JP2002295202A - 低延性の翼を備えたタービン翼組立体 - Google Patents

低延性の翼を備えたタービン翼組立体

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 本発明は、ガスタービンエンジンのタービン
翼組立体に関する。 【解決手段】 例えば、セラミックマトリックス複合材
のようなセラミックベース材料、又はＮｉＡｌ材料のよ
うな金属間化合物材料といった低延性材料で作られた少
なくとも１つのエーロフォイル形状の翼（１２）は、少
なくとも１つの耐高温性コンプライアントシール（３６
／３８）により内側及び外側翼支持体（１４／１６）を
含むタービン翼組立体内に遊動可能に支持される。シー
ル（３６／３８）は、翼支持体（１４／１６）の少なく
とも１つから翼（１２）を分離し、支持体（１４／１
６）とは独立した翼（１２）の熱膨張及び収縮を可能に
する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、例えばガスタービ
ンエンジンで使用される形式のタービン翼組立体に関す
る。より具体的には、１つの実施形態において、本発明
は、コンプライアントシールによって少なくとも部分的
に支持され、間隔を置いて配置された金属支持体又はバ
ンドの少なくとも１つから独立して翼が膨張又は収縮す
るのを可能にする少なくとも１つの低延性の翼を備えた
タービン翼組立体に関する。
【０００２】
【従来の技術】過酷な酸化性のガス流環境中において高
温で作動するガスタービンセクションの部品は、典型的
にはＦｅ、Ｃｏ及びＮｉの少なくとも１つをベースにし
た超合金のような高温超合金で作られる。そのような部
品の金属合金の劣化に抗するために、そのような部品
に、様々な広く報告されている種類またはそれらの組合
せによる、流体又は空気冷却と表面環境の保護又はコー
ティングとの組合せを施すのが、通常の手法であった。
【０００３】そのようなガスタービンエンジン部品の一
形式には、タービンエンジン燃焼セクションの下流でタ
ービンセクションのノズルとして使用されるタービンス
テータ翼組立体がある。一般に、そのような組立体は複
数の金属合金のセグメントで作られ、その金属合金セグ
メントの各々は、例えば溶接又はろう付けなどにより間
隔を置いて配置された金属合金の内側及び外側バンドに
接合されたエーロフォイル形状の中空の空気冷却される
複数の金属合金翼、例えば２つから４つの翼を備える。
そのセグメントは、円周方向に組み立てられてステータ
ノズル組立体を構成する。そのようなガスタービンエン
ジンのノズル組立体の一形式は、Ｔｏｂｅｒｇらによる
米国特許第５，３４３，６９４号（１９９４年９月６日
特許取得）に図示され、記載されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】実用運転された、コー
ティングされた高温超合金で作られたタービンノズルの
評価から、ガスタービンエンジンの燃焼セクション下流
のエンジン流路に存在する過酷で、高温の、侵食性及び
腐食性の条件は、ノズルの翼の環境耐性コーティング及
び／又は合金基体構造の劣化を生じさせる可能性がある
ことが解った。そのような部品を実用運転に戻す前に、
１つ又はそれ以上の翼を修理または交換する必要があっ
た。充分な強度があり、そのような劣化に対しより耐性
のあるタービン翼を提供すれば、部品の寿命と修理を必
要とするまでの時間を長くし、そのようなエンジンの運
転費用を削減することになる。
【０００５】
【課題を解決するための手段】１つの形態では、本発明
は、外側翼支持体と、外側翼支持体から一定の間隔を置
いた位置にある内側翼支持体と、外側及び内側翼支持体
の間に支持された少なくとも１つのエーロフォイル形状
の翼とを含むタービン翼組立体を提供する。翼は、例え
ばセラミックマトリックス複合材又は金属間化合物材料
をベースにした、約１％より大きくない室温延性を有す
る低延性材料からなる。外側及び内側翼支持体が、少な
くとも約５％の室温延性を有する材料からなる。耐高温
性コンプライアントシールが、翼と翼支持体の少なくと
も１つとの間に配置され、翼と翼支持体との間にある流
体通路から翼を実質的にシールし、翼が記翼支持体から
独立して膨張及び収縮することを可能にする。１つの形
態では、翼支持体が、例えばＦｅ、Ｃｏ及びＮｉの少な
くとも１つの元素をベースにした、約５〜１５％の範囲
の室温引張延性を有する高温金属合金からなる。
【０００６】
【発明の実施の形態】モノリシック及び金属間化合物ベ
ース並びにセラミックベース複合材を含む、ある種のセ
ラミックベース及び金属間化合物型耐高温性材料が、開
発されてきており、それら材料は、それらをタービンエ
ンジンの高温セクションにおける過酷な環境中で使用す
るのに魅力を感じるほどに充分な強度特性と環境耐性の
向上を備えるに至っている。しかしながら、それら材料
は、その支持体構造に一般に使用される高温金属合金と
比較して、引張延性が非常に低いという共通の特性を持
つ。さらに、一般にそれら材料と合金との間、例えば低
延性のセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）又はＮ
ｉＡｌをベースにした金属間化合物材料と、そのような
エンジンセクションで支持体として最近使用されている
典型的な市販のＮｉ基及びＣｏ基超合金との間の熱膨張
係数（ＣＴＥ）には顕著な差がある。
【０００７】そのような低延性材料が、そのような高温
合金構造体で剛性支持された場合、低延性材料に破壊を
生じさせる特性の不整合から、低延性材料に熱歪が生じ
るおそれがある。例えば、その形態がＲｏｓｓらによる
米国特許第５，１７３，２５５号に記載され、ガスター
ビンエンジンのタービン部品に使用されている、市販の
Ｒｅｎｅ’Ｎ５合金のような典型的なＮｉ基超合金は、
約５〜１５％の範囲の室温引張延性（ＣＴＥは約７〜１
０Microinch／inch／°Ｆの範囲（micrometer/meter/
°C x 0.556 = inch/inch/ °Fの関係) ）を有する。
低延性材料は、約１％より大きくない室温引張延性（Ｃ
ＴＥは約１．５〜８．５Microinch／inch／°Ｆの範
囲）を有する。例えば、ＳｉＣファイバ／ＳｉＣマトリ
ックスＣＭＣのような、典型的な市販の低延性セラミッ
クマトリックス複合（ＣＭＣ）材料は約０．４〜０．７
％の範囲の室温引張延性と、約１．５〜５Microinch／i
nch／°Ｆの範囲のＣＴＥを有する。同様に、低延性Ｎ
ｉＡｌ型金属間化合物材料は、引張延性がゼロに近く、
０．１〜１％の範囲であり、ＣＴＥは約８〜１０Microi
nch／inch／°Ｆの範囲である。従って、本発明では、
低延性材料は、室温引張延性が約１％より大きくない材
料と定義される。
【０００８】室温延性におけるそのような顕著な差に加
え、低延性材料と、１つ又はそれ以上の高温合金支持体
材料、例えばＦｅ、Ｃｏ及びＮｉの少なくとも１つをベ
ースにした超合金との間でＣＴＥの比較すると、低延性
材料のＣＴＥに対するより延性の高い支持体合金のＣＴ
Ｅの平均値の割合は、少なくとも約０．８である。Ｎｉ
基超合金のそのような割合は、ＣＭＣ低延性材料に対し
て、約１．４〜６．７の範囲であり、ＮｉＡｌ低延性材
料に対しては、約０．８〜１．２の範囲であるのが典型
的な例である。
【０００９】このように、低延性材料とそのような合金
支持体との間にはそのような特性に顕著な差又は不整合
がある。タービン翼組立体における高温合金支持体間に
ある低延性の翼のような、そのような材料からなる剛性
固定された組立体は、エンジンの作動中、翼の中に破壊
又は亀裂発生を引き起こすほど大きい熱歪を翼の中に発
生させる可能性がある。従って、低延性材料中の亀裂発
生を防止するようにすることが望ましい。
【００１０】延性は、例えば局部又は点荷重のかかった
脆性材料に対して、亀裂発生を防ぐのに必要な塑性伸長
又は変形を表す。しかしながら、別の機械的特性、すな
わち破壊靱性は、既にある亀裂又はきずの存在が伝播す
るのを最小限にする又はそれに抗する材料の能力を表
す。１つの形態では、低延性材料は、破壊靱性が約２０
ｋｓｉ・inch1/2未満であると定義されるが、ここで、
「ｋｓｉ」は１平方インチ当り千ポンドの単位（N/mm2
x 145000 = ksiの関係）である。典型的には、ＣＭＣ材
料は 約５〜２０ｋｓｉ・inch1/2の範囲の破壊靱性を
有し、ＮｉＡｌ金属間化合物材料は約５〜１０ｋｓｉ・
inch1/2の範囲の破壊靱性を有する。
【００１１】本発明の１つの形態は、ＣＭＣ又は金属間
化合物ベースのタービン翼のような低延性構造部材を、
超合金バンドのような支持構造体内に順応するように遊
動可能に捕捉し、低延性材料中に過剰な熱歪が発生しな
いようにする、構造部材と材料の組合せを提供する。そ
の組合せの形態では、低延性翼の少なくとも１つの端部
と端部に並置されている支持体との間に、かつそれらの
両方に接触させて、コンプライアントシールが配置され
る。同時に、コンプライアントシールは、空気及び／又
は燃焼生成物のような流体が翼端部と支持体の間を流れ
るのを防止しながら、低延性翼を支持体から分離し、翼
及び支持体の各々が熱に暴されるにより互いに独立して
膨張及び収縮することを可能にする。
【００１２】本発明において使用されるコンプライアン
トシールの形態は、時としてロープシールと呼ばれる。
異なった荷重でのシールの偏位量を比較する典型的なロ
ープシールの応力−歪曲線は、そのようなシールのコン
プライアンスと弾性とを確証している。高温で使用する
ための形態では、ロープシールにはセラミックファイバ
又はフィラメントを織った形態、又は編んだ形態があ
り、それらセラミックファイバ又はフィラメントはＮｅ
ｘｔｅｌアルミナ材料及びＺｉｒｃａｒアルミナシリカ
材料として市販されている。例えば強度及び／又は表面
磨耗に対する耐性のためのコンプライアントシールのい
くつかの形態には、セラミックフィラメント中の市販の
Ｈａｓｔｅｌｌｏｙ Ｘ合金のような金属性コア、及び
／又は、セラミックフィラメントの周りの薄い延性金属
の外鞘の１つ又はそれ以上の組合せがある。セラミック
ファイバ又はフィラメントの織った又は編んだ構造は、
コンプライアンスと弾性を与える。
【００１３】本発明は、図を参照することによって、よ
り完全に理解されるであろう。図１は、全体を符号１０
で示すガスタービンエンジンのタービンステータ翼セグ
メント又は組立体の斜視図であり、該翼セグメント又は
組立体は、外側翼支持体又はバンド１４と一定の間隔で
配置された内側翼支持体又はバンド１６との間に配置さ
れた４つのエーロフォイル形状の翼１２を備えている。
典型的な現在市販されているガスタービンエンジンにお
いては、翼及び翼支持体の各々は高温合金で作られ、図
示するように、溶接及び／又はろう付けで互いに接合さ
れる。このようにして翼を一定の相対的位置においてバ
ンドに固定し、流路からバンドを通り抜けてエンジンの
流れが漏れるのを防ぐ。例えば前述のＴｏｂｅｒｇらに
よる特許に示されているように、複数の整合させた翼セ
グメントは円周方向に組み立てられてタービンノズルを
構成する。
【００１４】各セグメント１０の空気冷却を可能にする
ため、図１の線２−２に沿った図２の断面図に示すよう
に、翼１２は中空の内部１８を有し、翼内部を通してま
た翼内部から冷却空気を受けまた分配する。いくつかの
実施形態では、図６に示すように、翼インサート２０
が、翼中空内部１８内に配置されており、翼１２の内部
にまた翼１２を通して、また一般に翼壁を貫通して設け
られている冷却空気吐出孔（図示せず）を通して冷却空
気を分配する。
【００１５】本発明の１つの実施形態を、図３の概略破
断断面図に示す。セラミック材料として表された図にお
いて、翼１２は前述の種類の低延性材料で作られる。翼
１２は、翼半径方向外端部２２と翼半径方向内端部２４
とを有する。金属合金の外側翼支持体１４は、外部開口
壁３０で画定された、ほぼ翼１２の外端部２２を受ける
寸法にされた開口部２８を備える。金属合金の内側翼支
持体１６は、内部開口壁３４で画定された、ほぼ翼１２
の内端部２４を受ける寸法にされた開口部３２を備え
る。外側翼支持体１４及び内側翼支持体１６は、互いに
一定の間隔を置いた位置に保持される。翼１２が全て、
外側及び内側翼支持体１４及び１６の間に剛性保持され
ない低延性材料からなる場合、翼支持体は、符号２６で
輪郭だけ示す位置決め手段によりそのような一定の間隔
を置いた関係に保持される。例えばそのような位置決め
手段は、剛性の金属ボルト、チューブ、ロッド、支柱等
の少なくとも１つを含むことができる。
【００１６】翼外端部２２と外部開口壁３０との間に、
かつそれらの両方に接触させて、第１のコンプライアン
トシール３６が配置されている。シール３６は、外部開
口壁３０から独立して、開口部２８内に翼外端部２２を
支持し、翼１２と外側支持体１４との間の独立した相対
的な動きを可能にする。例えば、そのような相対的な動
きは、エンジンの作動中に、並置された材料間の膨張及
び収縮率の違いから生じることがある。同時に、シール
３６は、エンジンの流れによる翼端部２２の周りの流体
の通過から翼端部２２を実質的にシールする。
【００１７】図３の実施形態において、翼内端部２４と
内側開口壁３４との間に、かつそれらの両方に接触させ
て、第２のコンプライアントシール３８が配置されてい
る。シール３８は、内部開口壁３４から独立して、開口
部３２内に翼内端部２４を支持し、翼１２と内側支持体
１６との間の独立した相対的な動きを可能にする。同時
に、シール３８は、エンジンの流れによる翼端部２４の
周りの流体の通過から翼端部２４を実質的にシールす
る。
【００１８】図３中の１つ又は複数のコンプライアント
シールのそのような配置は、外部バンド１４と内部バン
ド１６との間で翼１２を捕捉すると同時に、翼及び支持
体の独立した熱膨張及び収縮を可能にする。シールのコ
ンプライアンスは、翼１２へ圧縮応力が掛からないよう
にして、翼の応力破壊を回避する。図３の実施形態に含
まれているのは外部シール保持体４０であり、例えば溶
融やろう付けで外側支持体１４に固着接合される。シー
ル保持体４０は、翼外端部２２と外側支持体開口壁３０
との間の位置にシール３６を保持する。またこの実施形
態に含まれているのは、内部シール保持体４２であり、
同様に内側支持体１６に接合され、翼内端部２４と内側
支持体開口壁３４との間の位置にシール３８を保持す
る。
【００１９】図４は、外部シール保持体４０を外側支持
体１４に接合する前の、図３の一部の概略破断上面図で
ある。図４は、翼外端部２２の全体的なエーロフォイル
形状と、翼端部の周りでのコンプライアントシール３６
の位置又は配置を示している。
【００２０】図５は、本発明の別の実施形態の概略拡大
破断断面図であり、そこでは図３と同じ総体的な構成部
材を含む。図５は、金属支持構造体から独立した翼１２
の膨張及び収縮を可能にする、翼１２の端部の少なくと
も１つとシール保持体との間にある隙間４４をより明確
に示している。
【００２１】図６は、翼中空内部１８に配置されたイン
サート２０を示すために一部断面にした、図３と同様の
概略破断図である。インサート２０は、翼１２の中空内
部１８へ、またそれを通して冷却のための空気を供給す
る。例えば、矢印４８で表す冷却空気は、カップ状の構
造体５０を通して翼１２内部のインサート２０へ供給さ
れる。冷却空気は、中空内部１８内のインサート２０に
より複数のインサート穴を通して分配されるが、インサ
ート穴の幾つかが符号５２で表されている。典型的に
は、冷却空気は、翼１２の壁面を貫通する冷却空気孔
（図示せず）を通して、及び／又は、少なくとも１つの
シール保持体を貫通する穴（図示せず）を通して、ガス
タービンエンジンの分野で周知の広く使用されている方
法で翼中空内部１８から排出される。図６の実施形態で
は、インサート２０は最初に、適当な形状にされた外側
シール保持体４０の開口を通して保持体４０と接合され
て、単体として外側支持体１４に組み立てられ接合され
るための、シール保持体と冷却空気インサートの組立体
にされる。
【００２２】図７は、本発明の別の実施形態の概略破断
部分断面図である。この形態では、例えばＮｉＡｌ低延
性金属間化合物材料からなる翼１２は、ＮｉＡｌの翼端
キャップ５４と、全体を符号５６で示す、金属ピン、ワ
ッシャ及びパッドの組立体との組合せにより、半径方向
内端部２４で固定されている。しかしながら、翼１２の
外端部２２は、前述のように、コンプライアントシール
３６により遊動可能に、またコンプライアンスを持つよ
うに保持されており、翼１２が外側支持体１４から独立
して膨張及び収縮することが可能になっている。
【００２３】本発明を、材料と構造の具体的例及び組合
せに関して説明してきたが、それらは決して本発明の技
術的範囲を限定するものではなく、本発明の典型例を示
そうとするものであることを理解されたい。例えば、ガ
スタービンエンジン、冶金、非金属材料、セラミック
ス、及び強化セラミック構造体等に関する種々の技術分
野の当業者には、本発明は、特許請求の範囲の技術的範
囲を逸脱することなく変更及び修正が可能であることが
明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】 典型的なガスタービンエンジンノズルの翼セ
グメントの斜視図。
【図２】 図１の線２−２に沿った図１の翼セグメント
の断面図。
【図３】 コンプライアントシールによって金属合金の
外側及び内側翼支持体の間に支持された低延性の翼を示
す、本発明の１つの実施形態の概略破断断面図。
【図４】 外側シール保持体を取り付ける前の、図３の
翼の概略上面図。
【図５】 本発明の別の実施形態の概略破断断面図。
【図６】 翼の中空内部内に配置された冷却空気インサ
ートを備えた、図３と同様の図。
【図７】 その半径方向内端部において固定構造によっ
て支持され、またその外端部においてその外端部と金属
合金の外側翼支持体との間のコンプライアントシールに
より遊動可能に支持された低延性の翼を示す、本発明の
別の実施形態の概略破断部分断面図。
【符号の説明】
１２ タービン翼 １４ 外側翼支持体 １６ 内側翼支持体 １８ 中空内部 ２２ 翼外端部 ２４ 翼内端部 ２６ 位置決め手段 ２８ 外側支持体開口部 ３０ 外側支持体開口壁 ３２ 内側支持体開口部 ３４ 内側支持体開口壁 ３６、３８ コンプライアントシール ４０、４２ シール保持体
フロントページの続き (72)発明者 ジェームズ・アンソニー・ケッツァー アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、エリザベス・ストリート、7920番 Ｆターム(参考） 3G002 GA08 GA10

Claims (15)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 外側翼支持体（１４）と、 該外側翼支持体（１４）から一定の間隔を置いた位置に
    ある内側翼支持体（１６）と、 前記外側及び内側翼支持体（１４／１６）の間に支持さ
    れた少なくとも１つのエーロフォイル形状の翼（１２）
    と、を含むタービン翼組立体（１０）であって、 前記翼（１２）が、約１％より大きくない室温引張延性
    を有する低延性材料からなり、 前記外側及び内側翼支持体（１４／１６）が、少なくと
    も約５％の室温引張延性を有する材料からなり、 耐高温性コンプライアントシール（３６／３８）が、前
    記翼（１２）と前記外側及び内側翼支持体（１４／１
    ６）の少なくとも１つとの間に配置され、前記翼（１
    ２）と前記翼支持体（１４／１６）との間にある流体通
    路から前記翼（１２）を実質的にシールし、また前記コ
    ンプライアントシール（３６／３８）は、前記翼（１
    ２）を前記翼支持体（１４／１６）から分離し、前記翼
    （１２）が前記翼支持体（１４／１６）から独立して膨
    張及び収縮することを可能にする、ことを特徴とするタ
    ービン翼組立体（１０）。
  2. 【請求項２】 前記外側及び内側翼支持体（１４／１
    ６）が、Ｆｅ、Ｃｏ及びＮｉからなる群から選ばれる少
    なくとも１つの元素をベースにした、約５〜１５％の範
    囲の室温引張延性を有する高温金属合金からなることを
    特徴とする、請求項１に記載の組立体（１０）。
  3. 【請求項３】 前記翼（１２）が、約０．４〜０．７％
    の範囲の室温引張延性を有するセラミックマトリックス
    複合（ＣＭＣ）材料を含むことを特徴とする、請求項１
    に記載の組立体（１０）。
  4. 【請求項４】 前記翼（１２）が、約０．１〜１％の範
    囲の室温引張延性を有するＮｉＡｌ金属間化合物材料を
    含むことを特徴とする、請求項１に記載の組立体（１
    ０）。
  5. 【請求項５】 前記少なくとも１つのエーロフォイル形
    状の翼が、翼半径方向外端部（２２）と翼半径方向内端
    部（２４）を含み、 前記外側翼支持体（１４）が、外側支持体開口壁（３
    ０）で画定され、ほぼ前記翼外端部（２２）を受ける寸
    法にされた少なくとも１つの外側支持体開口部（２８）
    を含み、また前記外側翼支持体（１４）は、第１の熱膨
    張係数（ＣＴＥ）を有する材料で作られており、 前記内側翼支持体（１６）が、内側支持体開口壁（３
    ４）で画定され、ほぼ前記翼内端部（２４）を受ける寸
    法にされた少なくとも１つの内側支持体開口部（３２）
    を含み、また前記内側翼支持体（１６）は、第２のＣＴ
    Ｅを有する材料で作られており、 前記翼の低延性材料が、前記第１のＣＴＥ及び前記第２
    のＣＴＥとは異なる第３のＣＴＥを有し、該第３のＣＴ
    Ｅに対する前記第１のＣＴＥと前記第２のＣＴＥとの平
    均値の割合が、少なくとも約０．８であり、 前記翼外端部（２２）及び前記翼内端部（２４）の少な
    くとも１つが、それぞれの前記支持体開口壁（３０／３
    ４）に並置された状態でそれぞれの前記支持体開口部
    （２８／３２）中に遊動可能に配置されており、 前記耐高温性コンプライアントシール（３６／３８）
    が、前記少なくとも１つの翼端部（２２／２４）と前記
    それぞれの支持体開口壁（３０／３４）との間に配置さ
    れ、前記翼端部（２２／２４）をその周りの流体通路か
    ら実質的にシールする、ことを特徴とする、請求項１に
    記載の組立体（１０）。
  6. 【請求項６】 前記低延性材料が、セラミックベース材
    料及び金属間化合物ベース材料からなる群から選ばれる
    ことを特徴とする、請求項５に記載の組立体（１０）。
  7. 【請求項７】 前記低延性材料が、セラミックマトリッ
    クス複合材を含み、 前記割合が約１．４〜６．７の範囲である、ことを特徴
    とする、請求項６に記載の組立体（１０）。
  8. 【請求項８】 前記低延性材料が、ＮｉＡｌを含み、 前記割合が約０．８〜１．２の範囲である、ことを特徴
    とする、請求項６に記載の組立体（１０）。
  9. 【請求項９】 前記低延性材料が、約２０ｋｓｉ．inch
    1/2未満の破壊靱性を有することを特徴とする、請求項
    ６に記載の組立体（１０）。
  10. 【請求項１０】 シール保持体（４０／４２）が、前記
    コンプライアントシール（３６／３８）を覆って配置さ
    れ、かつ前記翼支持体（１４／１６）に結合されて、前
    記コンプライアントシール（３６／３８）を前記支持体
    開口壁（３０／３４）に保持することを特徴とする、請
    求項５に記載の組立体（１０）。
  11. 【請求項１１】 前記外側翼支持体（１４）及び前記内
    側翼支持体（１６）が、Ｆｅ、Ｃｏ及びＮｉからなる群
    から選ばれる少なくとも１つの元素をベースにした、少
    なくとも約７Microinch／inch／°ＦのＣＴＥを有する
    高温金属合金からなることを特徴とする、請求項６に記
    載の組立体（１０）。
  12. 【請求項１２】 前記低延性材料が、約０．４〜０．７
    ％の範囲の室温引張延性と、約１．５〜５Microinch／i
    nch／°Ｆの範囲の第３のＣＴＥと、約５〜２０ｋｓ
    ｉ．inch1/2の範囲の破壊靱性とを有する、セラミック
    マトリックス複合材料を含むことを特徴とする、請求項
    ９に記載の組立体（１０）。
  13. 【請求項１３】 前記低延性材料が、約０．１〜１％の
    範囲の室温引張延性と、約８〜１０Microinch／inch／
    °Ｆの範囲の第３のＣＴＥと、約５〜１０ｋｓｉ．inch
    1/2の範囲の破壊靱性とを有する、ＮｉＡｌ金属間化合
    物材料を含むことを特徴とする、請求項９に記載の組立
    体（１０）。
  14. 【請求項１４】 前記翼外端部（２２）及び翼内端部
    （２４）の各々が、それぞれの前記外側支持体開口壁
    （３０）及び内側支持体開口壁（３４）に並置された状
    態でそれぞれの前記外側支持体開口部及び内側支持体開
    口部中に遊動可能に配置されており、 第１の耐高温性コンプライアントシール（３６）が、前
    記外側支持体開口壁（３０）と前記翼外端部（２２）と
    の間に配置され、第２の耐高温性コンプライアントシー
    ル（３８）が、前記内側支持体開口壁（３４）と前記翼
    内端部（２４）との間に配置される、ことを特徴とす
    る、請求項５に記載の組立体（１０）。
  15. 【請求項１５】 シール保持体（４０／４２）が、前
    記第１のコンプライアントシール（３６）及び第２のコ
    ンプライアントシール（３８）の各々を覆って配置さ
    れ、かつそれぞれの前記外側及び内側翼支持体（１４／
    １６）に結合されることを特徴とする、請求項１４に記
    載の組立体（１０）。
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DE (1) DE60227307D1 (ja)
ES (1) ES2307709T3 (ja)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004204839A (ja) * 2002-12-20 2004-07-22 General Electric Co <Ge> 隣接する部材間を跨ぐ表面埋込形シールを有するシュラウドセグメント及び組立体
JP2007085342A (ja) * 2005-09-19 2007-04-05 General Electric Co <Ge> シールなしｃｍｃ羽根／プラットフォーム境界面
JP2007154900A (ja) * 2005-12-08 2007-06-21 General Electric Co <Ge> セラミックマトリクス複合ノズル構体
JP2008095106A (ja) * 2006-10-16 2008-04-24 General Electric Co <Ge> 高温シール及び高温封止系
JP2011058497A (ja) * 2009-09-09 2011-03-24 Alstom Technology Ltd タービンのブレード
JP2011144805A (ja) * 2010-01-14 2011-07-28 General Electric Co <Ge> タービンノズル組立体
JP2016211550A (ja) * 2015-05-05 2016-12-15 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 熱応力の無いファスナーを用いたタービン構成要素の接続装置
JP2019044764A (ja) * 2017-08-30 2019-03-22 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジン用の流路アセンブリおよびその組み立て方法

Families Citing this family (85)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6485655B1 (en) * 2001-08-02 2002-11-26 General Electric Company Method and apparatus for retaining an internal coating during article repair
US6939106B2 (en) * 2002-12-11 2005-09-06 General Electric Company Sealing of steam turbine nozzle hook leakages using a braided rope seal
US6832892B2 (en) * 2002-12-11 2004-12-21 General Electric Company Sealing of steam turbine bucket hook leakages using a braided rope seal
EP1433925A1 (fr) * 2002-12-24 2004-06-30 Techspace Aero S.A. Procédé de solidarisation d'une aube sur virole
US7080971B2 (en) * 2003-03-12 2006-07-25 Florida Turbine Technologies, Inc. Cooled turbine spar shell blade construction
GB2400415B (en) 2003-04-11 2006-03-08 Rolls Royce Plc Vane mounting
GB2402717B (en) * 2003-06-10 2006-05-10 Rolls Royce Plc A vane assembly for a gas turbine engine
US7101150B2 (en) * 2004-05-11 2006-09-05 Power Systems Mfg, Llc Fastened vane assembly
US7052234B2 (en) * 2004-06-23 2006-05-30 General Electric Company Turbine vane collar seal
US7153096B2 (en) 2004-12-02 2006-12-26 Siemens Power Generation, Inc. Stacked laminate CMC turbine vane
US7255535B2 (en) 2004-12-02 2007-08-14 Albrecht Harry A Cooling systems for stacked laminate CMC vane
US7198458B2 (en) 2004-12-02 2007-04-03 Siemens Power Generation, Inc. Fail safe cooling system for turbine vanes
US7247002B2 (en) * 2004-12-02 2007-07-24 Siemens Power Generation, Inc. Lamellate CMC structure with interlock to metallic support structure
US7326030B2 (en) * 2005-02-02 2008-02-05 Siemens Power Generation, Inc. Support system for a composite airfoil in a turbine engine
US20070122266A1 (en) * 2005-10-14 2007-05-31 General Electric Company Assembly for controlling thermal stresses in ceramic matrix composite articles
US7452189B2 (en) * 2006-05-03 2008-11-18 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite turbine engine vane
US7950234B2 (en) * 2006-10-13 2011-05-31 Siemens Energy, Inc. Ceramic matrix composite turbine engine components with unitary stiffening frame
US7824152B2 (en) * 2007-05-09 2010-11-02 Siemens Energy, Inc. Multivane segment mounting arrangement for a gas turbine
US8206098B2 (en) * 2007-06-28 2012-06-26 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite turbine engine vane
US8210803B2 (en) * 2007-06-28 2012-07-03 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite turbine engine vane
GB2455785B (en) * 2007-12-21 2009-11-11 Rolls Royce Plc Annular component
US8118546B2 (en) * 2008-08-20 2012-02-21 Siemens Energy, Inc. Grid ceramic matrix composite structure for gas turbine shroud ring segment
US8292580B2 (en) * 2008-09-18 2012-10-23 Siemens Energy, Inc. CMC vane assembly apparatus and method
FR2948965B1 (fr) * 2009-08-06 2012-11-30 Snecma Etage redresseur pour une turbomachine
US8967078B2 (en) * 2009-08-27 2015-03-03 United Technologies Corporation Abrasive finish mask and method of polishing a component
US9080448B2 (en) * 2009-12-29 2015-07-14 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine vanes
US8668442B2 (en) * 2010-06-30 2014-03-11 Honeywell International Inc. Turbine nozzles and methods of manufacturing the same
FR2974593B1 (fr) * 2011-04-28 2015-11-13 Snecma Moteur a turbine comportant une protection metallique d'une piece composite
US9726028B2 (en) 2011-06-29 2017-08-08 Siemens Energy, Inc. Ductile alloys for sealing modular component interfaces
US8939727B2 (en) * 2011-09-08 2015-01-27 Siemens Energy, Inc. Turbine blade and non-integral platform with pin attachment
US9097124B2 (en) * 2012-01-24 2015-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane assembly with inner shroud
US9951639B2 (en) * 2012-02-10 2018-04-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Vane assemblies for gas turbine engines
US9249669B2 (en) 2012-04-05 2016-02-02 General Electric Company CMC blade with pressurized internal cavity for erosion control
EP2660429A1 (en) 2012-05-03 2013-11-06 Siemens Aktiengesellschaft Sealing arrangement for a nozzle guide vane and gas turbine
EP2959113B1 (en) 2013-02-23 2018-10-31 Rolls-Royce Corporation Edge seal for gas turbine engine ceramic matrix composite component
CA2901835A1 (en) * 2013-03-04 2014-10-02 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Compartmentalization of cooling air flow in a structure comprising a cmc component
US9777584B2 (en) * 2013-03-07 2017-10-03 Rolls-Royce Plc Outboard insertion system of variable guide vanes or stationary vanes
US10590798B2 (en) 2013-03-25 2020-03-17 United Technologies Corporation Non-integral blade and platform segment for rotor
EP3022394B1 (en) * 2013-07-19 2018-05-30 General Electric Company Turbine nozzle with impingement baffle
EP2886802B1 (fr) * 2013-12-20 2019-04-10 Safran Aero Boosters SA Joint de virole interne de dernier étage de compresseur de turbomachine axiale
CN106460559B (zh) 2014-04-11 2018-06-12 通用电气公司 涡轮中央框架整流罩组件
JP6372210B2 (ja) 2014-07-14 2018-08-15 株式会社Ihi セラミックス基複合材料よりなるタービン静翼
US10563522B2 (en) * 2014-09-22 2020-02-18 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Composite airfoil for a gas turbine engine
US10294802B2 (en) 2014-12-05 2019-05-21 Rolls-Royce American Technologies, Inc. Turbine engine components with chemical vapor infiltrated isolation layers
US9995160B2 (en) 2014-12-22 2018-06-12 General Electric Company Airfoil profile-shaped seals and turbine components employing same
US10281045B2 (en) 2015-02-20 2019-05-07 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Apparatus and methods for sealing components in gas turbine engines
US9759079B2 (en) 2015-05-28 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Split line flow path seals
US10309240B2 (en) * 2015-07-24 2019-06-04 General Electric Company Method and system for interfacing a ceramic matrix composite component to a metallic component
US9850763B2 (en) 2015-07-29 2017-12-26 General Electric Company Article, airfoil component and method for forming article
US10458263B2 (en) 2015-10-12 2019-10-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with sealing features
EP3208428B1 (de) 2016-02-22 2020-04-01 MTU Aero Engines GmbH Dichtungsanordnung aus keramischen faserverbund-werkstoffen
ES2723623T3 (es) * 2016-02-22 2019-08-29 MTU Aero Engines AG Carcasa intermedia de turbinas de materiales compuestos de fibra cerámica
US10132184B2 (en) * 2016-03-16 2018-11-20 United Technologies Corporation Boas spring loaded rail shield
US10161258B2 (en) * 2016-03-16 2018-12-25 United Technologies Corporation Boas rail shield
US10655477B2 (en) 2016-07-26 2020-05-19 General Electric Company Turbine components and method for forming turbine components
US10746038B2 (en) * 2016-11-17 2020-08-18 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with airfoil piece having radial seal
US10458262B2 (en) 2016-11-17 2019-10-29 United Technologies Corporation Airfoil with seal between endwall and airfoil section
US10301955B2 (en) 2016-11-29 2019-05-28 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Seal assembly for gas turbine engine components
US10260363B2 (en) 2016-12-08 2019-04-16 General Electric Company Additive manufactured seal for insert compartmentalization
US10801343B2 (en) * 2016-12-16 2020-10-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Self retaining face seal design for by-pass stator vanes
US10443420B2 (en) 2017-01-11 2019-10-15 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Seal assembly for gas turbine engine components
US10577977B2 (en) 2017-02-22 2020-03-03 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with biased retaining ring
US10724380B2 (en) * 2017-08-07 2020-07-28 General Electric Company CMC blade with internal support
FR3070422B1 (fr) * 2017-08-22 2021-07-23 Safran Aircraft Engines Attache poignard avec joint d'une aube de redresseur
US10718226B2 (en) 2017-11-21 2020-07-21 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite component assembly and seal
US11181005B2 (en) * 2018-05-18 2021-11-23 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine assembly with mid-vane outer platform gap
US10774665B2 (en) 2018-07-31 2020-09-15 General Electric Company Vertically oriented seal system for gas turbine vanes
US11454128B2 (en) * 2018-08-06 2022-09-27 General Electric Company Fairing assembly
US10934868B2 (en) 2018-09-12 2021-03-02 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine vane assembly with variable position support
US11149567B2 (en) 2018-09-17 2021-10-19 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite load transfer roller joint
US11149568B2 (en) 2018-12-20 2021-10-19 Rolls-Royce Plc Sliding ceramic matrix composite vane assembly for gas turbine engines
PL431184A1 (pl) * 2019-09-17 2021-03-22 General Electric Company Polska Spółka Z Ograniczoną Odpowiedzialnością Zespół silnika turbinowego
FR3101665B1 (fr) * 2019-10-07 2022-04-22 Safran Aircraft Engines Distributeur de turbine à aubage en composite à matrice céramique traversé par un circuit de ventilation métallique
US11268392B2 (en) 2019-10-28 2022-03-08 Rolls-Royce Plc Turbine vane assembly incorporating ceramic matrix composite materials and cooling
US11261748B2 (en) * 2019-11-08 2022-03-01 Raytheon Technologies Corporation Vane with seal
US11156105B2 (en) 2019-11-08 2021-10-26 Raytheon Technologies Corporation Vane with seal
US11174794B2 (en) 2019-11-08 2021-11-16 Raytheon Technologies Corporation Vane with seal and retainer plate
US11454127B2 (en) 2019-11-22 2022-09-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Vane for gas turbine engine
US11333037B2 (en) * 2020-02-06 2022-05-17 Raytheon Technologies Corporation Vane arc segment load path
US11319822B2 (en) * 2020-05-06 2022-05-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Hybrid vane segment with ceramic matrix composite airfoils
US11879360B2 (en) 2020-10-30 2024-01-23 General Electric Company Fabricated CMC nozzle assemblies for gas turbine engines
US11391163B1 (en) * 2021-03-05 2022-07-19 Raytheon Technologies Corporation Vane arc segment with seal
US11549385B2 (en) * 2021-05-04 2023-01-10 Raytheon Technologies Corporation Airfoil assembly with seal plate and seal
US11725528B1 (en) * 2022-08-05 2023-08-15 Raytheon Technologies Corporation Vane multiplet with common platform joining airfoils
US11952917B2 (en) * 2022-08-05 2024-04-09 Rtx Corporation Vane multiplet with conjoined singlet vanes

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3966353A (en) * 1975-02-21 1976-06-29 Westinghouse Electric Corporation Ceramic-to-metal (or ceramic) cushion/seal for use with three piece ceramic stationary vane assembly
CA1082949A (en) * 1976-06-03 1980-08-05 William F. Schilling High-temperature austenitic alloys and articles utilizing the same
GB2037901B (en) * 1978-11-25 1982-07-28 Rolls Royce Nozzle guide vane assembly
DE2851507C2 (de) * 1978-11-29 1982-05-19 Aktiengesellschaft Kühnle, Kopp & Kausch, 6710 Frankenthal Isolations-Federkörper und dessen Verwendung
DE3003470C2 (de) * 1980-01-31 1982-02-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Turbinenleitschaufelaufhängung für Gasturbinenstrahltriebwerke
US4768924A (en) * 1986-07-22 1988-09-06 Pratt & Whitney Canada Inc. Ceramic stator vane assembly
GB2236809B (en) * 1989-09-22 1994-03-16 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to gas turbine engines
US5074752A (en) * 1990-08-06 1991-12-24 General Electric Company Gas turbine outlet guide vane mounting assembly
FR2685033B1 (fr) * 1991-12-11 1994-02-11 Snecma Stator dirigeant l'entree de l'air a l'interieur d'une turbomachine et procede de montage d'une aube de ce stator.
US5411370A (en) * 1994-08-01 1995-05-02 United Technologies Corporation Vibration damping shroud for a turbomachine vane
US5626462A (en) * 1995-01-03 1997-05-06 General Electric Company Double-wall airfoil
US5640767A (en) * 1995-01-03 1997-06-24 Gen Electric Method for making a double-wall airfoil
US5820337A (en) * 1995-01-03 1998-10-13 General Electric Company Double wall turbine parts
US5833773A (en) * 1995-07-06 1998-11-10 General Electric Company Nb-base composites
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
US5690469A (en) * 1996-06-06 1997-11-25 United Technologies Corporation Method and apparatus for replacing a vane assembly in a turbine engine
US6000906A (en) * 1997-09-12 1999-12-14 Alliedsignal Inc. Ceramic airfoil
IL122843A (en) * 1998-01-02 2001-01-11 Ceramight Composites Ltd Metal-ceramic laminar-band composite

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004204839A (ja) * 2002-12-20 2004-07-22 General Electric Co <Ge> 隣接する部材間を跨ぐ表面埋込形シールを有するシュラウドセグメント及び組立体
JP2007085342A (ja) * 2005-09-19 2007-04-05 General Electric Co <Ge> シールなしｃｍｃ羽根／プラットフォーム境界面
JP2007154900A (ja) * 2005-12-08 2007-06-21 General Electric Co <Ge> セラミックマトリクス複合ノズル構体
JP2008095106A (ja) * 2006-10-16 2008-04-24 General Electric Co <Ge> 高温シール及び高温封止系
JP2011058497A (ja) * 2009-09-09 2011-03-24 Alstom Technology Ltd タービンのブレード
US8801381B2 (en) 2009-09-09 2014-08-12 Alstom Technology Ltd. Turbine blade
JP2011144805A (ja) * 2010-01-14 2011-07-28 General Electric Co <Ge> タービンノズル組立体
JP2016211550A (ja) * 2015-05-05 2016-12-15 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 熱応力の無いファスナーを用いたタービン構成要素の接続装置
US9845692B2 (en) 2015-05-05 2017-12-19 General Electric Company Turbine component connection with thermally stress-free fastener
JP2019044764A (ja) * 2017-08-30 2019-03-22 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ガスタービンエンジン用の流路アセンブリおよびその組み立て方法

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