CN106968725B - 用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的方法 - Google Patents

用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN106968725B
CN106968725B CN201710089986.8A CN201710089986A CN106968725B CN 106968725 B CN106968725 B CN 106968725B CN 201710089986 A CN201710089986 A CN 201710089986A CN 106968725 B CN106968725 B CN 106968725B
Authority
CN
China
Prior art keywords
component
turbine
nozzle
turbine component
seal
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.)
Active
Application number
CN201710089986.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106968725A (zh
Inventor
陈祖健
V.H.S.科雷亚
D.汉沃克
R.普罗克托尔
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 CN106968725A publication Critical patent/CN106968725A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106968725B publication Critical patent/CN106968725B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F01D25/145—Thermally insulated casings
    • 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
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/08—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing
    • F16J15/0887—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing the sealing effect being obtained by elastic deformation of the packing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/50—Sealings between relatively-movable members, by means of a sealing without relatively-moving surfaces, e.g. fluid-tight sealings for transmitting motion through a wall
    • F16J15/52—Sealings between relatively-movable members, by means of a sealing without relatively-moving surfaces, e.g. fluid-tight sealings for transmitting motion through a wall by means of sealing bellows or diaphragms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • 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
    • 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
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/502—Thermal properties
    • F05D2300/5021—Expansivity
    • F05D2300/50211—Expansivity similar
    • 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
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00001—Arrangements using bellows, e.g. to adjust volumes or reduce thermal stresses
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00012—Details of sealing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/00017—Assembling combustion chamber liners or subparts
    • 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
    • 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
    • Y10T403/00—Joints and connections
    • Y10T403/21—Utilizing thermal characteristic, e.g., expansion or contraction, etc.
    • Y10T403/217—Members having different coefficients of expansion

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的方法。具体而言，一种涡轮包括第一涡轮构件，该第一涡轮构件为具有第一热膨胀系数的第一材料。第二涡轮构件为具有第二热膨胀系数的第二材料，所述第二涡轮构件邻近所述第一涡轮构件。空间在所述第一涡轮构件与所述第二涡轮构件之间。密封组件密封所述空间，其中，所述密封组件的至少一部分具有大致类似于所述第一涡轮构件或所述第二涡轮构件中的至少一者的热膨胀系数，以从而在所述第一涡轮构件和所述第二涡轮构件的热膨胀或热收缩期间保持所述空间中的密封。

Description

用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的方法
本申请是于2014年01月08日提交的专利申请(中国国家申请号为201410007914.0，发明名称为“用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的装置和方法”)的分案申请。
技术领域
本申请涉及涡轮，并且更具体而言，涉及防止多个涡轮构件之间的涡轮中的空气泄漏。
背景技术
飞行器和飞行器发动机行业始终寻求进行改进以提高燃料效率或降低其技术的燃料消耗率(SFC：Specific Fuel Consumption)。类似于汽车行业，飞行器和飞行器发动机行业中降低SFC的努力中的许多都集中于提高发动机自身的总体效率。在朝该目标努力时，许多注意力也针对降低发动机的总体重量。由于材料设计方面的进步，许多注意力已经集中于以可耐受产生于飞行器涡轮发动机中的热和力的较轻的材料(诸如，陶瓷和复合材料)替换较重的金属部分。尽管以较轻的材料替换发动机的某些部分降低了发动机的重量，但在材料暴露于飞行器发动机内的高温环境时，出现某些问题。这些问题中的一个是，金属部分与由例如陶瓷或复合材料制成的部分之间的相对热膨胀的不同。当金属部分邻近于由陶瓷或复合材料构成的部分时，金属和陶瓷或复合部分将膨胀不同的量且以不同速率膨胀，从而可能在其间产生不需要的空间。取决于不需要的空间或开口在发动机内的位置，空间或开口可导致其中的空气泄漏或其它空气流问题。泄漏和其它空气流问题可降低效率，且因此提高发动机的SFC。由于泄漏流和相对运动的不利性质，通常使用薄的顺应性密封件，诸如卷曲(convoluted)或“W”形密封件。然而，在“W”形密封件位于金属和陶瓷或复合构件之间的中心的系统中，相对热膨胀将引起薄密封件卷起，从而在密封件上引起高应力，且降低密封件有效性和寿命。因此，在本领域中需要抵消在具有不同热膨胀系数的用于涡轮中的材料的不利行为的装置和方法。
发明内容
因此，期望提供一种防止涡轮内的空气泄漏的装置和方法。提供涡轮且该涡轮包括第一涡轮构件和第二涡轮构件，第一涡轮构件为具有第一热膨胀系数的第一材料，第二涡轮构件为具有第二热膨胀系数的第二材料，第二涡轮构件邻近第一涡轮构件。空间在第一涡轮构件与第二涡轮构件之间。涡轮还包括密封该空间的密封组件。密封组件的至少一部分具有大致类似于第一涡轮构件或第二涡轮构件中的至少一者的热膨胀系数，以从而在第一涡轮构件和第二涡轮构件的热膨胀或热收缩期间保持空间中的密封。
还提供一种防止涡轮中的泄漏的方法，且该方法包括将密封组件安置于第一涡轮构件与第二涡轮构件之间的空间中，从而密封该空间。第一涡轮构件和第二涡轮构件分别为具有第一热膨胀系数和第二热膨胀系数的第一材料和第二材料。所述密封组件的一部分具有大致类似于所述第一涡轮构件或所述第二涡轮构件中的至少一者的热膨胀系数。该方法还包括在所述第一涡轮构件和所述第二涡轮构件的热膨胀和热收缩期间保持空间中的密封。
提供构造成密封第一物体与第二物体之间的空间的密封组件，且该密封组件包括密封部件，该密封部件具有第一端部和第二端部，第二端部沿轴线与第一端部间隔开。该组件还包括密封载体，该密封载体包围密封部件的至少一部分。密封载体适于防止第一端部与第二端部之间沿横向于轴线的方向的相对移动。
一种涡轮，包括：第一涡轮构件，第一涡轮构件为具有第一热膨胀系数的第一材料；第二涡轮构件，第二涡轮构件为具有第二热膨胀系数的第二材料，第二涡轮构件邻近第一涡轮构件；第一涡轮构件与第二涡轮构件之间的空间；密封组件，密封组件密封空间，其中，密封组件的至少一部分具有大致类似于第一涡轮构件或第二涡轮构件中的至少一者的热膨胀系数，以从而在第一涡轮构件和第二涡轮构件的热膨胀或热收缩期间保持空间中的密封。
优选地，第一涡轮构件为燃烧器的衬套；并且第二涡轮构件为第一级喷嘴。
优选地，密封组件的第一部分与衬套接合；并且密封组件的第二部分与喷嘴接合。
优选地，密封组件还包括：密封部件；和密封载体，密封载体包围密封部件的至少一部分，使得密封部件被隔离与衬套或喷嘴中的至少一者的接触。
优选地，涡轮还包括：屏障，屏障适于提供用于密封部件的至少一部分的隔热。
优选地，密封部件包括卷曲部分。
优选地，密封部件定位成使得密封部件的第一端部与密封载体联接，并且密封部件的第二端部与喷嘴或衬套中的一者联接。
优选地，密封载体具有大致类似于第一涡轮构件或第二涡轮构件中的至少一者的热膨胀系数，以从而在第一涡轮构件和第二涡轮构件的热膨胀或热收缩期间保持空间中的密封。
优选地，密封载体还包括：衬套与密封的第一端部之间的第一部件；和喷嘴与密封的第二端部之间的第二部件。
优选地，第一部件包括衬套与密封的第一端部之间的第一凸缘、和从第一部件沿轴向延伸的第二凸缘；并且第二部件包围喷嘴的一部分。
优选地，第一部件还包括回弹性部分，回弹性部分适于沿远离盘的中心的方向挠曲，并且提供至少将喷嘴放置成邻近衬套的空间。
一种防止涡轮中的泄漏的方法，包括：将密封组件安置于第一涡轮构件与第二涡轮构件之间的空间中，从而密封空间，其中，第一涡轮构件和第二涡轮构件分别为具有第一热膨胀系数和第二热膨胀系数的第一材料和第二材料，并且其中，密封组件的一部分具有大致类似于第一涡轮构件或第二涡轮构件中的至少一者的热膨胀系数；并且在第一涡轮构件和第二涡轮构件的热膨胀或热收缩期间保持空间中的密封。
优选地，第一涡轮构件包括燃烧器的衬套，并且第二涡轮构件包括第一级喷嘴，且安置步骤还包括：将密封组件的第一部分与衬套接合；并且将密封组件的第二部分与喷嘴接合。
优选地，密封组件还包括密封部件和密封载体，并且安置步骤还包括：包围密封部件的至少一部分，使得密封部件被隔离与衬套或喷嘴中的至少一者的接触。
优选地，方法还包括：将密封部件与衬套或喷嘴中的一者联接；并且将密封载体的一端与衬套联接，并且将密封载体的另一端与喷嘴联接。
优选地，密封载体具有大致类似于第一涡轮构件或第二涡轮构件中的至少一者的热膨胀系数，以从而在第一涡轮构件和第二涡轮构件的热膨胀或热收缩期间保持空间中的密封。
优选地，密封载体大致模仿衬套或喷嘴中的至少一者的热膨胀，从而防止密封部件的第一端部与第二端部之间的相对移动。
优选地，方法还包括：
提供屏障以热隔离密封部件的至少一部分。
优选地，载体还包括第一部件和第二部件，并且方法还包括：将第一部件的一部分定位在衬套与密封的第一端部之间；并且将第二部件的一部分定位在喷嘴与密封的第二端部之间。
一种构造成密封第一物体与第二物体之间的空间的密封组件，包括：密封部件，密封部件具有第一端部和第二端部，第二端部沿轴线与第一端部间隔开；密封载体，密封载体包围密封部件的至少一部分；其中，密封载体适于防止第一端部与第二端部之间沿横向于轴线的方向的相对移动。
附图说明
图1示出涡轮的一个实施例的透视图。
图2示出沿2-2线的图1的涡轮的侧视截面图。
图3示出在现有技术的涡轮经历环境温度变化时的它的侧视截面图。
图4示出在图2的涡轮经历环境温度变化时的它的侧视截面图。
图5和8示出涡轮的备选实施例的透视图。
图6和图9分别示出沿6-6线和9-9线的图5和8的涡轮的备选实施例的侧视截面图。
图7和10分别示出沿7-7线和10-10线的图5和8的涡轮的备选实施例的侧视截面图。
图11和图12示出图1的实施例的组装方法的步骤的侧视截面图。
图13和图14分别示出图5和8所示的实施例的组装方法的步骤的侧视截面图。
部件列表
10 涡轮
12 衬套
14 径向外侧
16 径向内侧
18 喷嘴
20 径向外侧
22 径向内侧
23 通道
24 第一部分
25 卷曲
26 第二部分
27 空间
28 密封组件
30 载体
32 密封部件
33 轴向凸缘
34 卷曲部分
35 卷曲
36 第一端部
38 第二端部
40 敞开部分
42 前面
44 第一凸缘
46 接触部分
48 前面
50 第二凸缘
51 后面
54 后面
56 前面
58 第三凸缘
110 涡轮
112 衬套
114 径向外侧
116 径向内侧
118 喷嘴
120 径向外侧
122 径向内侧
123 通道
124 第一部分
126 第二部分
127 空间
128 密封组件
130 载体
132 密封部件
134 第二部件
136 第二部件
138 轴向凸缘
140 径向凸缘
142 前径向凸缘
144 后径向凸缘
146 轴向凸缘
147 第二轴向凸缘
148 卷曲部分
150 卷曲
152 第一端部
154 第二端部
156 敞开部分
158 前面
160 接触部分
162 后面
164 前面
165 后面
166 回弹性部分
168 轴向长形部件
170 槽口
172a 轴向部分
172b 周向部分
172c 弯曲过渡部分
174 钩形部分
176 箭头
178 箭头。
具体实施方式
图1、2和4示出涡轮10的一部分的一个实施例。涡轮包括具有衬套的燃烧器(未示出)。衬套12以相对于涡轮10中心轴线(未示出)的角度安置。衬套12包括径向外侧14和径向内侧16。径向内侧16与通道23连通，燃烧气体可穿过通道23流至喷嘴18。涡轮10包括衬套12后方的第一级喷嘴18。喷嘴18包括径向外侧20和径向内侧22。喷嘴18包括第一部分24和第二部分26，第一部分24以相对于通道23中心轴线的角度安置，第二部分26从喷嘴18的第一部分24沿径向向外延伸。在衬套12与喷嘴18之间存在空间27(图4)。
涡轮10还包括密封组件28。密封组件28包括载体30和密封部件32。载体30包括大体平坦的轴向凸缘33、和从径向在外的部分33沿径向向内延伸的第一凸缘44和第二凸缘50。如图2所示的密封部件32包括卷曲部分34，卷曲部分34包括多个褶皱(fold)或卷曲35，使得其为大体“W”形的部件。然而，可存在比图2所示更多的卷曲35。密封部件32包括第一端部36和第二端部38。第一端部36在卷曲部分34的前方，且第二端部38在卷曲部分34的后方。大体敞开的部分40大体上沿径向远离卷曲部分34而设置，且设置在第一端部36与第二端部38之间。
密封载体30优选为安置于空间37处，使得载体30的第一凸缘44的前面42与衬套12的接触部分46接合。第二凸缘50的前面48可与喷嘴18的第二部分26的后面51接合。然而，第二部分26的后面51和第二凸缘50的前面48不需要接合，因为第二凸缘50的前面48可与第二部分26的后面51形成轴向约束。在其间形成的轴向约束可确保载体30在安装或组装过程期间不分解。密封部件32的至少一部分由载体30包围。更具体而言，轴向凸缘33在敞开部分40的径向外侧，且载体30的第一凸缘44的后面54与密封部件32的第一端部36接合。密封部件32的第二端部38与喷嘴18的第二部分26的前面56接合。密封组件28的构造提供多个点，密封提供在该多个点处，从而至少在径向方向上防止空气泄漏。更具体而言，在图2所示的实施例中，密封可设在衬套12的接触部分46与第一凸缘44的前面42之间、密封部件32的第一端部36与第一凸缘44的后面54之间、和密封部件32的第二端部38与喷嘴18的第二部分26的前面56之间。因此，这些密封防止径向方向上的不利的空气泄漏。此外，在图2和4所示的实施例中，载体30还包括第三凸缘58，第三凸缘58构造成用作空间27与密封部件32的至少一部分之间的热屏障。
本发明对于防止燃烧器的衬套12与第一级喷嘴18之间的径向方向上的泄漏是特别有利的。因此，在本文中利用对此类涡轮构件的参考系来描述系统和方法。此外，诸如径向、周向和轴向的用语用于描述所选择的参考系中的系统。然而，本发明不限于所选择的参考系和描述性用语，且可在燃烧器的衬套12和第一级喷嘴18之外的涡轮构件上使用，且可在涡轮中以其它定向使用。本领域技术人员将认识到的是，在参考系中存在变化时，不可直接地应用在本文中使用的描述性用语。然而，本公开内容意图为不受涡轮内的位置和定向限制，且用于描述系统和方法的相对用语仅提供本公开的充分描述。
参看图2，衬套12包括第一材料，且喷嘴18包括第二材料。优选地，衬套12包括陶瓷基质复合(CMC)材料，且喷嘴18包括金属。由于CMC材料可能易于磨损，故润滑涂层可设在衬套12的接触部分46或第一凸缘44的前面42上，或设在这两个构件之间。由于这两种材料之间的不同热膨胀系数，故衬套12和喷嘴18在经受环境温度变化时(诸如，在热燃烧气体从燃烧器行进至第一级喷嘴18时)可能以不同速率膨胀，且膨胀不同量。例如，如图3所示，衬套12’可膨胀距离ΔRLINER，且喷嘴18’可膨胀距离ΔRNOZZLE。由于衬套12’与喷嘴18’之间的不同的热膨胀，可能出现问题，且更具体而言，是关于密封其间的空间的问题，如在下文中更详细地描述的。
现有技术的涡轮在图3中示出，其中密封部件32’设在衬套12’与喷嘴18’之间。由于喷嘴18’膨胀比衬套12’大的量，故密封部件32’的第二端部38’相对于第一端部36’沿径向移动。具有沿轴向方向定向的卷曲35’的密封部件32’通常不可耐受密封部件32’的轴向间隔开的部分之间较大的相对径向移动。密封部件32’的第一端部36’与第二端部38’之间的该相对径向移动可称为密封件卷起。密封件卷起是不利的，因为它可引起周向方向上的力矩，从而基本上沿周向方向扭曲密封部件32’。该力矩MSEAL可通过变得位移且或许通过翻转到空间27’内，或通过撕裂或其它方式破坏而导致密封部件32’失效。
如在本文中描述的密封组件充分防止密封件卷起，从而可能防止密封部件的失效，且将密封件保持在衬套12与喷嘴18之间的空间处。各个实施例中的载体30可包括具有与喷嘴18相同或大致相似的热膨胀系数的材料。例如，载体30可为与喷嘴18相同的材料，诸如金属，而衬套12包括不同的材料，诸如陶瓷、复合材料或CMC。然而，在备选实施例中，载体30可包括具有与衬套12相同或大致相似的热膨胀系数的材料。热膨胀量可通过ΔL=L*α*ΔT来计算，其中L为讨论的物体的长度，α为热膨胀系数，且ΔT为温度方面的变化。在一个实施例中，载体30可包括具有与喷嘴18相同或大致相似的热膨胀系数的材料，使得ΔRLINER与ΔRNOZZLE之间的差异小于或等于0.030''(0.762mm)。因此，由于热膨胀取决于包括热膨胀系数的至少三个变量，故ΔRLINER与ΔRNOZZLE之间的差异不只取决于热膨胀系数。因此，本领域技术人员将认识到的是，提供ΔRLINER与ΔRNOZZLE之间的此类差异可通过改变热膨胀所依赖的其它变量来实现。然而，本领域的技术人员还可认识到的是，ΔRLINER与ΔRNOZZLE之间小于或等于0.030''(0.762mm)的差异限于在本文中描述的一个实施例，且并非意味着限制相对移动可更大或更小的其它实施例。而且，在第一涡轮构件和第二涡轮构件为除喷嘴和燃烧器的衬套之外的物体的实施例中，可规定不同的相对移动量。而且，在本文中提到的涡轮构件不仅仅限于飞行器中使用的燃气涡轮发动机，而且还可涉及用于其它应用(诸如使用燃气涡轮发动机的其它类型的机器)的燃气涡轮发动机中的涡轮构件。
当涡轮的周围环境温度升高时，喷嘴18膨胀距离ΔRNOZZLE且载体膨胀大致相似或相同的量ΔRCARRIER，而衬套12膨胀不同且优选为较小的量ΔRLINER。由于密封部件32的第一端部36与载体30的第一凸缘44的后面54联接，且密封部件32的第二端部38与喷嘴18的第二部分26的前面56联接，且第一端部36和第二端部38可移动大致相同或相似的量，使得第一端部36与第二端部38之间的相对移动为最低限度的。这防止密封部件32的第一端部36与第二端部38之间的相对移动，从而防止上述密封件卷起的潜在问题。
图1所示的实施例为构造成保持在如在本文中所述的衬套12与喷嘴18之间的空间中的密封一个实施例。备选地，密封组件32可构造成使得载体30大致跟随或模仿衬套12的膨胀，且防止密封部件32的第一端部36与第二端部38之间的相对径向移动。
图5、6和7以及图8、9和10示出涡轮的备选实施例。在各个实施例中，涡轮110包括具有衬套112的燃烧器(未示出)。衬套112以相对于涡轮110中心轴线的角度安置。衬套112包括径向外侧114和径向内侧116。径向内侧与通道123连通，燃烧气体可穿过通道123流入第一级中。涡轮110包括衬套112后方的喷嘴118。喷嘴118包括径向外侧120和径向内侧122。喷嘴118包括第一部分124和第二部分126，第一部分124以相对于涡轮110中心轴线的角度安置，第二部分126从喷嘴118的第一部分124沿径向向外延伸。在衬套112与喷嘴118之间存在空间127。
涡轮110还包括密封组件128。密封组件128包括载体130和密封部件132。载体130包括第一部件134和第二部件136。第一部件134包括轴向凸缘138和从轴向凸缘138在沿径向向内的方向上延伸的径向凸缘140。密封载体130的第二部件136包括前径向凸缘142和后径向凸缘144，以及在前径向凸缘142与后径向凸缘144之间的轴向凸缘146。第二部件136的前径向凸缘142、后径向凸缘144和轴向凸缘146基本上包围喷嘴118的第二部分126。前径向凸缘142包括在轴向前方位置延伸的第二轴向凸缘147。
在空间127中存在密封部件132，其一部分与密封载体130接合。密封部件132(例如图6和9)包括卷曲部分148，卷曲部分148包括多个褶皱或卷曲150，使得其为大体“W”形的部件。然而，可存在比图6和9所示更多的卷曲150。密封部件132包括第一端部152和第二端部154。第一端部152在卷曲部分148的前方，且第二端部154在卷曲部分148的后方。大体敞开的部分156大体上沿径向远离卷曲部分148而设置，且设置在第一端部152与第二端部154之间。
密封载体130基本上包围密封部件132的至少一部分。更具体而言，密封载体130优选为安置于空间127处，使得第一部件134的径向凸缘140的前面158与衬套112的接触部分160接合。密封部件132和载体130定位成使得轴向凸缘138在敞开部分156的径向外侧，且第一部件134的径向凸缘140的后面162与密封部件132的第一端部152接合。密封部件132的第二端部154与第二部件136的前径向凸缘142的前面164接合。密封组件128的构造提供了多个点，密封提供在该多个点处，从而至少在径向方向上防止空气泄漏。更具体而言，密封设在衬套112的接触部分160与第一部件134的径向凸缘140的前面158之间、密封部件132的第一端部152与第一部件134的径向凸缘140的后面162之间、和密封部件132的第二端部154与第二部件136的前径向凸缘142的前面164之间、以及前径向凸缘142的后面165与喷嘴118的第二部分126之间。因此，这些密封防止沿径向方向的不利的空气泄漏。第二部件136的第二轴向凸缘147适于提供用于密封部件132的至少一部分的热屏障。
载体130可包括具有与喷嘴118相同或大致相似的热膨胀系数的材料。例如，载体130可为与喷嘴118相同的材料，诸如金属，而衬套112包括不同的材料，诸如陶瓷、复合材料或CMC。然而，在备选实施例中，载体130可包括具有与衬套112相同或大致相似的热膨胀系数的材料。
如图5和7及6和10所示，第一部件134的轴向凸缘138设有沿周向间隔开的回弹性部分166(图5)、166’(图8)。在图4和7所示的实施例中，各个回弹性部分166包括一对沿轴向定向的槽口170之间的轴向长形部件168。可提供槽口170以便增大长形部件168的径向偏斜(deflection)量。在图8和10所示的实施例中，回弹性部分166’可包括由槽口170’部分地限定的基本上周向的长形部件168’。更具体而言，存在多个槽口170’，各个槽口170’包括轴向部分172a、长形周向部分172b、和其间的弯曲过渡部分172c。
图11、12、13和14示出各个实施例的组装方法。图11和12示出图1、2和4所示的涡轮10的组装。密封载体30被指引成与衬套12接合，使得第一凸缘44的前面42可与衬套12的接触部分46接触。同时或随后，使密封部件32的第一端部36与载体30的第一凸缘44的后面54接合。然后，使喷嘴18与密封部件32的第二端部38接合。更具体而言，可使喷嘴18的第二部分26的前面56与密封部件32的第二端部38接合。为了相对于燃烧器和衬套12固定喷嘴18，以及为了固定密封组件28，轴向凸缘33弯曲，从而形成第二凸缘50。一旦组装，则涡轮10如图2和4所示地构造。组装可以以除上文公开的方式之外的若干方式来实现。存在可组装该装置的另外两种方式。首先，密封部件32可接合或组装到载体30中。接着，喷嘴18可组装成使得它与密封部件32接合。轴向凸缘33然后可向下弯曲，从而形成第二凸缘。然后，第二凸缘用于相对于喷嘴18固定载体30和密封部件32。喷嘴18、载体30和密封部件然后可与衬套12接合。在又一个备选组装方法中，第二凸缘50以图2和4所示的构造预先弯曲。然后，密封部件32可与载体30组装或接合。在喷嘴部分分段(未示出)的情况下，可通过使喷嘴与没有第二凸缘50的区域对准，然后同步(clock)(使喷嘴18相对于中心轴线旋转)喷嘴18，使得第二部分26的后面51与第二凸缘50的前面48对准来独立地安装各个喷嘴节段。优选地，同步可发生在安装喷嘴18的最后节段(未示出)时。
图13和14分别示出图6和9所示的实施例的组装。密封载体130的第一部件134被指引成与衬套112接合，使得径向凸缘140的前面158可与衬套112的接触部分160接触。同时或随后，使密封部件132的第一端部152与载体130的径向凸缘140的后面162接合。载体130的第二部件136被指引成与喷嘴118接合，使得第二部件136的前径向凸缘142、后径向凸缘144和轴向凸缘146基本上包围喷嘴118的第二部分126。随后，第二部件136和喷嘴118在组装在一起时沿轴向方向(如由箭头176所示)被引导，同时回弹性部分166、166’，且更具体而言，长形部件168、168’沿径向方向(如由箭头178指出的)弯曲。长形部件168、168’的径向偏斜允许第二部件136被指引成与密封部件132的第二端部154接合。更具体而言，密封部件132的第二端部154与第二部件136的前径向凸缘142的前面164接合。如图7和10所示，长形部件168、168’各自分别包括钩形部分174、174’。钩形部分174、174’可构造成当喷嘴118和第二部件136向后方方向轴向地移动时，通过与第二部件136接合来抵抗喷嘴118的轴向移动。备选组装方法包括将密封部件132接合于载体134，以便密封部件132的前面152与载体134的后面162接触。然后，第二部件136可与组件接合，使得第二部件136的前面164与后密封面154接触。喷嘴118可在第二部件136的接合之前、期间或之后接合。喷嘴118应当接合成使得径向部分126在径向凸缘142与144之间由第二部件136包围。
如在本文中所述的密封组件128不限于密封燃烧衬套112与第一级喷嘴118之间的空间127。更正确而言，如在本文中所述的密封组件128可构造成在第一涡轮构件与第二涡轮构件之间密封。密封组件可构造成提供密封，其中期望优选为在径向方向上提供密封。而且，在本文中提到的涡轮构件不仅仅限于在飞行器中使用的燃气涡轮发动机，而且还可涉及用于其它应用(诸如使用燃气涡轮发动机的其它类型的机器)的燃气涡轮发动机中的涡轮构件。
尽管已经通过各种优选实施例的描述示出了本发明，且尽管已经相当详细地描述了这些实施例，但申请人并不意图将所附权利要求的范围约束于或以任何方式限制于此种细节。对于本领域技术人员，另外的优点和改型将是清楚的。本发明的各种特征可取决于用户的需要和偏好而单独地使用或以任何组合使用。这已经是本发明的描述(连同实施如当前已知的本发明的优选方法)。然而，本发明自身应当仅仅由所附权利要求限定。

Claims (5)

1.一种防止涡轮中的泄漏的方法，包括：
将密封组件安置于第一涡轮构件与第二涡轮构件之间的空间中，其中，所述第一涡轮构件包括燃烧器的衬套以及第二涡轮构件包括第一级喷嘴；
将所述密封组件的第一部分与所述衬套接合以及将所述密封组件的第二部分与所述喷嘴接合，从而密封所述空间，其中，所述第一涡轮构件和第二涡轮构件分别为具有第一热膨胀系数和第二热膨胀系数的第一材料和第二材料，以及其中，所述密封组件的一部分具有相同或类似于所述第一涡轮构件或所述第二涡轮构件的热膨胀系数，其中，所述密封组件包括密封部件和密封载体；
利用所述密封载体包围所述密封部件的至少一部分，使得所述密封部件被隔离与所述衬套或所述喷嘴中的至少一者的接触；
将所述密封部件与所述衬套或所述喷嘴中的一者联接；
将所述密封载体的一个端部与所述衬套联接以及将所述密封载体的另一端部与所述喷嘴联接；以及
使得在所述第一涡轮构件和第二涡轮构件的热膨胀或热收缩期间保持所述空间中的密封。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述密封载体具有相同或类似于所述第一涡轮构件或所述第二涡轮构件的热膨胀系数，从而在所述第一涡轮构件和第二涡轮构件的热膨胀或热收缩期间保持所述空间中的密封。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述密封载体模仿所述衬套或喷嘴的热膨胀，从而防止所述密封部件的第一端部和第二端部之间的相对移动。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：提供屏障以使所述密封部件的至少一部分隔热。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述密封载体还包括第一部件和第二部件，以及所述方法还包括：将所述第一部件的一部分定位在所述衬套和所述密封部件的第一端部之间；以及将所述第二部件的一部分定位在所述喷嘴和所述密封部件的第二端部之间。
CN201710089986.8A 2013-03-08 2014-01-08 用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的方法 Active CN106968725B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/790965 2013-03-08
US13/790,965 US9488110B2 (en) 2013-03-08 2013-03-08 Device and method for preventing leakage of air between multiple turbine components
CN201410007914.0A CN104033191B (zh) 2013-03-08 2014-01-08 用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的装置和方法

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410007914.0A Division CN104033191B (zh) 2013-03-08 2014-01-08 用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的装置和方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106968725A CN106968725A (zh) 2017-07-21
CN106968725B true CN106968725B (zh) 2019-04-16

Family

ID=49918530

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410007914.0A Active CN104033191B (zh) 2013-03-08 2014-01-08 用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的装置和方法
CN201710089986.8A Active CN106968725B (zh) 2013-03-08 2014-01-08 用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的方法

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410007914.0A Active CN104033191B (zh) 2013-03-08 2014-01-08 用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的装置和方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9488110B2 (zh)
EP (1) EP2775102B1 (zh)
JP (1) JP6310696B2 (zh)
CN (2) CN104033191B (zh)
BR (1) BR102014000316A2 (zh)
CA (1) CA2838464C (zh)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2964899B1 (en) * 2013-03-05 2018-12-05 Rolls-Royce Corporation Structure and method for providing compliance and sealing between ceramic and metallic structures
US10612401B2 (en) 2014-09-09 2020-04-07 Rolls-Royce Corporation Piezoelectric damping rings
US10294809B2 (en) 2016-03-09 2019-05-21 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with compliant layer for turbine shroud mounts
US10837637B2 (en) 2016-03-22 2020-11-17 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine having a heat shield
US10816204B2 (en) * 2016-04-12 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Heat shield with axial retention lock
US10837638B2 (en) 2016-04-12 2020-11-17 Raytheon Technologies Corporation Heat shield with axial retention lock
US10273818B2 (en) 2016-04-15 2019-04-30 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with compliant layer for turbine vane assemblies
US10202863B2 (en) 2016-05-23 2019-02-12 United Technologies Corporation Seal ring for gas turbine engines
US9708922B1 (en) 2016-05-23 2017-07-18 United Technologies Corporation Seal ring for gas turbine engines
US10450883B2 (en) * 2016-10-31 2019-10-22 United Technologies Corporation W-seal shield for interrupted cavity
WO2018089014A1 (en) * 2016-11-11 2018-05-17 Siemens Aktiengesellschaft Seal assembly between a transition duct and a stage one turbine vane structure
US10577978B2 (en) 2016-11-30 2020-03-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud assembly with anti-rotation features
EP3330497B1 (en) 2016-11-30 2019-06-26 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with locating pads
US10746037B2 (en) 2016-11-30 2020-08-18 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with tandem seals
US10655491B2 (en) 2017-02-22 2020-05-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud ring for a gas turbine engine with radial retention features
US10480337B2 (en) 2017-04-18 2019-11-19 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud assembly with multi-piece seals
US11022240B2 (en) 2017-06-12 2021-06-01 General Electric Company Cooling and insulating manifold seal assembly for a propulsion system
US10830103B2 (en) * 2017-07-05 2020-11-10 General Electric Company Expansion joint and methods of assembling the same
KR102038112B1 (ko) * 2017-10-13 2019-10-29 두산중공업 주식회사 연소기 및 이를 포함하는 가스 터빈
WO2020086069A1 (en) * 2018-10-24 2020-04-30 Siemens Energy, Inc. Transition duct system with non-metallic thermally-insulating liners supported with splittable metallic shell structures for delivering hot-temperature gasses in a combustion turbine engine
EP3686398B1 (en) * 2019-01-28 2023-05-03 Ansaldo Energia Switzerland AG Seal assembly for a gas turbine
FR3119881B1 (fr) * 2021-02-18 2023-12-22 Safran Ceram Sous ensemble comportant des moyens de compensation d'une difference de dilatation
US11629616B1 (en) * 2022-02-17 2023-04-18 Power Systems Mfg., Llc Radially flexible flange joint for exhaust manifold

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6418727B1 (en) * 2000-03-22 2002-07-16 Allison Advanced Development Company Combustor seal assembly
CN1532376A (zh) * 2003-01-22 2004-09-29 ͨ�õ�����˾ 涡轮机级的第一级护罩结构和加强维护的方法
CN101219511A (zh) * 2007-01-09 2008-07-16 通用电气公司 具有已修复的密封接合区的涡轮机部件及其相关方法

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5141393A (en) 1991-09-03 1992-08-25 United Technologies Corporation Seal accommodating thermal expansion between adjacent casings in gas turbine engine
US5400586A (en) 1992-07-28 1995-03-28 General Electric Co. Self-accommodating brush seal for gas turbine combustor
US5505498A (en) * 1994-05-16 1996-04-09 Eg&G Pressure Science, Inc. Flexible pressure-energized joint
US6065756A (en) 1997-12-10 2000-05-23 General Electric Co. Flex seal for gas turbine expansion joints
US6758653B2 (en) 2002-09-09 2004-07-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
US6808363B2 (en) 2002-12-20 2004-10-26 General Electric Company Shroud segment and assembly with circumferential seal at a planar segment surface
US6895757B2 (en) 2003-02-10 2005-05-24 General Electric Company Sealing assembly for the aft end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor
JP4322600B2 (ja) * 2003-09-02 2009-09-02 イーグル・エンジニアリング・エアロスペース株式会社 シール装置
US7178340B2 (en) * 2003-09-24 2007-02-20 Power Systems Mfg., Llc Transition duct honeycomb seal
FR2871845B1 (fr) 2004-06-17 2009-06-26 Snecma Moteurs Sa Montage de chambre de combustion de turbine a gaz avec distributeur integre de turbine haute pression
JP2007120340A (ja) * 2005-10-26 2007-05-17 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの燃焼器尾筒シール構造
US7600970B2 (en) 2005-12-08 2009-10-13 General Electric Company Ceramic matrix composite vane seals
US7802799B1 (en) 2006-09-18 2010-09-28 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method of joining metallic and composite components
FR2925123A1 (fr) * 2007-12-14 2009-06-19 Snecma Sa Etancheite de fixation de support de palier dans une turbomachine
FR2937098B1 (fr) * 2008-10-15 2015-11-20 Snecma Etancheite entre une chambre de combustion et un distributeur de turbine dans une turbomachine
US8388307B2 (en) 2009-07-21 2013-03-05 Honeywell International Inc. Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine
DE102010004294A1 (de) * 2010-01-11 2011-07-14 Valeo Klimasysteme GmbH, 96476 Kopplungseinheit zur Verbindung von Kältemittelleitungen eines Kältemittelkreislaufs
US9234431B2 (en) * 2010-07-20 2016-01-12 Siemens Energy, Inc. Seal assembly for controlling fluid flow
US9353635B2 (en) * 2011-08-16 2016-05-31 General Electric Company Seal end attachment

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6418727B1 (en) * 2000-03-22 2002-07-16 Allison Advanced Development Company Combustor seal assembly
CN1532376A (zh) * 2003-01-22 2004-09-29 ͨ�õ�����˾ 涡轮机级的第一级护罩结构和加强维护的方法
CN101219511A (zh) * 2007-01-09 2008-07-16 通用电气公司 具有已修复的密封接合区的涡轮机部件及其相关方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP2775102A2 (en) 2014-09-10
EP2775102A3 (en) 2018-05-23
CA2838464A1 (en) 2014-09-08
CA2838464C (en) 2021-02-09
BR102014000316A2 (pt) 2015-11-03
JP2014173593A (ja) 2014-09-22
CN104033191B (zh) 2017-04-12
US20140250893A1 (en) 2014-09-11
JP6310696B2 (ja) 2018-04-11
EP2775102B1 (en) 2020-04-01
CN106968725A (zh) 2017-07-21
CN104033191A (zh) 2014-09-10
US9488110B2 (en) 2016-11-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106968725B (zh) 用于防止多个涡轮构件之间的空气泄漏的方法
US10590803B2 (en) Turbine ring assembly made from ceramic matrix composite material
EP2535522B1 (en) Seal assembly comprising a w-shaped seal
US11459904B2 (en) Seal with integral assembly clip and method of sealing
JP6244383B2 (ja) タービン内の漏出を防止するための装置、システム及び方法
CA2929244A1 (en) Split line flow path seals
JP2007513281A (ja) 燃焼器壁とノズルプラットフォームとの間の褶動ジョイント
EP3327254B1 (en) Seal assembly for gas turbine engine components
US8490409B2 (en) Bleed air transfer tube
JP2002523712A (ja) 入れ子型ブリッジ・シール
EP3249171B1 (en) Seal assembly
US9822668B2 (en) Blade outer air seal spring clips
US20120224953A1 (en) External Segmented Shell Capable of Correcting For Rotor Misalignment in Relation to the Stator
US10247022B2 (en) Sealing and retention system
US20230212954A1 (en) Seal for a gas turbine engine
JP2015092075A (ja) ガスタービン内に封止を提供するための方法およびシステム

Legal Events

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