较不利于暴露至燃烧气体的热特性。因此，配置为对护罩支撑件和/或其它相邻的固定硬件进行热防护以减少热应力的涡轮护罩组件在技术上将受欢迎。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从该描述中清楚，或者可通过实践本发明学习到。
一方面，本主题针对一种用于对燃气涡轮的护罩组件的部分进行热防护的系统。该系统包括护罩支撑件，其具有与后壁沿轴向间隔开的前壁。前壁具有与背面沿轴向间隔开的前面以及在前面和背面之间沿轴向延伸的径向内表面。护罩安装至护罩支撑件。护罩具有朝护罩支撑件的前壁延伸的前缘部分以及朝护罩支撑件的后壁延伸的后缘部分。径向空隙限定在前缘部分的顶表面和前壁的径向内表面之间。热防护沿着前壁的底部部分设置，并定向成面向燃烧气流。
另一方面，本主题针对一种用于对燃气涡轮的护罩组件的部分进行热防护的系统。该系统包括护罩支撑件，其具有与后壁沿轴向间隔开的前壁。前壁具有与背面沿轴向间隔开的前面以及在前面和背面之间沿轴向延伸的径向内表面。护罩安装至护罩支撑件，并包括朝护罩支撑件的前壁延伸的前缘部分和朝护罩支撑件的后壁延伸的后缘部分。径向空隙限定在前缘部分的顶表面和前壁的径向内表面之间。前缘部分从前壁的前面沿轴向向前终止，使得前缘部分对前壁进行热防护。
另一方面，本主题针对一种燃气涡轮。该燃气涡轮包括压缩机、设置在压缩机下游的燃烧器和设置在燃烧器下游的涡轮。涡轮包括沿周向围绕一排涡轮转子叶片延伸的涡轮护罩组件。涡轮还包括一种用于对涡轮护罩组件的部分进行热防护的系统。该系统包括护罩密封支撑件，其具有与后壁沿轴向间隔开的前壁。前壁包括与背面沿轴向间隔开的前面以及在前面和背面之间沿轴向延伸的径向内表面。护罩密封件安装至护罩密封支撑件。护罩密封件包括朝护罩密封支撑件的前壁延伸的前缘部分以及朝护罩密封支撑件的后壁延伸的后缘部分。径向空隙限定在前缘部分的顶表面和前壁的径向内表面之间。前缘部分从前壁的前面沿轴向向前终止，从而对前壁进行热防护以免受涡轮中的燃烧气体的影响。
技术方案1．一种用于对燃气涡轮护罩组件的部分进行热防护的系统，包括：
护罩密封支撑件，其具有与后壁沿轴向间隔开的前壁，所述前壁具有与背面沿轴向间隔开的前面以及在所述前面和所述背面之间沿轴向延伸的径向内表面；
安装至所述护罩密封支撑件的护罩密封件，所述护罩密封件具有朝所述护罩密封支撑件的前壁延伸的前缘部分和朝所述护罩密封支撑件的后壁延伸的后缘部分，其中径向空隙限定在所述前缘部分的顶表面和所述前壁的径向内表面之间；和
沿着所述前壁的底部部分设置的热防护，其中所述热防护定向成面向燃烧气流。
技术方案2．根据技术方案1所述的系统，其中，所述热防护连接至所述前壁的前面和所述护罩密封件的顶表面。
技术方案3．根据技术方案1所述的系统，其中，所述热防护从所述前壁的底部部分朝所述护罩密封件的前缘部分延伸。
技术方案4．根据技术方案1所述的系统，其中，所述热防护至少部分地密封所述径向空隙。
技术方案5．根据技术方案1所述的系统，其中，所述热防护从所述前壁的前面朝所述护罩密封件的密封表面延伸。
技术方案6．根据技术方案1所述的系统，其中，所述护罩密封件由陶瓷基质复合材料形成，并且所述护罩密封支撑件由非陶瓷基质复合材料形成。
技术方案7．根据技术方案1所述的系统，其中，所述热防护由陶瓷基质复合材料形成。
技术方案8．根据技术方案1所述的系统，其中，所述护罩密封件由陶瓷基质复合材料形成为连续的环。
技术方案9．根据技术方案1所述的系统，其中，所述护罩密封件的前缘部分沿轴向终止于所述前壁的前面和背面之间。
技术方案10．一种用于对燃气涡轮护罩组件的部分进行热防护的系统，包括：
护罩密封支撑件，其具有与后壁沿轴向间隔开的前壁，所述前壁具有与背面沿轴向间隔开的前面以及在所述前面和所述背面之间沿轴向延伸的径向内表面；和
安装至所述护罩密封支撑件的护罩密封件，所述护罩密封件具有朝所述护罩密封支撑件的前壁延伸的前缘部分和朝所述护罩密封支撑件的后壁延伸的后缘部分，其中径向空隙限定在所述前缘部分的顶表面和所述前壁的径向内表面之间；
其中所述前缘部分从所述前壁的前面沿轴向向前终止，其中所述前缘部分对所述前壁进行热防护。
技术方案11．根据技术方案10所述的系统，其中，所述护罩密封件由陶瓷基质复合材料形成，并且所述护罩密封支撑件由非陶瓷基质复合材料形成。
技术方案12．根据技术方案10所述的系统，其中，所述护罩密封件由陶瓷基质复合物形成为连续的环。
技术方案13．根据技术方案10所述的系统，其中，所述系统还包括沿着所述前壁的底部部分设置的热防护，其中所述热防护定向成面向燃烧气流。
技术方案14．根据技术方案13所述的系统，其中，所述热防护连接至所述前壁的前面和所述护罩密封件的顶表面。
技术方案15．根据技术方案13所述的系统，其中，所述热防护从所述前壁的底部部分朝所述护罩密封件的前缘部分延伸。
技术方案16．根据技术方案13所述的系统，其中，所述热防护至少部分地密封所述径向空隙。
技术方案17．根据技术方案13所述的系统，其中，所述热防护从所述前壁的前面朝所述护罩密封件的密封表面延伸。
技术方案18．根据技术方案13所述的系统，其中，所述热防护由陶瓷基质复合材料形成。
技术方案19．一种燃气涡轮，包括：
压缩机；
设置在所述压缩机下游的燃烧器；和
设置在所述燃烧器下游的涡轮，其中所述涡轮包括涡轮护罩组件，其沿周向围绕一排涡轮转子叶片延伸，涡轮还包括用于对所述涡轮护罩组件的部分进行热防护的系统，所述系统包括：
护罩密封支撑件，其具有与后壁沿轴向间隔开的前壁，所述前壁具有与背面沿轴向间隔开的前面以及在所述前面和所述背面之间沿轴向延伸的径向内表面；以及
安装至所述护罩密封支撑件的护罩密封件，所述护罩密封件具有朝所述护罩密封支撑件的前壁延伸的前缘部分和朝所述护罩密封支撑件的后壁延伸的后缘部分，其中径向空隙限定在所述前缘部分的顶表面和所述前壁的径向内表面之间；
其中所述前缘部分从所述前壁的前面沿轴向向前终止，其中所述前缘部分对所述前壁进行热防护。
技术方案20．根据技术方案19所述的燃气涡轮，其中，所述燃气涡轮还包括沿着所述前壁的底部部分设置的热防护，其中所述热防护定向成面向所述涡轮内的燃烧气流。
参照以下描述和所附权利要求，本发明的这些以及其它的特征、方面和优点将变得更好理解。附图包含在本说明书中并构成本说明书的一部分，其示出了本发明的实施例，并且与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
本发明的针对本领域中的普通技术人员的完整且充分的公开在参照附图的说明书中进行阐述，包括其最佳模式，在附图中：
图1是示例性高旁路涡轮风扇喷气式发动机的示意性截面图，其可包含本发明的各种实施例；
图2是如图1中所示的燃气涡轮发动机的高压涡轮部分的放大截面侧视图，其可包含本发明的各种实施例；
图3是根据本发明的各种实施例的如图2中所示的高压涡轮的一部分的放大侧视图；和
图4是根据本发明的各种实施例的如图2中所示的高压涡轮的一部分的放大侧视图。
零件清单
10涡轮风扇喷气发动机
12纵向或轴向中心线
14风扇区段
16核心/燃气涡轮发动机
18外壳
20入口
22低压压缩机
24高压压缩机
26燃烧区段
28高压涡轮
30低压涡轮
32喷气排气区段
34高压轴/卷轴
36低压轴/卷轴
38风扇卷轴/轴
40风扇叶片
42风扇外壳或机舱
44出口导向导叶
46下游区段
48旁路气流通路
50第一级
52排
54定子导叶
56排
58涡轮转子叶片
60第二级
62排
64定子导叶
66排
68涡轮转子叶片
70热气通路
72护罩密封组件
74护罩密封件
76叶梢
78密封面
80护罩密封支撑件/扣环
82骨架
84 HP涡轮外壳
86上游凸缘
88下游凸缘
90涡轮护罩支撑环
92前壁/保持部件
94后壁/保持部件
96前面
98背面
100径向内表面
102前缘部分
104后缘部分
106径向空隙
108顶表面
110热防护
112底部部分
114背面–护罩密封件
116外带部分–定子导叶
118轴向空隙
120后部–外带部分
122滞留空间/容积
124热防护
126前表面。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的出现的实施例，附图中显示了其一个或多个示例。详细描述使用数字标号和字母标号来表示附图中的特征。相似或类似的标号在附图和详细描述中使用以表示本发明的相似或类似的部分。如这里使用的用语“第一”、“第二”和“第三”可互换地使用以将一个构件与另一构件区别开来，且并不意图表示独立构件的位置或重要性。用语“上游”和“下游”指相对于流体路径中的流体流的相对流动方向。例如，“上游”指流体从其流出的流动方向，并且“下游”指流体流到其的流动方向。
现在参照附图，其中相同的数字指示贯穿附图的相同元件，图1是示例性高旁路涡轮风扇类型的燃气涡轮发动机10的示意性截面图，这里被称为“涡轮风扇10”，其可包含本发明的各种实施例。如图1中所示，出于参考目的，涡轮风扇10具有贯穿延伸的纵向或轴向的中心线轴线12。通常，涡轮风扇10可包括设置在风扇区段16的下游的核心涡轮或燃气涡轮发动机14。
燃气涡轮发动机14通常可包括大体管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18可由多个壳体形成。外壳18按照串流关系包封了压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段以及喷气排气喷嘴区段32，压缩机区段具有增压器或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24，涡轮区段包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30。高压(HP)轴或卷轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)轴或卷轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。(LP)卷轴36还可连接到风扇区段16的风扇卷轴或轴38。在特定实施例中，如图1中所示，(LP)卷轴36可直接连接到风扇卷轴38，例如在直接驱动配置中。在备选配置中，(LP)卷轴36可经由减速装置39连接到风扇卷轴38，例如在间接驱动或齿轮传动配置中。
如图1中所示，风扇区段16包括多个风扇叶片40，其联接到风扇卷轴38并沿径向向外延伸。环形风扇外壳或机舱42沿周向包围风扇区段16和/或燃气涡轮发动机14的至少一部分。本领域中的普通技术人员应该理解，机舱42可配置为由多个周向间隔开的出口导向导叶44相对于燃气涡轮发动机14支撑。此外，机舱42的下游区段46可在燃气涡轮发动机14的外部延伸，从而限定其之间的旁路气流通路48。
图2提供了如图1中所示的燃气涡轮发动机14的HP涡轮28部分的放大截面图，其可包含本发明的各种实施例。如图2中所示，HP涡轮28按照串流关系包括第一级50，其包括与一排56涡轮转子叶片58(只显示了一个)沿轴向间隔开的一排52定子导叶54(只显示了一个)。HP涡轮28还包括第二级60，其包括与一排66涡轮转子叶片68(只显示了一个)沿轴向间隔开的一排62定子导叶64(只显示了一个)。
涡轮转子叶片58、68从HP卷轴34沿径向向外延伸并联接到HP卷轴34(图1)。如图2中所示，定子导叶54、64和涡轮转子叶片58、68至少部分地限定了热气通路70以用于将燃烧气体从燃烧区段26(图1)传送通过HP涡轮28。如图1中所示，成排52、62的定子导叶54、64环状地设置在HP卷轴34周围，并且成排56、66的涡轮转子叶片58、68围绕HP卷轴34沿周向间隔开。
在各种实施例中，如图2中所示，HP涡轮28包括涡轮护罩或护罩密封组件72，其相对于中心线12形成围绕第一级50的一排56涡轮转子叶片58的环形环。虽然护罩密封组件72将被描述和显示为包围第一级50的涡轮转子叶片58，但是这里提供的护罩密封组件72可配置为包围HP涡轮28或LP涡轮30的任一排涡轮转子叶片，并且这里提供的本发明并不限于第一级50HP涡轮28，除非权利要求中明确陈述。
护罩密封组件72包括护罩密封件74。护罩密封件74与各个涡轮转子叶片58的叶梢76沿径向间隔开。间隙空隙限定在叶梢76和护罩密封件74的密封表面或密封面78之间。通常需要最大限度地减小叶梢76和护罩密封件74之间的间隙空隙，尤其在涡轮风扇10的巡航操作期间，以减少通过间隙来自热气通路70的泄漏。在特定实施例中，护罩密封件74形成为连续的、整体的或无缝的环，其由陶瓷材料制成，更具体地说陶瓷基质复合(CMC)材料。
在各种实施例中，护罩密封组件72还包括护罩密封支撑件或扣环80。在特定实施例中，护罩密封支撑件80连接至静态结构，例如燃气涡轮发动机14的骨架82。骨架82是发动机框架，其对于从骨架82沿径向向内定位的各种静态构件提供结构支撑。骨架82还将外壳18联接在燃气涡轮发动机14周围。骨架82有利于控制限定在外壳18和从骨架82沿径向向内定位的构件之间的发动机间隙闭合。骨架82通常设计为刚性的或刚硬的。在各种实施例中，如图2中所示，HP涡轮外壳84用螺栓联接到燃烧区段26(图1)的燃烧器外壳(未显示)，其具有大体圆形的且平行的上游凸缘86和下游凸缘88。可提供涡轮护罩支撑环90以安装护罩密封支撑件80。
在涡轮风扇10的操作期间，如图1中所示，空气200进入涡轮风扇10的入口部分202。空气200的第一部分如箭头204所示被引导到旁路流道48中，并且空气200的第二部分如箭头206所示进入LP压缩机22的入口20。空气的第二部分206在其从LP压缩机22传送到HP压缩机24中时被逐渐压缩。空气的第二部分206在其传送通过HP压缩机24时被进一步压缩，因而如箭头208所示将压缩空气提供给燃烧区段26，在此处其与燃料混合并燃烧，以便如箭头210所示提供燃烧气体。
燃烧气体210传送通过HP涡轮28，其中来自燃烧气体210的一部分热能和/或动能分别经由第一级和第二级50、60的定子导叶54、64和涡轮转子叶片58、68提取，因而引起HP轴或卷轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体210然后传送通过LP涡轮30，其中第二部分热能和动能经由联接到LP轴或卷轴36的连续级的LP涡轮定子导叶212和LP涡轮转子叶片214从燃烧气体210提取，因而引起LP轴或卷轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇卷轴或轴38的旋转。燃烧气体210然后传送通过燃气涡轮发动机14的喷气排气喷嘴区段32。
流过HP涡轮区段28和LP涡轮区段30(尤其是穿过HP涡轮28)的燃烧气体210的温度可能极高。例如，流过由HP涡轮28限定/限定在HP涡轮28内的一部分热气通路70的燃烧气体114可能超过2000华氏度。结果，经由从压缩机22、24传送的冷却空气来冷却HP涡轮28和/或LP涡轮30的各种涡轮硬件构件(例如但不局限于护罩密封组件72)是必要的和/或有利的，以满足热和/或机械性能要求。
使用陶瓷尤其是陶瓷基质复合材料来形成护罩密封件74减少了冷却护罩密封件74通常所需要的冷却空气的量。虽然冷却护罩密封件74的冷却流的减少可提高整体发动机效率，但是冷却空气流的减少可能在护罩密封组件72的部分(例如护罩密封支撑件80或周围的固定硬件)上具有负面影响，它们由其它材料形成，例如金属合金，其对于在这种高温下的使用具有较不利的热特性。这对于例如护罩密封支撑件80等硬件可能尤其如此，其可能潜在地暴露于流过HP涡轮28和LP涡轮30的燃烧气体210中或其视线中。
图3提供了根据本发明的各种实施例的包括护罩密封组件72和涡轮转子叶片58的一部分的放大侧视图。如图3中所示，护罩密封支撑件80包括前壁或保持部件92，其与后壁或保持部件94间隔开。在特定实施例中，护罩密封支撑件82的前壁92和/或后壁96由非陶瓷基质复合材料(例如金属合金或金属片)形成。前壁92包括前面96和径向内表面100，前面96与背面98相对于中心线12间隔开，并且径向内表面100在前面96和背面98之间相对于中心线12沿轴向延伸。
护罩密封件74安装或联接至护罩密封支撑件80。护罩密封件74包括朝护罩密封支撑件80的前壁92延伸的前缘部分102以及朝护罩密封支撑件80的后壁94延伸的后缘部分104。在一个实施例中，护罩密封件74的前缘部分104沿轴向终止于前壁92的前面96和背面98之间。径向空隙106限定在前缘部分102的顶表面108和前壁的径向内表面100之间。
在一个实施例中，用于对护罩组件72的一部分进行热防护的系统包括沿着前壁92的底部部分112设置的热防护110。热防护110可由陶瓷基质复合材料或具有合适的热特性的任何材料形成，以用于减少护罩密封支撑件80和/或靠近护罩密封组件72的其它固定硬件上的热应力。热防护110通常定向为面向燃烧气流210或定向到燃烧气流210中。
在一个实施例中，热防护110从前壁92的前面96延伸至护罩密封件74的顶表面108。在一个实施例中，热防护110固定地连接到前壁92的前面96和护罩密封件74的顶表面108中的至少一者。在一个实施例中，热防护110固定地连接至前壁92，但可在热密封件110和护罩密封件74的顶表面108之间的对接处自由移动，因此容许冷却流泄漏或穿过径向空隙。在特定实施例中，热防护110至少部分地密封径向空隙106，因而防止或限制燃烧气体210泄漏到护罩密封件74的背面114上。
在一个实施例中，如虚线中所示，热防护110从前壁92的底部部分112朝护罩密封件74的前缘部分102延伸。在一个实施例中，热防护110从前壁92的前面96向护罩密封件的密封表面78延伸。在特定实施例中，护罩密封件74由陶瓷基质复合物成形为连续的、整体的或无缝的360度环。
图4提供了根据本发明的各种实施例的包括涡轮转子叶片58的一部分、第一排52的定子导叶54的一部分、第二排62的定子导叶64的一部分以及护罩密封组件72的放大侧视图。在一个实施例中，如图4中所示，护罩密封件74的前缘部分102从前壁92的前面96相对于轴向中心线12沿轴向向前终止。如此，前缘部分102至少部分地限定了一种系统，其用于对前壁92和/或设置在前壁92附近的其它固定硬件进行热防护以免暴露于燃烧气体210。前缘部分102可朝固定叶片54的外带116部分延伸，从而最大限度地减小限定在外带部分116的后部120和护罩密封件74的前缘部分102之间的轴向空隙118，以便最大限度地减小或控制燃烧气体210从热气通路70泄漏到从外带116和/或护罩密封件74沿径向向外限定的滞留空间或容积122中。
在一个实施例中，护罩密封件74由陶瓷基质复合材料形成，并且护罩密封支撑件80由非陶瓷基质复合材料形成，例如由金属合金形成的金属片。在一个实施例中，护罩密封件74由陶瓷基质复合材料形成为连续的、整体的或无缝的360度环。
在特定实施例中，热防护124沿着前壁92的前面96的底部部分112设置且定向为面向燃烧气流210和/或朝向滞留容积122。热防护124可由陶瓷基质复合材料或其它材料形成，例如具有合适的热特性的金属合金，以用于减少护罩密封组件72的非陶瓷或非陶瓷基质复合材料上的热应力的预期目的。
在一个实施例中，热防护124连接到前壁92的前面96以及护罩密封件74的顶表面108。在一个实施例中，热防护124从前壁的底部部分112朝护罩密封件74的前缘部分102延伸。在特定实施例中，热防护124至少部分地密封限定在前壁92的径向内表面100和护罩密封件74的顶表面108之间的径向空隙106。在一个实施例中，热防护124从前壁92的前面96沿着护罩密封件74的前表面126且朝护罩密封件74的密封表面78延伸。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意图使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1. 一种用于对燃气涡轮护罩组件的部分进行热防护的系统，包括：
护罩密封支撑件，其具有与后壁沿轴向间隔开的前壁，所述前壁具有与背面沿轴向间隔开的前面以及在所述前面和所述背面之间沿轴向延伸的径向内表面；
安装至所述护罩密封支撑件的护罩密封件，所述护罩密封件具有朝所述护罩密封支撑件的前壁延伸的前缘部分和朝所述护罩密封支撑件的后壁延伸的后缘部分，其中径向空隙限定在所述前缘部分的顶表面和所述前壁的径向内表面之间；和
沿着所述前壁的底部部分设置的热防护，其中所述热防护定向成面向燃烧气流。
2. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述热防护连接至所述前壁的前面和所述护罩密封件的顶表面。
3. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述热防护从所述前壁的底部部分朝所述护罩密封件的前缘部分延伸。
4. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述热防护至少部分地密封所述径向空隙。
5. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述热防护从所述前壁的前面朝所述护罩密封件的密封表面延伸。
6. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述护罩密封件由陶瓷基质复合材料形成，并且所述护罩密封支撑件由非陶瓷基质复合材料形成。
7. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述热防护由陶瓷基质复合材料形成。
8. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述护罩密封件由陶瓷基质复合材料形成为连续的环。
9. 根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述护罩密封件的前缘部分沿轴向终止于所述前壁的前面和背面之间。
10. 一种用于对燃气涡轮护罩组件的部分进行热防护的系统，包括：
护罩密封支撑件，其具有与后壁沿轴向间隔开的前壁，所述前壁具有与背面沿轴向间隔开的前面以及在所述前面和所述背面之间沿轴向延伸的径向内表面；和
安装至所述护罩密封支撑件的护罩密封件，所述护罩密封件具有朝所述护罩密封支撑件的前壁延伸的前缘部分和朝所述护罩密封支撑件的后壁延伸的后缘部分，其中径向空隙限定在所述前缘部分的顶表面和所述前壁的径向内表面之间；
其中所述前缘部分从所述前壁的前面沿轴向向前终止，其中所述前缘部分对所述前壁进行热防护。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109209516A (zh) * 2017-06-30 2019-01-15 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气涡轮的涡轮导叶载体和包括涡轮导叶载体的燃气涡轮
CN111335973A (zh) * 2018-12-19 2020-06-26 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的护罩密封

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10428689B2 (en) * 2017-05-17 2019-10-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Heat shield for a gas turbine engine
EP3450703B1 (en) * 2017-09-01 2020-05-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Turbine casing heat shield in a gas turbine engine
US10858953B2 (en) 2017-09-01 2020-12-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbine casing heat shield in a gas turbine engine
US10968764B2 (en) * 2019-05-31 2021-04-06 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite hanger heat shield
FR3100838B1 (fr) * 2019-09-13 2021-10-01 Safran Aircraft Engines Anneau d’etancheite de turbomachine
US11131215B2 (en) 2019-11-19 2021-09-28 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud cartridge assembly with sealing features
US11092027B2 (en) 2019-11-19 2021-08-17 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud assembly with sheet-metal sealing features

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4573866A (en) * 1983-05-02 1986-03-04 United Technologies Corporation Sealed shroud for rotating body
US20030165381A1 (en) * 2002-03-01 2003-09-04 Alstom (Switzerland) Ltd. Gap seal in a gas turbine
US20050129499A1 (en) * 2003-12-11 2005-06-16 Honeywell International Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
CN101315033A (zh) * 2007-05-30 2008-12-03 通用电气公司 具有倾斜密封件的护罩结构
CN100482928C (zh) * 2004-02-18 2009-04-29 翔鹰宇航有限责任公司 密封装置
EP2075437A2 (en) * 2007-12-27 2009-07-01 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling
WO2014168804A1 (en) * 2013-04-12 2014-10-16 United Technologies Corporation Blade outer air seal with secondary air sealing

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4087199A (en) * 1976-11-22 1978-05-02 General Electric Company Ceramic turbine shroud assembly
US5332358A (en) 1993-03-01 1994-07-26 General Electric Company Uncoupled seal support assembly
US5374161A (en) 1993-12-13 1994-12-20 United Technologies Corporation Blade outer air seal cooling enhanced with inter-segment film slot
DE19915049A1 (de) 1999-04-01 2000-10-05 Abb Alstom Power Ch Ag Hitzeschild für eine Gasturbine
US6758653B2 (en) 2002-09-09 2004-07-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
US7186078B2 (en) * 2003-07-04 2007-03-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
US7044709B2 (en) 2004-01-15 2006-05-16 General Electric Company Methods and apparatus for coupling ceramic matrix composite turbine components
US7217089B2 (en) 2005-01-14 2007-05-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine shroud sealing arrangement
WO2009000801A1 (de) 2007-06-28 2008-12-31 Alstom Technology Ltd Hitzeschildsegment für einen stator einer gasturbine
US8651497B2 (en) 2011-06-17 2014-02-18 United Technologies Corporation Winged W-seal
US9726043B2 (en) 2011-12-15 2017-08-08 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
US20130210299A1 (en) 2012-02-09 2013-08-15 General Electric Company Reinforced coatings and methods of making the same
US20160153306A1 (en) * 2013-07-23 2016-06-02 United Technologies Corporation Radial position control of case support structure with splined connection
CA2915246A1 (en) * 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4573866A (en) * 1983-05-02 1986-03-04 United Technologies Corporation Sealed shroud for rotating body
US20030165381A1 (en) * 2002-03-01 2003-09-04 Alstom (Switzerland) Ltd. Gap seal in a gas turbine
US20050129499A1 (en) * 2003-12-11 2005-06-16 Honeywell International Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
CN100482928C (zh) * 2004-02-18 2009-04-29 翔鹰宇航有限责任公司 密封装置
CN101315033A (zh) * 2007-05-30 2008-12-03 通用电气公司 具有倾斜密封件的护罩结构
EP2075437A2 (en) * 2007-12-27 2009-07-01 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling
WO2014168804A1 (en) * 2013-04-12 2014-10-16 United Technologies Corporation Blade outer air seal with secondary air sealing

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109209516A (zh) * 2017-06-30 2019-01-15 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气涡轮的涡轮导叶载体和包括涡轮导叶载体的燃气涡轮
CN111335973A (zh) * 2018-12-19 2020-06-26 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的护罩密封
CN111335973B (zh) * 2018-12-19 2023-06-02 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的护罩密封

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EP3095958B1 (en) 2019-06-19
CA2922517C (en) 2019-11-12
CN106150568B (zh) 2018-04-06
US20160333788A1 (en) 2016-11-17
JP6263212B2 (ja) 2018-01-17

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