CN1508396A - 供热膨胀系数不同的构件之间的连接或空间密封的结构 - Google Patents

供热膨胀系数不同的构件之间的连接或空间密封的结构 Download PDF

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Abstract

一种结构将曝晒在不同于室温的温度下时具有不同的尺寸变化率或量的第一构件(50)和第二构件(100)连接在一起或将其间的空间封闭的结构。该结构包括一个与第一构件(50)关联的第一连接结构(208)，该结构可滑动地与第二构件(100)关联的第二连接结构(210)接合，从而使第二构件(100)能相对于第一构件(50)作独立的浮动。该结构可具有开口环、叠层环、或多个连接在一起的开口环。

Description

供热膨胀系数不同的构件之间的连接或空间密封的结构
本发明是在完成的根据与美国能源部合约DE-FC02-92CE41000的工作中首先被设想或经归纳而付诸实施的。美国对本发明可有一定的权益。
本发明的背景
本发明涉及将具有不同的热膨胀系数、率或值的构件连接在一起或将其间的空间密封的结构，特别是涉及将燃气涡轮发动机的高温屏蔽构件与其邻近的构件连接或将这些构件之间的空间密封的结构。
长期以来令人困扰的问题是如何用承受热胀冷缩的支承件来支承同样承受热胀冷缩但胀缩率不同的构件。如果构件和支承件采用刚性连接，那么每一方都会受到应力，这个应力最后会导致它们在力学上的失效。当其中一方或双方由脆性材料如陶瓷制成时这个问题特别敏锐。这个问题例如能在燃气涡轮发动机内发生，特别是在这种发动机的燃烧和涡轮区域内。
燃气涡轮发动机，如同那些给航空器提供推力的，或那些产生电力的，在传统上都包括一个壳体，由该壳体将定位在环状燃气通道内的旋转的和固定的交替翼型叶片级封闭起来。为了确保这种涡轮发动机能有效地操作，重要的是，在旋转的翼型叶片的末梢和燃气通道的沿径向的外壁之间的间隙应尽可能地做小。如果间隙过大，那么越过叶片的末梢将有过多的燃气泄放，这样会降低的涡轮的效率。但若将间隙做小来减少泄放，会发生另一种危险，因为在某些涡轮的操作条件下，旋转叶片的末梢将会与燃气通道壁接触，从而使叶片和壁都受到损伤。
为了确保得到最优的叶片末梢间隙并保持只有最小的燃气泄放越过该间隙，传统上曾尝试用罩环包围旋转的翼型叶片级。罩环在传统上被这样连结到涡轮壳体上，涡轮壳体原已形成涡轮环状燃气通道的沿径向外壁的一部分，现在罩环使形成其沿径向的内表面。虽然罩环很容易制出严公差，但如何在涡轮运行时确保最优的末梢的间隙仍然是一个挑战的问题。这种挑战主要关联到涡轮壳体、罩环和翼型叶片组合件各自具有的不同的热膨胀率。即使涡轮壳体和罩环具有相似的热膨胀系数，它们在质量上及在涡轮运动时受到的温度上的不同仍会造成膨胀或收缩的不同的比率或数量。因此罩环、也可能涡轮壳体有被扭曲的危险。
与此相似，燃气涡轮发动机的燃烧室可用陶瓷的燃烧室衬里(或者也被通称为燃烧器衬里)垫衬，以保护由金属制成的燃烧室壳体使它免受燃气极高温度的影响。陶瓷和金属的不同的热膨胀或收缩的系数或比率也会有使其中一方或双方被扭曲而后发展起机械应力的危险。
因此，十分需要有这样的结构可将具有不同热胀冷缩系数、率或值的构件连接在一起或互相支承，使这些构件发生形状扭曲而导致过早失效的危险缓解或消除。并且十分需要有这样的结构来支承燃气涡轮发动机高温部的衬里，从而有助于在衬里和涡轮的邻近元件之间保持最优的间隙。另外还十分需要有这样的结构能将具有不同热胀冷缩系数、率或值的两个构件之间的空间密封，从而基本防止出现在该空间内的一个介质与出现在构件内部空间内的另一介质的连通。
本发明的综述
本发明所提供的结构和方法可用来将曝晒有不同于周围温度的温度下具有不同的时尺寸变化率或值的第一构件和第二构件连接在一起或将其间的空间密封。第一构件和第二构件各有一个纵向或轴向和一个径向。该结构包括固定地设置在第一和第二构件之间的多个支承件，它们可滑动地将第一构件连接在第二构件上，使第二构件能沿径向和轴向中至少一个方向相对于第一构件作独立的浮动。第一构件和第二构件具有不同的径向尺寸并被互相间隔开使在室温时两者的纵轴线基本重合，那就是说，在第二构件环绕圆周的任何一个点上测得的在第一和第二构件之间的间隙虽有变化但都小于所需的公差值。每一支承件各形成一个凹腔并包括至少一个第一连接结构可滑动地与设在第二构件上的匹配的第二连接结构接合。支承件可被直接或间接地固定连接到第一构件的圆周表面上或被制入到其内。
在本发明的一个方案中，多个支承件被固定连接到第一构件上。第一连接结构包括至少一个可沿径向膨胀的第一环，该环设在一个支承件内，位在该支承件的表面和第二构件的圆周表面之间。匹配的第二连接结构包括至少两个第二环，该环可滑动地设在第二构件的圆周表面上并且通常具有与第一环不同的直径，使第二环表面的至少一部分与邻近的第一环表面的至少一部分总是有叠合。多个第二环互相间隔开以便可滑动地与位在其间的第一环接合。
在本发明的另一个方案中，用来将第一构件连接到第二构件上的结构包括多个在第一构件圆周表面内制出的凹腔和多个从第一构件圆周表面在凹腔的方向上沿着径向伸出的由销钉或凸台构成的突部。每一凹腔都设在与相应的销钉或凸台相对的位置上以便可滑动地与销钉或凸台接合。
在本发明的还有另一个方案中，备有一种方法，该方法能用来将曝晒在不同于周围温度的温度下时具有不同的尺寸变化率的第一构件和第二构件连接在一起并将其间的空间密封。该方法包括：(1)提供一个第一构件和一个第二构件，它们各有一个纵向或轴向和一个径向，通常具有不同的径向尺寸，并且互相间隔开，使两者的纵轴线在室温时基本重合；(2)提供多个设在第一和第二构件之间的支承件，以便可滑动地将第一构件连接到第二构件上，使第二构件能够在径向和轴向中的至少一个方向上相对于第一构件作独立的浮动；(3)在第二构件上提供匹配的第二连接结构；及(4)可滑动地使第一连接结构与匹配的第二连接结构接合，从而使第一构件与第二构件连接。该结构还可防止在第一和第二构件之间的空间内出现的介质进入到第二构件形成的空间内。
本发明的其他一些特点和优点在阅读下面的详细说明和附图后当可清楚地了解。在附图中同一标号指相同的元件。
附图的简要说明
图1为一台涡轮发动机的燃烧器的第一实施例的一个剖面的略图。
图2为另一台涡轮发动机的燃烧器的第二实施例的一个剖面的略图。
图3A、3B和3C分别示出可被用于本发明的支承结构内的开口环、叠层环和多个开口环。
图4示出一个涡轮罩环的横剖面，该环在涡轮壳体内被一支承结构保持在位，该支承结构为一销钉和相关凹腔的组合。
本发明的详细说明
本发明所提供的结构和方法可用来将曝晒在不同于周围温度的温度下具有不同的热膨胀系数或尺寸变化率或值的第一构件和第二构件连接在一起或将其间的空间密封。本发明可用来保护热力设备如燃气涡轮发动机的金属壳体，使它不受燃烧产物极高温度的损害，或者可缓解热力设备相邻零件由于热胀冷缩的系数或比率不同而造成的影响。例如，本发明的支承或密封结构可被用来将燃烧器衬里连接到燃气涡轮发动机燃烧室的壁上，使它们的不同的热膨胀率不会将应力施加在任一方的零件上，从而产生过早的力学上失效。在另一个用途上，本发明的支承或密封结构被用来将一个涡轮段的罩环连接到燃气涡轮发动机的壳体上，以在涡轮的罩环和翼型叶片之间保持一个接近最优的间隙。本发明的支承或密封结构还可防止在第一构件和第二构件之间的空间内出现的介质进入到第二构件所形成的空间内，反之亦然。
图1为涡轮发动机一个剖面10的略图，图中示出第一实施例的燃烧室或燃烧器30的略图，在该室内燃料和燃烧空气被混合并点燃从而产生一个大量的燃烧生成气体流使涡轮(未示出)能够发力。燃烧室或燃烧器30通常具有一个大致成圆筒的形状，与燃烧器壳体50有一共同的纵轴线20，并且是由圆筒形的燃烧器衬里100形成的。壳体50通常由金属制成，例如钢或一种含有铁和一或多种其他金属如镍、钴、铬等的合金。选用一种能承受高达约900-1100℃的温度的材料可能是合适的。在有一实施例中，燃烧器衬里100由陶瓷材料制成，如纤维增强的陶瓷基体的复合材料。sic纤维增强的sic基底的复合材料是一种合适的材料。纤维增强的陶瓷复合材料曾在下列美国专利中公开过：4,889,686；4,944,904；5,154,787和5,177,039；其内容被本文参考引用。在另一实施例中，燃烧器衬里100可由能承受极高燃烧温度的合金制成。陶瓷燃烧器衬里100设在燃烧段100内使它能相对于壳体50而独立移动，以适应燃烧器衬里100和壳体50两种材料的不同的热膨胀系数。一般做法是导引一定数量的冷却空气使它通过燃烧器衬里100和壳体50之间的空间，以确保壳体50的温度不会过度上升。这个冷却空气最好不要泄漏到冷却室30内将燃烧产物的温度降低。本发明的连接还可有利地提供密封机构，从而可防止这种泄漏。
在燃烧室的另一个实施例中，如图2所示，燃烧室30为环状，与涡轮发动机壳体50具有共同的纵轴线20。词语“环状”包括那些沿着其纵轴线具有恒定的或变化的直径的结构。如上所述，涡轮发动机燃室剖面10上具有由金属或合金制成的内、外壳体70、50。外壳体50的内表面52和内壳体70的外表面72可合适地用传统的陶瓷绝缘热屏障涂覆材料如钇和锆或锆和钪的氧化物涂覆。热屏障涂层可减少通往金属壳体的热传递，从而降低其平均温度。外燃烧室衬里100设在外金属壳体50的内表面52邻近。内燃烧室衬里120设在内金属壳体70的外表面72邻近。燃烧室衬里100和120设在燃烧室段10内，使它们能够相对于壳体50和70而独立地移动，以适应燃烧室衬里和壳体两种材料的不同的热膨胀系数。燃烧室衬里100和120可包括陶瓷基体的复合材料，例如上面说过的用碳化硅纤维增强的碳化硅基体。
本发明的支承和密封结构并在图1中示出，但没有按比例画出。该结构包括一个支承件200用来将燃烧室衬里100连接到燃烧室壳体50上并且仍可使燃烧室衬里100相对于燃烧室壳体50而作独立的径向或轴向运动。在一燃烧室为环状如图2所示的实施例中，本发明的类似结构(未示出)也可用来将内燃烧室衬里120连接到内燃烧室壳体70上。在本发明的一个实施例中，支承件200大致具有圆筒环状，其外周表面被固定地连接到外壳体50的内表面52上。支承件200有一个圆周部202和两个相对的沿径向向内延伸部204。圆周部202和沿径向向内延伸部204一同形成一个凹腔206。有两个包括叠层环或开口环的匹配的连接结构设置在凹腔206内。第一连接结构包括多个第一叠层环或开口环208。环208设在凹腔206的内圆周表面的邻近，它们互相间隔开并与外燃烧室衬里100的外表面102间隔开。还有多个第二叠层环或开口环210，它们具有一般比第一环208小的平均直径并被设置在燃烧室衬里100的外表面102邻近。第二环210互相间隔开使每一第二环210都可滑动地接合在两个邻近的第一环208之间。第二环210的外圆周表面与凹腔206圆周部202的内表面间隔开。叠层环或开口环208和210都能在径向上膨胀或收缩，这样便可适应燃烧室衬里100和壳体50的不同的热胀冷缩系数或比率。每一第一和第二环208和210都可具有下列各种形状：单一开口环、双层叠层环、或直径相同并连接在一起的多个开口环如图3A、3B和3C所示。如上所述，叠层环或开口环208和210可由陶瓷材料如陶瓷基体复合材料制成。但合适的金属带有或不带热屏障涂层也可用作环208和210。当燃烧室衬里100被曝晒在燃烧产物气体的极高温度下时，它会在径向上膨胀。第二环210由于存在着裂口或环的不连续性质会随着燃烧室衬里100而膨胀。这样每一第二环210就至少在一邻近的第一环208上滑动，从而可适应燃烧室衬里100的膨胀，使应力不会在其内积聚。
支承环208和210还可用来作为在支承件200和燃烧室衬里100之间的密封件，这样便可防止冷却空气从壳体50和燃烧室衬里100之间的空间内不合适地泄漏到燃烧室30内，从而有助于使发动机保持在高效率。
与此类似，在燃烧室30为环状的实施例中，支承件和叠层环或开口环的组合件可被用来将内燃烧室衬里120连接到内燃烧室壳体70上。在这情况下，支承件200可直接或间接地固定连接到内燃烧室壳体70的外圆周表面72上。支承件200的凹腔206现在面向外朝向内燃烧室衬里120的内圆周表面122。凹腔200如上所述，类似地接纳环208和210。
图4示出的结构可用来将涡轮发动机的第二构件320连接到第一构件300上，这种连接可以允许第二构件相对于第一构件基本对称地膨胀和收缩。这种结构可在上述支承环208和210的组合件之外增添地沿着燃烧室的长度设置基本上可保持两个构件的同心度。在有一实施例中，第一构件可以是燃烧室壳体，而第二构件可以是燃烧室衬里。在另一实施例中，第一构件可以是金属的涡轮壳体，而第二构件可以是环绕涡轮叶片的陶瓷的罩环。第一构件300具有多个沿径向向内伸出的突部如销钉或凸台310。销钉或凸台310环绕由第一构件300内表面302的圆周间隔开。如上所述，第一构件300的整个内表面302或其部分以及销钉或凸台310都可用陶瓷绝缘热屏障涂层涂覆。第二构件320可紧接着设在第一构件300内表面302之内。第二构件如上所述可合适地由陶瓷复合材料制成，如用碳化硅纤维增强的碳化硅基体。第二构件320也可用一种能阻止燃气产物组分与罩环材料起化学反应的材料涂覆。例如硅可有效地用于这个目的并可用任何一种传统的方法如物理汽相沉积、溶液渗滤、或等离子沉积敷设到第二构件320的表面上。在第二构件320的外表面322上制有多个凹部或凹腔330；每一个凹部或凹腔的位置都与一个销钉或凸台相对并可滑动地与它接合。销钉和凹部的尺寸公差可高度加以控制使两者在组合时允许第二构件320相对于第一构件作基本上对称的膨胀。在销钉或凸台310和相应凹部330之间的间隙还允许第二构件320相对于第一构件300作轴向运动以适应这两构件在热膨胀上的任何差别。应该知道，如果将销钉或凸台310制在第二构件320上而将凹部或凹腔330制在第一构件300上，本发明同样有效。
叠层环附件如同那些在上面说明过并在图3中示出的曾在一台燃气涡轮发动机的燃烧室内被应用并试验。在第一个例子中，燃烧室衬里由sic纤维增强的sic陶瓷基体复合材料制成。两个叠层环密封件在其与燃烧室衬里外表面邻近的内表面上各具有以ZrO2为基的热屏障涂层，它们被用作燃烧室衬里和燃烧室壳体之间的柔顺的附件并作为密封件以防止压缩空气泄漏到燃烧室内。在另一次试验中，一层氧化铝陶瓷布(Nextel 440)被设置在叠层环的内表面和燃烧室衬里的外表面之间以资防止两者之间任何可能发生的化学反应。使用这种叠层环密封件，我们成功地进行了150小时以上的高温试验。
在第二个例子中，涡轮发动机罩环具有一个叠层环密封件/附件并在其一端设有多个槽。每一槽都各可滑动地接纳一个连结在固定的金属支承结构上的径向凸台。叠层环密封件/附件和径向凸台的结合将一台美国通用电气公司的PGT-2发动机上的罩环相对于外部涡轮发动机的径向位置成功地保持到1000小时以上。
虽然本文说明了各种实施例，但应知道根据用户的规格要求，本行业的行家是能在所附权利要求书所限定的本发明的范围内作出各种变化和修改的。

Claims (20)

1.一种将曝晒在不同于周围温度的温度下时具有不同的尺寸变化率或值的第一构件(50)和第二构件(100)连接在一起或将其间的空间密封的结构，所说结构包括多个固定地设置在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的支承件(200)，每一所说支承件(200)限定一个凹腔(206)，并在其内接纳至少一个第一连接结构(208)，该结构可滑动地与设在所说第二构件(100)上的匹配的第二连接结构(210)接合，使所说第二构件(100)能够沿径向和轴向中的至少一个方向相对于所说第一构件(50)作独立的浮动，所说结构还可基本阻止在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的空间内存在的介质与在由所说第二构件(100)限定的空间(30)内存在的另一个介质连通。
2.权利要求1的结构，其特征在于所说第一连接结构(208)包括至少一个从由开口环、叠层环和连接在一起的多个开口环组成的组中选用的第一环，所述至少一个第一环被设置在所说支承件(200)的环绕所述第二构件(100)的所说凹腔(206)内，所说匹配的第二连接结构(210)包括至少两个从由开口环、叠层环，和连接在一起的多个开口环组成的组中选用的第二环，所述第二环被间隔开地布置而可滑动地与在其间的所说第一环接合，并且所说第二环至少有一部分表面总是与所说至少一个第一环的至少一部分表面叠合。
3.权利要求2的结构，其特征在于所说第二环可在所说第二构件(100)上滑动。
4.权利要求2的结构，其特征在于所说第一构件(50)和所说第二构件(100)为燃气涡轮发动机(10)的构件。
5.权利要求4的结构，其特征在于所说第一构件(50)可从燃烧室壳体和涡轮壳体中选取，而所说第二构件(100)当所说第一构件(50)为燃烧室壳体时为燃烧室衬里，当所说第一构件(50)为涡轮壳体(50)时为涡轮罩环。
6.权利要求5的结构，其特征在于所说第一构件(50)具有从钢和铁合金构成的组中选用的材料，而所说第二构件(100)包括陶瓷复合材料。
7.权利要求6的结构，其特征在于所说第一构件(50)的表面涂覆有热屏障涂层，而所说第二构件(100)的表面涂覆有从热屏障涂覆材料和能阻止所说陶瓷复合材料和所说涡轮发动机(10)内燃烧生成气体起化学反应的材料构成的组中选用的材料。
8.一种将曝晒在不同于周围温度的温度下时具有不同尺寸变化率或值的第一构件(300)和第二构件(320)连接在一起的结构，所说结构包括多个在所说第一构件(300)的表面(302)上制出的突部(310)，和多个在与所说第一构件(300)的表面相对的所说第二构件(300)的表面上制出的相应的凹腔(330)，每一所说突部(310)都可滑动地与所说凹腔(330)中的一个接合，使所说第二构件(320)能沿径向和轴向中至少一个方向相对于所说第一构件(300)作独立的浮动。
9.一种将曝晒在不同于周围温度的温度下时具有不同尺寸变化率或值的第一构件(300)和第二构件(320)连接在一起的结构，所说结构包括多个在所说第二构件(320)的表面上制出的突部(310)，和多个在与所说第二构件(320)的表面相对的所说第一构件(300)的表面上制出的相应的凹腔，每一所说突部(310)都可滑动地与所说凹腔中的一个接合，使所说第二构件(320)能沿径向和轴向中至少一个方向相对于所说第一构件(300)作独立的浮动。
10.一种将曝晒在不同于周围温度的温度下时具有不同尺寸变化率或值的第一构件(50)和第二构件(100)连接在一起的结构，所说结构包括：
多个固定地设置在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的支承件(200)，每一所说支承件(200)限定一个凹腔(206)，并具有至少一个第一环(208)和至少两个匹配的第二环(210)，所说至少一个第一环(208)和所说至少两个第二环(210)是从开口环、叠层环和连接在一起的多个开口环中选用，所说第一环(208)被设置在环绕所说第二构件(100)的所说支承件(200)的所说凹腔(206)内，而所说至少两个第二环(210)被间隔开地布置，并可滑动地与其间的所说至少一个第一环(208)接合，使所说至少两个第二环(210)的至少一部分表面总是叠合在所说至少一个第一环(208)的至少一部分表面上；及
多个在所说第一构件(50)的表面上制出的突部和多个在与所说第一构件(50)的所说表面相对的所说第二构件(100)的表面上制出的相应凹腔，每一个所说突部都可滑动地与所说凹腔中的一个接合；
其中所说环(208、210)及所说突部和所说凹部的组合允许所说第二构件(100)沿径向和轴向中的至少一个方向相对于所说第一构件(50)作独立的浮动，并且所说结构还可基本防止在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的空间内的介质与在由所说第二构件(100)所限定的空间内的另一个介质连通。
11.一种将曝晒在不同于周围温度的温度下时具有不同尺寸变化率或值的第一构件(50)和第二构件(100)连接在一起，并可基本防止在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的空间内的介质与在由所说第二构件(100)所限定的空间内的另一个介质连通的方法，所说方法包括：(1)提供所说第一构件(50)和所说第二构件(100)，它们都各具有纵向或轴向和径向，通常具有不同的径向尺寸，并被互相间隔开，使其纵轴线在室温下基本重合；(2)提供多个设在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的支承件(200)，以便可滑动地将所说第一构件(50)连接到所说第二构件(100)上，使所说第二构件(100)能沿径向和轴向中至少一个方向相对于所说第一构件(50)作独立的浮动，每一个支承件(200)限定一个凹腔(206)，并将第一连接结构(208)接纳在其内；(3)在第二构件上提供一个匹配的第二连接结构(210)；及(4)使所说第一连接结构(208)滑动地与所说匹配的第二连接结构(210)接合，从而使所说第一构件(50)连接到所说第二构件(100)上。
12.权利要求11的方法，其特征在于所说第一连接结构(208)包括至少一个从开口环、叠层环和连接在一起的多个开口环中选用的第一环；所说第一环被设置在环绕所说第二构件(100)的支承件(200)的凹腔(206)内；所说匹配的第二连接结构(210)包括至少两个从开口环、叠层环和连接在一起的多个开口环中选用的第二环；所说第二环被间隔开地布置而可滑动地与位于其间的所说第一环接合；而且所说第二环的至少一部分表面总是叠合在所说至少一个第一环的至少一部分表面上；所说方法还可基本防止在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的空间内的介质进入到由所说第二构件(100)所限定的空间内。
13.权利要求12的方法，其特征在于所说第二环可相对于所说第二构件(100)滑动。
14.权利要求13的方法，其特征在于还包括提供至少一个第一环和至少两个第二环，所说环都从开口环、叠层环和连接在一起的多个开口环中选用；所说第一环被设置在环绕所说突部的所说凹腔内；所说第二环被设置在所说突部的周围，并互相间隔开，以便可滑动地与位于其间的所说第一环接合；并且所说第二环的至少一部分表面总是叠合在所说至少一个第一环的至少一部分表面上。
15.权利要求12的方法，其特征在于所说第一构件(50)和所说第二构件(100)都为燃气涡轮发动机(10)的构件。
16.权利要求15的方法，其特征在于所说第一构件(50)是从燃烧室壳体和涡轮壳体中选取，当所说第一构件(50)为燃烧室壳体时，所说第二构件(100)为燃烧室衬里，而当所说第一构件(50)为涡轮壳体时，所说第二构件(100)为涡轮罩环。
17.权利要求16的方法，其特征在于所说第一构件(50)具有从镍基和钴基超合金构成的组中选用的材料；而所说第二构件(100)包括陶瓷复合材料。
18.权利要求17的方法，其特征在于所说第一构件(50)的表面涂覆有热屏障涂层，而所说第二构件(100)的表面涂覆的材料为从热屏障涂覆材料和能阻止所说陶瓷复合材料和所说涡轮发动机(10)内的燃烧生成气体起反应的材料所构成的组中选用的材料。
19.一种涡轮发动机，包括：一个第一构件(50)，一个设在由所说第一构件所限定的空间内的第二构件(100)，和一个将曝晒在不同于周围温度的温度下时具有不同的尺寸变化率或值的第一构件(50)和第二构件(100)连接在一起或将其间的空间密封的结构，所说结构具有多个固定地设置在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的支承件(200)，每一所说支承件(200)限定一个凹腔(206)，并在其内接纳着至少一个第一连接结构(208)，该结构可滑动地与设在所说第二构件(100)上的匹配的第二连接结构(210)接合，使所说第二构件(100)能够沿径向和轴向中至少一个方向相对于所说第一构件(50)作独立的浮动，所说结构还可基本阻止在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的空间内的介质与在由所说第二个构件所限定的空间内的另一个介质连通。
20.一种涡轮发动机，包括：一个第一构件(50)，一个设在由所说第一构件所限定的空间内的第二构件(100)，和一个将曝晒在不同于周围温度的温度下时具有不同的尺寸变化率或值的第一构件(50)和第二构件(100)连接在一起或将其间的空间密封的结构，所说结构包括：
多个固定地设置在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的支承件(200)，每一所说支承件(200)限定一个凹腔(206)，并具有至少一个第一环(208)和至少两个匹配的第二环(210)，所述至少一个第一环(208)和所述至少两个第二环(210)都从开口环、叠层环和连接在一起的多个开口环中选用，所说第一环(208)被设置在环绕所说第二构件(100)的所说支承件(200)的所说凹腔内，所说至少两个第二环(210)被间隔开而可滑动地与位于其间的至少一个第一环(208)接合，使所说至少两个第二环(210)的至少一部分表面总是叠合在所说至少一个第一环(208)的至少一部分表面上；及
多个在所说第一构件(50)的表面上制出的突部和多个在与所说第一构件(50)的所说表面相对的所说第二构件(100)的表面上制出的凹部，每一所说突部可滑动地与所说凹部中的一个接合；
其中所说环与所说突部和所说凹部的组合允许所说第二构件(100)沿径向和轴向中至少一个方向相对于所说第一构件(50)作独立的浮动，并且所说结构还可基本防止在所说第一构件(50)和所说第二构件(100)之间的空间内的介质与在由所说第二构件限定的空间内的另一个介质连通。
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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101206037B (zh) * 2006-12-22 2011-08-24 通用电气公司 用于修复燃烧器衬里的方法
CN102644483A (zh) * 2010-12-15 2012-08-22 通用电气公司 带有近表面冷却通路的涡轮构件及其方法
CN105134959A (zh) * 2015-08-17 2015-12-09 重庆高金实业有限公司 内燃机旋转密封结构
CN105579669A (zh) * 2013-09-27 2016-05-11 西门子股份公司 用于燃气涡轮的内壳体毂
CN106574778A (zh) * 2014-08-18 2017-04-19 川崎重工业株式会社 燃料喷射装置
CN107110357A (zh) * 2014-07-28 2017-08-29 昱曦机械高新科技有限公司 制造螺旋弹簧式密封件的方法及装置
CN107949688A (zh) * 2015-09-08 2018-04-20 三菱日立电力系统株式会社 密封构件的组装构造以及组装方法、密封构件、燃气轮机
CN110506150A (zh) * 2017-02-21 2019-11-26 通用电气公司 涡轮发动机和制造方法
CN110939517A (zh) * 2018-09-24 2020-03-31 通用电气公司 包壳主动间隙控制结构

Families Citing this family (44)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ITMI20031673A1 (it) * 2003-08-28 2005-02-28 Nuovo Pignone Spa Sistema di fissaggio di un tubo di fiamma o "liner".
WO2008013820A2 (en) * 2006-07-26 2008-01-31 The Board Of Trustees Of University Of Illinois Buried circumferential electrode microcavity plasma device arrays, electrical interconnects, and formation method
EP1890010B1 (en) * 2006-08-10 2016-05-04 United Technologies Corporation Ceramic turbine shroud assembly
US7771160B2 (en) * 2006-08-10 2010-08-10 United Technologies Corporation Ceramic shroud assembly
US7665960B2 (en) 2006-08-10 2010-02-23 United Technologies Corporation Turbine shroud thermal distortion control
US8196934B2 (en) * 2007-01-10 2012-06-12 United Technologies Corporation Slider seal assembly for gas turbine engine
US8528339B2 (en) 2007-04-05 2013-09-10 Siemens Energy, Inc. Stacked laminate gas turbine component
FR2920524B1 (fr) * 2007-08-30 2013-11-01 Snecma Turbomachine a chambre annulaire de combustion
KR101378658B1 (ko) * 2007-10-11 2014-03-27 두산인프라코어 주식회사 엔진의 누출방지용 배기매니폴드
EP2304192B1 (en) 2008-03-31 2014-12-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Rotary machine scroll structure and rotary machine
US8627669B2 (en) * 2008-07-18 2014-01-14 Siemens Energy, Inc. Elimination of plate fins in combustion baskets by CMC insulation installed by shrink fit
EP2224167A1 (de) * 2009-02-25 2010-09-01 Siemens Aktiengesellschaft Gehäuse einer Gasturbine
US8167546B2 (en) * 2009-09-01 2012-05-01 United Technologies Corporation Ceramic turbine shroud support
US8215115B2 (en) * 2009-09-28 2012-07-10 Hamilton Sundstrand Corporation Combustor interface sealing arrangement
US9835171B2 (en) * 2010-08-20 2017-12-05 Siemens Energy, Inc. Vane carrier assembly
JP2012108359A (ja) * 2010-11-18 2012-06-07 Tokai Rika Co Ltd 外装表示体
JP5558396B2 (ja) * 2011-03-24 2014-07-23 株式会社東芝 蒸気タービン
US8790067B2 (en) 2011-04-27 2014-07-29 United Technologies Corporation Blade clearance control using high-CTE and low-CTE ring members
EP2530249A1 (en) 2011-05-30 2012-12-05 Siemens Aktiengesellschaft Piston seal ring
US8794544B2 (en) * 2011-06-06 2014-08-05 General Electric Company Combustor nozzle and method for modifying the combustor nozzle
US9290261B2 (en) 2011-06-09 2016-03-22 United Technologies Corporation Method and assembly for attaching components
US10059431B2 (en) 2011-06-09 2018-08-28 United Technologies Corporation Method and apparatus for attaching components having dissimilar rates of thermal expansion
US8864492B2 (en) 2011-06-23 2014-10-21 United Technologies Corporation Reverse flow combustor duct attachment
US8739547B2 (en) 2011-06-23 2014-06-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine joint having a metallic member, a CMC member, and a ceramic key
US9335051B2 (en) 2011-07-13 2016-05-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly
US8920127B2 (en) 2011-07-18 2014-12-30 United Technologies Corporation Turbine rotor non-metallic blade attachment
US9200531B2 (en) 2012-01-31 2015-12-01 United Technologies Corporation Fan case rub system, components, and their manufacture
US9249681B2 (en) * 2012-01-31 2016-02-02 United Technologies Corporation Fan case rub system
EP2951399B1 (en) 2013-01-29 2020-02-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud and corresponding assembly method
EP2971577B1 (en) 2013-03-13 2018-08-29 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud
US10669936B2 (en) 2013-03-13 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Thermally conforming acoustic liner cartridge for a gas turbine engine
DE102013007443A1 (de) * 2013-04-30 2014-10-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Brennerdichtung für Gasturbinen-Brennkammerkopf und Hitzeschild
JP6170341B2 (ja) * 2013-05-21 2017-07-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 再生型ガスタービン燃焼器
US10190434B2 (en) 2014-10-29 2019-01-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with locating inserts
CA2915370A1 (en) 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Full hoop blade track with axially keyed features
CA2915246A1 (en) 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud
EP3045674B1 (en) 2015-01-15 2018-11-21 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with tubular runner-locating inserts
CA2924855A1 (en) 2015-04-29 2016-10-29 Rolls-Royce Corporation Keystoned blade track
CA2925588A1 (en) 2015-04-29 2016-10-29 Rolls-Royce Corporation Brazed blade track for a gas turbine engine
US11149646B2 (en) * 2015-09-02 2021-10-19 General Electric Company Piston ring assembly for a turbine engine
US10240476B2 (en) 2016-01-19 2019-03-26 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Full hoop blade track with interstage cooling air
US10287906B2 (en) 2016-05-24 2019-05-14 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with full hoop ceramic matrix composite blade track and seal system
US10415415B2 (en) 2016-07-22 2019-09-17 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with forward case and full hoop blade track
US12110967B2 (en) 2022-12-30 2024-10-08 Onesubsea Ip Uk Limited Dynamic axial seal systems and methods

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB805545A (en) * 1956-02-06 1958-12-10 Rolls Royce Improvements in or relating to axial-flow fluid machines for example axial-flow turbines of gas-turbine engines
DE2054926B2 (de) * 1970-11-07 1972-02-03 Motoren und Turbinen Union München GmbH, 8000 München Halterung eines turbinenleitkranzes
US3799559A (en) * 1971-11-22 1974-03-26 A Kayser Seal assembly for rotatable and axially movable shaft
US4411594A (en) * 1979-06-30 1983-10-25 Rolls-Royce Limited Support member and a component supported thereby
US4307993A (en) * 1980-02-25 1981-12-29 Avco Corporation Air-cooled cylinder with piston ring labyrinth
US4302941A (en) * 1980-04-02 1981-12-01 United Technologies Corporation Combuster liner construction for gas turbine engine
US4786232A (en) * 1981-04-10 1988-11-22 Caterpillar Inc. Floating expansion control ring
DE3241750A1 (de) 1982-11-11 1984-05-17 Iveco Magirus AG, 7900 Ulm Rohrgelenk und dessen herstellungsverfahren insbesondere fuer auspuffrohre
JPS6117486U (ja) * 1984-07-09 1986-01-31 石川島播磨重工業株式会社 圧縮機のピストンリング
US4613280A (en) * 1984-09-21 1986-09-23 Avco Corporation Passively modulated cooling of turbine shroud
DE3708815C1 (en) 1987-03-18 1988-09-22 Josef Fey Double-disc labyrinth face seal
US4944904A (en) 1987-06-25 1990-07-31 General Electric Company Method of obtaining a fiber-containing composite
US4785623A (en) * 1987-12-09 1988-11-22 United Technologies Corporation Combustor seal and support
US4889686A (en) 1989-02-17 1989-12-26 General Electric Company Composite containing coated fibrous material
GB8921003D0 (en) * 1989-09-15 1989-11-01 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to shroud rings
US5154787A (en) 1990-11-01 1992-10-13 Corning Incorporated Method for making ceramic composite article
US5177039A (en) 1990-12-06 1993-01-05 Corning Incorporated Method for making ceramic matrix composites
DE4104906A1 (de) 1991-02-18 1992-08-20 Josef Fey Lamellenringe Lamellen- und expander-dichtungs-zentrierkombination
DE4136799C2 (de) 1991-11-08 1994-05-11 Josef Fey Lamellenringe Abdichtung für Axialausgleicher von Abgasleitungen für Verbrennungsmotore
US5289677A (en) * 1992-12-16 1994-03-01 United Technologies Corporation Combined support and seal ring for a combustor
US5291732A (en) * 1993-02-08 1994-03-08 General Electric Company Combustor liner support assembly
US5520398A (en) * 1994-01-25 1996-05-28 Brandon; Ronald E. Piston ring assemblies for high temperature seals
JPH09264104A (ja) * 1996-03-27 1997-10-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd セラミック製シュラウドリング
US5628617A (en) * 1996-08-12 1997-05-13 Demag Delavel Turbomachinery Corp. Turbocare Division Expanding bell seal
US6382905B1 (en) * 2000-04-28 2002-05-07 General Electric Company Fan casing liner support

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101206037B (zh) * 2006-12-22 2011-08-24 通用电气公司 用于修复燃烧器衬里的方法
CN102644483A (zh) * 2010-12-15 2012-08-22 通用电气公司 带有近表面冷却通路的涡轮构件及其方法
CN105579669B (zh) * 2013-09-27 2017-07-07 西门子股份公司 用于燃气涡轮的内壳体毂
CN105579669A (zh) * 2013-09-27 2016-05-11 西门子股份公司 用于燃气涡轮的内壳体毂
CN107110357A (zh) * 2014-07-28 2017-08-29 昱曦机械高新科技有限公司 制造螺旋弹簧式密封件的方法及装置
CN107110357B (zh) * 2014-07-28 2019-02-22 昱曦机械高新科技有限公司 制造螺旋弹簧式密封件的方法及装置
CN106574778A (zh) * 2014-08-18 2017-04-19 川崎重工业株式会社 燃料喷射装置
CN105134959A (zh) * 2015-08-17 2015-12-09 重庆高金实业有限公司 内燃机旋转密封结构
CN107949688A (zh) * 2015-09-08 2018-04-20 三菱日立电力系统株式会社 密封构件的组装构造以及组装方法、密封构件、燃气轮机
CN107949688B (zh) * 2015-09-08 2020-07-14 三菱日立电力系统株式会社 密封构件的组装构造以及组装方法、密封构件、燃气轮机
US10961859B2 (en) 2015-09-08 2021-03-30 Mitsubishi Power, Ltd. Seal member assembly structure and assembly method, seal member, and gas turbine
CN110506150A (zh) * 2017-02-21 2019-11-26 通用电气公司 涡轮发动机和制造方法
CN110939517A (zh) * 2018-09-24 2020-03-31 通用电气公司 包壳主动间隙控制结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN100379947C (zh) 2008-04-09
US6910853B2 (en) 2005-06-28
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JP2004176911A (ja) 2004-06-24
US20050058537A1 (en) 2005-03-17
EP1426561A3 (en) 2005-05-25

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US8627669B2 (en) Elimination of plate fins in combustion baskets by CMC insulation installed by shrink fit
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