ES2287414T3 - Segmento de refuerzo, procedimiento de fabricacion de un segmento de refuerzo, asi como conjunto de refuerzo para un motor de turbina. - Google Patents
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Abstract
Un segmento (10) de refuerzo de un motor de turbina que comprende un cuerpo (12) de segmento de refuerzo que incluye una superficie (22) radialmente interior curvada al menos circunferencialmente (16), una superficie (24) radialmente exterior, una primera pluralidad de superficies (26, 27) de borde axial separadas, conectadas con y entre cada una de las superficies interior (22) y exterior (24), y una segunda pluralidad de superficies (28) de borde circunferencial separadas, conectadas con y entre cada una de las superficies interior (22) y exterior (24), en el que el segmento (10) de refuerzo incluye una proyección (14) de segmento de refuerzo para soportar al cuerpo (12) de segmento de refuerzo, integral con y proyectándose generalmente radialmente hacia fuera de la superficie (24) radialmente exterior del cuerpo del segmento de refuerzo, estando situada la proyección (14) sobre la superficie (24) radialmente exterior del cuerpo de segmento de refuerzo en una porción de superficie a una distancia generalmente a medio camino entre al menos una de la primera y segunda pluralidades de superficies (26, 27 / 28) de borde; comprendiendo la proyección (14) un cabezal (30) de proyección separado de la superficie (24) radialmente exterior del cuerpo de refuerzo, una porción (32) de tal sección de proyección que es integral con ambos cabezal (30) de proyección y superficie (24) radialmente exterior del cuerpo de refuerzo, estando arqueada la porción (32) de transición y siendo de sección transversal menor que el cabezal (30) de proyección en al menos una de las direcciones axial (18) y circunferencial (16), y siendo la proyección (14) de segmento de refuerzo una proyección de segmento de refuerzo única y estando separada de la primera pluralidad de superficies (26, 27) de borde axial y extendiéndose generalmente entre la segunda pluralidad de superficies (28) de borde circunferencial, que se caracteriza porque la posición de la proyección está más próxima a la superficie parcialmenteposterior de la primera pluralidad de superficies de borde axial seleccionadas en base a y sustancialmente para reducir en la dirección axial las fuerzas generadas sobre la proyección durante la operación de la turbina; estando fabricado el segmento de refuerzo de un material de baja ductilidad que tiene una baja ductilidad a la tensión medida a temperatura ambiente que no es mayor de aproximadamente 1%.
Description
Segmento de refuerzo, procedimiento de
fabricación de un segmento de refuerzo, así como conjunto de
refuerzo para un motor de turbina.
Esta invención se refiere en general a segmentos
de refuerzo de motor de turbina y a conjuntos de segmentos de
refuerzo, que incluyen una superficie expuesta a un flujo de gas del
motor a elevada temperatura. Más en particular, se refiere a
segmentos de refuerzo de motor de turbina de gas enfriados por aire,
que se utilizan, por ejemplo, en la sección de turbina de un motor
de turbina de gas, y que están fabricados de un material de baja
ductilidad.
Una pluralidad de segmentos estacionarios de
refuerzo de un motor de turbina de gas que están montados
circunferencialmente alrededor de un eje del motor de flujo axial,
y radialmente hacia fuera respecto a los miembros de álabes
rotativos, por ejemplo alrededor de los álabes de la turbina, define
una parte del límite del paso de flujo exterior radial sobre los
álabes. Como se ha descrito de varias maneras en la técnica de los
motores de turbina de gas, es deseable mantener la holgura
operativa entre las puntas de los álabes rotativos y la superficie
yuxtapuesta cooperativa de los segmentos estacionarios de refuerzo
lo más ajustada posible para mejorar la eficiencia de la operación
del motor. Ejemplos típicos de patentes norteamericanas que se
refieren a los refuerzos de motor de turbina y a la holgura del
refuerzo de este tipo incluyen los números 5.071.313 de Nichols;
5.074.748 de Hagle; 5.127.793 de Walker et al; y 5.562.408
de Proctor et al; US 4. 460.311 de Trappmann et
al.
En su función como un componente del paso de
flujo, el segmento y el conjunto de refuerzo deben poder alcanzar
los requisitos de vida de diseño seleccionados para su utilización
en el ambiente de diseño de temperatura y presión de operación del
motor. Para permitir que los materiales actuales funcionen
efectivamente como refuerzo en las condiciones extremas de
temperatura y presión que existen en el paso de flujo de la sección
de turbina de los modernos motores de turbina de gas, ha sido una
práctica extendida proporcionar aire de enfriamiento a una porción
radialmente exterior del refuerzo. Ejemplos de disposiciones típicas
de refrigeración se describen en algunas de las patentes que se han
identificado más arriba.
Las superficies radialmente interiores o de paso
de flujo de los segmentos de refuerzo en un conjunto de refuerzo de
motor de turbina de gas dispuestas alrededor de los álabes que giran
radialmente hacia dentro están arqueadas circunferencialmente para
definir una superficie anular de paso de flujo respecto a las puntas
rotativas de los álabes. Tal superficie anular es la superficie de
obturación de las puntas de los álabes de turbina. Puesto que el
refuerzo es un elemento primario en un sistema de control de la
holgura de los álabes de la turbina, minimizar la deflexión del
refuerzo y mantener la curvatura o "redondez" de la superficie
radialmente interior del refuerzo durante el funcionamiento de un
motor de turbina de gas, ayudan a minimizar la pérdida de eficiencia
en un ciclo del motor. Varias condiciones de operación tienden a
distorsionar tal redondez.
Una condición es la aplicación de aire de
enfriamiento a la porción radialmente exterior de un segmento de
refuerzo, creando en el segmento de refuerzo un gradiente o
diferencial térmico entre la superficie de refuerzo radialmente
interior expuesta a la temperatura del flujo de gas de operación
relativamente alta y la superficie radialmente exterior que ha sido
enfriada. Un resultado de un gradiente térmico de este tipo es una
forma de deformación del segmento de refuerzo o deflexión
generalmente denominada "encordado". Al menos la superficie
radialmente interior o de paso de flujo de un refuerzo y sus
segmentos están arqueados circunferencialmente para definir una
superficie anular de paso de flujo respecto a las puntas rotativas
de los álabes. El gradiente térmico entre las caras interior y
exterior del refuerzo, producido por el choque del aire de
enfriamiento sobre la superficie exterior, hace que el arco de los
segmentos de refuerzo se encuerde o tienda a estirarse
circunferencialmente. Como resultado del encordado, las porciones
circunferencialmente extremas de la superficie interior del
segmento de refuerzo tienden a moverse radialmente hacia afuera con
respecto a la porción media del segmento.
Además de las fuerzas de distorsión térmica
generadas por tal gradiente térmico hay fuerzas de distorsión
producidas por la presión de fluido que actúan sobre el segmento de
refuerzo. Tales fuerzas producen un diferencial de presión del
fluido entre el aire de enfriamiento a presión más elevada sobre la
superficie radialmente exterior del segmento de refuerzo y el
caudal de corriente del motor de presión decreciente axialmente
sobre la superficie radialmente interior del refuerzo.
Manteniéndose el aire de enfriamiento a una presión sustancialmente
constante sobre la superficie radialmente exterior del refuerzo
durante la operación del motor, tal diferencial de presión del
fluido sobre el segmento de refuerzo se incrementa axialmente aguas
abajo a lo largo del motor en una sección de turbina cuando la
turbina extrae energía del caudal de gas. Esta acción reduce la
presión del caudal de corriente progresivamente aguas abajo. Tal
diferencial de presión tiende a forzar las porciones axialmente
extremas, más en la porción parcialmente trasera o de aguas abajo de
un segmento de refuerzo radialmente hacia dentro. Por lo tanto, una
agrupación compleja de fuerzas y presiones actúa para distorsionar y
aplicar presiones a un segmento de refuerzo de un motor de turbina
durante la operación del motor para cambiar la redondez de la
superficie radialmente interior del conjunto de segmento de refuerzo
curvado. Es deseable en el diseño de un refuerzo de motor de
turbina y de un conjunto de refuerzo de este tipo compensen tales
fuerzas y presiones que actúan para desviar o distorsionar el
segmento de refuerzo.
Los materiales de tipo metálico actual y
típicamente utilizados como refuerzos y segmentos de refuerzo tienen
propiedades mecánicas que incluyen resistencia y ductilidad
suficientemente elevadas para permitir que los refuerzos queden
restringidos respecto a tales deflexiones o distorsiones producidas
por los gradientes térmicos y por las fuerzas diferenciales de
presión. Ejemplos de tales restricciones incluyen el tipo de
estructura de carril lateral bien conocido, o el tipo de estructura
de obturación de grapa C, descritos por ejemplo en la patente de
Walker et al que se ha identificado más arriba. Este tipo de
restricción y obturación resulta en la aplicación de una fuerza de
compresión al menos a un extremo del refuerzo para inhibir el
encordado u otra distorsión.
El desarrollo de los motores de turbina de gas
actuales ha sugerido, para su utilización en las aplicaciones a
temperatura más elevada de segmentos de refuerzo y otros
componentes, ciertos materiales que tienen una capacidad de
temperatura superior a la de los materiales de tipo metálico
actualmente en uso. Sin embargo, tales materiales, formas de los
cuales se denominan comercialmente compuestos de matriz cerámica
(CMC), tienen propiedades mecánicas que se deben considerar durante
el diseño y la aplicación de un artículo tal como un segmento de
refuerzo. Por ejemplo, como se discutirá más adelante, los
materiales de tipo CMC tienen una ductilidad a la tracción
relativamente baja o tensión al fallo baja cuando se les compara con
los materiales metálicos. Además, los materiales tipo CMC tienen un
coeficiente de expansión térmica (CTE) en el rango de
aproximadamente 66 - 230 nm/ºC, significativamente diferente de las
aleaciones metálicas comerciales utilizadas como soportes de
restricción o colgantes de los refuerzos metálicos y que desean
usarse con materiales CMC Tales aleaciones metálicas típicamente
tienen un CTE en el rango de aproximadamente 320 - 460 nm/ºC. Por lo
tanto, si un segmento de refuerzo de tipo CMC esta restringido y
enfriado sobre una superficie durante la operación, se pueden
desarrollar fuerzas en el segmento de tipo CMC que son suficientes
para producir el fallo del segmento.
Generalmente, los materiales CMC comercialmente
disponibles incluyen una fibra de tipo cerámico, por ejemplo SiC,
formas de las cuales están recubiertas con un material deformable
tal como el BN. Las fibras está soportadas en una matriz de tipo
cerámico, una forma de la cual es SiC Típicamente, los materiales
tipo CMC tienen una ductilidad a la tracción a temperatura ambiente
no mayor de aproximadamente el 1% y en la presente memoria
descriptiva se utiliza para definir y significar un material de
ductilidad a la tracción baja. Generalmente, los materiales tipo
CMC tienen una ductilidad a la tracción a temperatura ambiente en el
rango de aproximadamente 0,4 - 0,7%. Esto se compara con el
refuerzo metálico y/o estructura de soporte o materiales de colgante
que tienen una ductilidad a la tracción a temperatura ambiente de
al menos aproximadamente el 5%, por ejemplo en el rango de
aproximadamente 5 - 15%. Los segmentos de refuerzo fabricados de
materiales tipo CMC, aunque tienen ciertas capacidades de
temperatura superior a las de aquellos materiales de tipo metálico,
no pueden admitir la fuerza de compresión o similar fuerza de
restricción contra el encordado y otras deflexiones o distorsiones.
Tampoco puede soportar una característica de tipo de tensión
creciente, por ejemplo una que se aplica en una curva relativamente
pequeña o área superficial de cordón, sin quedar sujeto a daños o
fracturas típicamente experimentados por los materiales de tipo
cerámico. Además, la fabricación de artículos de materiales CMC
limita el doblado de las fibras de SiC alrededor de un cordón
relativamente apretado para evitar la fractura de las fibras de
tipo cerámico relativamente quebradizas en la matriz cerámica. La
provisión de un segmento de refuerzo de un material de ductilidad
baja de este tipo, particularmente en combinación o montado con un
soporte o colgador de refuerzo que soporta el segmento sin
aplicación de una presión excesiva al segmento, con superficies
apropiadas para obturar las porciones del borde contra fugas,
permitiría el uso ventajoso de la capacidad de temperatura más
elevada del material CMC para ese propósito.
Formas de la presente invención proporcionan un
segmento de refuerzo de motor de turbina, por ejemplo para montarlo
en un conjunto de refuerzo con un colgante de refuerzo y un
procedimiento para realizar un refuerzo de este tipo. El segmento
de refuerzo comprende un cuerpo de segmento de refuerzo y una
proyección de segmento de refuerzo integral con el cuerpo de
refuerzo y que se proyecta en general radialmente hacia fuera desde
el cuerpo de refuerzo. El cuerpo del segmento de refuerzo incluye
una superficie radialmente interior; una superficie radialmente
exterior; una primera pluralidad, en un ejemplo una pareja, de
superficies de borde axial separadas conectadas con y entre cada
una de las superficies interior y exterior; y una segunda
pluralidad, en un ejemplo una pareja, de superficies de borde
circunferencial separadas conectadas con y entre cada una de las
superficies interior y exterior.
El segmento de refuerzo incluye una proyección
del segmento de refuerzo integral con, y que se extiende en general
radialmente hacia fuera desde, la superficie radialmente exterior
del cuerpo de refuerzo. La proyección está situada sobre la
superficie radialmente exterior del cuerpo separada en una porción
de superficie generalmente a medio camino entre al menos una de la
pluralidades primera y segunda de las superficies de borde. La
proyección se extiende generalmente entre las superficies de borde
circunferencial, la proyección está situada en una posición entre
las superficies de borde axial sobre la superficie radialmente
exterior del cuerpo en función del diferencial de presión de fluido
experimentado por el segmento de refuerzo durante la operación. Una
posición de este tipo se encuentra en un punto medio de la presión
diferencial o posición de equilibrio entre las superficies de borde
axialmente delantero y trasero del segmento para reducir, y
preferiblemente eliminar sustancialmente, durante la operación del
motor, las diferencias de fuerzas sobre la proyección que soporta al
cuerpo del segmento. Debido a que el diferencial de presión entre
el aire de enfriamiento y la corriente de flujo del motor se
incrementa durante la operación axialmente desde delante hacia atrás
sobre el segmento, cuando la energía es extraída desde la corriente
de flujo por medio de una turbina de gas, la proyección se sitúa más
hacia la porción axialmente trasera del
segmento.
segmento.
La proyección comprende un cabezal de proyección
separado de la superficie radialmente exterior del cuerpo, y una
porción de transición de la proyección, que tiene una superficie de
transición, integral con el cabezal de proyección así como con la
porción a medio camino de la superficie radialmente exterior del
cuerpo. La porción de transición de la proyección entre el cabezal
de proyección y la superficie radialmente exterior del cuerpo es de
sección transversal menor que el cabezal de proyección, al menos en
una de las direcciones axial y circunferencial. Para utilizarse con
un material de baja ductilidad, por ejemplo un CMC, la superficie
de transición es curvada para evitar una condición de tipo de
elevación de esfuerzos en la porción de transición. Una realización
de la proyección integral con el cuerpo algunas veces se denomina
como forma en "cola de milano".
Otra forma de la presente invención es un
conjunto de refuerzo de motor de turbina que comprende una
pluralidad de los segmentos de refuerzo que se han descrito más
arriba, montados circunferencialmente para definir un refuerzo de
motor de turbina segmentado, y un colgante de refuerzo que soporta
los segmentos de refuerzo. El colgante de refuerzo comprende una
superficie radialmente interior del colgante que define una cavidad
del colgante que termina en al menos una pareja de miembros de
gancho radialmente interiores del colgante separados, opuestos uno
del otro, incluyendo cada miembro de gancho una porción extrema, por
ejemplo como porciones de gancho radialmente interiores de colgante
separados. Cada porción extrema incluye una superficie interior de
porción extrema que define una porción de superficie radialmente
interior de cavidad del colgante y que está conformada para
cooperar en coincidencia con, y soportar, la proyección del segmento
de refuerzo en la superficie de transición de la proyección de
segmento de refuerzo. En una realización, el colgante de refuerzo
incluye un miembro de posicionamiento del segmento de refuerzo para
posicionar el segmento de refuerzo en al menos una de las
direcciones circunferencial, radial y axial. Por ejemplo, un miembro
de este tipo es un pasador situado radialmente hacia dentro y
precargado, recibido en un rebaje en el cabezal de proyección,
aplicando una presión radialmente hacia dentro generalmente al
cabezal de proyección suficiente para presionar las superficies de
transición de la proyección hacia y en contacto con las superficies
interiores de la porción extrema del colgante.
La invención se describirá continuación con
mayor detalle, a título de ejemplo, con referencia a los dibujos,
en los cuales:
La figura 1 es una vista esquemática en
perspectiva de una realización de un segmento de refuerzo que
incluye una proyección desde una superficie radialmente exterior
del cuerpo de refuerzo.
La figura 2 es una vista seccionada fragmentaria
agrandada tomada por las líneas 2 - 2 del segmento de refuerzo de
la figura 1.
La figura 3 es una vista esquemática seccionada
fragmentaria en una dirección circunferencial de un motor de
turbina de gas en una realización de un colgante de segmento de
refuerzo conformado para cooperar y soportar el segmento de
refuerzo de la figura 1 en un conjunto de refuerzo de motor de
turbina.
La figura 4 es una vista parcialmente
seccionada, esquemática, fragmentaria de una realización de un
conjunto de segmento de refuerzo, generalmente como se muestra en
la figura 1, soportando la porción de colgante del segmento de
refuerzo de la figura 3 al segmento de refuerzo en yuxtaposición con
un álabe de una turbina rotativa de un motor de turbina de gas.
La figura 5 es una vista esquemática de un
ejemplo del posicionado relativo de una proyección de refuerzo
sobre la superficie radialmente exterior de un segmento de refuerzo
de un material CMC como función de las presiones de fluido
relativas que actúan sobre el segmento durante la operación del
motor.
La presente invención se describirá en conexión
con un motor de turbina de gas de flujo axial, por ejemplo del tipo
general que se muestra y se describe en la patente de Proctor et
al que se ha identificado anteriormente. Un motor de este tipo
comprende en comunicación de flujo en serie, generalmente desde
delante hacia atrás, uno o más compresores, una sección de
combustión, y una o más secciones de turbina dispuestas así
simétricamente respecto a un eje de motor longitudinal. Como
consecuencia, como se utilizan en la presente memoria descriptiva,
las frases que utilizan la expresión "axialmente", por ejemplo
"axialmente hacia delante" y "axialmente hacia atrás",
son direcciones de posiciones relativas con respecto al eje del
motor; las frases que utilizan formas del término
"circunferencial" se refieren a la disposición circunferencial
generalmente alrededor del eje del motor; y las frases que utilizan
formas del término "radial", por ejemplo "radialmente hacia
dentro" y "radialmente hacia fuera", se refieren a la
disposición radial relativa generalmente desde el eje del motor.
La vista esquemática, en perspectiva, de la
figura 1 muestra un segmento de refuerzo que se muestra generalmente
como 10, que incluye un cuerpo 12 de refuerzo y una proyección de
segmento de refuerzo que se muestra generalmente como 14. En la
figura 1, la proyección 14 se muestra con una forma algunas veces
denominada en la técnica de las turbinas como cola de milano. La
orientación del segmento 10 de refuerzo en un motor de turbina, en
la realización de la figura 1, es mostrada por las flechas 16, 18 y
20 que representan, respectivamente, las direcciones
circunferencial, axial y radial del motor.
El cuerpo 12 del segmento de refuerzo incluye
una superficie 22 radialmente interior, que se muestra curvada en
la dirección circunferencial 16; una superficie 24 radialmente
exterior; una primera pluralidad de superficies de borde axial
separadas que incluyen la superficie 26 de borde axialmente hacia
adelante y la superficie 27 de borde axialmente hacia atrás; y una
segunda pluralidad de superficies 28 de borde circunferencial
separadas. Las superficies de borde axial y circunferencial que se
muestran en la realización de la figura 1 como parejas de
superficies, están conectadas con y entre la superficie 22
radialmente interior del cuerpo del segmento de refuerzo y la
superficie 24 radialmente exterior para definir, entre ellas, el
cuerpo 12 de segmento de refuerzo. La proyección 14 de segmento de
refuerzo es integral con, y se extiende generalmente radialmente
hacia fuera desde, la superficie 24 radialmente exterior del cuerpo
del segmento de refuerzo. La proyección 14 comprende un cabezal 30
de proyección, separado de la superficie de 24 radialmente exterior
del cuerpo de refuerzo, y una porción de transición de proyección o
cuello 32 que tiene una superficie 34 de transición. La porción 32
de transición, integral con ambas superficies 24 radialmente
exterior del cuerpo de segmento de refuerzo y con el cabezal 30 de
proyección, tiene una sección transversal menor que la sección
transversal del cabezal 30 de proyección, como se muestra en el
dibujo.
En la realización de la figura 1, la proyección
14 se extiende entre las superficies 28 de borde circunferencial y
está separada de las superficies 26 y 27 de borde axial,
generalmente en una porción media de la superficie 24 radialmente
exterior del cuerpo de segmento de refuerzo. La proyección 14 está
situada axialmente más cercana a la superficie 27 de borde
axialmente trasero, representada por una distancia 36, que lo que lo
está respecto a la superficie 26 de borde axialmente delantero,
representada por una distancia 38 que es mayor que la distancia 36.
Tal posición relativa de la proyección 14 entre las superficies de
borde axialmente delantero y trasero, más cercana a la porción
axialmente trasera del refuerzo 10, se selecciona en función del
diferencial de presión de fluido que se ha discutido más arriba
experimentado por el segmento de refuerzo durante la operación del
motor. Tal tipo de posicionamiento "descentrado" reduce y
preferiblemente equilibra las fuerzas que actúan sobre la
proyección 14 que soportan al cuerpo 12 de refuerzo durante la
operación del motor. Tales fuerzas se producen por el diferencial
de presión variable en el segmento 10 de refuerzo durante la
operación del motor, incrementándose en la dirección 18 axialmente
trasera del motor cuando la presión del flujo de la turbina del
caudal de corriente de la turbina aguas abajo disminuye a lo largo
de la turbina, por ejemplo como se muestra en la figura 5. Una
reducción o equilibrio de fuerzas de este tipo sobre la proyección
del segmento de refuerzo es particularmente importante en una
realización en la cual el segmento de refuerzo está fabricado de un
material de baja ductilidad; las fuerzas perjudiciales energíalmente
dañinas en la proyección que soporta al cuerpo de refuerzo al menos
se reducen.
La figura 2 es una vista seccionada fragmentaria
agrandada de una porción del segmento 10 de refuerzo tomada en la
dirección circunferencial 16 por las líneas 2 - 2 de la figura 1. La
figura 2 muestra claramente y en detalle esa realización de los
miembros y superficies de segmento 10 de refuerzo en la proximidad
general de la proyección 14. En la figura 2, una porción de la
proyección superficie 34 de transición de la proyección que debe
estar en coincidencia con un colgante de refuerzo, tal como se
muestra en la figura 3, preferiblemente es una superficie plana
para facilitar la correspondencia de forma con una superficie de
colgante cooperante. Tales superficies cooperantes planas son
preferidas particularmente para reducir las fuerzas indeseables
sobre la superficie 34 de transición cuando el segmento de refuerzo
está fabricado de un material CMC
La figura 3 es una vista esquemática seccionada
fragmentaria de una realización general de un colgante de segmento
de refuerzo, mostrado generalmente como 40. El colgante 40 de
segmento de refuerzo comprende una superficie 44 radialmente
interior del colgante que define una cavidad 46 de colgante,
incluyendo el colgante 40 en la cavidad 46 de colgante al menos una
pareja de miembros 48 de gancho radialmente interiores separados y
generalmente opuestos axialmente entre sí y terminando en una
porción 50 extrema de gancho. Cada porción 50 extrema incluye una
superficie 52 interior de porción extrema. La superficie interior 52
preferiblemente se corresponde en forma con al menos una porción
cooperante de la superficie 34 de transición, preferiblemente
plana, para coincidir más fácilmente con la superficie 34 de
transición plana del cuello 32 de proyección, como se muestra en la
figura 2. Como consecuencia, la superficie interior 52 define una
porción de cavidad 46 de colgante y está conformada para cooperar
en coincidencia con una proyección 14 de segmento de refuerzo y
soportarla. El colgante 41 de refuerzo, en la realización de la
figura 3, incluye brazos 53 estabilizantes de segmento de refuerzo
primero y segundo separados, incluyendo porciones extremas 55 del
brazo de estabilización, dispuestas radialmente hacia dentro.
La figura 4 es una vista seccionada
parcialmente, esquemática, fragmentaria, del segmento de refuerzo de
la figura 1 montado en un motor de turbina de gas con una
realización más detallada del colgante 40 de refuerzo de la figura
3. En un conjunto de este tipo, el segmento 10 de refuerzo es uno de
una pluralidad de segmentos de refuerzo adyacentes, dispuestos
circunferencialmente en la sección de turbina del motor. En un
conjunto de este tipo, el segmento 10 de refuerzo está soportado
por la proyección 14 por medio de un colgante estacionario de
refuerzo mostrado generalmente como 40 en su superficie 52 interior
de porción extrema, cooperando con la superficie 34 de porción de
transición de la proyección. La superficie 22 radialmente interior
del cuerpo del refuerzo se dispone de esta manera en yuxtaposición
con la punta 40 de un álabe 42 de turbina rotativo generalmente
como se muestra en la patente de Proctor et al que se ha
identificado anteriormente. Como se ha discutido más arriba, el
segmento 10 de refuerzo está soportado por el colgante 40 de
segmento de refuerzo por medio de la proyección 14 de segmento de
refuerzo en una posición más próxima a la superficie 27 de segmento
de refuerzo axialmente trasera que lo que lo está a la superficie 26
de segmento de refuerzo axialmente delantera. Este posicionado
reduce las fuerzas que actúan sobre la proyección 14 del segmento de
refuerzo durante la operación del motor.
En la vista más detallada del conjunto de la
figura 4, el colgante 40 de refuerzo incluye un miembro 54 de
posicionamiento del segmento de refuerzo, mostrado en forma de un
pasador asociado con el colgante 40. En la realización de la figura
4, el miembro 54 de posicionamiento se extiende a través del
colgante 40, en coincidencia con el cabezal 30 de proyección para
mantener la posición del segmento 10 de refuerzo hacia al menos una
de entre las direcciones circunferencial, axial y radial. En este
ejemplo específico, el miembro es coincidente con el cabezal 30 en
un rebaje 49 en el cabezal 30 para mantener la posición del segmento
10 de refuerzo en todas las tres direcciones. Como se muestra, el
miembro 54 está precargado radialmente hacia dentro para aplicar
una presión radialmente hacia dentro al cabezal 30 de proyección lo
suficiente para presionar las superficies 34 de porción de
transición de proyección hacia y en contacto con la superficie 52 de
la porción extrema del colgante. Además en esa realización, el
conjunto del segmento 10 de refuerzo con el colgante 40 de refuerzo
incluye, en una porción radialmente interior de cada brazo 53 de
estabilización, dispuesto con respecto a la superficie radialmente
exterior del cuerpo del segmento de refuerzo en el cuerpo de
refuerzo, superficies 26 y 27axialmente delantera y trasera,
respectivamente, juntas de obturación axialmente delantera y trasera
que se muestra generalmente como 56 entre el colgante 40 y el
segmento 10 de refuerzo. Tales juntas se muestran en la figura 4 en
forma de juntas 58 de barra, por ejemplo de un tipo mostrado en la
patente de Walker et al que se ha identificado más arriba,
cooperando en los rebajes 60 en las porciones 55 extremas de los
brazo 53 de colgante en yuxtaposición con la superficie 24
radialmente exterior del cuerpo de segmento de refuerzo. Las juntas
reducen las fugas de fluido de enfriamiento o de aire aplicado a la
superficie radialmente exterior del segmento 10 de refuerzo.
Típicamente en la técnica de los motores de turbina de gas, tal aire
de enfriamiento se aplica a través de un pasaje (no mostrado) en el
interior de las cavidades 62 y 64 de colgante con una presión mayor
que la presión del caudal de corriente del motor adyacente a la
superficie 22 radialmente interior del segmento de refuerzo.
La vista esquemática de la figura 5 representa
un ejemplo de posicionado relativo de la proyección 14 del segmento
10 de refuerzo en una porción media generalmente a media distancia
de la superficie 24 radialmente exterior del cuerpo 12 de refuerzo.
La proyección 14 se sitúa como función de, y para compensar
sustancialmente, el diferencial de presión de fluido y las fuerzas
que actúan sobre el refuerzo 10 en una sección de turbina del motor
de turbina durante un tipo típico de operación del motor. El
material de construcción del segmento 10 de refuerzo seleccionado
para el ejemplo de la figura 5 era el material CMC de matriz SiC de
fibra SiC que se ha identificado con anterioridad.
Como se muestra esquemáticamente en la figura 5,
en este ejemplo la presión del aire de enfriamiento sobre la
superficie 24 radialmente exterior del cuerpo de refuerzo,
representada por la flecha 66, es una presión constante P1. Sin
embargo, en el paso de flujo de la turbina que funciona en este
ejemplo sobre la superficie radialmente interior del cuerpo de
refuerzo, la presión de la corriente de gas aplicada a la superficie
22 radialmente interior del cuerpo de refuerzo varía desde una
presión aguas arriba P2, representada por las flechas 68, que es
menor que P1, a una presión P3 aguas abajo representada por las
flechas 70, aproximadamente de una tercera parte a una cuarta parte
de la presión P2 aguas arriba. La longitud relativa de las otras
flechas en la figura 5 en la corriente de gas adyacente a la
superficie 22 radialmente interior del cuerpo de refuerzo que
interviene entre las flechas 68 y 70 representa, esquemáticamente,
una disminución progresiva de la presión aguas abajo en la turbina,
más allá del álabe 42 la turbina. Mostrado al ejemplo de la figura 5
y en base a tales diferenciales de presión, se situó la proyección
14 más próxima a la superficie 27 del borde axialmente trasero del
cuerpo 12 de refuerzo.
De acuerdo con una realización de la presente
invención en la cual el segmento de refuerzo estaba fabricado de
material CMC, la proyección 14 del segmento 10 de refuerzo estaba
dispuesta en la posición "X" sobre la superficie 34
radialmente exterior, representando la línea de centros
sustancialmente radial de la proyección 14. Tal posición se
seleccionó más cercana al borde 27 radialmente trasero como función
de, para compensar, y para reducir o equilibrar, las diferencias de
fuerzas que actúan durante la operación del motor sobre la
proyección 14 para evitar el agrietamiento de la proyección 14. En
este ejemplo, como se muestra en la figura 5, la posición "X"
sobre el cuerpo 12 de segmento de refuerzo estaba en el rango
aproximadamente de dos terceras partes a tres cuartas partes de la
distancia desde el borde 26 axialmente delantero hasta el borde 27
radialmente trasero.
Claims (6)
1. Un segmento (10) de refuerzo de un motor de
turbina que comprende un cuerpo (12) de segmento de refuerzo que
incluye una superficie (22) radialmente interior curvada al menos
circunferencialmente (16), una superficie (24) radialmente
exterior, una primera pluralidad de superficies (26, 27) de borde
axial separadas, conectadas con y entre cada una de las superficies
interior (22) y exterior (24), y una segunda pluralidad de
superficies (28) de borde circunferencial separadas, conectadas con
y entre cada una de las superficies interior (22) y exterior (24),
en el que
- el segmento (10) de refuerzo incluye una proyección (14) de segmento de refuerzo para soportar al cuerpo (12) de segmento de refuerzo, integral con y proyectándose generalmente radialmente hacia fuera de la superficie (24) radialmente exterior del cuerpo del segmento de refuerzo, estando situada la proyección (14) sobre la superficie (24) radialmente exterior del cuerpo de segmento de refuerzo en una porción de superficie a una distancia generalmente a medio camino entre al menos una de la primera y segunda pluralidades de superficies (26, 27/28) de borde;
- comprendiendo la proyección (14) un cabezal (30) de proyección separado de la superficie (24) radialmente exterior del cuerpo de refuerzo, una porción (32) de tal sección de proyección que es integral con ambos cabezal (30) de proyección y superficie (24) radialmente exterior del cuerpo de refuerzo, estando arqueada la porción (32) de transición y siendo de sección transversal menor que el cabezal (30) de proyección en al menos una de las direcciones axial (18) y circunferencial (16), y
- siendo la proyección (14) de segmento de refuerzo una proyección de segmento de refuerzo única y estando separada de la primera pluralidad de superficies (26, 27) de borde axial y extendiéndose generalmente entre la segunda pluralidad de superficies (28) de borde circunferencial, que se caracteriza porque la posición de la proyección está más próxima a la superficie parcialmente posterior de la primera pluralidad de superficies de borde axial seleccionadas en base a y sustancialmente para reducir en la dirección axial las fuerzas generadas sobre la proyección durante la operación de la turbina;
- estando fabricado el segmento de refuerzo de un material de baja ductilidad que tiene una baja ductilidad a la tensión medida a temperatura ambiente que no es mayor de aproximadamente 1%.
2. El segmento (10) de refuerzo de la
reivindicación 1, en el que la superficie (34) de transición incluye
una porción plana.
3. Un conjunto de refuerzo de motor de turbina
que comprende una pluralidad de segmentos (10) de refuerzo de motor
de turbina definidos en la reivindicación 1 montados
circunferencialmente (16) para definir un refuerzo de motor de
turbina segmentado; un colgante (40) de refuerzo que soporta los
segmentos (10) de refuerzo en cada proyección (14) de segmento de
refuerzo, comprendiendo el colgante (40) de refuerzo una superficie
(44) radialmente interior del colgante que define una cavidad (46)
de colgante en al menos una pareja de miembros (48) de gancho
radialmente interiores separados opuestos uno al otro; incluyendo
cada miembro (48) de gancho una porción (50) extrema que tiene una
superficie (52) interior de porción extrema que define una porción
de superficie (44) radialmente interior de la cavidad del colgante y
conformada para cooperar en coincidencia con y soportar la
superficie (34) de transición de la proyección (14) del segmento de
refuerzo.
4. El conjunto de refuerzo de la reivindicación
3, en el que la superficie (52) interior de la porción extrema de
cada miembro de gancho incluye una porción plana para que coincida
con una porción plana de la superficie (34) de transición de la
proyección del segmento de refuerzo.
5. El conjunto de refuerzo de la reivindicación
3, en el que el colgante (40) de refuerzo incluye un miembro (54)
de posicionado del segmento de refuerzo en contacto con el segmento
(10) de refuerzo para posicionar el segmento (10) de refuerzo en al
menos una de las direcciones circunferencial (16), radial (20) y
axial (18).
6. Un procedimiento para fabricar un segmento
(10) de refuerzo de motor de turbina, que comprende un cuerpo (12)
de segmento de refuerzo que incluye una superficie (22) radialmente
interior arqueada al menos circunferencialmente (16), una
superficie (24) radialmente exterior, una primera pluralidad de
superficies (26, 27) de borde axial separadas, conectadas con y
entre cada una de las superficies interior (22) y exterior (24), y
una segunda pluralidad de superficies (28) de borde circunferencial
(26) separadas, conectadas con y entre cada una de las superficies
interior (22) y exterior (24),
incluyendo el segmento (10) de refuerzo una
proyección (14) de segmento de refuerzo para soportar el cuerpo
(12) de segmento de refuerzo integral y que se proyecta generalmente
radialmente hacia fuera desde la superficie (24) radialmente
exterior del cuerpo de segmento de refuerzo,
siendo la proyección (14) una única proyección
situada sobre la superficie (24) radialmente exterior del cuerpo de
segmento en una porción de superficie generalmente a medio camino
entre al menos una de las pluralidades de superficies de borde
primera (26, 27) y segunda (28); la proyección única (14) se
selecciona para que se encuentre al menos en la superficie
generalmente a media distancia de la superficie (24) radialmente
exterior del cuerpo de refuerzo separada de la primera pluralidad
de superficies (26, 27) de borde axial y se extiende generalmente
entre la segunda pluralidad de superficies (28) de borde
circunferencial;
comprendiendo la proyección (14) un cabezal (30)
de proyección separado de la superficie (24) radialmente exterior
del cuerpo de refuerzo, y una porción (32) de transición de
proyección que tiene una superficie de transición, siendo integral
la porción (32) de transición de proyección con el cabezal (30) de
proyección así como con la superficie (24) radialmente exterior del
cuerpo de refuerzo, siendo la porción (32) de transición menor en
sección transversal que el cabezal (30) de proyección en al menos
una de las direcciones axial (18) y circunferencial (16), que se
caracteriza por:
- determinar las fuerzas de operación que actúan durante la operación del motor sobre el cuerpo (12) de segmento de refuerzo como resultado de una combinación de diferencial de temperatura y diferencial de presión entre la superficie (24) radialmente exterior enfriada por aire y la superficie (22) radialmente interior expuesta a un caudal de corriente del motor de turbina; y
- seleccionar la posición (X) de la proyección (14) sobre la porción de superficie sustancialmente a medio camino para reducir las fuerzas de operación que actúan sobre la proyección (14) que soportan al cuerpo (12) de segmento de refuerzo; en el que la proyección (14) es una porción (X) en la porción de superficie generalmente a medio camino más cercana a la superficie parcialmente trasera (27) de la primera pluralidad de superficies (26, 27) de borde.
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|---|---|
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|---|---|---|---|
| ES03250499T Expired - Lifetime ES2287414T3 (es) | 2002-03-28 | 2003-01-28 | Segmento de refuerzo, procedimiento de fabricacion de un segmento de refuerzo, asi como conjunto de refuerzo para un motor de turbina. |
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Families Citing this family (116)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6884026B2 (en) * | 2002-09-30 | 2005-04-26 | General Electric Company | Turbine engine shroud assembly including axially floating shroud segment |
| US6893214B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-05-17 | General Electric Company | Shroud segment and assembly with surface recessed seal bridging adjacent members |
| US6808363B2 (en) * | 2002-12-20 | 2004-10-26 | General Electric Company | Shroud segment and assembly with circumferential seal at a planar segment surface |
| US6896484B2 (en) * | 2003-09-12 | 2005-05-24 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine engine sealing device |
| US6997673B2 (en) * | 2003-12-11 | 2006-02-14 | Honeywell International, Inc. | Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly |
| US6951112B2 (en) * | 2004-02-10 | 2005-10-04 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
| US7052235B2 (en) | 2004-06-08 | 2006-05-30 | General Electric Company | Turbine engine shroud segment, hanger and assembly |
| GB2416194B (en) * | 2004-07-15 | 2006-08-16 | Rolls Royce Plc | A spacer arrangement |
| US20060078429A1 (en) * | 2004-10-08 | 2006-04-13 | Darkins Toby G Jr | Turbine engine shroud segment |
| US7387758B2 (en) * | 2005-02-16 | 2008-06-17 | Siemens Power Generation, Inc. | Tabbed ceramic article for improved interlaminar strength |
| US7494317B2 (en) * | 2005-06-23 | 2009-02-24 | Siemens Energy, Inc. | Ring seal attachment system |
| US7637110B2 (en) * | 2005-11-30 | 2009-12-29 | General Electric Company | Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine |
| US7523616B2 (en) * | 2005-11-30 | 2009-04-28 | General Electric Company | Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine |
| US7686575B2 (en) * | 2006-08-17 | 2010-03-30 | Siemens Energy, Inc. | Inner ring with independent thermal expansion for mounting gas turbine flow path components |
| US7625177B2 (en) * | 2006-08-31 | 2009-12-01 | Pratt & Whitney Canada Cororation | Simple axial retention feature for abradable members |
| US9039358B2 (en) * | 2007-01-03 | 2015-05-26 | United Technologies Corporation | Replaceable blade outer air seal design |
| FR2913717A1 (fr) * | 2007-03-15 | 2008-09-19 | Snecma Propulsion Solide Sa | Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz |
| US8061977B2 (en) * | 2007-07-03 | 2011-11-22 | Siemens Energy, Inc. | Ceramic matrix composite attachment apparatus and method |
| US8206092B2 (en) * | 2007-12-05 | 2012-06-26 | United Technologies Corp. | Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals |
| US9297335B2 (en) * | 2008-03-11 | 2016-03-29 | United Technologies Corporation | Metal injection molding attachment hanger system for a cooling liner within a gas turbine engine swivel exhaust duct |
| RU2522264C2 (ru) * | 2009-03-09 | 2014-07-10 | Снекма | Сборка обоймы турбины |
| FR2952965B1 (fr) * | 2009-11-25 | 2012-03-09 | Snecma | Isolation d'un rebord circonferentiel d'un carter externe de turbomachine vis-a-vis d'un secteur d'anneau correspondant |
| JP5517742B2 (ja) * | 2010-05-21 | 2014-06-11 | 三菱重工業株式会社 | 分割体、これを用いたタービン分割環およびこれを備えたガスタービン |
| US8740552B2 (en) * | 2010-05-28 | 2014-06-03 | General Electric Company | Low-ductility turbine shroud and mounting apparatus |
| US8985944B2 (en) * | 2011-03-30 | 2015-03-24 | General Electric Company | Continuous ring composite turbine shroud |
| US20130004306A1 (en) * | 2011-06-30 | 2013-01-03 | General Electric Company | Chordal mounting arrangement for low-ductility turbine shroud |
| US9726043B2 (en) | 2011-12-15 | 2017-08-08 | General Electric Company | Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud |
| WO2013102171A2 (en) | 2011-12-31 | 2013-07-04 | Rolls-Royce Corporation | Blade track assembly, components, and methods |
| CN105074138B (zh) * | 2013-02-25 | 2017-03-29 | 通用电气公司 | 整体分段式cmc护罩悬挂器和保持器系统 |
| WO2014158286A1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-10-02 | Thomas David J | Turbine blade track assembly |
| US9458726B2 (en) | 2013-03-13 | 2016-10-04 | Rolls-Royce Corporation | Dovetail retention system for blade tracks |
| US9506356B2 (en) * | 2013-03-15 | 2016-11-29 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Composite retention feature |
| WO2014200575A2 (en) * | 2013-04-12 | 2014-12-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine rapid response clearance control system with air seal segment interface |
| CA2912428C (en) | 2013-05-17 | 2018-03-13 | General Electric Company | Cmc shroud support system of a gas turbine |
| CA2914493C (en) | 2013-06-11 | 2021-04-06 | General Electric Company | Clearance control ring assembly |
| EP2835500A1 (de) | 2013-08-09 | 2015-02-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Einsatzelement und Gasturbine |
| EP3080403B1 (en) | 2013-12-12 | 2019-05-01 | General Electric Company | Cmc shroud support system |
| CN106460543B (zh) | 2014-06-12 | 2018-12-21 | 通用电气公司 | 多件式护罩悬挂器组件 |
| EP3155229B1 (en) * | 2014-06-12 | 2020-03-18 | General Electric Company | Shroud hanger assembly |
| CA2951638A1 (en) * | 2014-06-12 | 2015-12-17 | General Electric Company | Shroud hanger assembly |
| CA2951425C (en) | 2014-06-12 | 2019-12-24 | General Electric Company | Shroud hanger assembly |
| US9945256B2 (en) * | 2014-06-27 | 2018-04-17 | Rolls-Royce Corporation | Segmented turbine shroud with seals |
| US10184356B2 (en) * | 2014-11-25 | 2019-01-22 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal support structure |
| CA2915246A1 (en) * | 2014-12-23 | 2016-06-23 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud |
| EP3040617B1 (en) * | 2014-12-31 | 2017-12-06 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Retention system for gas turbine engine assemblies |
| US9874104B2 (en) | 2015-02-27 | 2018-01-23 | General Electric Company | Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly |
| US10100649B2 (en) * | 2015-03-31 | 2018-10-16 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Compliant rail hanger |
| US9845692B2 (en) * | 2015-05-05 | 2017-12-19 | General Electric Company | Turbine component connection with thermally stress-free fastener |
| US9828879B2 (en) * | 2015-05-11 | 2017-11-28 | General Electric Company | Shroud retention system with keyed retention clips |
| US9932901B2 (en) | 2015-05-11 | 2018-04-03 | General Electric Company | Shroud retention system with retention springs |
| US9945242B2 (en) * | 2015-05-11 | 2018-04-17 | General Electric Company | System for thermally isolating a turbine shroud |
| FR3036435B1 (fr) * | 2015-05-22 | 2020-01-24 | Safran Ceramics | Ensemble d'anneau de turbine |
| US10221713B2 (en) | 2015-05-26 | 2019-03-05 | Rolls-Royce Corporation | Shroud cartridge having a ceramic matrix composite seal segment |
| US10094234B2 (en) | 2015-06-29 | 2018-10-09 | Rolls-Royce North America Technologies Inc. | Turbine shroud segment with buffer air seal system |
| US10047624B2 (en) * | 2015-06-29 | 2018-08-14 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud segment with flange-facing perimeter seal |
| US10196919B2 (en) | 2015-06-29 | 2019-02-05 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud segment with load distribution springs |
| US10215056B2 (en) | 2015-06-30 | 2019-02-26 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud with movable attachment features |
| US10030541B2 (en) | 2015-07-01 | 2018-07-24 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud with clamped flange attachment |
| US10767863B2 (en) | 2015-07-22 | 2020-09-08 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Combustor tile with monolithic inserts |
| US9945257B2 (en) * | 2015-09-18 | 2018-04-17 | General Electric Company | Ceramic matrix composite ring shroud retention methods-CMC pin-head |
| US10094244B2 (en) | 2015-09-18 | 2018-10-09 | General Electric Company | Ceramic matrix composite ring shroud retention methods-wiggle strip spring seal |
| US10443417B2 (en) | 2015-09-18 | 2019-10-15 | General Electric Company | Ceramic matrix composite ring shroud retention methods-finger seals with stepped shroud interface |
| US10458263B2 (en) * | 2015-10-12 | 2019-10-29 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud with sealing features |
| US10422240B2 (en) | 2016-03-16 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Turbine engine blade outer air seal with load-transmitting cover plate |
| US10161258B2 (en) | 2016-03-16 | 2018-12-25 | United Technologies Corporation | Boas rail shield |
| US10415414B2 (en) | 2016-03-16 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Seal arc segment with anti-rotation feature |
| US10443616B2 (en) | 2016-03-16 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal with centrally mounted seal arc segments |
| US10422241B2 (en) | 2016-03-16 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal support for a gas turbine engine |
| US10563531B2 (en) | 2016-03-16 | 2020-02-18 | United Technologies Corporation | Seal assembly for gas turbine engine |
| US10138750B2 (en) | 2016-03-16 | 2018-11-27 | United Technologies Corporation | Boas segmented heat shield |
| US10132184B2 (en) | 2016-03-16 | 2018-11-20 | United Technologies Corporation | Boas spring loaded rail shield |
| US10513943B2 (en) | 2016-03-16 | 2019-12-24 | United Technologies Corporation | Boas enhanced heat transfer surface |
| US10443424B2 (en) | 2016-03-16 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Turbine engine blade outer air seal with load-transmitting carriage |
| US10138749B2 (en) | 2016-03-16 | 2018-11-27 | United Technologies Corporation | Seal anti-rotation feature |
| US10107129B2 (en) | 2016-03-16 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal with spring centering |
| US10337346B2 (en) | 2016-03-16 | 2019-07-02 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal with flow guide manifold |
| US20170276000A1 (en) * | 2016-03-24 | 2017-09-28 | General Electric Company | Apparatus and method for forming apparatus |
| US10458268B2 (en) * | 2016-04-13 | 2019-10-29 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud with sealed box segments |
| FR3055148B1 (fr) | 2016-08-19 | 2020-06-05 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| FR3055147B1 (fr) | 2016-08-19 | 2020-05-29 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| FR3055146B1 (fr) | 2016-08-19 | 2020-05-29 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| US10577970B2 (en) | 2016-09-13 | 2020-03-03 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine assembly with ceramic matrix composite blade track and actively cooled metallic carrier |
| US10697314B2 (en) | 2016-10-14 | 2020-06-30 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud with I-beam construction |
| US10577951B2 (en) | 2016-11-30 | 2020-03-03 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine with dovetail connection having contoured root |
| US11225880B1 (en) | 2017-02-22 | 2022-01-18 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud ring for a gas turbine engine having a tip clearance probe |
| FR3064023B1 (fr) | 2017-03-16 | 2019-09-13 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| FR3064024B1 (fr) | 2017-03-16 | 2019-09-13 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| FR3064022B1 (fr) | 2017-03-16 | 2019-09-13 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| US10480337B2 (en) | 2017-04-18 | 2019-11-19 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud assembly with multi-piece seals |
| US10704407B2 (en) | 2017-04-21 | 2020-07-07 | Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. | Ceramic matrix composite blade track segments |
| US10801349B2 (en) | 2017-08-25 | 2020-10-13 | Raytheon Technologies Corporation | Ceramic matrix composite blade outer air seal |
| US10557365B2 (en) | 2017-10-05 | 2020-02-11 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track with mounting system having reaction load distribution features |
| FR3076578B1 (fr) | 2018-01-09 | 2020-01-31 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| US11035243B2 (en) | 2018-06-01 | 2021-06-15 | Raytheon Technologies Corporation | Seal assembly for gas turbine engines |
| US10907487B2 (en) | 2018-10-16 | 2021-02-02 | Honeywell International Inc. | Turbine shroud assemblies for gas turbine engines |
| FR3090731B1 (fr) | 2018-12-19 | 2021-01-08 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine à appuis rectilignes bombés. |
| US11021990B2 (en) * | 2018-12-19 | 2021-06-01 | General Electric Company | Shroud sealing for a gas turbine engine |
| FR3090732B1 (fr) | 2018-12-19 | 2021-01-08 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine avec flasques indexés. |
| FR3091550B1 (fr) | 2019-01-08 | 2021-01-22 | Safran Aircraft Engines | Procédé de montage et de démontage d’un ensemble d’anneau de turbine |
| US11761343B2 (en) | 2019-03-13 | 2023-09-19 | Rtx Corporation | BOAS carrier with dovetail attachments |
| US11015485B2 (en) | 2019-04-17 | 2021-05-25 | Rolls-Royce Corporation | Seal ring for turbine shroud in gas turbine engine with arch-style support |
| US11352897B2 (en) | 2019-09-26 | 2022-06-07 | Raytheon Technologies Corporation | Double box composite seal assembly for gas turbine engine |
| US11359507B2 (en) | 2019-09-26 | 2022-06-14 | Raytheon Technologies Corporation | Double box composite seal assembly with fiber density arrangement for gas turbine engine |
| US11220924B2 (en) | 2019-09-26 | 2022-01-11 | Raytheon Technologies Corporation | Double box composite seal assembly with insert for gas turbine engine |
| US11149563B2 (en) | 2019-10-04 | 2021-10-19 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track with mounting system having axial reaction load distribution features |
| US11053817B2 (en) * | 2019-11-19 | 2021-07-06 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with ceramic matrix composite blade track segments and full hoop carrier |
| FR3106152B1 (fr) | 2020-01-09 | 2022-01-21 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine avec flasques indexés |
| US11230937B2 (en) | 2020-05-18 | 2022-01-25 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud assembly with dovetail retention system |
| US11111796B1 (en) | 2020-05-18 | 2021-09-07 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud assembly with dovetail retention system |
| US11873762B2 (en) | 2020-06-16 | 2024-01-16 | Rolls-Royce Corporation | High temperature heat shield assemblies |
| KR102316629B1 (ko) | 2020-06-23 | 2021-10-25 | 두산중공업 주식회사 | 터빈 블레이드 팁 간극 제어장치 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
| US11674403B2 (en) | 2021-03-29 | 2023-06-13 | General Electric Company | Annular shroud assembly |
| FR3122210B1 (fr) | 2021-04-21 | 2025-04-25 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise |
| FR3123943B1 (fr) | 2021-06-14 | 2024-01-26 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise |
| FR3146706A1 (fr) | 2023-03-13 | 2024-09-20 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine à pions axiaux améliorés |
| US12421870B1 (en) | 2024-04-30 | 2025-09-23 | Rolls-Royce Corporation | Pin mounted ceramic matrix composite heat shields with impingement cooling |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3085398A (en) * | 1961-01-10 | 1963-04-16 | Gen Electric | Variable-clearance shroud structure for gas turbine engines |
| BE792224A (fr) * | 1971-12-01 | 1973-03-30 | Penny Robert N | Element composite long ayant un coefficient de dilatation lineaire effectif predetermine |
| GB1484936A (en) * | 1974-12-07 | 1977-09-08 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
| DE3019920C2 (de) * | 1980-05-24 | 1982-12-30 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur äußeren Ummantelung der Laufschaufeln von Axialturbinen für Gasturbinentriebwerke |
| US5071313A (en) | 1990-01-16 | 1991-12-10 | General Electric Company | Rotor blade shroud segment |
| US5127793A (en) | 1990-05-31 | 1992-07-07 | General Electric Company | Turbine shroud clearance control assembly |
| US5074748A (en) | 1990-07-30 | 1991-12-24 | General Electric Company | Seal assembly for segmented turbine engine structures |
| US5228828A (en) * | 1991-02-15 | 1993-07-20 | General Electric Company | Gas turbine engine clearance control apparatus |
| US5480281A (en) * | 1994-06-30 | 1996-01-02 | General Electric Co. | Impingement cooling apparatus for turbine shrouds having ducts of increasing cross-sectional area in the direction of post-impingement cooling flow |
| US5562408A (en) | 1995-06-06 | 1996-10-08 | General Electric Company | Isolated turbine shroud |
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