CN109677624B - 用于飞机系统中的可变几何间隙的密封系统 - Google Patents

用于飞机系统中的可变几何间隙的密封系统 Download PDF

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Abstract

包含壳体(316)、密封件(318)和储能装置(320)的设备。壳体(316)联接到飞机(304)的排气系统(300)中的结构(308)。结构(308)相对于排气系统(300)中的表面(306)定位以使在表面(306)和结构(308)之间存在间隙(310)。密封件(318)具有被定位成与表面(306)接触以减小通过间隙(310)的排气的流量的末端(322)并且被联接到壳体(316)以使密封件(318)在壳体(316)内延伸。储能装置(320)联接到壳体(316)并且与密封件(318)接合，以当间隙(310)增大时允许密封件(318)相对于壳体(316)沿第一方向平移并且当间隙(310)减小时允许密封件(318)相对于壳体(316)沿与第一方向相反的第二方向平移，以使随着间隙(310)尺寸改变，密封件(318)持续减小通过间隙(310)的排气的流量。

Description

用于飞机系统中的可变几何间隙的密封系统
技术领域
本公开大体涉及密封间隙并且，更具体地涉及用于密封飞机系统中的间隙的设备和方法，其中所述间隙具有可变几何配置。
背景技术
通常情况下，飞机的排气系统中的部件相对于彼此定位以致在这些部件之间处在间隙。但是，在飞行期间特定情况下，排气会通过这些间隙泄漏。在一些情形中，通过这些间隙的排气的泄漏会影响空气动力学性能。因此，可以期望将通过所述间隙的排气的泄漏减小到选定公差范围内。
但是，在一些排气系统的间隙在飞行期间会改变尺寸。例如，喷气式发动机系统的排气系统可以包括在喷气式发动机系统运行期间相对于排气系统的入口、喷嘴或其他固定结构的表面移动的襟翼。间隙可以被限定在襟翼和固定结构的表面之间以防止表面之间的接触并且允许相对运动。但是，由于襟翼的移动、飞行状况、局部温度、局部压力或上述的组合，这些间隙的尺寸在飞行期间会变化。例如，在襟翼和固定结构的表面之间的特定间隙会响应于襟翼相对于表面的移动或排气系统中的温度的改变而变宽或变窄。使用具有足够耐久性和耐磨性同时还能够解决间隙的尺寸的改变的密封件来密封这种类型的间隙会是困难的。
发明内容
在一种示例实施例中，一种设备包含壳体、一个密封件和一个储能装置。壳体联接到飞机的排气系统中的结构。结构相对于排气系统中的表面定位，以使在该表面和该结构之间存在间隙。密封件具有定位为与表面接触以减小通过间隙的排气的流量的末端，并且被联接到壳体以使至少一部分密封件在壳体内延伸。储能装置联接到壳体并且与密封件接合，以使储能装置允许当间隙增大时密封件相对于壳体沿第一方向平移，并且允许当间隙减小时密封件相对于壳体沿与第一方向相反的第二方向平移，以致随着间隙尺寸改变，密封件持续减小通过间隙的排气的流量。
在另一示例实施例中，飞机包含壳体、多个密封件和多个储能装置。壳体联接到飞机的排气系统中的结构。结构相对于发动机系统表面定位以使在表面和结构之间存在间隙。所述密封件以选定的配置布置以形成通过间隙的蜿蜒的流动路径。密封件中的每一个具有定位为与表面接触以减小通过间隙的排气的流量的末端。储能装置中的每一个联接到壳体并且与所述多个密封件中的对应的密封件接合，以当间隙增大时允许对应的密封件相对于壳体沿第一方向平移并且当间隙减小时允许对应的密封件相对于壳体沿与第一方向相反的第二方向平移，以致随着间隙尺寸改变，密封件持续减小通过间隙的排气的流量。
在又一示例实施例中，提供了一种方法。密封件相对于联接到飞机的排气系统中的结构的壳体定位，以使密封件的末端定位为与排气系统的表面接触以减小通过表面和结构之间的间隙的排气的流量。密封件使用联接到壳体并且与密封件接合的储能装置加载，以当间隙增大时允许密封件相对于壳体沿第一方向平移并且当间隙减小时允许密封件相对于壳体沿与第一方向相反的第二方向平移，以致随着间隙尺寸改变，密封件持续减小通过间隙的排气的流量。
特征和功能可以在本公开的各种实施例中独立地实现，或者可以在其他实施例中组合，其中参考以下描述和附图可以看到进一步的细节。
附图说明
被认为是说明性实施例的特点的新颖性特征在所附权利要求中阐述。然而，当结合附图阅读时，通过参考本公开的说明性实施例的以下具体实施方式，将会最佳地理解说明性实施例以及优选使用模式、其进一步的目标和特征，其中：
图1是根据示例实施例的具有在第一配置中的上襟翼和下襟翼的飞机的排气系统的图示。
图2是根据示例实施例的具有在第二配置中的上襟翼和下襟翼的图1中的排气系统的图示。
图3是根据示例实施例的飞机的排气系统的框图。
图4是根据示例实施例的沿图1中的线4-4截取的密封系统的透视横截面视图的图示，所述密封系统用于密封在结构和表面之间的间隙。
图5是根据示例实施例的图4中的密封系统的侧视图的图示。
图6是根据示例实施例的沿图1中的线6-6截取的密封系统的透视横截面视图的图示，所述密封系统用于密封在结构和表面之间的间隙。
图7是根据示例实施例的图6中的密封系统的不同实施方式的图示。
图8是根据示例实施例的利用密封件密封飞机的排气系统中的表面和结构之间的间隙的过程的流程图。
图9是根据示例实施例的响应于由密封件密封的间隙的几何配置的改变而使密封件偏移和使密封件平移的过程的流程图。
图10是根据示例实施例的利用多个密封件密封飞机的排气系统中的表面和结构之间的间隙的过程的流程图，其中所述多个密封件利用弹簧、加压空气舱或杠杆系统中的至少一种进行加载。
图11是根据示例实施例的具有包括一个或多个间隙的飞机系统的飞机的透视横截面视图的图示，其中所述一个或多个间隙具有可变几何配置。
具体实施方式
下文描述的示例实施例提供了用于密封具有可以随时间变化的几何配置的间隙的不同方法和相关设备。间隙的几何配置可以包括间隙的形状、间隙的尺寸、间隙的一些其他类型的几何特征或其组合。通过示例实施例描述的不同密封系统可以能够密封具有可变几何配置的间隙，同时还具有足够的耐久性和耐磨性。
现在参考附图，图1是根据示例实施例描述的处于第一配置的上襟翼和下襟翼的飞机的排气系统的图示。在该说明性示例中，排气系统100是飞机的发动机系统的一部分。更具体地，排气系统100采用喷气发动机排气系统102的形式。但是，在另一些示例中，排气系统100可以是飞机的发动机系统中的一些其他类型的排气系统，或可以是一些其他类型的交通工具的发动机系统中的排气系统。在又一些示例中，排气系统100可以从飞机或交通工具的发动机系统分离。
排气系统100包括内表面104、上襟翼106和下襟翼108。上襟翼106相对于内表面104定位以使在上襟翼106和内表面104之间存在间隙110。进一步，下襟翼108相对于内表面104定位以使在下襟翼108和内表面104之间存在间隙112。
排气系统100还包括密封系统114和密封系统116。密封系统114用于减小通过间隙110的流体的流量/流动(flow)。密封系统116用于减小通过间隙112的流体的流量。如本文所使用的，流体可以包括一种或多种液体、一种或多种气体或其组合。排气可以是一种类型的流体。在一种示例实施例中，密封系统114和密封系统116分别用于减小通过间隙110和间隙112的排气的流量。减小通过间隙110和间隙112的排气的流量可以减小空气动力学性能的损失，并且帮助减小在排气系统100的一种或多种材料或部件中的不希望的温度波动。
由于一些不同的因素，间隙110和间隙112的几何配置在飞行期间会改变尺寸。例如，间隙110和间隙112在飞行期间可以响应于上襟翼406和下襟翼108在飞行期间的移动、飞机的飞行状况、排气系统100中的温度或排气系统100中的压力中的至少一种而改变尺寸。
在一种示例实施例中，如图1中所描述，上襟翼106和下襟翼108处于第一配置118。但是，在排气系统100运行期间，上襟翼106、下襟翼108或两者可以移动以将上襟翼106和下襟翼108置于相对于内表面104的不同配置中。上襟翼106、下襟翼108或两者相对于内表面104的移动分别可以造成间隙110、间隙112或两个间隙的改变。作为一种说明性示例，在飞行期间，上襟翼106的旋转可以造成间隙100的几何配置的改变。例如，上襟翼106的旋转可以造成间隙110的尺寸的改变。更具体地，当上襟翼106相对于内表面104旋转时，间隙110可以变宽或变窄。相似地，在飞行期间，下襟翼108的旋转可以造成间隙112的几何配置的改变。例如，下襟翼108的旋转可以造成间隙112的尺寸的改变。更具体地，当上襟翼106相对于内表面104旋转时，间隙112可以变宽或变窄。
密封系统114包含沿至少两个方向平移以当间隙110的尺寸改变时减小通过间隙110的排气的流量的密封件(在该视图中未示出)。相似地，密封系统116包含沿至少两个方向平移以当间隙112的尺寸改变时减小通过间隙112的排气的流量的密封件(在该视图中未示出)。在一些示例实施例中，减小通过间隙(如，间隙110或间隙112)的排气的流量包括将排气的流量减小到选定公差范围内或低于选定阈值。在另一些示例实施例中，减小通过间隙(如，间隙110或间隙112)的排气的流量包括基本阻止通过间隙的排气的流动。
图2是根据示例实施例描述的具有处于第二配置的上襟翼106和下襟翼108的来自图1的排气系统100的图示。具体地，上襟翼106和下襟翼108已从图1中的第一配置118旋转成第二配置200。
上襟翼106和下襟翼108的这种旋转分别造成间隙110和间隙112的几何配置的改变。例如，与当上襟翼106和下襟翼108处于第一配置118时相比，在上襟翼106和下襟翼108处于第二配置200时间隙110和间隙112均会更宽。密封系统114和密封系统116分别确保通过间隙110和间隙112的排气的流量的减小，而不管是否上襟翼106和下襟翼108分别是处于第一配置118、第二配置200还是一些其他配置。换句话说，密封系统114和密封系统116分别适应间隙110和间隙112的尺寸的改变，从而减小通过间隙的排气的流量而不管这些间隙的变化尺寸。
现在参考图3，根据示例实施例描述了飞机的排气系统的框图。排气系统300可以是飞机304的发动机系统302的一部分。在一些示例中，发动机系统302是喷气式发动机系统。图1和图2中描述的排气系统100是图3中排气系统300的一种实施方式的示例。
排气系统300包括表面306和结构308。在一种或多种示例实施例中，表面306可以是排气系统300的壳体、入口、喷嘴或其他固定结构的内表面。在另一些实施例中，表面306可以是在排气系统300内面向排气系统300的内部的部件的外表面。
结构308可以采用不同的形式。例如，结构308可以是在排气系统300内相对于表面306定位并且相对于表面306移动的任意部件。在一种示例实施例中，结构308包括一个或多个襟翼。例如，图1和图2中描述的上襟翼106中的每一个和下襟翼108中的每一个可以是结构308的一种实施方式的示例。
结构308相对于表面306定位以使间隙310被限定在结构308和表面306之间。更具体地，间隙310可以由位于结构308的外表面311和表面306之间的空间的体积限定。图1中的间隙110和间隙112中的每一个是图3中的间隙310的一种实施方式的示例。密封系统312用于减小通过间隙310的流体的流量。流体可以包括排气314。
如图3所示，密封系统312包括壳体316、联接到壳体316的至少一个密封件318和联接到壳体316的至少一个储能装置320。壳体316联接到结构308以使壳体316相对于表面306定位。如本文所使用的，第一部件可以通过直接地或非直接地联接到第二部件或通过作为第二部件的一部分而“联接”到第二部件。例如，壳体316可以通过作为附接到、固定到、紧固到、粘合到、焊接到或以其他方式连接到结构308的单独部件而联接到结构308。在另一些示例中，壳体316可以被认为是通过被限定为结构308的一部分而联接到结构308。
在一种示例实施例中，壳体316联接到结构308以使壳体316的外表面321基本与结构308的外表面311平齐。在另一些示例实施例中，壳体316的外表面321可以沿朝向表面306的方向延伸超过结构308的外表面311。在又一些示例实施例中，壳体316的外表面321可以不延伸超过结构308的外表面311。
密封系统312的密封件318具有第一末端322和与第一末端322相反的第二末端324。在一种说明性示例中，密封件318具有带有中心轴线326的圆柱形形状。在一种或多种实施例中，在第一末端322和第二末端324之间的密封件318的圆柱形形状可以由沿中心轴线326的长度的固定直径限定。在另一些实施例中，密封件318可以包括不同区段，每一区段具有包括不同直径的圆柱形形状，所有不同区段沿中心轴线326对齐。
密封件318的第一末端322被定位为与表面306接触。第一末端322可以被定位为与表面306接触以使密封件318的中心轴线326基本正交于与第一末端322接触的表面306的部分。在一种示例实施例中，第一末端322基本是平坦的。第一末端322可以具有绕第一末端322部分地延伸或绕第一末端322圆周地完全延伸的斜边。在一些情形中，第一末端322可以具有绕第一末端322圆周地延伸的圆角边缘。在另一些示例实施例中，第一末端322具有弯曲形状。
密封件318联接到壳体316以使密封件318的至少一部分在壳体316中延伸。特别地，密封件318可以从表面306延伸穿过间隙310并且进入壳体316中。在一种示例实施例中，密封件318可以延伸通过壳体316并且经由壳体316中的开口328延伸到壳体316外。进一步，密封件318以允许密封件318和壳体316之间的相对运动的方式联接到壳体316。
密封件318可以由几种不同的材料组成。在一种示例实施例中，密封件318可以由允许密封件318承受排气系统300内所经受的高温的一种或多种材料组成。例如，但不限于，密封件318可以由金属合金、陶瓷或能够承受高于大约1200华氏度的温度的一些其他类型的金属中的至少一种组成。
在飞机304运行期间，间隙310的几何配置可以改变。因此，间隙310也可以称为可变几何间隙。例如，在飞机304的排气系统300运行期间，结构308可以相对于表面306移动。这种移动可以造成间隙310的几何配置的改变。例如，结构308相对于表面306的移动可以造成间隙变宽、变窄或以一些其他方式改变。此外，间隙310的几何配置在飞行期间可以响应于飞机304的飞行状况、排气系统300内的温度、排气系统300内的压力或一些其他基于飞行的因素中的至少一种而改变。
密封系统312用于减小通过间隙310的排气314的流量，并且能够适应间隙310的几何配置的改变。更具体地，密封系统312可以用于减小通过间隙310的排气314的流量，而不管结构308相对于表面306移动的方向如何并且不管间隙310的几何配置响应于结构308相对于表面306的移动而发生的任意改变。因此，密封系统312可以称为全方向密封系统。
至少一个储能装置320与密封件318接合以允许密封件318与壳体316之间的相对运动。例如，但不限于，储能装置320可以联接到壳体316并且与密封件318接合以允许密封件318相对于壳体316沿基本平行于中心轴线326的方向平移。换句话说，储能装置320可以联接到壳体316并且与密封件318接合以允许壳体316相对于密封件318沿基本平行于中心轴线326的方向平移。取决于实施方式，储能装置320可以包括弹簧330、加压空气舱332、杠杆系统334、一些其他类型的储能装置或其组合中的至少一种。
在一个示例实施例中，储能装置320包括对密封件318加载的至少一个弹簧330。弹簧330可以例如是压缩弹簧。弹簧330可以附接到壳体316并且与密封件318接合以使弹簧330对密封件318的区段335施加力。加载密封件318的区段335确保了密封件318的第一末端322基本保持与表面306接触。在一些示例中，密封件318的区段335可以是定位在密封件318的第二末端324处的密封件318的末端部分。在另一些示例中，区段335可以是密封件318的中间部分。
结构308朝向表面306的移动可以造成间隙310变窄(或尺寸减小)。进一步，结构308朝向表面306的移动造成联接到结构308的壳体316朝向表面306的移动。壳体316朝向表面306的移动造成联接到壳体316的弹簧330压缩并且存储能量。弹簧330的压缩进一步对密封件310的区段335加载，从而确保当壳体316相对于密封件318沿中心轴线326朝向表面306平移时，密封件318的第一末端322基本保持与表面306接触。
结构308远离表面306的移动可以造成间隙310变宽(或尺寸增大)。进一步，结构308远离表面306的移动造成联接到结构308的壳体316远离表面306的移动。壳体316远离表面306的移动造成联接到壳体316的弹簧330延伸。但是弹簧330对密封件318的区段335的加载确保了当壳体316相对于密封件318沿中心轴线326远离表面306平移时，密封件318的第一末端322基本保持与表面306接触。
因此，弹簧330可以持续地对密封件318加载同时允许壳体316和密封件318之间相对于中心轴线326的相对运动。当间隙310减小时，弹簧330压缩，从而允许壳体316相对于密封件318沿基本平行于中心轴线326的第一方向平移。进一步，当间隙310增大时，弹簧330延伸，壳体316相对于密封件318沿与第一方向相反的第二方向平移。以这种方式，弹簧330确保了即使当间隙310的尺寸改变时密封件318也持续减小通过间隙310的排气314的流量。
在另一种示例实施例中，储能装置320采用加压空气舱332的形式。密封件318的第二末端324可以位于加压空气舱332内。加压空气舱内的加压空气接合密封件318从而沿朝向表面306的方向加载或偏置密封件318。特别地，加压空气可以沿朝向表面306的方向持续地加载或偏置密封件318。
当间隙310减小时，加压空气舱332允许壳体316相对于密封件318沿基本平行于中心轴线326的第一方向平移，以使加压空气舱332内容纳的空气的压力增加。当间隙310增大时，加压空气舱332允许壳体316相对于密封件318沿与第一方向相反的第二方向平移，以使加压空气舱332内容纳的空气的压力减小。
在又一示例实施例中，储能装置320采用杠杆系统334的形式。杠杆系统334可以用于沿朝向表面306的方向加载或偏置密封件318。与鳍功能相似的杠杆系统334可以是柔性的，以允许密封件318和壳体316之间的相对运动。在一些示例中，杠杆系统334可以包括联接到如弹簧的储能装置的杠杆，以使杠杆系统334能够偏置密封件318。
因此，储能装置320可以以多种不同的方式实现。在下面的图4-7中更详细地描述了这些示例实施例中的一些。
图3中的排气系统300的框图并不意味着暗含对可以实施示例实施例的方式的物理或结构限制。可以使用附加的或替代所示的部件的其他部件。一些部件是可选的。并且，框可以呈现用于说明一些功能性部件。当在说明性实施例中实施时，这些框中的一个或多个可以组合、分开或组合并分开成不同的框。
在另一些示例实施例中，排气系统300可以从发动机系统302分离。在又一些示例实施例中，排气系统300可以是除飞机304之外的交通工具的一部分。交通工具可以是例如但不限于地面交通工具、水上交通工具、太空交通工具或一些其他类型的交通工具。在又一些示例实施例中，排气系统300可以是一些其他类型的系统或平台的一部分。
图4是根据示例实施例描述的沿图1中的线4-4截取的用于密封图1中的排气系统100的结构和表面之间的间隙的密封系统的透视横截面视图的图示。密封系统400用于密封表面404和结构406之间的间隙。密封系统400、间隙402、表面404和结构406分别是图3中的密封系统312、间隙310、表面306和结构308的实施方式的示例。
密封系统400包括壳体408、多个密封件410和多个弹簧412。壳体408可以是图3中的壳体316的一种实施方式的示例。进一步，每个密封件410和每个弹簧412分别可以是图3中的密封件318和储能装置320的一种实施方式的示例。
在该示例实施例中，壳体408形成为结构406的一部分。在另一些示例实施例中，壳体408可以以一些其他的方式联接到结构406。如图所示，壳体408包括第一末端414、第二末端416和位于第一末端414和第二末端416之间的壁418。壳体408还包括在第一末端414处的外表面420。在该示例实施例中，壳体408的外表面420是结构406的外表面的一部分。
壳体408还包括在第一末端414处的开口421、在壁418中的多个开口422以及在第二末端416处的多个开口423。在第一末端414处的开口421从第一末端414延伸到壳体408的壁418。在壳体408的壁418中的开口422和第二末端416处的开口423的形状和尺寸被制成容纳密封件410。
如图所示，每个密封件410具有圆柱形形状并且从表面404延伸穿过间隙402并且进入壳体408中。密封件424是密封件410的其中一个的示例。密封件424具有第一末端426和第二末端428，且在第一末端426和第二末端428之间有多个区段。第一末端426被定位为接触表面404。在一种示例实施例中，密封件424包括第一区段430、第二区段432、第三区段434和第四区段436，这几个区段中的每一个具有沿相同的中心轴线437对齐的圆柱形形状。
第一区段430从表面404延伸、穿过间隙420并且通过壳体408的开口421进入壳体408中。第二区段432从第一区段430延伸进入壁418中与开口422对应的开口438中。第二区段432具有比第一区段430更小的直径。第三区段434从壁418延伸朝向壳体408的第二末端416。第三区段434具有比第二区段432和对应的开口438更大的直径。因此，第三区段434限制了密封件318沿中心轴线437在第一方向440上的运动。第四区段436从第三区段434延伸朝向壳体408的第二末端416，并且进入在壳体408的第二末端416处的开口423中的对应开口442中。第四区段436可以相对于壳体408沿中心轴线437平移。第四区段436具有比第三区段434更小的直径。
如图所示，弹簧444绕密封件424的第四区段436定位并且与密封件424的第三区段434接合。进一步，弹簧444联接到壳体408。弹簧444是弹簧412中的一个的示例。弹簧444沿朝向表面404的第一方向440偏置密封件424同时还使得在壳体408和密封件424之间能够发生相对运动。以这种方式，随着间隙420尺寸的改变，弹簧444确保密封件424的第一末端426基本保持与表面404接触，从而减小通过间隙402的流体的流量。
例如，结构406相对于表面404的移动可以造成间隙402尺寸的改变。在一种示例中，结构406的移动可以使间隙402变窄。当间隙402变窄时，弹簧444压缩，从而允许壳体408相对于密封件424沿朝向表面404的第一方向440移动。特别地，密封件424沿第二方向446平移以使密封件424的第一区段430的更大部分进一步进入壳体408中。弹簧444确保密封件424的第一末端426基本保持与表面404接触。
在另一示例中，结构406的移动可以使间隙402变宽。当间隙420变宽时，弹簧444延伸，从而允许壳体408相对于密封件424沿第二方向446远离表面404平移。特别地，密封件424沿第一方向440平移以使密封件424的第一区段430的更小部分位于壳体408内。弹簧444确保密封件424的第一末端426基本保持与表面404接触。
密封件410以多排448方式布置以形成蜿蜒的流动路径以减小通过间隙402的流体(例如，排气)的流量。当流体更难或不能沿笔直路径穿过间隙时，流动路径是蜿蜒的。蜿蜒的流动路径可以包括扭曲和转弯，并且与基本笔直的流动路径相比会是复杂的。进一步，在一些情形中，蜿蜒的流动路径可以造成进入流动路径中的流体被捕获在流动路径内。随着密封件410的排448的数量增加，由密封件410形成的流动路径变得更加蜿蜒。进一步，密封件410可以布置为紧密排列的，以最小化密封件410之间的空间量并且进一步增加密封件410之间的流动路径的蜿蜒度。
在一种示例实施例中，每个密封件410在每个密封件的第一末端处具有相同的直径。在另一些示例实施例中，这些第一末端可以具有不同的直径。在又一些示例实施例中，密封件410的第一排的第一末端可以具有相同的直径，而密封件的第二排的第一末端可以具有相同但不同于第一排的直径。
每个密封件410可以具有缩放成适应间隙402的尺寸的长度。在一种示例实施例中，间隙402可以在大约0.1英寸和大约0.5英寸之间变化。每个密封件410可以具有允许每个密封件即使在间隙402的尺寸变化时仍持续地密封间隙402的长度。在另一些示例实施例中，间隙402可以在大约0.1英寸和大约2英寸之间变化。在又一些示例实施例中，间隙402可以在大约0.5英寸和大约3英寸之间变化。
图5是根据示例实施例描述的图4中的密封系统400的侧视图的图示。如图所示，密封件424的第一末端426是基本平坦的以使第一末端426基本符合表面404，表面404也是基本平坦的。进一步，第一末端426具有绕密封件424的第一末端425圆周地延伸的斜边500。有助于提高密封件424的耐久性和耐磨性的因素包括密封件424的圆柱形形状、第一末端426基本平坦和第一末端426具有斜边500。
在另一些示例实施例中，表面404可以是非平坦的并且密封件424的第一末端426可以定形为基本符合第一末端426将要接触的表面404的对应部分。例如，第一末端426可以具有弯曲形状以允许第一末端426基本符合表面404的弯曲部分。在一些示例实施例中，密封件410可以具有以不同方式定形(例如弯曲)以基本符合第一末端将要接触的表面404的不同对应部分的第一末端。
在一种示例实施例中，每个密封件410和每个弹簧412可以分别以与密封件424和弹簧444相似的方式实现。但是，在另一些示例实施例中，密封件410可以不是每个均具有与第四区段436相似的第四区段。而是，密封件410的第三区段可以全部联接到连接这些密封件410的单个结构。于是单个弹簧可以绕该单个结构定位并且还与密封件410的第三区段中的每个接合。
图6是根据示例实施例描述的沿图1中的线6-6截取的用于密封排气系统100的结构和表面之间的间隙的密封系统的透视横截面视图的图示。密封系统600是图3中描述的密封系统312的一种实施方式的另一示例。密封系统600包括壳体602、多个密封件604和多个杠杆系统606。壳体602可以是图3中的壳体316的一种实施方式的示例。每个密封件604可以是图3中的密封件318的一种实施方式的示例。进一步，每个杠杆系统606可以是图3中的杠杆系统334的一种实施方式的示例。
壳体602可以联接到结构(未示出)，如图3中描述的结构308。壳体602可以形成为结构308的一部分或可以是附接到结构308的单独部件。
每个密封件604具有圆柱形形状。密封件608是多个密封件604中的一个的示例。密封件608包括第一末端610和第二末端612。密封件608可以从第一末端610到第二末端612具有相同直径。密封件608以使密封件608相对于壳体602沿穿过密封件608的轴线613可平移的方式联接到壳体602。密封件608和壳体602之间的相对运动由杠杆系统614控制。
密封件608被对应的杠杆系统614加载或偏置。杠杆系统614是杠杆系统606中的一个的示例。杠杆系统614包括杠杆616和联接到杠杆616的扭转弹簧618。杠杆616绕穿过杠杆系统606的轴线613可旋转。扭转弹簧618偏置杠杆616以使杠杆616在沿穿过密封件608的轴线613的方向622上对密封件608的第二末端612施加力。以这种方式，当密封件608紧靠表面(未示出)定位时，杠杆系统614允许密封件608平移进出壳体602同时对密封件608的第二末端612持续地施加力，以确保密封件608的第一末端610基本保持与该表面接触。
例如，密封系统600可以用于密封在表面(未示出)和壳体602所联接的结构(未示出)之间的间隙。间隙可以具有可变几何配置。换句话说，间隙可以是可变几何间隙。例如，间隙可以随时间改变尺寸。杠杆系统614确保密封件604的第一末端(包括密封件608的第一末端610)基本保持与表面接触，从而密封间隙并且减小通过间隙的流体(例如，排气)的流量。换句话说，密封系统600用于持续地密封这种间隙而不管间隙的尺寸的改变。
图7是根据示例实施例描述的图6中的密封系统600的不同实施方式的图示。在该示例实施例中，密封系统600的杠杆系统606已经由单个杠杆系统700替代。杠杆系统700包括细长构件702和联接到细长构件702的多个杠杆704。
在一种示例实施例中，每个杠杆704可以由柔性但有弹性的材料组成，所述材料允许每个杠杆响应于力而弯曲但当力被移除时返回其原始或基本形状。杠杆706是杠杆704中的一个的示例。杠杆706包括基本部分708和弹性部分710。基本部分708固定地联接到细长构件702。在一种示例实施例中，弹性部分710可以由柔性材料组成，所述柔性材料允许弹性部分710响应于力而弯曲但当力减小或被移除时返回其原始形状。因此，弹性部分710相对于密封件608定位并且与密封件608接合以使弹性部分710在沿轴线613的方向622上偏置密封件608。
每个杠杆704可以以与杠杆706相似的方式实现。例如，每个杠杆704可以具有基本部分和弹性部分710，该基本部分被联接到细长构件702，该弹性部分710沿方向622偏置密封件604中的对应密封件同时仍允许在该对应密封件和壳体602之间的相对运动。
图4与图5中的密封系统400和图6与图7中的密封系统600的图示并不意味着暗含对可以实现说明性实施例的方式的物理或结构限制。可以使用除图示部件之外或替代图示部件的其他部件。一些部件是可选的。进一步，如上文所述，图4-7中所示的不同部件可以是如何将图3中以方框形式示出的组件实现为物理结构的说明性示例。此外，图4-7中的一些部件可以结合图3中的部件、与图3中的部件结合使用或者他们的组合。
图8是使用根据说明性实施例描述的使用密封件密封飞机的排气系统中的表面和结构之间的间隙的过程800的流程图。过程800可以使用例如图3中描述的密封系统312实现。
过程800可以开始于将密封件318相对于联接到飞机304的排气系统300中的结构308的壳体316定位，以使密封件318的末端322定位为与排气系统300的表面306接触以减小通过表面306和结构308之间的间隙310的排气314的流量(步骤802)。在一种示例实施例中，排气系统300是喷气式发动机排气系统。在步骤802处，密封件318的与表面306接触的末端322可以是基本平坦的。在一种示例实施例中，末端322可以具有绕密封件318圆周地延伸的斜边。
进一步，密封件318利用联接到壳体316且与密封件318接合的储能装置320加载，以便当间隙310增加时允许密封件318相对于壳体316沿第一方向平移并且当间隙310减小时允许密封件318相对于壳体316沿与第一方向相反的第二方向平移，以致随着间隙310的尺寸改变，密封件318持续减小通过间隙310的排气314的流量(步骤804)，随后过程终止。在步骤804，通过间隙310的排气314的流量可以减小到选定的公差范围内或可以被完全阻止。
图9是响应于由根据说明性实施例描述的密封件密封的间隙的几何配置的改变而偏置密封件和平移密封件的过程900的流程图。过程900可以使用例如图3中描述的密封系统312来实现。
过程900可以开始于，沿朝向表面306的方向偏置密封件318，以使密封件318的末端322定位为与表面306接触，其中密封件318从表面306延伸、穿过表面306和结构308之间的间隙310并且至少部分地进入联接到结构308的壳体316中(步骤902)。密封件318响应于间隙310的几何配置的改变相对于壳体316沿朝向表面306的第一方向平移(步骤904)。在一种示例实施例中，在步骤904，密封件318响应于间隙310的至少一处变窄沿第一方向平移。密封件318响应于间隙310的几何配置的不同改变相对于壳体316沿远离表面306的第二方向平移(步骤906)，随后过程终止。在一种示例实施例中，在步骤906，密封件响应于间隙的至少一处变宽沿第二方向平移。
图10是使用根据说明性实施例描述的多个密封件(使用弹簧、加压空气舱或杠杆系统中的至少一种加载)密封飞机的排气系统中的表面和结构之间的间隙的过程1000的流程图。过程1000可以使用例如图3中描述的密封系统312来实现。在一种示例实施例中，过程1000可以使用图4和图5中的密封系统400或图6和图7中的密封系统600来实现。
过程800可以开始于，将多个密封件相对于联接到飞机的排气系统中的结构的壳体定位，以使密封件中的每个的末端定位为与排气系统的表面接触，从而减小通过表面和结构之间的间隙的排气的流量(步骤1002)。在一种示例实施例中，在步骤1002，所述多个密封件可以布置为多排以形成蜿蜒的流动路径。排数越多，流动路径就越蜿蜒。
进一步，所述多个密封件中的每个密封件使用弹簧、加压空气舱或杠杆系统中的至少一种被加载，所述弹簧、加压空气舱或杠杆系统被联接到壳体且与每个密封件接合，以当间隙的尺寸增加时允许每个密封件沿第一方向平移并且当间隙的尺寸减小时允许每个密封件沿与第一方向相反的第二方向平移，以致随着间隙尺寸的改变，密封件持续减小通过间隙的排气的流量(步骤1004)，随后过程终止。
在不同图示实施例中的流程图和框图示出了在说明性实施例中的装置和方法的一些可能的实施方式的架构、功能和操作。在这方面，在流程图或框图中的每个框可以表示操作或步骤的一个模块、一个节段、一个功能和/或一部分。在说明性实施例的一些替代实施方式中，框中标注的一个或多个功能可以不按图中所标注的顺序发生。例如，在一些情况下，取决于涉及的功能，被示为连续的两个框可以基本同时地执行，或所述框有时可以以相反的顺序执行。此外，除了流程图或框图中所示的框之外，还可以添加其他框。
图11是具有包括根据说明性实施例描述的一个或多个间隙的飞机系统的飞机的透视横截面视图的图示，其中所述一个或多个间隙具有可变几何配置。飞机1100是图3中的飞机304的一种实施方式的示例。飞机1100包括机翼1102、机翼1104、机身1106、发动机系统1108、发动机系统1110和尾部区段1112。尾部区段1112包括水平稳定面1114、水平稳定面1116和垂直稳定面1118。
飞机1100具有飞机系统，每个飞机系统具有带有可变几何配置的一个或多个间隙。例如，发动机系统1108和发动机系统1110可以是图3中描述的发动机系统302的实施方式的示例。在一种示例实施例中，发动机系统1108和发动机系统1110中的每一个可以包括排气系统，如排气系统300。进一步，一个或多个密封系统(如图3中描述的密封系统312)可以用于密封发动机系统1108和发动机系统1110中的每一个的排气系统中的一个或多个间隙，其中所述一个或多个间隙具有在飞机1100运行期间变化的几何配置。
因此，上文描述的示例实施例提供了用于排气系统中的具有可变几何配置的间隙的方法和装置。例如，即使间隙310的尺寸改变，图3中描述的密封系统312也可以用于密封排气系统300中的间隙310，并且可以持续地减小通过间隙310的排气314的流量。在一些示例实施例中，密封系统312可以包括布置为形成蜿蜒的流动路径的多个密封件318，其中蜿蜒的流动路径减小通过间隙310的排气314的流量。
以这种方式，一个或多个密封系统(如密封系统312)可以用于减少通过在飞机的一个或多个飞机系统中的可变几何间隙的流体的泄漏，从而提高飞机的整体空气动力学性能。例如，密封系统312可以用于减少通过排气系统中的可变几何间隙的排气的泄漏，从而提高空气动力学性能。进一步，密封系统312包括具有圆柱形形状和与固定表面接触的基本平坦的末端的一个或多个密封件，与其他类型的密封件相比，其可以更加耐用、耐磨损和耐疲劳。
如本文所使用的，当结合一列项目使用时，短语“至少一个”意味着可以使用一个或多个所列项目的不同组合，并且可能仅需要列表中的其中一个项目。项目可以是具体的物体、事情、步骤、操作、过程或类别。换句话说，“至少一个”意味着可以从列表中使用项目的任何组合，或者可以使用来自列表的若干项目，但是可能不需要列表中的所有项目。例如，但不限于，“项目A、项目B或项目C中的至少一项”或“项目A、项目B和项目C中的至少一项”可以表示项目A；项目A和项目B；项目B；项目A、项目B和项目C；项目B和项目C；或项目A和C。在一些情形中，“项目A、项目B或项目C中的至少一项”或“项目A、项目B和项目C中的至少一项”可以表示，但不限于：项目A中的两个、项目B中的一个，和项目C中的五个；项目B中的三个和项目C中的六个；或一些其他合适的组合。
在不同图示实施例中的流程图和框图示出了在说明性实施例中的装置和方法的一些可能的实施方式的架构、功能和操作。在这方面，在流程图或框图中的每个框可以表示操作或步骤的一个模块、一个节段、一个功能和/或一部分。在说明性实施例的一些替代实施方式中，框中标注的一个或多个功能可以不按图中所标注的顺序发生。例如，在一些情形中，取决于涉及的功能，被示为连续的两个框可以基本同时地执行，或所述框有时可以以相反的顺序执行。并且，除了流程图或框图中所示的框之外，也可以添加其他框。
进一步，本公开包含根据以下条款的实施例：
条款1.一种设备，其包含：
联接到飞机(304)的排气系统(300)中的结构(308)的壳体(316)，其中所述结构(308)相对于所述排气系统(300)中的表面(306)定位以使在所述表面(306)和所述结构(308)之间存在间隙(310)；
密封件(318)，其具有被定位为与所述表面(306)接触以便减小通过所述间隙(310)的排气(314)的流量的末端(322)，并且被联接到所述壳体(316)以使所述密封件(318)的至少一部分在所述壳体(316)内延伸；和
储能装置(320)，所述储能装置(320)联接到所述壳体(316)并且与所述密封件(318)接合，以使当所述间隙(310)增大时所述储能装置(320)允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿第一方向平移，并且当所述间隙(310)减小时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿与所述第一方向相反的第二方向平移，以致随着所述间隙(310)尺寸改变，所述密封件(318)持续减小通过所述间隙(310)的所述排气(314)的流量。
条款2.根据条款1所述的设备，其中当所述结构(308)移动远离所述表面(306)时所述间隙(310)增大，并且当所述结构(308)移动靠近所述表面(306)时所述间隙(310)减小。
条款3.根据条款1所述的设备，其中所述储能装置(320)包含：
弹簧(330)，所述弹簧(330)附接到所述壳体(316)并且与所述密封件(318)的一个区段接合以沿朝向所述表面(306)的所述第一方向偏置所述密封件(318)。
条款4.根据条款1所述的设备，其中所述储能装置(320)包含：
加压空气舱(332)，所述加压空气舱(332)联接到所述壳体(316)并且与所述密封件(318)接合，其中所述加压空气舱(332)容纳沿朝向所述表面(306)的所述第一方向偏置所述密封件(318)的加压空气。
条款5.根据条款1所述的设备，其中所述密封件(318)具有圆柱形形状并且其中所述密封件(318)的与所述表面(306)接触的所述末端(322)是基本平坦的。
条款6.根据条款1所述的设备，其中所述排气系统(300)是喷气式发动机排气系统(100)。
条款7.根据条款1所述的设备，还包含：
多个所述密封件(318)，其中所述储能装置(320)与所述密封件(318)接合，以当所述间隙(310)增大时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿所述第一方向平移，并且当所述间隙(310)减小时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿与所述第一方向相反的所述第二方向平移，以致随着所述间隙(310)尺寸改变，所述密封件(318)持续减小通过所述间隙(310)的所述排气(314)的流量。
条款8.根据条款1所述的设备，其中所述壳体(316)是所述结构(308)的一部分。
条款9.根据条款8所述的设备，其中所述间隙(310)基于所述结构(308)相对于所述表面(306)的移动、所述飞机(304)的飞行状况、所述排气系统(300)中的温度或所述排气系统(300)中的压力中的至少一项而增大或减小。
条款10.根据条款1所述的设备，其中所述密封件(318)的所述末端(322)具有绕所述密封件(318)圆周地延伸的斜边(500)。
条款11.根据条款1所述的设备，其中所述储能装置(320)包括沿朝向所述表面(306)的所述第一方向偏置所述密封件(318)的杠杆系统(334)。
条款12.根据条款1所述的设备，还包含：
多个所述储能装置(320)；和
多个所述密封件(318)，
其中所述密封件(318)中的每一个具有圆柱形形状且在所述密封件(318)的每一个的所述末端(322)处具有斜边；
其中所述储能装置(320)联接到所述壳体(316)并且与所述密封件(318)接合，以当所述间隙(310)增大时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿所述第一方向平移，并且当所述间隙(310)减小时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿与所述第一方向相反的所述第二方向平移，以使随着所述间隙(310)尺寸改变，所述密封件(318)持续减小通过所述间隙(310)的所述排气(314)的流量；并且
其中所述间隙(310)基于所述结构(308)相对于所述表面(306)的移动、所述飞机(304)的飞行状况、所述排气系统(300)中的温度或所述排气系统(300)中的压力中的至少一项而增大或减小。
条款13.一种飞机(304)，其包含：
联接到所述飞机(304)的排气系统(300)中的结构(308)的壳体(316)，其中所述结构(308)相对于所述排气系统(300)的表面(306)定位以使在所述表面(306)和所述结构(308)之间存在间隙(310)；
多个密封件(318)，所述多个密封件(318)以选定的配置布置以形成通过所述间隙(310)的蜿蜒的流动路径，其中所述密封件(318)中的每一个具有定位为与所述表面(306)接触以减小通过所述间隙(310)的排气(314)的流量的末端(322)；和
多个储能装置(320)，其中所述储能装置(320)中的每一个联接到所述壳体(316)并且与所述密封件(318)中的对应密封件(318)接合，以当所述间隙(310)增大时允许所述对应密封件(318)相对于所述壳体(316)沿第一方向平移并且当所述间隙(310)减小时允许所述对应密封件(318)相对于所述壳体(316)沿与所述第一方向相反的第二方向平移，以致随着所述间隙(310)尺寸改变，所述密封件(318)持续减小通过所述间隙(310)的所述排气(314)的流量。
条款14.根据条款13所述的飞机(304)，其中所述选定的配置包括多排，所述多排为所述排气(314)通过所述间隙(310)形成蜿蜒的流动路径，从而减小通过所述间隙(310)的所述排气(314)的流量。
条款15.根据条款13所述的飞机(304)，其中所述储能装置(320)中的每一个包括弹簧(330)、杠杆系统(334)或加压空气舱(332)中的至少一者。
条款16.根据条款13所述的飞机(304)，其中所述密封件(318)中的每一个具有圆柱形形状并且所述密封件(318)中的每一个的所述末端(322)是基本平坦的。
条款17.根据条款13所述的飞机(304)，其中所述表面(306)是非平面的并且其中所述密封件(318)中的每一个的所述末端(322)定形为基本符合该末端(322)接触的所述表面(306)的对应部分。
条款18.一种方法，其包含：
将密封件(318)相对于联接到飞机(304)的排气系统(300)中的结构(308)的壳体(316)定位，以使所述密封件(318)的末端(322)定位为与所述排气系统(300)的表面(306)接触，以减小通过所述表面(306)和所述结构(308)之间的间隙(310)的排气(314)的流量；和
使用储能装置(320)加载所述密封件(318)，该储能装置(320)联接到所述壳体(316)且与所述密封件(318)接合，以当所述间隙(310)增大时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿第一方向平移并且当所述间隙(310)减小时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿与所述第一方向相反的第二方向平移，以致随着所述间隙(310)尺寸改变，所述密封件(318)持续减小通过所述间隙(310)的所述排气(314)的流量。
条款19.根据条款18所述的方法，其中使用所述储能装置(320)加载所述密封件(318)包含：
使用弹簧(330)加载所述密封件(318)，该弹簧(330)联接到所述壳体(316)且与所述密封件(318)接合，以当所述间隙(310)增大时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿第一方向平移并且当所述间隙(310)减小时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿与所述第一方向相反的第二方向平移。
条款20.根据条款18所述的方法，其中使用所述储能装置(320)加载所述密封件(318)包含：
使用加压空气舱(332)加载所述密封件(318)，该加压空气舱(332)联接到所述壳体(316)且与所述密封件(318)接合，以当所述间隙(310)增大时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿第一方向平移并且当所述间隙(310)减小时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿与所述第一方向相反的第二方向平移。
已经出于说明和描述的目的给出了对不同示例实施例的描述，并且不旨在穷举或限制以所公开形式的实施例。许多修改和变化对于本领域普通技术人员来说是显而易见的。此外，与其他期望实施例相比，不同示例实施例可以提供不同的特征。选择和描述选定的一个或多个实施例是为了最好地解释实施例的原理、实际应用，并且使本领域的其他普通技术人员能够通过适合于预期的特定用途的各种修改来理解本公开的各种实施例。

Claims (9)

1.一种飞机，其包含：
联接到所述飞机(304)的排气系统(300)中的结构(308)的壳体(316)，其中所述结构(308)相对于所述排气系统(300)中的表面(306)定位以使在所述表面(306)和所述结构(308)之间存在间隙(310)；
密封件(318)，其具有被定位为与所述表面(306)接触以减小通过所述间隙(310)的排气(314)的流量的末端(322)并且被联接到所述壳体(316)以使所述密封件(318)的至少一部分在所述壳体(316)内延伸；和
储能装置(320)，所述储能装置(320)联接到所述壳体(316)并且与所述密封件(318)接合，以当所述间隙(310)增大时所述储能装置(320)允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿第一方向平移并且当所述间隙(310)减小时所述储能装置(320)允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿与所述第一方向相反的第二方向平移，以致随着所述间隙(310)尺寸改变，所述密封件(318)持续减小通过所述间隙(310)的所述排气(314)的流量，
其中所述储能装置(320)包括沿朝向所述表面(306)的所述第一方向偏置所述密封件(318)的杠杆系统(334)。
2.根据权利要求1所述的飞机，其中当所述结构(308)移动远离所述表面(306)时所述间隙(310)增大，并且当所述结构(308)移动靠近所述表面(306)时所述间隙(310)减小。
3.根据权利要求1所述的飞机，其中所述储能装置(320)包含：
弹簧(330)，其被附接到所述壳体(316)并且与所述密封件(318)的一个区段接合以沿朝向所述表面(306)的所述第一方向偏置所述密封件(318)。
4.根据权利要求1所述的飞机，其中所述储能装置(320)包含：
被联接到所述壳体(316)并且与所述密封件(318)接合的加压空气舱(332)，其中所述加压空气舱(332)容纳沿朝向所述表面(306)的所述第一方向偏置所述密封件(318)的加压空气。
5.根据权利要求1所述的飞机，其中所述密封件(318)具有圆柱形形状，并且其中所述密封件(318)的与所述表面(306)接触的所述末端(322)是基本平坦的。
6.根据权利要求1所述的飞机，还包含：
多个所述密封件(318)，其中所述储能装置(320)与所述密封件(318)接合，以当所述间隙(310)增大时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿所述第一方向平移，并且当所述间隙(310)减小时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿与所述第一方向相反的所述第二方向平移，以致随着所述间隙(310)尺寸改变，所述密封件(318)持续减小通过所述间隙(310)的所述排气(314)的流量。
7.根据权利要求1所述的飞机，其中所述壳体是所述结构的一部分，以致所述间隙(310)基于所述结构(308)相对于所述表面(306)的移动、所述飞机(304)的飞行状况、所述排气系统(300)中的温度或所述排气系统(300)中的压力中的至少一项而增大或减小。
8.根据权利要求1所述的飞机，其中所述密封件(318)的所述末端(322)具有绕所述密封件(318)圆周地延伸的斜边(500)。
9.根据权利要求1-8中任一项所述的飞机，还包含：
多个所述储能装置(320)；和
多个所述密封件(318)，
其中所述密封件(318)中的每一个具有圆柱形形状且在所述密封件(318)中的每一个的所述末端(322)处具有斜边；
其中所述储能装置(320)联接到所述壳体(316)并且与所述密封件(318)接合，以当所述间隙(310)增大时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿所述第一方向平移并且当所述间隙(310)减小时允许所述密封件(318)相对于所述壳体(316)沿与所述第一方向相反的所述第二方向平移，以致随着所述间隙(310)尺寸改变，所述密封件(318)持续减小通过所述间隙(310)的所述排气(314)的流量；并且
其中所述间隙(310)基于所述结构(308)相对于所述表面(306)的移动、所述飞机(304)的飞行状况、所述排气系统(300)中的温度或所述排气系统(300)中的压力中的至少一项而增大或减小。
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11719191B2 (en) 2021-06-21 2023-08-08 General Electric Company Skirted leaf seal apparatus
US11703014B2 (en) 2021-06-29 2023-07-18 General Electric Company Flexurally actuated self-sealing plunger apparatus
US11674447B2 (en) 2021-06-29 2023-06-13 General Electric Company Skirted seal apparatus
US11692510B2 (en) 2021-08-20 2023-07-04 General Electric Company Plunger seal assembly and sealing method
US11988167B2 (en) * 2022-01-03 2024-05-21 General Electric Company Plunger seal apparatus and sealing method
US11655722B1 (en) 2022-01-19 2023-05-23 General Electric Company Seal assembly and sealing method

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3984150A (en) * 1974-11-04 1976-10-05 Imperial Chemical Industries Limited Sealing apparatus
US5186390A (en) * 1989-01-16 1993-02-16 Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Propelling nozzle
US6702300B1 (en) * 2002-01-11 2004-03-09 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration High temperature seal for large structural movements
EP2878828A1 (en) * 2012-09-28 2015-06-03 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Shaft sealing structure and primary-cooling-material-circulating pump
CN105705798A (zh) * 2013-08-20 2016-06-22 西屋电气有限责任公司 具有热收缩致动器的泵密封件
CN107226194A (zh) * 2016-03-23 2017-10-03 空中客车简化股份公司 密封装置以及相关联的飞行控制面机构和飞行器

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3121995A (en) 1962-03-05 1964-02-25 United Aircraft Corp Afterburner seal
DE1751550C3 (de) * 1968-06-18 1975-04-17 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Dichtung zwischen dem Einlauf eines Strahltriebwerkes und einem zellenfesten Aufnahmering des Einlaufgehäuses
US4098076A (en) 1976-12-16 1978-07-04 United Technologies Corporation Cooling air management system for a two-dimensional aircraft engine exhaust nozzle
US4290612A (en) 1979-12-12 1981-09-22 Nasa Surface conforming thermal/pressure seal
US4917302A (en) 1988-12-30 1990-04-17 The United States Of America As Represented By The United States National Aeronautics And Space Administration High temperature flexible seal
US5115979A (en) * 1991-05-28 1992-05-26 General Electric Company Conforming plunger seal assembly
JPH05125993A (ja) * 1991-11-01 1993-05-21 Eagle Ii G & G Earosupeesu Kk ジエツトエンジンの二次元推力変向ノズル
DE4138784A1 (de) * 1991-11-26 1993-05-27 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur abdichtung eines spaltes
DE4210804A1 (de) 1992-04-01 1993-10-07 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur Abdichtung eines Spaltes zwischen winkelversetzt und fest oder relativ zueinander beweglich angeordneten Wandelementen
DE19608083A1 (de) * 1996-03-02 1997-09-04 Mtu Muenchen Gmbh Beweglich geführter Dichtkörper mit Druckflächen
GB2385643B (en) * 2002-02-20 2005-05-18 Cross Mfg Company Improvements relating to a fluid seal
DE10326540A1 (de) * 2003-06-12 2005-01-05 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Herstellen von Bürstendichtungs-Einheiten
US7093793B2 (en) * 2003-08-29 2006-08-22 The Nordam Group, Inc. Variable cam exhaust nozzle
US7775048B2 (en) 2006-06-30 2010-08-17 General Electric Company Seal assembly
CH699066A1 (de) * 2008-07-01 2010-01-15 Alstom Technology Ltd Dichtung und Dichtungsanordnung zum Eindämmen von Leckströmungen zwischen benachbarten Bauteilen von Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinen.
GB0916823D0 (en) * 2009-09-25 2009-11-04 Rolls Royce Plc Containment casing for an aero engine
US9052016B2 (en) 2011-10-24 2015-06-09 United Technologies Corporation Variable width gap seal
RU146656U1 (ru) * 2014-04-18 2014-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (ФГУП "НПЦ газотурбостроения "Салют") Уплотнение створок регулируемого реактивного сопла газотурбинного двигателя
US9939006B2 (en) * 2015-10-14 2018-04-10 The Boeing Company Sealing system for fasteners
CN205036862U (zh) * 2015-10-22 2016-02-17 成都西南泵阀有限责任公司 一种新型双重补偿密封装置

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3984150A (en) * 1974-11-04 1976-10-05 Imperial Chemical Industries Limited Sealing apparatus
US5186390A (en) * 1989-01-16 1993-02-16 Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Propelling nozzle
US6702300B1 (en) * 2002-01-11 2004-03-09 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration High temperature seal for large structural movements
EP2878828A1 (en) * 2012-09-28 2015-06-03 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Shaft sealing structure and primary-cooling-material-circulating pump
CN105705798A (zh) * 2013-08-20 2016-06-22 西屋电气有限责任公司 具有热收缩致动器的泵密封件
CN107226194A (zh) * 2016-03-23 2017-10-03 空中客车简化股份公司 密封装置以及相关联的飞行控制面机构和飞行器

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
浅析飞机发动机B-9746排气门密封性差的修复;唐晓波;内燃机;全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
JP2019094052A (ja) 2019-06-20
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KR102638482B1 (ko) 2024-02-19
RU2018133392A (ru) 2020-03-20

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