CN109386310A - 涡轮机叶片密封结构 - Google Patents

涡轮机叶片密封结构 Download PDF

Info

Publication number
CN109386310A
CN109386310A CN201810959555.7A CN201810959555A CN109386310A CN 109386310 A CN109386310 A CN 109386310A CN 201810959555 A CN201810959555 A CN 201810959555A CN 109386310 A CN109386310 A CN 109386310A
Authority
CN
China
Prior art keywords
layer
shank
ceramic matrix
matrix composite
composite component
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201810959555.7A
Other languages
English (en)
Inventor
A.R.佩奇
P.伊宗
M.费里利
M.W.马鲁斯科
M.E.诺埃
J.B.贾米森
A.J.布雷斯林
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 CN109386310A publication Critical patent/CN109386310A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • 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
    • F01D5/12—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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • 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]

Abstract

本发明公开一种用于陶瓷基复合物部件的涡轮机叶片密封结构。所述涡轮机密封结构包括邻接柄部(106)的顶部部分的至少一个顶层(210)。所述至少一个顶层向外延伸超过所述柄部的所述顶部部分。所述涡轮机密封结构包括邻接所述柄部(106)的侧部部分的至少一个侧层(220)。所述至少一个侧层沿所述柄部的侧部部分延伸。所述至少一个顶层和所述至少一个侧层形成所述陶瓷基复合物部件的所述柄部(106)上的天使翼(108)和裙部(106)。

Description

涡轮机叶片密封结构
相关申请案的交叉引用
本专利申请要求2012年6月30日提交的标题为“天使翼和裙部设计及其制造方法”的美国临时专利申请序列号61/666,806的权益，其公开内容以引用方式并入，如同在本说明书中完全重写一样。
技术领域
本发明大体上涉及涡轮机。更具体地，涉及一种在陶瓷基复合物部件的柄部上的天使翼(angel wing)和裙部的涡轮机叶片密封结构。
背景技术
涡轮机叶片密封结构(例如，天使翼和裙部)通过防止附属硬件暴露于热气中来使附属硬件寿命提高，附属硬件暴露于热气中将会显著减少附属硬件寿命。目前，陶瓷基复合物(CMC)风扇叶片无需裙部或天使翼，因为它们在不发生热气吸收的足够低的温度下进行操作。由于效率增加是期望的，正在寻求的是用于重量更轻且响应性更佳的叶片的设计；如此，CMC叶片就在更严酷且更高温度的环境下用于系统。
因此，需要天使翼和裙部设计以及制造用于陶瓷基复合物部件的天使翼和裙部的方法。
发明内容
根据本发明的示例性实施例，提供一种用于陶瓷基复合物部件的涡轮机叶片密封结构。涡轮机密封结构包括至少一个顶层，所述至少一个顶层邻接柄部的顶部部分并且向外延伸超过柄部的顶部部分。涡轮机密封结构包括至少一个侧层，所述至少一个侧层邻接柄部的侧部部分并且沿柄部的侧部部分延伸。至少一个顶层和至少一个侧层形成陶瓷基复合物部件的柄部上的天使翼和裙部。
通过以下对优选实施例的更详细的描述并结合附图，将清楚地了解本发明的其他特征和优点，附图以实例的方式说明本发明的原理。
附图说明
图1为本发明公开的陶瓷基复合物部件的示意性透视图。
图2a至图10b为本发明公开的陶瓷基复合物部件的示意性侧视图。
图11a至图15b为沿本发明公开的陶瓷基复合物部件的线11a-11a的图1的横截面剖视图。
图16a为本发明公开的陶瓷基复合物部件的示意性侧视图。
图17a至图17d为本发明公开的陶瓷基复合物部件的示意性侧视图。
图18为本发明公开的天使翼的透视图。
附图中的相同参考编号尽可能地始终表示相同部分。
具体实施方式
提供一种用于陶瓷基复合物部件的涡轮机叶片密封结构。涡轮机密封结构包括邻接柄部的顶部部分的至少一个顶层。至少一个顶层向外延伸超过柄部的顶部部分。涡轮机密封结构包括邻接柄部的侧部部分的至少一个侧层。至少一个侧层沿柄部的侧部部分延伸。至少一个顶层和至少一个侧层形成陶瓷基复合物部件的柄部上的天使翼和裙部。在一个实施例中，顶层可形成天使翼，并且侧层可形成裙部。通常，天使翼提供涡轮机转子叶片的轴向方向上的密封，其通过与喷嘴密封件重叠来形成密封。天使翼抑制将热气从流路吸入到燃气涡轮机叶轮间隙中。裙部提供径向方向上的密封，并且通常以与纵向轴线成一角度向内径向延伸。裙部通常配置用于将叶片柄部从叶轮空间空腔密封。
本发明的实施例的一个优点包括提供一种包括更耐高温的天使翼和裙部的涡轮机密封结构。实施例的另一优点包括重量上比金属对应部分低的天使翼和裙部。本发明的实施例的又一优点包括容易设计将不可能使用金属合金的天使翼和裙部的能力。
图1为陶瓷基复合物(CMC)部件100的示意性透视图。CMC部件100可包括附接至平台104的翼片102，平台与柄部106相邻。例如参见图2，柄部106包括顶部部分230和侧部部分240。用于CMC部件100的涡轮机叶片密封结构120包括天使翼108和裙部110。天使翼108和裙部110设计可独立地、结合地并交换地使用。CMC部件100和涡轮机叶片密封结构120可由碳化硅纤维增强的陶瓷基复合物、碳纤维增强的陶瓷基复合物以及氧化铝或硅酸铝增强的氧化物基复合物制成。用于天使翼108和裙部110的纤维构造可为单向纤维增强薄层、织物纤维构造、编织纤维构造和它们的组合所组成的层压制品(laminates)。
根据一个实施例，提供一种用于陶瓷基复合物部件的涡轮机叶片密封结构。涡轮机叶片密封结构可包括邻接柄部的顶部部分的至少一个顶层。至少一个顶层可向外延伸超过柄部的顶部部分。涡轮机叶片密封结构可包括邻接柄部的侧部部分的至少一个侧层。至少一个侧层可沿柄部的侧部部分延伸。至少一个顶层和至少一个侧层可形成陶瓷基复合物部件的柄部上的天使翼和裙部。例如，如图2a至图2d、图3a至图3d以及图4a至图4d所示，涡轮机叶片密封结构120可包括邻接柄部106的顶部部分230的至少一个顶层210。至少一个顶层210可向外延伸超过柄部106的顶部部分230。涡轮机叶片密封结构120可包括邻接柄部106的侧部部分240的至少一个侧层220。至少一个侧层220可沿柄部106的侧部部分240延伸。至少一个顶层210和至少一个侧层220可形成陶瓷基复合物部件100的柄部106上的天使翼108和裙部110。
根据一个实施例，天使翼和裙部可层压在一起并且抵靠柄部结合。例如，如图2a至图2d所示，天使翼108和裙部110可层压在一起并且抵靠柄部106结合。例如，如图2a所示，多个连续层200可用于形成天使翼108和裙部110。例如，如图2a所示，至少一个顶层210和至少一个侧层220可为连续层200。至少一个顶层210和至少一个侧层220配合以抵靠柄部106形成天使翼108和裙部110。如图2b所示，至少一个顶层210可包括连续层200和终端层202以形成天使翼108。连续层200或终端层202可用作侧层220以形成裙部110。如图2c所示，间隔物204或平坦布带、织物纤维构造、或预浸渍件可用于形成天使翼108的一部分，并且连续层200可用于包裹间隔物204并形成裙部110。如图2d所示，层的插入包(insertpack)206可用于形成天使翼108，并且连续层200可用于包裹插入包206以层压至柄部106。连续层200沿柄部106的侧部部分240和顶部部分230延伸以围绕插入包206而交织在一起。任何数目的连续层200或终端层202都可用于形成天使翼108和裙部110。
根据一个实施例，包裹层可用于形成天使翼和裙部。例如，如图3a至图3d所示，包裹层300可用于形成天使翼108和裙部110。顶层210和侧层220可形成包裹层300。包裹层300可与柄部106的顶部230和侧部240相邻。在图3a中，第一包裹层300可放置成与柄部106在顶部230和侧部240相邻，并且第二包裹层300可放置在第一包裹层上以形成CMC部件100的天使翼108和裙部110。在图3b中，作为连续层200的顶层210可放置在柄部106的顶部230上以形成天使翼108的一部分，并且作为两个连续层200的侧层220可放置在柄部106的侧部240上以形成裙部110以及天使翼108的剩余部分。包裹层300可施加至连续层200，从而完成天使翼108和裙部110设计。附加的连续层200连同裙部110一起可提供附加增强。如图3c所示，第一连续层200可放置在柄部106的顶部230上以形成天使翼108的一部分。第二连续层200可放置在柄部106的侧部240上以形成裙部110和天使翼108的一部分。可用包裹层300覆盖两个连续层200来完成天使翼108和裙部110形成。如图3d所示，第一连续层200可作为顶层210施加至柄部106的顶部230以形成天使翼108的一部分。作为顶层210和侧层220的包裹层300可施加至连续层200并施加至柄部106的侧部240。第二连续层200可施加至柄部106的侧部240，在包裹层300上但不在天使翼108上，从而增强裙部110。
根据一个实施例，平台流路层可与裙部层交织或编织在一起以形成天使翼。例如，如图4a至图4d所示，平台流路层可与裙部层交织或编织在一起以形成天使翼108。顶层210和侧层220可为交织层400。如图4a所示，顶层210可施加至柄部106的顶部230并与侧层220交织以形成交织层400。交织层400可施加至柄部106的顶部230和侧部240以形成裙部110和天使翼108。作为连续层200的第二顶层210可施加至第一顶层210，作为在柄部106的顶部230上并在天使翼108上的交织层400。如图4b所示，交织层400可用于形成天使翼108和裙部110，并且一个或多个附加的外层压层可添加至裙部110，以便实现附加增强。如图4c所示，顶层210和侧层220可为编织层404，其由基体406环绕以形成天使翼108。如图4d所示，层可交织一次并且可由基体406保持在适当的位置，以便形成天使翼108和裙部110。
根据一个实施例，天使翼和裙部层能够以层布置的任何组合来结合至柄部106的平坦面或侧面。例如，如图5a至图5d以及图6a至图6d所示，天使翼和裙部层能够以如图所示层布置的任何组合来结合至柄部106的平坦面或侧面。天使翼108和裙部110组件可具有其自己的鸠尾榫，这将使得组件自我支持。基体406可用于将天使翼108和裙部110组件结合至柄部106。
根据一个实施例，可将销和钉并入到天使翼和裙部设计中。例如，如图7a至图7c所示，可将销并入到天使翼108和裙部110设计中。销700可为小型销或如图7c所示延伸柄部106的长度或部分长度的销700。销700可与表面齐平，如图7a所示，或被推入至柄部106表面的部分深度中，如图7b所示。如图8a至图8c所示，可将钉800并入到天使翼108和裙部110设计中。销700和钉800可由金属、金属合金、碳纤维或杆、陶瓷、陶瓷复合物、或它们的组合制成。
根据一个实施例，可制造出具有要求由盘(未示出)来保持的多个天使翼108和裙部110的设计的CMC部件。例如，如图9a至图9e所示，可制造出具有要求由盘(未示出)来保持的多个天使翼108和裙部110的设计的CMC部件100。附加的天使翼108和裙部110在现有天使翼108下方柄部106的侧部上施加至现有部件900。
根据一个实施例，通过将多个天使翼和裙部施加至柄部的侧部可制造出具有要求多个天使翼和裙部但允许它们不由盘(未示出)来保持的设计的CMC部件。例如，如图10a至图10b所示，通过将多个天使翼108和裙部施加至柄部106的侧部可制造出具有要求多个天使翼和裙部但允许它们不由盘(未示出)来保持的设计的CMC部件100。
根据一个实施例，裙部可层压至柄部，并且裙部可通过将L形或C形支架层压至柄部来形成。图11a为本发明的CMC部件100的图1的横截面剖面图。例如，如图11a所示，裙部110可层压至柄部106。例如，如图12a至图12d以及图13a至图13d所示，裙部可通过将L形或C形支架层压至柄部106来形成。图12a至图12示出L形裙部110以及施加裙部可使用的一些不同定向。图13a至图13d示出C形裙部110，以及施加裙部110可使用的一些不同定向。
根据一个实施例，裙部可使用延伸并卷曲成裙部形状的柄部层形成。例如，如图14a至图14d所示，裙部110可使用延伸并卷曲成裙部110形状的柄部106层形成。
根据一个实施例，可使用以上所讨论的方法的组合来形成裙部。例如，如图15a至图15b所示，可使用以上所讨论的方法的组合来形成裙部110。
根据一个实施例，天使翼和裙部可不扎根到柄部的后面。例如，如图16a(其为CMC部件100的侧视图)所示，天使翼108和裙部110可不扎根到柄部106的面1600。
根据一个实施例，可将天使翼和裙部并入到转子组件硬件(如前保持器或后保持器)中。例如，如图17a至图17d所示，可将天使翼108和裙部110并入到转子组件硬件(如前保持器或后保持器)中。示出盘1702以供参考。此外，如图17b所示，可将涂层1700(如热障涂层(TBC)或环境屏障涂层(EBC))施加至暴露于热气下的天使翼108和部分。
根据一个实施例，天使翼和裙部可由盘使用不被用来支撑柄部的鸠尾榫保持。例如，如图18所示，天使翼108和裙部110可由盘1702使用不被用来支撑柄部且不附接至柄部的鸠尾榫1800保持。在一个实施例中，天使翼108和裙部110可与柄部摩擦接触。在这个实施例中，天使翼108和裙部110独立于CMC部件100进行构造。
根据一个实施例，提供一种形成用于陶瓷基复合物部件的天使翼的方法。方法可包括提供部件的柄部。方法可包括将至少一个复合层施加至柄部的顶部部分，在柄部过渡至翼片的位置处或在柄部翼片过渡点处。方法可包括将至少一个复合层施加至柄部的侧部、前侧或后侧。复合层可形成部件的柄部上的天使翼。
根据一个实施例，提供一种形成用于陶瓷基复合物材料的裙部的方法。方法可包括提供部件的柄部。方法可包括将至少一个复合层施加至柄部的前侧或后侧。复合层可形成部件的柄部上的裙部。
尽管本发明已参考优选实施例来描述，但所属领域中的技术人员应理解，在不脱离本发明的范围的情况下可以做出各种改变并且可用等效物来替代元件。此外，在不脱离本发明的基本范围的情况下，可以做出许多修改，以使特定的情况或材料适应本发明的教示。因此，本发明不限于作为实施本发明的最佳模式公开的具体实施例，本发明将包括落在随附权利要求书的范围内的所有的实施例。

Claims (15)

1. 一种陶瓷基复合物部件，所述陶瓷基复合物部件包括翼片、平台、柄部和叶片密封结构，所述叶片密封结构包括：
位于所述平台处的、邻接所述柄部的顶部部分的至少一个顶层，所述至少一个顶层向外延伸超过所述柄部的所述顶部部分；以及
邻接所述柄部的侧部部分的至少一个侧层，所述至少一个侧层沿所述柄部的侧部部分延伸，
其中所述至少一个顶层和所述至少一个侧层形成所述陶瓷基复合物部件的所述柄部上的天使翼和裙部。
2.根据权利要求1所述的陶瓷基复合物部件，其中所述至少一个顶层或所述至少一个侧层为连续层、终端层或包裹层。
3.根据权利要求1所述的陶瓷基复合物部件，其中所述至少一个顶层或所述至少一个侧层为交织的或者编织的。
4.根据权利要求1所述的陶瓷基复合物部件，所述叶片密封结构包括基体，所述基体环绕所述至少一个顶层或所述至少一个侧层。
5.根据权利要求1所述的陶瓷基复合物部件，所述叶片密封结构包括在所述至少一个顶层与所述至少一个侧层之间的间隔物。
6.根据权利要求1所述的陶瓷基复合物部件，所述叶片密封结构包括在所述至少一个顶层与所述至少一个侧层之间的层插入包。
7.根据权利要求1所述的陶瓷基复合物部件，所述叶片密封结构包括销或钉。
8. 一种形成用于陶瓷基复合物部件的天使翼的方法，所述陶瓷基复合物部件包括翼片、平台和柄部，所述方法包括：
在柄部过渡至翼片的位置处将至少一个复合层施加至柄部的顶部部分；以及
将所述至少一个复合层施加至柄部的侧部、前侧或后侧；
其中，所述至少一个复合层形成所述柄部上的所述天使翼。
9.根据权利要求8所述的方法，所述方法包括：将所述至少一个复合层施加至所述柄部的前侧或后侧，以形成所述柄部上的裙部。
10.根据权利要求9所述的方法，其中所述至少一个顶层或所述至少一个侧层为连续层、终端层或包裹层。
11.根据权利要求9所述的方法，其中所述至少一个顶层或所述至少一个侧层为交织的或者编织的。
12.根据权利要求9所述的方法，所述陶瓷基复合物部件包括基体，所述基体环绕所述至少一个顶层或所述至少一个侧层。
13.根据权利要求9所述的方法，所述陶瓷基复合物部件包括在所述至少一个顶层与所述至少一个侧层之间的间隔物。
14.根据权利要求9所述的方法，所述陶瓷基复合物部件包括在所述至少一个顶层与所述至少一个侧层之间的层插入包。
15.根据权利要求8或9所述的方法，所述陶瓷基复合物部件包括销或钉。
CN201810959555.7A 2012-06-30 2013-06-13 涡轮机叶片密封结构 Pending CN109386310A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201261666806P 2012-06-30 2012-06-30
US61/666806 2012-06-30
CN201380035082.7A CN104411921A (zh) 2012-06-30 2013-06-13 涡轮机叶片密封结构

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380035082.7A Division CN104411921A (zh) 2012-06-30 2013-06-13 涡轮机叶片密封结构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN109386310A true CN109386310A (zh) 2019-02-26

Family

ID=48703906

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810959555.7A Pending CN109386310A (zh) 2012-06-30 2013-06-13 涡轮机叶片密封结构
CN201380035082.7A Pending CN104411921A (zh) 2012-06-30 2013-06-13 涡轮机叶片密封结构

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380035082.7A Pending CN104411921A (zh) 2012-06-30 2013-06-13 涡轮机叶片密封结构

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10648352B2 (zh)
EP (1) EP2882941B1 (zh)
JP (1) JP6431839B2 (zh)
CN (2) CN109386310A (zh)
BR (1) BR112015000081A2 (zh)
CA (1) CA2877337C (zh)
WO (1) WO2014004098A1 (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3025563B1 (fr) * 2014-09-04 2019-04-05 Safran Aircraft Engines Aube a plateforme et excroissance creusee
JP6554882B2 (ja) * 2015-04-07 2019-08-07 株式会社Ihi シールド部材及びそれを用いたジェットエンジン
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
US10358922B2 (en) 2016-11-10 2019-07-23 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel with circumferentially-installed inter-blade heat shields
US10724387B2 (en) * 2018-11-08 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Continuation of a shear tube through a vane platform for structural support
US11162377B2 (en) 2019-05-31 2021-11-02 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Ceramic matrix composite turbine vane and method for making

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101042055A (zh) * 2005-12-22 2007-09-26 通用电气公司 复合叶片元件及制造方法
CA2747364A1 (en) * 2008-12-31 2010-07-08 General Electric Company Ceramic matrix composite blade having integral platform structures and methods of fabrication
FR2943942A1 (fr) * 2009-04-06 2010-10-08 Snecma Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite
CN102031998A (zh) * 2009-10-07 2011-04-27 通用电气公司 径向密封销

Family Cites Families (42)

* 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
JPH01162502A (ja) 1987-12-18 1989-06-27 Nippon Steel Corp チタンおよびチタン合金の積層圧延方法
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
US5261790A (en) 1992-02-03 1993-11-16 General Electric Company Retention device for turbine blade damper
US5281097A (en) 1992-11-20 1994-01-25 General Electric Company Thermal control damper for turbine rotors
US5284421A (en) 1992-11-24 1994-02-08 United Technologies Corporation Rotor blade with platform support and damper positioning means
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
US5785499A (en) 1996-12-24 1998-07-28 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal
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
FR2915510B1 (fr) 2007-04-27 2009-11-06 Snecma Sa Amortisseur pour aubes de turbomachines
US7967559B2 (en) * 2007-05-30 2011-06-28 General Electric Company Stator-rotor assembly having surface feature for enhanced containment of gas flow and related processes
US8408874B2 (en) 2008-04-11 2013-04-02 United Technologies Corporation Platformless turbine blade
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
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
US10287897B2 (en) 2011-09-08 2019-05-14 General Electric Company Turbine rotor blade assembly and method of assembling same
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
CN101042055A (zh) * 2005-12-22 2007-09-26 通用电气公司 复合叶片元件及制造方法
CA2747364A1 (en) * 2008-12-31 2010-07-08 General Electric Company Ceramic matrix composite blade having integral platform structures and methods of fabrication
FR2943942A1 (fr) * 2009-04-06 2010-10-08 Snecma Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite
CN102031998A (zh) * 2009-10-07 2011-04-27 通用电气公司 径向密封销

Also Published As

Publication number Publication date
JP6431839B2 (ja) 2018-11-28
EP2882941A1 (en) 2015-06-17
CN104411921A (zh) 2015-03-11
WO2014004098A1 (en) 2014-01-03
JP2015527522A (ja) 2015-09-17
CA2877337C (en) 2020-06-02
BR112015000081A2 (pt) 2017-06-27
CA2877337A1 (en) 2014-01-03
EP2882941B1 (en) 2021-09-29
US10648352B2 (en) 2020-05-12
US20150192027A1 (en) 2015-07-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109386310A (zh) 涡轮机叶片密封结构
US10563523B2 (en) Method for fabricating a ceramic matrix composite rotor blade
CN103206265B (zh) 用于环境屏障涂层系统的连续纤维加强的网格粘结层
EP2971538B1 (en) Rotatable blade, vane, corresponding apparatus and method
US20130011271A1 (en) Ceramic matrix composite components
US7435058B2 (en) Ceramic matrix composite vane with chordwise stiffener
CN107667007B (zh) 具有陶瓷面板和陶瓷毡的夹层布置
EP3181814B1 (en) Fiber reinforced airfoil
EP2944766B1 (en) Fiber-reinforced turbine component
US9845688B2 (en) Composite blade with an integral blade tip shroud and method of forming the same
CN104685161B (zh) 由复合材料制成的具有灯泡状根部的涡轮发动机叶片
JP2013087663A (ja) セラミックス基複合部材およびその製造方法
JP2015527522A5 (zh)
US9518470B2 (en) Device for attaching blades to a turbine engine rotor disk
JP6442185B2 (ja) タービンシステムおよびアダプタ
JP6205137B2 (ja) 複合タービン要素のための層間応力を低下させる構成
JP2017502191A5 (zh)
US10519792B2 (en) Run-in coating based on metal fibers
US20220275728A1 (en) Three-dimensional ceramic matrix composite t-joint for airfoils via pin-weaving

Legal Events

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