CN109642467A - 具有密封部件的涡轮机系统 - Google Patents

具有密封部件的涡轮机系统 Download PDF

Info

Publication number
CN109642467A
CN109642467A CN201780038727.0A CN201780038727A CN109642467A CN 109642467 A CN109642467 A CN 109642467A CN 201780038727 A CN201780038727 A CN 201780038727A CN 109642467 A CN109642467 A CN 109642467A
Authority
CN
China
Prior art keywords
seal member
turbine system
ceramic material
turbine
ceramic
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
CN201780038727.0A
Other languages
English (en)
Inventor
V·S·文卡特拉马尼
N·N·萨拉韦特
A·C·马林
韦恩·查尔斯·哈什
S·F·班切里
E·塞文瑟
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 CN109642467A publication Critical patent/CN109642467A/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
    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D25/005—Selecting particular materials
    • 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
    • F16J15/10—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with non-metallic packing
    • F16J15/102—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with non-metallic packing characterised by material
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • F05D2240/57—Leaf seals
    • 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
    • F05D2250/60—Structure; Surface texture
    • F05D2250/62—Structure; Surface texture smooth or fine
    • 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
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • 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
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F05D2300/2112—Aluminium oxides
    • 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
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F05D2300/2118—Zirconium oxides
    • 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
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/228—Nitrides
    • F05D2300/2283—Nitrides of silicon
    • 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
    • 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
    • F05D2300/5023—Thermal capacity
    • 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
    • F05D2300/518—Ductility
    • 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
    • F05D2300/609—Grain size

Landscapes

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

Abstract

提供一种包括密封部件的涡轮机系统。该密封部件包括陶瓷材料。该陶瓷材料包括平均晶粒尺寸小于10微米的晶粒。还提供一种包括密封部件的涡轮护罩组件。

Description

具有密封部件的涡轮机系统
技术领域
本发明的实施例总体涉及涡轮机系统，并且更具体地涉及位于涡轮系统的相邻部件之间的密封部件。具体而言，本发明的实施例涉及这样的密封部件：所述密封部件具有陶瓷材料以用于在涡轮机系统的高温环境中具有改进的热稳定性。
背景技术
在诸如燃气涡轮机系统之类的涡轮机系统的操作期间，空气在压缩机中加压、在燃烧室中与燃料混合、并且点燃以用于产生热燃烧气体，所产生的热燃烧气体向下游流入涡轮中以便从其提取机械能。形成燃烧器和涡轮部段的多个部件直接暴露于热气体流，例如燃烧器内衬、位于燃烧器和涡轮之间的过渡管道、以及涡轮固定叶片、旋转轮叶和周围的护罩组件。
可以通过提高燃烧气体的点火温度来增加涡轮机系统的总体效率和功率。高效率涡轮机系统可以具有超过大约1600摄氏度的点火温度，并且期望点火温度高于目前通常使用的点火温度，原因在于始终需要更高效的涡轮机系统。相比传统使用的金属材料(例如，钴和镍基高温合金)，陶瓷基复合材料(“CMC”)材料具有更适于承受并且在较高温度下操作的潜力。典型的CMC材料在陶瓷基质中结合陶瓷纤维以用于增强机械强度和延展性。
尽管使用CMC材料可以减少涡轮机系统中的冷却需求，但是可以通过防止由于热气体和冷却介质的泄漏、以及冷却介质与热气体的混合而造成的附加损失来改进涡轮机系统的总体效率。例如，诸如花键密封件之类的密封机构可以用于密封涡轮机系统的相邻部件之间的间隙，以防止这样的泄漏和混合。目前的花键密封件使用金属垫片和金属丝网的多种不同的组合和构型。然而，这些金属花键密封件可能不适于在高温下(例如，高于1000摄氏度)与涡轮机系统中的CMC材料部件一起使用。
因此，需要适于在涡轮机系统的高温环境中使用的改进的密封部件。
发明内容
本文中提供一种用于涡轮机系统的改进的密封件。在一个方面中，本文中提供一种涡轮机系统，该涡轮机系统包括密封部件，该密封部件包括陶瓷材料。该陶瓷材料包括平均晶粒尺寸小于10微米的晶粒。
在一个方面中，一种涡轮护罩组件包括被布置成彼此邻近的多个护罩段和定位在多个护罩段中的两个相邻护罩段之间的密封部件。密封部件包括陶瓷材料，该陶瓷材料包括平均晶粒尺寸小于10微米的的晶粒。
通过参照以下的详细描述，能够更易于理解本发明的这些和其它的特征、实施例以及优点。
附图说明
当结合附图阅读以下的详细描述时，本发明的这些和其它的特征、方面以及优点将得以更好的理解，其中贯穿附图的相似附图标记代表相似的部件，在附图中：
图1是根据本文中所描述系统的一个实施例的涡轮机系统的示意图；
图2是根据本文中所描述系统的一个实施例的涡轮机系统的一部分的横截面示意图；
图3是根据本文中所描述系统的另一个实施例的涡轮机系统的一部分的横截面示意图；
图4是根据本文中所描述系统的又一个实施例的涡轮机系统的一部分的横截面示意图；和
图5是根据本文中所描述系统一个实施例的涡轮护罩组件的一部分的横截面示意图。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求书中，除非另有清楚描述，否则单数形式“一”包括复数形式。当在本文中使用时，除非另有清楚描述，否则术语“或”并不意在表示排他性的而是指存在所参照部件中的至少一个并且包括可能存在所参照部件的组合的情况。
如本文中贯穿说明书以及权利要求书所使用的近似语言可以用于修饰在允许范围内发生变化而不会造成与其相关的基本功能改变的任何量化表示。因此，通过术语或多个术语、例如“大约”和“基本”修饰的值并不限于所指定的精确值。在一些情况下，近似语言可以与用于测量该值的仪器的精度相对应。
除非另有定义，否则本文中所使用的技术和科学术语具有与本发明所属领域内的技术人员通常理解的相同的含义。术语“包含”、“包括”和“具有”旨在表示包含性，并且意为可以存在所列元件之外的其它元件。当在本文中使用时，术语“第一”、“第二”等不表示任何顺序、数量、或重要性，而是用于区分元件。
当在本文中使用时，术语“高操作温度”或“高温”指的是涡轮机系统的高于1000摄氏度的操作温度。在备选实施例中，高温指的是高于1200摄氏度的操作温度。在进一步的实施例中，高温指的是高于1400摄氏度的操作温度。
图1是涡轮机系统10、例如燃气涡轮机系统的示意图。涡轮机系统10可以包括压缩机12、燃烧器14、和涡轮16。压缩机12和涡轮16可以通过轴18联接。轴18可以是单个轴或者联接在一起以形成轴18的多个轴段。压缩机12压缩进入气流20并且将压缩气流22输送至燃烧器14。燃烧器14将压缩气流22与加压燃料流24混合并且点燃混合物以产生燃烧气体流26。燃烧气体流26包括热气体，并且还可以被称为热气体流；这些术语能够贯穿说明书互换使用。在一些实施例中，涡轮机系统10可以包括度多个燃烧器14。燃烧气体流26被输送至涡轮16。燃烧气体流26驱动涡轮以产生机械功。涡轮16中所产生的机械功通过轴18驱动压缩机12和诸如发电机之类的外部负载30。
图2至图4示出了如本文中所述的涡轮机系统10的部分100。在图2至图4中，涡轮机系统10包括第一部件102和第二部件104。第一部件102和第二部件104被布置成在涡轮机系统10中彼此邻近。第一部件102和相邻的第二部件104可以是涡轮斗叶组件、涡轮喷嘴组件、涡轮护罩组件、过渡件、一级涡轮喷嘴、保持环、或压缩机排气部件的至少一部分。在一些实施例中，第一部件102和第二部件104可以是类似的部件，例如涡轮护罩组件的护罩段。在一些实施例中，第一部件102和第二部件104可以是不同的部件或者不同部件的一部分。例如，第一部件102可以是过渡件并且相邻的第二部件104可以是一级涡轮喷嘴。此外，本发明的第一部件102和相邻的第二部件104不限于以上部件，而是可以是至少部分地暴露于热气体流的任何部件、或者经受相对于彼此具有显著温度梯度的多个热气体流的任何部件。
参照图2至图4，当第一部件102和第二部件104在涡轮机系统中被布置或联结成彼此相邻时，第一部件102和第二部件104在其间限定间隙106。密封部件110定位在第一部件102和第二部件104之间的间隙106中。密封部件110填充第一部件和第二部件(102、104)之间的间隙106，以防止热气体流、冷却介质流或二者、或该二者的混合物泄漏。在一些实施例中，密封部件110还可以被称为“花键密封件(spline seal)”。在一些实施例中，密封部件110包括陶瓷材料。
陶瓷材料通常具有卓越的硬度、耐热性、耐磨性、和耐腐蚀性，并且因此对于诸如燃气涡轮机之类的高温应用而言是理想的。然而，陶瓷材料通常展示出随着温度升高的晶粒生长，并且可能由于相比金属而言不良的延展性、较低密度和较高的脆度而在施加应力、应变或二者时碎裂、断裂或破裂。
本发明的一些实施例提供了密封部件110，该密封部件包括具有细晶粒的陶瓷材料(或细晶粒陶瓷材料)。在一些实施例中，密封部件110包括陶瓷材料，该陶瓷材料具有平均晶粒尺寸小于10微米的晶粒。在一些实施例中，陶瓷材料具有小于5微米的平均晶粒尺寸。在一些实施例中，陶瓷材料具有处于从大约0.1微米到大约5微米的范围内的平均晶粒尺寸。在一些实施例中，陶瓷材料包括具有处于从大约0.2微米到大约4微米的范围内的平均晶粒尺寸的晶粒。在一些实施例中，陶瓷材料的平均晶粒尺寸处于从大约0.5微米到大约3微米的范围内。在一些实施例中，陶瓷材料的平均晶粒尺寸处于从大约0.5微米到大约2微米的范围内。在某些实施例中，平均晶粒尺寸处于从大约1微米到大约2微米的范围内。
这些细晶粒陶瓷材料通常在高温下展示出“超塑性”或者“超塑性变形”，并且可以被称为超塑性陶瓷。当在本文中使用时，术语“超塑性”或“超塑性变形”可以指固体结晶材料刚好变形超过其常规断裂点的状态(通常是在拉伸变形期间超过大约200％)。这些细晶粒陶瓷材料可以提供期望的机械性质，例如高温下的韧性、强度和失效应变值(strain-to-failure value)。这种细晶粒陶瓷材料对于实现涡轮机系统中的密封部件的期望特性(例如，高温(例如，高于1200摄氏度)下的抗蠕变性、抗剪强度/抗拉强度和抗热震性)而言是期望的。
当在本文中使用时，术语“失效应变”测量处于张力下的固体材料在失效或断裂之前所承受的应变量。
陶瓷材料可以包括多种材料。陶瓷材料可以是第一陶瓷材料或第二陶瓷材料。在一些实施例中，陶瓷材料是第一陶瓷材料。第一陶瓷材料可以是具有基部陶瓷材料和添加剂的陶瓷复合材料。基部陶瓷材料的例子包括但不限于氧化镁、氧化锆、氧化铪、氧化钽、氧化铝、氮化硅或其组合。添加剂在基部陶瓷材料中的精细分散限制晶粒边界，从而在温度升高时抑制晶粒生长并且保持细晶粒分布。将添加剂结合到基部陶瓷材料中可以改进所获得的陶瓷复合材料的机械性能，例如在热冲击期间提供改进的密封部件的失效应变值(例如，高于0.1％)。这种添加剂的例子包括但不限于氧化镁、氧化锆、氧化铪、氧化钽、氧化铜(CuO)、稀土氧化物(例如氧化钇和氧化镧)或其组合。
在一些实施例中，第一陶瓷材料选自包括以下材料的组：部分或完全稳定的氧化锆、部分或完全稳定的氧化铪、二氧化钛、掺杂氧化铝、增韧氧化铝、镁铝尖晶石、稀土铝酸石榴石、或其组合。第一陶瓷材料的合适例子包括但不限于氧化钇稳定氧化锆(YSZ)、CuO掺杂YSZ、氧化铝掺杂氧化锆或YSZ、不稳定或部分稳定的氧化锆增韧氧化铝、不稳定或部分稳定的氧化铪增韧氧化铝、氧化锆钛铪或其组合。
在某些实施例中，第一陶瓷材料包括不可变形四方的部分或完全稳定的氧化锆、不可变形四方的部分或完全稳定氧化铪或其组合。不可变形四方的部分或完全稳定的氧化锆和不可变形四方的部分或完全稳定的氧化铪分别指处于其不可变形四方相的部分或完全稳定的氧化锆和氧化铪。这些不可变形四方相的部分或完全稳定的氧化锆以及部分或完全稳定的氧化铪通常具有期望的强度、热和环境稳定性并且能够在高温下以及涡轮机系统的热循环操作期间保持机械完整性。多种工艺能够用于形成不可变形四方相的部分或完全稳定的氧化锆以及部分或完全稳定的氧化铪，例如熔体淬火成形、激光熔融淬火、等离子喷涂和电子束物理气相沉积。作为例子，合适的不可变形四方相的氧化钇稳定氧化锆的粉末能够通过空气等离子喷涂沉积到衬底上，以形成期望厚度的闭孔陶瓷层。所形成的层能够去掉衬底并且被精加工成适当的所需厚度以用作本文中所描述的密封部件。另一个例子可以包括通过由熔融相制造来形成不可变形四方相的氧化钇稳定氧化锆层。
在一些其它的实施例中，陶瓷材料是具有低热膨胀系数(CTE)的第二陶瓷材料(也可以被称为低CTE陶瓷材料)。在一个实施例中，第二陶瓷材料具有小于5×10-6每摄氏度的热膨胀系数(CTE)。在一些实施例中，第二陶瓷材料选自包括以下材料的组：硅酸盐、二硅酸盐、莫来石、钛酸盐、堇青石、磷酸盐、钽酸盐、铌酸盐或其组合。第二陶瓷材料的合适例子包括但不限于硅酸铪、钛酸铝、稀土硅酸盐或二硅酸盐、改性磷酸锆钠(NZP)、碱土或稀土铌酸盐、碱土或稀土钽酸盐(例如TiTa2O7)或其组合。合适的铌酸盐的例子包括AlNb9O24、AlNb11O29、ZrNb14O37、GaNb11O29、TiNb2O7、Ti2Nb10O29、NiNb14O36、GeNb18O47、LaNb5O14、Ta2O5-Nb2O5或其组合。
再次参照图2至图4，密封部件110可以呈延伸至第一部件和第二部件的联结界面长度的层的形式。当在本文中使用时，术语“层”指的是长形刚性件或者棒材。此外，术语“层”不必表示均匀厚度，并且层可以具有均匀或可变的厚度。在一些实施例中，层可以具有与该层的长度和宽度相比相对较小的厚度。
在如图2中所示的一些实施例中，密封部件110是单层。当在本文中使用时，术语“单层”指的是由陶瓷材料构成的单个层。单层可以包括如本文中所描述的第一陶瓷材料或第二陶瓷材料。
在一些实施例中，密封部件110包括包含相同或不同的陶瓷材料(即本文中所述的第一陶瓷材料或第二陶瓷材料)的多个层。在如图3中所示的一个实施例中，密封部件110包括具有第一层112和第二层114的双层结构。第一层112包括第一陶瓷材料并且第二层114包括第二陶瓷材料。第一层112和第二层114可以使用本领域内已知的用于陶瓷联结的任何联结技术(例如烧结和热压成形)彼此粘结。
在一些实施例中，图4示出了密封部件110，该密封部件包括布置于第一层112和第二层114之间的粘结层116。第一层112和第二层116使用粘结层116彼此联结。在一些实施中，第一层和第二层(112，114)包括如本文中所描述的第一陶瓷材料或第二陶瓷材料。粘结层116可以包括诸如陶瓷和玻璃之类的粘结材料。粘结层116可以适当地多孔或密集，使得粘结层116在操作期间使形成在第一层112或第二层114中的至少一个中的裂纹偏转。在一个例子中，第一层和第二层(112，114)由增韧氧化铝构成并且粘结层116由散布并且烧结成受控孔隙度的多孔氧化铝构成。粘结材料的备选例子可以是能够聚合地粘结到相邻的第一层和第二层(112，114)并且能够通过在操作温度下软化而产生的合适的玻璃或陶瓷-玻璃配方。在本文中提出的实施例的范围内还能够构想其中第一层和第二层可以包括相同或不同的陶瓷材料(例如，如本文中所描述的第一陶瓷材料或第二陶瓷材料)的实施例。此外，密封部件110可以包括任何数量的层，每一层都具有如本文中所描述的第一陶瓷材料或第二陶瓷材料。
在具有多个层(例如上文所讨论的双层和夹置结构)的密封部件中，具有第二陶瓷材料(即，低CTE陶瓷材料)的层可以提供韧性和强度，并且包括第一陶瓷材料(即，复合陶瓷)的另一个层可以为密封部件110提供期望的柔性和高失效应变能力。
在一个实施例中，密封部件110可以以应变率(例如处于从大约10-3s-1至大约1s-1的范围内)在张力下维持塑性变形。在一些实施例中，密封部件110具有高于0.1％的失效应变值。在一些实施例中，密封部件110的失效应变值处于从大约0.1％至大约0.5％的范围内。在一些实施例中，密封部件110的失效应变值处于从大约0.1％至大约0.4％的范围内。在一些实施例中，密封部件110的失效应变值处于从大约0.1％至大约0.3％的范围内。在一些实施例中，密封部件110的失效应变值处于从大约0.2％至大约0.4％的范围内。在一些实施例中，密封部件110在室温下具有处于从大约200兆帕(MPa)至大约700MPa的范围内的强度。在一些实施例中，密封部件110在室温下具有处于从大约200MPa至大约400MPa的范围内的强度。在一些实施例中，密封部件110在室温下具有处于从大约500MPa至大约700MPa的范围内的强度。
密封部件110、即本发明的单层或多层的密封部件可以具有本领域内已知的任何形状。例如，在一个实施例中，密封部件110可以具有矩形横截面，如图2至图4中所示。此外，在一些其它的实施例中，密封部件110可以具有可提供涡轮机系统的相邻部件100之间的密封的本领域内已知的任何横截面形状。此外，密封部件110可以具有基本平面轮廓、基本U形轮廓、基本S形轮廓、基本W形轮廓、或者基本N形轮廓。
在一个实施例中，图5示出了涡轮护罩组件200的一部分的横截面图。涡轮护罩组件200可以包括多个护罩段202。护罩段202布置成彼此邻近以形成环形结构。在一个实施例中，护罩段202包括陶瓷基复合材料(CMC)。CMC材料的具体例子是具有碳化硅或氮化硅基质的材料，其中增强相的碳化硅布置于基质内(通常呈纤维形式)。涡轮护罩组件200还可以包括布置于两个相邻的护罩段202之间的密封部件204。在一些实施例中，密封部件204可以布置于被限定在相邻护罩段202上的槽或通道203中。在一些实施例中，涡轮护罩组件200包括布置于每一对护罩段202之间的多个密封部件202。
例子
通过分别在陶瓷模具中铸造细晶粒(晶粒尺寸大约1微米)氧化钇稳定氧化锆(YSZ)和氮化硅来制造两种陶瓷密封材料。通过将铸造陶瓷密封材料切割成具有涡轮密封件的期望长度和厚度的棒来形成样本。
流量试验台试验
样本陶瓷棒被安装到流量设备中。通过使空气流过路径来在整个样本陶瓷棒上施加处于从20psi到120psi的范围内的压差，该路径由被放置于间隙之上的样本陶瓷棒构成，该间隙的尺寸与燃气涡轮机中的相邻护罩段之间的间隙的类似。样本陶瓷棒的性能与传统的金属密封件类似。此外，能够观察到，样本陶瓷棒能够承受由于所施加的压差而造成的样本陶瓷棒的未受支承部分中所产生的应变。
强度试验-断裂模数(MOR)试验
样本陶瓷棒经过断裂模数(MOR)试验的测试。在大约70华氏度和大约2000华氏度的温度条件下在这些样本陶瓷棒上执行使用4”跨距长度的3点弯曲试验。以0.05英寸/分的速率加载样本陶瓷棒直至发生灾难性故障。为所有的样本陶瓷棒记录最大负载(或应力)和弹性模数。室温下和2000华氏度下的MOR试验获得从大约200MPa到大约700MPa的范围内的最大强度。这些样本陶瓷棒的失效应变值处于从大约0.1％到大约0.4％的范围内。
热冲击试验
样本陶瓷棒被加载到快速循环炉中以用于热冲击试验。样本陶瓷棒在大约15分钟内被加热到大约2070华氏度并且随后保持在该温度下大约5小时。在该热处理之后，样本陶瓷棒在风扇吹气的协助下立即空气淬火到室温并且随后保持在室温下大约10分钟。该热循环重复大约100次并且随后样本陶瓷棒在最后一次循环之后接受视觉检查。所有通过快速炉循环试验的样本陶瓷棒都被认为在完成热冲击试验之后处于良好状态。
发动机试验
样本陶瓷棒被安装在模拟燃烧环境的设备中。样本陶瓷棒能够在大约1500华氏度和大约20psi下承受热和机械负载大约12小时。
尽管本文中仅图示和描述了本发明的某些特征，但是本领域技术人员能够想到多种改型和改变。因此，应当理解，所附权利要求书旨在覆盖落入本发明的真正精神内的所有的这样的改型和改变。

Claims (12)

1.一种涡轮机系统，包括：
密封部件，所述密封部件包括陶瓷材料，其中所述陶瓷材料包括平均晶粒尺寸小于10微米的晶粒。
2.根据权利要求1所述的涡轮机系统，其特征在于，所述平均晶粒尺寸小于5微米。
3.根据权利要求1所述的涡轮机系统，其特征在于，所述平均晶粒尺寸处于从大约0.1微米至大约5微米的范围内。
4.根据权利要求1所述的涡轮机系统，其特征在于，所述陶瓷材料包括选自由以下材料组成的组的材料：部分或完全稳定的氧化锆、部分稳定的氧化铪、掺杂氧化铝、增韧氧化铝、二氧化钛、镁铝尖晶石、稀土铝酸石榴石、或其组合。
5.根据权利要求1所述的涡轮机系统，其特征在于，所述陶瓷材料包括不可变形四方的部分或完全稳定的氧化锆、不可变形四方的部分或完全稳定的氧化铪及其组合。
6.根据权利要求1所述的涡轮机系统，其特征在于，所述陶瓷材料具有小于5×10-6每摄氏度的热膨胀系数。
7.根据权利要求6所述的涡轮机系统，其特征在于，所述陶瓷材料包括选自由以下材料组成的组：硅酸盐、二硅酸盐、莫来石、钛酸盐、堇青石、磷酸盐、钽酸盐、铌酸盐、或其组合。
8.根据权利要求1所述的涡轮机系统，其特征在于，所述密封部件包括单层。
9.根据权利要求1所述的涡轮机系统，其特征在于，所述密封部件包括多个层。
10.根据权利要求1所述的涡轮机系统，其特征在于，所述涡轮机系统包括涡轮护罩组件，其中所述密封部件布置于所述涡轮护罩组件中。
11.一种涡轮护罩组件，包括：
多个护罩段，所述多个护罩段布置成彼此相邻；和
密封部件，所述密封部件定位在所述多个护罩段中的两个相邻的护罩段之间，其中所述密封部件包括陶瓷材料，所述陶瓷材料包括平均晶粒尺寸小于10微米的晶粒。
12.根据权利要求11所述的涡轮护罩组件，其特征在于，所述多个护罩段包括陶瓷基复合材料。
CN201780038727.0A 2016-06-22 2017-04-24 具有密封部件的涡轮机系统 Pending CN109642467A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/189,122 US20170370239A1 (en) 2016-06-22 2016-06-22 Turbine systems with sealing components
US15/189,122 2016-06-22
PCT/US2017/029041 WO2017222630A1 (en) 2016-06-22 2017-04-24 Turbine systems with sealing components

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN109642467A true CN109642467A (zh) 2019-04-16

Family

ID=58671936

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201780038727.0A Pending CN109642467A (zh) 2016-06-22 2017-04-24 具有密封部件的涡轮机系统

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20170370239A1 (zh)
CN (1) CN109642467A (zh)
WO (1) WO2017222630A1 (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3514414B1 (en) 2016-09-14 2021-11-03 Eagle Industry Co., Ltd. Mechanical seal
US11549589B2 (en) 2018-02-21 2023-01-10 Eagle Industry Co., Ltd. Mechanical seal
FR3079561B1 (fr) * 2018-04-03 2020-03-06 Safran Aircraft Engines Dispositif de simulation d'une languette inter-secteurs de secteurs d'un anneau de turbomachine
US10927691B2 (en) 2019-03-21 2021-02-23 Solar Turbines Incorporated Nozzle segment air seal
FR3113696B1 (fr) * 2020-09-03 2023-02-24 Safran Aircraft Engines Pièce de turbomachine avec bord de liaison en matériau composite à matrice céramique et à fibres courtes et son procédé de fabrication
FR3115811B1 (fr) * 2020-10-30 2023-02-24 Safran Ceram Assemblage pour turbine comprenant des secteurs avec languettes d’étanchéité lamifiées
CA3222992A1 (en) * 2021-06-30 2023-01-05 Jean-Marie Lebrun Ceramic variable stator vane bushing

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5474306A (en) * 1992-11-19 1995-12-12 General Electric Co. Woven seal and hybrid cloth-brush seals for turbine applications
US20060213199A1 (en) * 2004-07-28 2006-09-28 Snecma Convergent turbojet exhaust nozzle
EP2067974A1 (en) * 2007-12-05 2009-06-10 United Technologies Corporation Laminate air seal for a gas turbine engine
DE102011111702A1 (de) * 2011-08-24 2013-02-28 Ihi Charging Systems International Gmbh Turbine für einen Abgasturbolader
US20150275686A1 (en) * 2013-02-23 2015-10-01 Rolls-Royce Corporation Edge seal for gas turbine engine ceramic matrix composite component

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4645217A (en) * 1985-11-29 1987-02-24 United Technologies Corporation Finger seal assembly
EP0798280B1 (en) * 1996-03-29 2001-09-12 Kabushiki Kaisha Toshiba Ceramic matrix composite and method of manufacturing the same
US5934687A (en) * 1997-07-07 1999-08-10 General Electric Company Gas-path leakage seal for a turbine
US6361888B1 (en) * 1999-01-19 2002-03-26 The Board Of Trustees Of The University Of Illinois Toughening of ceramic composites by transformation weakening of interphases
GB0108398D0 (en) * 2001-04-04 2001-05-23 Siemens Ag Seal element for sealing a gap and combustion turbine having a seal element
JP4495481B2 (ja) * 2004-02-18 2010-07-07 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
US7090459B2 (en) * 2004-03-31 2006-08-15 General Electric Company Hybrid seal and system and method incorporating the same
US7341970B2 (en) * 2004-03-31 2008-03-11 Corning Incorporated Low thermal expansion articles
US20050242526A1 (en) * 2004-04-30 2005-11-03 Stefan Dahlke Hot gas seal
GB2417528B (en) * 2004-08-23 2008-08-06 Alstom Technology Ltd Improved rope seal for gas turbine engines
US7429424B2 (en) * 2004-12-06 2008-09-30 General Electric Company Sintering resistant, low conductivity, high stability thermal barrier coating/environmental barrier coating system for a ceramic-matrix composite (CMC) article to improve high temperature capability
US7870738B2 (en) * 2006-09-29 2011-01-18 Siemens Energy, Inc. Gas turbine: seal between adjacent can annular combustors
US8173206B2 (en) * 2007-12-20 2012-05-08 General Electric Company Methods for repairing barrier coatings
US8206087B2 (en) * 2008-04-11 2012-06-26 Siemens Energy, Inc. Sealing arrangement for turbine engine having ceramic components
US8658291B2 (en) * 2008-12-19 2014-02-25 General Electric Company CMAS mitigation compositions, environmental barrier coatings comprising the same, and ceramic components comprising the same
US8172519B2 (en) * 2009-05-06 2012-05-08 General Electric Company Abradable seals
US8322977B2 (en) * 2009-07-22 2012-12-04 Siemens Energy, Inc. Seal structure for preventing leakage of gases across a gap between two components in a turbine engine
US8434999B2 (en) * 2010-03-25 2013-05-07 General Electric Company Bimetallic spline seal
US20120211943A1 (en) * 2011-02-22 2012-08-23 General Electric Company Sealing device and method for providing a seal in a turbine system
US8777562B2 (en) * 2011-09-27 2014-07-15 United Techologies Corporation Blade air seal with integral barrier
US20130108420A1 (en) * 2011-10-26 2013-05-02 General Electric Company Layered spline seal assembly for gas turbines
US20140062034A1 (en) * 2012-08-06 2014-03-06 General Electric Company Gas path leakage seal for a turbine
FR3001452B1 (fr) * 2013-01-29 2015-02-13 Herakles Procede de fabrication d'un panneau d'attenuation acoustique de forme courbee
JP6542750B2 (ja) * 2013-03-13 2019-07-10 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 金属基材のコーティング
US9624138B2 (en) * 2014-04-08 2017-04-18 United Technologies Corporation Formation of voids within components formed from porous substrates
JP6560266B2 (ja) * 2014-06-30 2019-08-14 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 遮熱及び耐環境コーティング組成物
US20170030211A1 (en) * 2015-07-28 2017-02-02 General Electric Company Seals with a conformable coating for turbomachinery

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5474306A (en) * 1992-11-19 1995-12-12 General Electric Co. Woven seal and hybrid cloth-brush seals for turbine applications
US20060213199A1 (en) * 2004-07-28 2006-09-28 Snecma Convergent turbojet exhaust nozzle
EP2067974A1 (en) * 2007-12-05 2009-06-10 United Technologies Corporation Laminate air seal for a gas turbine engine
DE102011111702A1 (de) * 2011-08-24 2013-02-28 Ihi Charging Systems International Gmbh Turbine für einen Abgasturbolader
US20150275686A1 (en) * 2013-02-23 2015-10-01 Rolls-Royce Corporation Edge seal for gas turbine engine ceramic matrix composite component

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
李进卫: "浅说陶瓷基复合材料的功用特点及其市场前景", 《现代技术陶瓷》 *

Also Published As

Publication number Publication date
US20170370239A1 (en) 2017-12-28
WO2017222630A1 (en) 2017-12-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109642467A (zh) 具有密封部件的涡轮机系统
DiCarlo Advances in SiC/SiC composites for aero‐propulsion
CA2647453C (en) Thermal barrier coating member, method for producing the same, thermal barrier coating material, gas turbine, and sintered body
CA2529781C (en) Thermal barrier coating material, thermal barrier member, and member coated with thermal barrier and method for manufacturing the same
JP6430545B2 (ja) コーティング部材、コーティング用材料、及び、コーティング部材の製造方法
JP4681841B2 (ja) 耐食性窒化珪素セラミックス
JP2007262447A (ja) 耐酸化膜及びその形成方法、遮熱コーティング、耐熱部材、及びガスタービン
JP2006193828A (ja) 遮熱コート材料、遮熱部材、遮熱コーティング部材及びその製造方法
EP1312693A2 (en) Thermal barrier coating material, gas turbine parts and gas turbine
KR20140129392A (ko) 차열 코팅의 제조 방법, 상기 차열 코팅을 구비하는 터빈 부재 및 가스 터빈
CN109071367B (zh) 涂层构造、具有该涂层构造的涡轮零件及涂层构造的制造方法
US20080131608A1 (en) Thermal barrier coating material, thermal barrier member, and member coated with thermal barrier and method for manufacturing the same
Xu et al. Thermal barrier coatings of new rare-earth composite oxide by EB-PVD
JP4388466B2 (ja) ガスタービン、遮熱コーティング材、その製造方法及びタービン部材
Ruggles-Wrenn et al. Creep behavior in interlaminar shear of Nextel™ 720/alumina ceramic composite at elevated temperature in air and in steam
JP7258500B2 (ja) 遮熱コーティング破砕検出システム
JP2010242223A (ja) 遮熱コーティング部材及びその製造方法ならびに遮熱コート材料、ガスタービン及び焼結体
JP2004175627A (ja) 耐食性セラミックス
Saha et al. Application of thermal barrier coating in high temperature resistance
JP2005042144A (ja) 耐熱部材とその製造方法
van Roode et al. Durability prediction of alumina-and YAG-based CMC combustor liners
JP4681851B2 (ja) 耐食性ガスタービン用セラミック部品
Holmquist et al. Development of ultra high temperature ceramic composites for gas turbine combustors
Siegert Effect of Environment on Creep Behavior of an Oxide/Oxide CFCC with±45 Fiber Orientation
Braun Effects of Temperature and Environment on Creep Behavior of an Oxide-Oxide Ceramic Matrix Composite

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
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20190416

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication