CN111156055A - 用于涡轮护罩节段的密封*** - Google Patents

用于涡轮护罩节段的密封*** Download PDF

Info

Publication number
CN111156055A
CN111156055A CN201911080543.8A CN201911080543A CN111156055A CN 111156055 A CN111156055 A CN 111156055A CN 201911080543 A CN201911080543 A CN 201911080543A CN 111156055 A CN111156055 A CN 111156055A
Authority
CN
China
Prior art keywords
leg
face
seal
bottom panel
slash
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201911080543.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111156055B (zh
Inventor
N.N.萨拉瓦特
C.E.沃尔夫
J.P.波林格
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN111156055A publication Critical patent/CN111156055A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111156055B publication Critical patent/CN111156055B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/003—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by packing rings; Mechanical seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/128—Nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/175—Superalloys
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一种涡轮护罩设置在固定涡轮喷嘴的级之间。涡轮护罩包括彼此密封地接合的弓形护罩节段。各个护罩节段包括底部面板，该底部面板具有径向内表面和径向外表面以及相反的端部。各个端部包括端面、与端面间隔开的端部削减面、以及在端面与端部削减面之间延伸以限定凹部的中间表面。一个或多个密封件与沿周向相邻的成对护罩节段的凹部重叠，以形成密封接头。

Description

用于涡轮护罩节段的密封***
技术领域
本公开涉及一种燃气涡轮发动机，并且更具体而言，涉及分段式涡轮护罩以及用于减少相邻的护罩节段之间的泄漏的***。
背景技术
如可用于推进飞行器的典型的燃气涡轮发动机大体上拥有前端和后端，其中其若干个核心或推进构件沿轴向定位在它们之间。空气入口或进气口位于发动机的前端处。按次序朝着后端移动，进气口后面紧接着是风扇、压缩机、燃烧室和涡轮。对本领域技术人员而言将容易显而易见的是，在发动机中还可包括附加的构件，如低压和高压压缩机以及低压和高压涡轮。然而，这并不是详尽的清单。
压缩机和涡轮大体上包括成排的翼型件，它们沿轴向按级排列。各个级包括附连至外壳的一排沿周向间隔开的定子导叶、和绕着涡轮发动机的中心轴或轴线旋转的一排转子叶片。在用于在飞行中为飞行器供能的典型涡轮风扇飞行器发动机构造中，多级低压涡轮跟随多级高压涡轮，并且典型地通过第二轴连结至设置在压缩机上游的风扇。
典型的燃气涡轮发动机利用高压涡轮和低压涡轮来最大化能量从高温燃烧气体中的提取。涡轮区段典型地具有沿着发动机的中心纵向轴线沿轴向设置的内轴。叶片沿周向分布在转子上，引起内轴的旋转。内轴连接至转子和空气压缩机，使得涡轮将旋转输入提供至空气压缩机，以驱动压缩机叶片。这在操作期间向压缩机供能，并且随后驱动涡轮。当燃烧气体向下游流动穿过涡轮级时，从燃烧气体中提取能量，并且降低燃烧气体的压力。
在操作中，空气在压缩机中被加压并且在燃烧器中与燃料混合，用于产生热的燃烧气体，该热的燃烧气体向下游流动穿过涡轮级。这些涡轮级从燃烧气体中提取能量。高压涡轮首先接收来自燃烧器的热的燃烧气体并且包括一排定子喷嘴，该定子喷嘴引导燃烧气体向下游穿过从支承转子盘沿径向向外延伸的一排高压涡轮转子叶片。定子喷嘴将热的燃烧气体转向成使得在相邻的下游涡轮叶片处使提取最大化。在两级涡轮中，第二排定子喷嘴定位在第一级叶片下游，接着又是从第二支承转子盘沿径向向外延伸的一排第二级转子叶片。涡轮将燃烧气体能转化为机械能。
在燃气涡轮发动机的操作期间，合乎需要的是，使通过发动机的涡轮区段而由热引起的外壳的变形最小化。在某些情况下，涡轮护罩用于使外壳与由流动穿过涡轮的热燃烧气体产生的热隔离。涡轮护罩经由吊架(hanger)连接至发动机壳体，以为燃烧气体提供外流边界，这限制了高温燃烧气体对壳体的不利影响。护罩沿周向延伸以形成环形形状，并且可由多个沿周向延伸的护罩节段形成。
涡轮叶片的旋转致使燃烧气体朝着涡轮护罩沿径向向外移动。如果燃烧气体通过相邻的护罩节段之间的接头泄漏，则能量损失可发生，从而导致燃气涡轮性能欠佳。为了应对这些泄漏，多个小密封件沿着邻接相邻的护罩节段的表面定位在护罩节段(其中之一在图1中被示出)之间。
图1示出如由吊架40装固的常规涡轮护罩节段2。吊架40包括第一吊架腿部44和第二吊架腿部46，它们由吊架本体42连结。护罩节段2包括居中定位的底部面板10，底部面板10在第一轴向边缘11与第二轴向边缘13之间沿轴向方向跨越宽度“W”。第一腿部20在底部面板10的第一边缘11的内侧和在第一吊架腿部42的内侧从底部面板10沿径向向外延伸。平行于第一腿部20的第二腿部30在底部面板10的第二边缘13的内侧和在第二吊架腿部44的内侧从底部面板10沿径向向外延伸。第一腿部20比第二腿部30短。
护罩节段2的周向端面14包括密封槽16，独立的密封件安装在该密封槽16内。吊架40的周向端面41包括附加的密封槽49，独立的密封件安装在附加的密封槽49内。密封件(未示出)典型地为薄的金属条，其在安装护罩节段时独立地***在各个护罩节段之间。
如可想象的，通常困难的是，在定位相邻的护罩节段时将密封件维持在第一护罩节段的槽内。如果密封件中的一个脱落，则技术人员必须搜索移位的密封件并且对其进行重新安装。这是耗时且繁琐的过程，尤其是因为密封件中的一些可为非常短的(1英寸左右)。此外，因为密封件由薄的金属制成，所以它们在较高的操作温度下易于烧穿，这可对涡轮护罩的耐用性以及燃气涡轮的性能产生负面影响。
利用用于燃气涡轮发动机的改进的涡轮护罩节段来克服这些及其它缺陷将为合乎需要的。更具体而言，使沿周向相邻的护罩节段构造有一个或多个密封件将为合乎需要的，它们更容易被安装在这些护罩节段之间。
发明内容
根据本公开的第一方面，一种涡轮护罩设置在固定涡轮喷嘴的相邻级之间。涡轮护罩包括彼此密封地接合的多个弓形护罩节段。各个弓形护罩节段包括底部面板，该底部面板具有径向内表面、径向外表面、第一端部以及第二端部。第一端部包括从底部面板的径向内表面沿径向向外延伸的第一端面、与第一端面沿周向间隔开并且从底部面板的径向外表面沿径向向内延伸的第一端部削减(cutback)面、以及在第一端面与第一端部削减面之间延伸以限定第一凹部的第一中间表面。第二端部包括从底部面板的径向内表面沿径向向外延伸的第二端面、与第二端面沿周向间隔开并且从底部面板的径向外表面沿径向向内延伸的第二端部削减面、以及在第二端面与第二端部削减面之间延伸以限定第二凹部的第二中间表面。涡轮护罩还包括多个密封件，其中至少一个密封件设置在多个弓形护罩节段中的各个相应的成对相邻弓形护罩节段的第一凹部和第二凹部内。
根据本公开的另一方面，一种涡轮发动机包括：转子，其包括布置在第一级和第二级中的多个固定喷嘴；和护罩，其设置在多个固定喷嘴的第一级和第二级之间。涡轮护罩包括彼此密封地接合的多个弓形护罩节段。各个弓形护罩节段包括底部面板，该底部面板具有径向内表面、径向外表面、第一端部以及第二端部。第一端部包括从底部面板的径向内表面沿径向向外延伸的第一端面、与第一端面沿周向间隔开并且从底部面板的径向外表面沿径向向内延伸的第一端部削减面、以及在第一端面与第一端部削减面之间延伸以限定第一凹部的第一中间表面。第二端部包括从底部面板的径向内表面沿径向向外延伸的第二端面、与第二端面沿周向间隔开并且从底部面板的径向外表面沿径向向内延伸的第二端部削减面、以及在第二端面与第二端部削减面之间延伸以限定第二凹部的第二中间表面。涡轮护罩还包括多个密封件，其中至少一个密封件设置在多个弓形护罩节段中的各个相应的成对相邻弓形护罩节段的第一凹部和第二凹部内。
技术方案1. 一种涡轮发动机，包括：
转子，其包括布置在第一级和相邻的第二级中的多个固定喷嘴；以及
护罩，其设置在所述多个固定喷嘴的所述第一级和所述相邻的第二级之间，其中所述护罩包括彼此密封地接合的多个弓形护罩节段，所述多个弓形护罩节段包括第一护罩节段和与所述第一护罩节段沿周向相邻的第二护罩节段；
其中所述多个弓形护罩节段中的各个弓形护罩节段包括底部面板，所述底部面板具有径向内表面、径向外表面、第一端部以及第二端部；
其中所述第一端部包括从所述底部面板的所述径向内表面沿径向向外延伸的第一端面、与所述第一端面沿周向间隔开并且从所述底部面板的所述径向外表面沿径向向内延伸的第一端部削减面、以及在所述第一端面与所述第一端部削减面之间延伸以限定第一凹部的第一中间表面；
其中所述第二端部包括从所述底部面板的所述径向内表面沿径向向外延伸的第二端面、与所述第二端面沿周向间隔开并且从所述底部面板的所述径向外表面沿径向向内延伸的第二端部削减面、以及在所述第二端面与所述第二端部削减面之间延伸以限定第二凹部的第二中间表面；以及
其中至少一个密封件设置在所述第一弓形护罩节段的所述第一凹部和所述第二弓形护罩节段的所述第二凹部内，以形成密封接头。
技术方案2. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述至少一个密封件为多个密封件中的一个；并且其中所述至少一个密封件为具有大体U形的单件式密封件。
技术方案3. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，在所述第一端部的所述中间表面与所述径向外表面之间限定第一径向距离，并且在所述第一端部的所述中间表面与所述径向内表面之间限定第二径向距离；并且其中所述第一径向距离等于所述第二径向距离。
技术方案4. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，在所述第一端部的所述中间表面与所述径向外表面之间限定第一径向距离，并且在所述第一端部的所述中间表面与所述径向内表面之间限定第二径向距离；并且其中所述第二径向距离小于所述第一径向距离。
技术方案5. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，在所述第一端面与所述第一端部削减面之间限定第一周向距离，并且在所述第二端面与所述第二端部削减面之间限定第二周向距离；并且其中所述第一周向距离等于所述第二周向距离。
技术方案6. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，各个弓形护罩节段还包括从所述底部面板沿径向向外突出的第一腿部，和与所述第一腿部相对的从所述底部面板沿径向向外突出的第二腿部；
其中所述第一腿部和所述第二腿部在所述第一端部与所述第二端部之间沿周向延伸；其中所述第一腿部和所述底部面板在第一边缘处相交，并且所述第二腿部和所述底部面板在与所述第一边缘沿轴向间隔开的第二边缘处相交；并且
其中所述底部面板不会沿轴向方向延伸超过所述第一腿部或所述第二腿部。
技术方案7. 根据技术方案6所述的涡轮发动机，其特征在于，在所述第一端部处，所述第一腿部包括第一腿部面、第一腿部削减面、以及在所述第一腿部面与所述第一腿部削减面之间沿周向延伸的第一腿部中间表面；
其中，在所述第一端部处，所述第二腿部包括第二腿部面、第二腿部削减面、以及在所述第二腿部面与所述第二腿部削减面之间沿周向延伸的第二腿部中间表面；以及
其中所述第一腿部面和所述第二腿部面与所述底部面板的所述第一端面成一体，所述第一腿部削减面和所述第二腿部削减面与所述底部面板的所述第一端部削减面成一体，并且所述第一腿部中间表面和所述第二腿部中间表面与所述底部面板的所述中间表面成一体。
技术方案8. 根据技术方案7所述的涡轮发动机，其特征在于，在所述第二端部处，所述第一腿部包括第三腿部面、第三腿部削减面、以及在所述第三腿部面与所述第三腿部削减面之间延伸的第三腿部中间表面；
其中，在所述第二端部处，所述第二腿部包括第四腿部面、第四腿部削减面、以及在所述第四腿部面与所述第四腿部削减面之间延伸的第四腿部中间表面；以及
其中所述至少一个密封件同时接触第一护罩节段的所述第一端部处的所述第一腿部中间表面和沿周向相邻的护罩节段的所述第二端部处的所述第三腿部中间表面。
技术方案9. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述至少一个密封件包括两个密封节段。
技术方案10. 根据技术方案9所述的涡轮发动机，其特征在于，所述两个密封节段包括用以限定U形密封件的具有大体L形的第一密封节段和具有与所述第一密封节段互补的形状的第二密封节段。
技术方案11. 一种设置在固定涡轮喷嘴的相邻级之间的涡轮护罩，所述涡轮护罩包括：
多个弓形护罩节段，其彼此密封地接合，各个弓形护罩节段包括底部面板，所述底部面板具有径向内表面、径向外表面、第一端部以及第二端部；
其中所述第一端部包括从所述底部面板的所述径向内表面沿径向向外延伸的第一端面、与所述第一端面沿周向间隔开并且从所述底部面板的所述径向外表面沿径向向内延伸的第一端部削减面；以及在所述第一端面与所述第一端部削减面之间延伸以限定第一凹部的第一中间表面；
其中所述第二端部包括从所述底部面板的所述径向内表面沿径向向外延伸的第二端面、与所述第二端面沿周向间隔开并且从所述底部面板的所述径向外表面沿径向向内延伸的第二端部削减面、以及在所述第二端面与所述第二端部削减面之间延伸以限定第二凹部的第二中间表面；以及
多个密封件，其中至少一个密封件设置在所述多个弓形护罩节段中的各个相应的成对相邻弓形护罩节段的所述第一凹部和所述第二凹部内。
技术方案12. 根据技术方案11所述的涡轮护罩，其特征在于，所述至少一个密封件为具有大体U形的单件式密封件。
技术方案13. 根据技术方案11所述的涡轮护罩，其特征在于，在所述第一端部的所述中间表面与所述径向外表面之间限定第一径向距离，并且在所述第一端部的所述中间表面与所述径向内表面之间限定第二径向距离；并且其中所述第二径向距离等于或小于所述第一径向距离。
技术方案14. 根据技术方案11所述的涡轮护罩，其特征在于，在所述第一端面与所述第一端部削减面之间限定第一周向距离，并且在所述第二端面与所述第二端部削减面之间限定第二周向距离；并且其中所述第一周向距离等于所述第二周向距离。
技术方案15. 根据技术方案11所述的涡轮护罩，其特征在于，各个弓形护罩节段还包括从所述底部面板沿径向向外突出的第一腿部、和与所述第一腿部相对的从所述底部面板沿径向向外突出的第二腿部；并且其中所述第一腿部和所述第二腿部在所述第一端部与所述第二端部之间沿周向延伸。
技术方案16. 根据技术方案15所述的涡轮护罩，其特征在于，所述第一腿部和所述底部面板在第一边缘处相交，并且所述第二腿部和所述底部面板在与所述第一边缘沿轴向间隔开的第二边缘处相交；并且其中所述底部面板不会沿轴向方向延伸超过所述第一腿部或所述第二腿部。
技术方案17. 根据技术方案15所述的涡轮护罩，其特征在于，在所述第一端部处，所述第一腿部包括第一腿部面、第一腿部削减面、以及在所述第一腿部面与所述第一腿部削减面之间沿周向延伸的第一腿部中间表面；
其中，在所述第一端部处，所述第二腿部包括第二腿部面、第二腿部削减面、以及在所述第二腿部面与所述第二腿部削减面之间沿周向延伸的第二腿部中间表面；并且
其中所述第一腿部面和所述第二腿部面与所述底部面板的所述第一端面成一体，所述第一腿部削减面和所述第二腿部削减面与所述底部面板的所述第一端部削减面成一体，并且所述第一腿部中间表面和所述第二腿部中间表面与所述底部面板的所述中间表面成一体。
技术方案18. 根据技术方案17所述的涡轮护罩，其特征在于，在所述第二端部处，所述第一腿部包括第三腿部面、第三腿部削减面、以及在所述第三腿部面与所述第三腿部削减面之间延伸的第三腿部中间表面；
其中，在所述第二端部处，所述第二腿部包括第四腿部面、第四腿部削减面、以及在所述第四腿部面与所述第四腿部削减面之间延伸的第四腿部中间表面；以及
其中所述至少一个密封件同时接触第一护罩节段的所述第一端部处的所述第一腿部中间表面和沿周向相邻的护罩节段的所述第二端部处的所述第三腿部中间表面。
技术方案19. 根据技术方案16所述的涡轮护罩，其特征在于，所述至少一个密封件包括两个密封节段。
技术方案20. 根据技术方案19所述的涡轮护罩，其特征在于，所述两个密封节段包括用以限定U形密封件的具有大体L形的第一密封节段和具有与所述第一密封节段互补的形状的第二密封节段。
附图说明
针对本领域普通技术人员而言的说明书阐述本发明的(present)***和方法的完整且充分的公开，包括使用其最佳模式。说明书参照附图，在附图中：
图1为安装在吊架内的常规涡轮护罩节段的横截面视图；
图2为根据本公开的一个方面的安装在一对相邻的涡轮喷嘴之间的吊架内的涡轮护罩节段的透视图；
图3为图2的涡轮护罩节段和吊架的透视图；
图4为根据本公开的一个方面的图2的涡轮护罩节段(如示出的那样具有示例性密封件)的透视图；
图5为图2的涡轮护罩节段的第一端部的透视图；
图6为如从第一端部观看的、图2的涡轮护罩节段和吊架的透视图；
图7为如从第一端部观看的、图2的涡轮护罩节段和吊架的透视图；
图8为如定位在图2的吊架内的并且如从第一端部观看的、图2的涡轮护罩节段的备选实施例的透视图；
图9为端对端对准的一对涡轮护罩节段之间的接头的俯视透视图；
图10为根据本公开的一个方面的密封件安装至其中的图9的成对涡轮护罩节段的俯视透视图；
图11为如可与图9的接头一起使用的单件式密封件的透视图；
图12为图11的单件式密封件的侧视图；
图13为如可与图9的接头一起使用的两件式密封件的透视图；
图14为图13的两件式密封件的侧视图；
图15为如可与图9的接头一起使用的三件式密封件的透视图；以及
图16为图15的三件式密封件的侧视图。
具体实施方式
现在将详细参照本公开的各种实施例，其一个或多个实例在附图中被示出。详细描述使用数字和字母标号来表示附图中的特征。附图和描述中同样或类似的标号用于表示本公开的同样或类似的部分。
为了清楚地描述当前的涡轮护罩节段，某些术语将用于在本公开的范围内表示和描述相关的机器构件。在可能的范围内，通用的行业术语将以与用语公认的含义一致的方式被使用和采用。除非另外说明，否则这样的术语应当被给予与本申请的上下文和所附权利要求书的范围一致的宽泛解释。本领域普通技术人员将意识到的是，通常，可使用若干个不同或重叠的用语来表示特定构件。在本文中可描述为单个部件的内容可包括多个构件并且在另一背景下被引用为由该多个构件组成。备选地，在本文中可描述为包括多个构件的内容可在别处被称为单个集成部分。
此外，若干个描述性用语可在本文中如以下描述的那样有规律地被使用。用语“第一”、“第二”和“第三”可能够可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不旨在表示独立构件的位置或重要性。
如本文中使用的，“下游”和“上游”为指示相对于流体(如穿过涡轮发动机的工作流体)流动的方向的用语。用语“下游”对应于流体流动的方向，而用语“上游”表示与流动相反的方向(即，流体流自的方向)。在无任何进一步特殊说明的情况下，用语“前”和“后”表示相对位置，其中“前”用于描述朝向发动机的前端部(或压缩机)或朝向燃烧器的入口端部定位的构件或表面，而“后”用于描述朝向发动机的后部端部(或涡轮)或朝向燃烧器的出口端部定位的构件。用语“内部”用于描述靠近涡轮轴的构件，而用语“外部”用于描述远离涡轮轴的构件。
描述位于不同的径向、轴向和/或周向位置处的部件通常是需要的。如图1中示出的，“A”轴线代表轴向定向。如本文中使用的，用语“轴向”和/或“沿轴向”表示物体沿着轴线A的相对位置/方向，轴线A与燃气涡轮***的旋转轴线基本上平行。如在本文中进一步使用的，用语“径向”和/或“沿径向”表示物体沿着轴线“R”的相对位置或方向，轴线“R”仅在一个位置处与轴线A相交。在一些实施例中，轴线R基本上垂直于轴线A。最后，用语“周向”表示围绕轴线A(例如，轴线“C”)的移动或位置。用语“周向”可表示围绕相应物体(例如，转子)的中心延伸的尺寸。
本文中使用的术语出于仅描述特定实施例的目的，并且不旨在为限制性的。如本文中使用的，单数形式“一”、“一种”和“该”旨在也包括复数形式，除非上下文另外清楚地指示。还将理解的是，用语“包括(comprises)”和/或“包含(comprising)”在用于本说明书中时表示叙述的特征、整体、步骤、操作、元件和/或构件的存在，但并未排除存在或添加一个或更多个其它特征、整体、步骤、操作、元件、构件和/或它们的组。
各个实例通过的解释而非限制的方式被提供。实际上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，可作出改型和变型，而不脱离其范围或精神。例如，被示为或描述为一个实施例的部分的特征可用于另一实施例上以产生又一实施例。因此，意图是，本公开涵盖归入所附权利要求书的范围内的这种改型和变型以及它们的等同物。
尽管出于说明的目的，本公开的示例性实施例将大体上在用于航空动力的燃气涡轮的涡轮护罩的背景下被描述，但本领域普通技术人员将容易意识到，本公开的实施例可应用于陆基发电燃气涡轮，并且不限于特定领域中用于燃气涡轮的涡轮构件，除非在权利要求书中具体叙述。
现在参照本发明的涡轮护罩节段，图2和图3示出涡轮护罩节段100，其连接至吊架140。吊架140包括中心吊架本体142，中心吊架本体142具有周向端面141、第一吊架腿部144、以及与第一吊架腿部144相对的第二吊架腿部146。如果期望，第一吊架腿部144和第二吊架腿部146的周向端面141以及相应的端面可设有密封槽149。
吊架140借助于凸出部147,148安装至壳体(未示出)，并且借助于相对设置的肋143安装至相邻的固定喷嘴60，肋143由从固定喷嘴60的表面突出的钩62包绕。固定喷嘴60代表按级分组的多个沿周向间隔开的固定喷嘴。应当理解的是，由本发明的护罩节段100(或200)制成的护罩可定位在固定喷嘴60的任何成对的相邻级之间。
涡轮护罩节段100包括底部面板110、沿着护罩节段100的周向长度从底部面板110沿径向向外延伸的第一腿部120、以及沿着护罩节段100的周向长度从底部面板110沿径向向外延伸的第二腿部130，第二腿部130与第一腿部120相对。第一腿部120和底部面板110的交点限定第一边缘111，并且第二腿部130和底部面板110的交点限定第二边缘113。涡轮护罩节段100的第一腿部120可比护罩节段100的第二腿部130更短(即，沿径向方向延伸较短的距离)。
第一腿部120和第二腿部130可从底部面板110延伸不一致的长度。如图4中示出的，第一腿部120和第二腿部130可具有波形样式，其具有由波谷区域129分开的波峰区域128。形成护罩节段100的侧壁的第一腿部120可包括一个或多个孔127，用于将护罩节段100刚性地紧固至吊架140(例如，使用销、螺栓或其它机械紧固件(未示出))。类似地，形成护罩节段100的第二侧壁的第二腿部130可包括一个或多个孔137，用于将护罩节段100刚性地紧固于吊架140(例如，使用销、螺栓或其它机械紧固件(未示出))。孔127,137可位于波峰区域128,138中。
在图4至图6中更详细地示出的涡轮护罩节段100包括第一端部150、和与第一端部150沿周向间隔开的第二端部160。第一涡轮护罩节段100的第一端部150与相邻的第二涡轮护罩节段100的第二端部160对准，使得密封件200可安装在相邻的涡轮护罩节段100的端部150,160内。类似地，第一涡轮护罩节段100的第二端部160与相邻的第三护罩节段100的第一端部150对准，诸如此类，直到限定完整的护罩环。
如图4和图5中示出的，第一端部150包括第一端面152、与第一端面152沿周向间隔开的第一端部削减面154、以及在第一端面152与第一端部削减面154之间延伸以在底部面板110的径向外表面中限定凹部155的中间表面156。第一端面152从底部面板110的径向内(底)表面116沿径向向外延伸，并且第一端部削减面154从底部面板110的径向外(顶)表面117沿径向向内延伸。在图4和图5中示出的实施例中，中间表面156在底部面板110的径向内表面116和径向外表面117之间以相等的距离设置。第一端面152和第一端部削减面154分开距离D1，距离D1代表凹部155的周向宽度。
在第一端部150处，护罩节段100的第一腿部120包括第一腿部面122、沿周向方向与第一腿部面122间隔开的第一腿部削减面124、以及在第一腿部面122与第一腿部削减面124之间沿周向延伸的第一腿部中间表面126。护罩节段的第二腿部130包括第二腿部面132、沿周向方向与第二腿部面132间隔开的第二腿部削减面134、以及在第二腿部面132与第二腿部削减面134之间沿周向延伸的第二腿部中间表面136。
第一腿部面122和第二腿部面132与底部面板110的第一端面152成一体。第一腿部削减面124和第二腿部削减面134与底部面板110的第一端部削减面154成一体。第一腿部中间表面126和第二腿部中间表面136与底部面板110的中间表面156成一体，由此限定U形或J形通道。在示出的实施例中，第一腿部中间表面126将第一腿部120二等分(即，第一腿部中间表面126沿轴向方向以相等的距离设置在第一腿部120的外表面与第一腿部120的内表面之间)。类似地，第二腿部中间表面136将第二腿部130二等分。
第二端部160构造成具有类似的结构，以限定凹部165(在图9中示出)。在第二端部160处，护罩节段100的第一腿部120包括第三腿部面121、沿周向方向与第三腿部面121间隔开的第三腿部削减面123、以及在第三腿部面121与第三腿部削减面123之间沿周向延伸的第三中间表面125。护罩节段的第二腿部130包括第四腿部面131、沿周向方向与第四腿部面131间隔开的第四腿部削减面133、以及在第四腿部面131与第四腿部削减面133之间沿周向延伸的第四中间表面135。
第三腿部面121和第四腿部面131与底部面板110的第二端面(未示出)成一体。第三腿部削减面123和第四腿部削减面133与底部面板110的第二端部削减面(未示出)成一体。第三中间表面125和第四中间表面135与底部面板110的凹部165成一体，由此限定U形或J形通道。在示出的实施例中，第一腿部突出表面125将第一腿部120二等分(即，第一腿部突出表面125沿轴向方向以相等的距离设置在第一腿部120的外表面与第一腿部120的内表面之间)。类似地，第二腿部突出表面135将第二腿部130二等分。
尽管端面152,162；端部削减面154,165；腿部端面121,122,131,132；以及腿部削减面123,124,133,134被示出为平行于从涡轮转子延伸的径向轴线，但是应当理解的是，面可以以一些其它角度定向，只要第一端部150的配合表面在与第二端部160的配合表面互补的方向上成角度。具有一对或多对成角度的面的布置可通过针对热燃烧产物形成(produce)更曲折的路径来进一步改进密封性能。
如图6中示出的，涡轮护罩节段100的第一腿部120完全设置在吊架140的第一腿部144的内侧，并且涡轮护罩节段100的第二腿部130完全设置在吊架140的第二腿部146的内侧。不同于常规涡轮护罩节段10(在图1中示出)，涡轮护罩节段100的腿部120,130和/或底部面板110并没有在吊架140的腿部144,146下方沿轴向延伸，而是相反(沿轴向方向)完全容纳在吊架140内。涡轮护罩节段100的轴向宽度W等于常规护罩节段10的宽度W，以使本发明的涡轮护罩节段100可被改装到现有涡轮的吊架140中。
图7和图8示出吊架140内的本发明的涡轮护罩节段100。如图7中示出的，在底部面板110的径向外(顶)表面与凹部155的中间表面156之间径向距离R1。距离R1代表第一端部削减面154的高度。在底部面板110的径向内(底)表面与凹部155的中间表面156之间限定径向距离R2。距离R2代表第一端面152的高度。在示出的实施例中，R1等于R2。相同的尺寸存在于第二端部160上，但未单独地被示出。
如图8中示出的，在底部面板110的径向外(顶)表面与凹部155的中间表面156之间限定径向距离R3。距离R3代表第一端部削减面154的高度。在底部面板110的径向内(底)表面与凹部155的中间表面156之间限定径向距离R4。距离R4代表第一端面152的高度。在示出的实施例中，R4小于R3。相同的尺寸存在于第二端部160上，但未单独地被示出。
尽管未单独地被示出，但是应当认识到，在备选的实施例中，径向距离R3可小于护罩节段100的各个端部150,160处的径向距离R4。
图9和图10示出第一涡轮护罩节段100a的第一端部150与相邻的第二涡轮护罩节段100b的第二端部150之间的接头。如示出的，第二端部160的凹部165与第一端部150的凹部255对准，由此形成接头凹部170。如图11中示出的，金属密封件200被放置在接头凹部170内，使得密封件200同时与第一端部150和第二端部160两者重叠。结果，涡轮护罩100之间的泄漏被最小化。因为端部150,160形成有凹部155,165而不是形成有密封槽，所以金属密封件200相比于常规上在涡轮护罩节段(例如，涡轮护罩2)之间使用的密封件可具有更大的厚度，这提高了密封件200的耐用性。
图11和图12示出根据本公开的一个方面的金属密封件200。金属密封件200为具有大体U形轮廓的单件式密封件，其包括中心部分210、从中心部分210沿径向向外延伸的第一密封腿部220、以及与第一密封腿部220相对的从中心部分210沿径向向外延伸的第二密封腿部230。短语“大体U形”表示具有较长的中心部分210、在中心部分210的任一端部处的较短的密封腿部220,230、以及在中心部分210与各个相应的密封腿部220,230之间限定的曲率半径的轮廓。中心部分210包括在安装密封件200时接触凹部155,165的径向内(底)表面216；与径向内表面216相反的径向外(顶)表面217；在径向内表面216与径向外表面217之间沿径向延伸的中心密封面254。
密封腿部220包括密封腿部面224，并且密封腿部230包括密封腿部面234。密封腿部面224,234两者都与中心密封面254成一体。在安装密封件200时(如图10中示出的)，密封件200的一侧上的密封腿部面224接触第一护罩节段100a的第一端部150的第一腿部削减面124，并且密封件200的另一侧上的密封腿部面224接触第二护罩节段100b的第二端部160的第一腿部削减面123。类似地(但在图10中不可见)，密封件200的一侧上的密封腿部面234接触第一护罩节段100a的第一端部150上的第二腿部削减面134，并且密封件200的另一侧上的密封腿部面234接触第二护罩节段100b的第二端部160的第二腿部削减面133。
尽管密封件200被示出为由于密封腿部220,230的长度相等而为对称的，但是应当理解的是，密封腿部230可比密封腿部220更长，以更好地顺从护罩节段100的第二腿部130的高度。对称的密封件200可足以实现期望的密封程度，同时使材料成本最小化并简化安装。
图13和图14示出根据本公开的另一方面的金属密封件300。金属密封件300为两件式密封件，其密封节段302,304一起形成大体U形的轮廓。第一密封节段302包括与第二密封节段304对接的第一密封腿部320。第二密封节段304包括中心部分310、和与第一密封腿部320相对的从中心部分310沿径向向外延伸的第二密封腿部330。中心部分310包括在安装密封件300时接触凹部155,165的径向内(底)表面316；与径向内表面316相反的径向外(顶)表面317；以及在径向内表面316与径向外表面317之间沿径向延伸的中心密封面354。
第一密封节段302的密封腿部320包括密封腿部面324，并且第二密封节段304的密封腿部330包括密封腿部面334。密封腿部面334与中心密封面354成一体，并且第一密封节段302的密封腿部面324与中心密封面354对准。在安装密封件300(代替图10的密封件200)时，密封节段302的一侧上的密封腿部面324接触第一护罩节段100a的第一端部150的第一腿部削减面124，并且密封节段302的另一侧上的密封腿部面324接触第二护罩节段100b的第二端部160的第一腿部削减面123。类似地(但在图10中不可见)，密封节段304的一侧上的密封腿部面334接触第一护罩节段100a的第一端部150上的第二腿部削减面134，并且密封节段304的另一侧上的密封腿部面334接触第二护罩节段100b的第二端部160的第二腿部削减面133。
可在第一密封节段302与第二密封节段304之间的U形密封件300的拐角处形成间隙306。第一密封节段302和第二密封节段304的配合表面可相对于彼此以任何期望的角度形成，并且可如示出的那样平行或不平行。
此外，尽管间隙306被示出为位于U形密封件300的拐角处，但是应当理解的是，第一密封节段302和第二密封节段304可按需要规定的那样在一些其它位置处分开。
图15和图16示出根据本公开的另一方面的金属密封件400。金属密封件400为三件式密封件，其密封节段402,404,406一起形成大体U形的轮廓。第一密封节段402包括与第二密封节段404对接的第一密封腿部320。第二密封节段404包括与第三密封节段406对接的中心部分410。第三密封节段406包括与第一密封腿部420相对的相对于中心部分410沿径向向外延伸的第二密封腿部430。中心部分410包括在安装密封件400时接触凹部155,165的径向内(底)表面416；与径向内表面416相反的径向外(顶)表面417；以及在径向内表面416与径向外表面417之间沿径向延伸的中心密封面454。
第一密封节段402的密封腿部420包括密封腿部面424，并且第三密封节段406的密封腿部430包括密封腿部面434。第一密封节段402的密封腿部面424和第三密封节段406的密封腿部面434与中心密封面454对准。在安装密封件400(代替图10的密封件200)时，第一密封节段402的一侧上的密封腿部面424接触第一护罩节段100a的第一端部150的第一腿部削减面124，并且第一密封节段402的另一侧上的密封腿部面424接触第二护罩节段100b的第二端部160的第一腿部削减面123。类似地(但在图10中不可见)，第三密封节段406的一侧上的密封腿部面434接触第一护罩节段100a的第一端部150上的第二腿部削减面134，并且第三密封节段406的另一侧上的密封腿部面434接触第二护罩节段100b的第二端部160的第二腿部削减面133。
可分别在第一密封节段402与第二密封节段404之间以及在第二密封节段404与第三密封节段406之间的U形密封件400的拐角处形成间隙403,405。第一密封节段402、第二密封节段404以及第三密封节段406的配合表面可相对于彼此以任何期望的角度形成，并且可如示出的那样平行或不平行。
此外，尽管间隙403,405被示出为位于U形密封件400的拐角处，但是应当理解的是，第一密封节段402、第二密封节段404以及第三密封节段406可按需要规定的那样在其它位置处分开。
本发明的涡轮护罩节段可由金属超级合金制成。然而，对于较高温度的环境而言，由陶瓷基复合材料制成护罩节段可为合乎需要的。在由陶瓷基复合材料制成时，密封表面(即，底部面板和腿部的端面和削减面)可通过机械加工和/或磨削来修整到期望的公差。此外，可涂覆陶瓷基质复合物护罩节段，并且可磨削涂层以实现期望的密封公差。
本发明的涡轮护罩节段的示例性实施例在上面被详细地描述。本文中描述的涡轮护罩节段不限于本文中描述的具体实施例，而相反，涡轮护罩节段的构件可相对于本文中描述的其它构件独立地并单独地被利用。例如，本文中描述的涡轮护罩节段可具有其它应用，这些应用不限于与如本文中描述的用于发电燃气涡轮的涡轮一起实践。
虽然根据各种特定实施例描述了技术进步，但是本领域技术人员将认识到，可利用在权利要求书的精神和范围内的改型来实践技术进步。

Claims (10)

1. 一种涡轮发动机，包括：
转子，其包括布置在第一级和相邻的第二级中的多个固定喷嘴；以及
护罩，其设置在所述多个固定喷嘴的所述第一级和所述相邻的第二级之间，其中所述护罩包括彼此密封地接合的多个弓形护罩节段，所述多个弓形护罩节段包括第一护罩节段和与所述第一护罩节段沿周向相邻的第二护罩节段；
其中所述多个弓形护罩节段中的各个弓形护罩节段包括底部面板，所述底部面板具有径向内表面、径向外表面、第一端部以及第二端部；
其中所述第一端部包括从所述底部面板的所述径向内表面沿径向向外延伸的第一端面、与所述第一端面沿周向间隔开并且从所述底部面板的所述径向外表面沿径向向内延伸的第一端部削减面、以及在所述第一端面与所述第一端部削减面之间延伸以限定第一凹部的第一中间表面；
其中所述第二端部包括从所述底部面板的所述径向内表面沿径向向外延伸的第二端面、与所述第二端面沿周向间隔开并且从所述底部面板的所述径向外表面沿径向向内延伸的第二端部削减面、以及在所述第二端面与所述第二端部削减面之间延伸以限定第二凹部的第二中间表面；以及
其中至少一个密封件设置在所述第一弓形护罩节段的所述第一凹部和所述第二弓形护罩节段的所述第二凹部内，以形成密封接头。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述至少一个密封件为多个密封件中的一个；并且其中所述至少一个密封件为具有大体U形的单件式密封件。
3.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，在所述第一端部的所述中间表面与所述径向外表面之间限定第一径向距离，并且在所述第一端部的所述中间表面与所述径向内表面之间限定第二径向距离；并且其中所述第一径向距离等于所述第二径向距离。
4.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，在所述第一端部的所述中间表面与所述径向外表面之间限定第一径向距离，并且在所述第一端部的所述中间表面与所述径向内表面之间限定第二径向距离；并且其中所述第二径向距离小于所述第一径向距离。
5.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，在所述第一端面与所述第一端部削减面之间限定第一周向距离，并且在所述第二端面与所述第二端部削减面之间限定第二周向距离；并且其中所述第一周向距离等于所述第二周向距离。
6. 根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，各个弓形护罩节段还包括从所述底部面板沿径向向外突出的第一腿部，和与所述第一腿部相对的从所述底部面板沿径向向外突出的第二腿部；
其中所述第一腿部和所述第二腿部在所述第一端部与所述第二端部之间沿周向延伸；其中所述第一腿部和所述底部面板在第一边缘处相交，并且所述第二腿部和所述底部面板在与所述第一边缘沿轴向间隔开的第二边缘处相交；并且
其中所述底部面板不会沿轴向方向延伸超过所述第一腿部或所述第二腿部。
7. 根据权利要求6所述的涡轮发动机，其特征在于，在所述第一端部处，所述第一腿部包括第一腿部面、第一腿部削减面、以及在所述第一腿部面与所述第一腿部削减面之间沿周向延伸的第一腿部中间表面；
其中，在所述第一端部处，所述第二腿部包括第二腿部面、第二腿部削减面、以及在所述第二腿部面与所述第二腿部削减面之间沿周向延伸的第二腿部中间表面；以及
其中所述第一腿部面和所述第二腿部面与所述底部面板的所述第一端面成一体，所述第一腿部削减面和所述第二腿部削减面与所述底部面板的所述第一端部削减面成一体，并且所述第一腿部中间表面和所述第二腿部中间表面与所述底部面板的所述中间表面成一体。
8. 根据权利要求7所述的涡轮发动机，其特征在于，在所述第二端部处，所述第一腿部包括第三腿部面、第三腿部削减面、以及在所述第三腿部面与所述第三腿部削减面之间延伸的第三腿部中间表面；
其中，在所述第二端部处，所述第二腿部包括第四腿部面、第四腿部削减面、以及在所述第四腿部面与所述第四腿部削减面之间延伸的第四腿部中间表面；以及
其中所述至少一个密封件同时接触第一护罩节段的所述第一端部处的所述第一腿部中间表面和沿周向相邻的护罩节段的所述第二端部处的所述第三腿部中间表面。
9.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述至少一个密封件包括两个密封节段。
10.根据权利要求9所述的涡轮发动机，其特征在于，所述两个密封节段包括用以限定U形密封件的具有大体L形的第一密封节段和具有与所述第一密封节段互补的形状的第二密封节段。
CN201911080543.8A 2018-11-07 2019-11-07 用于涡轮护罩节段的密封*** Active CN111156055B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/182727 2018-11-07
US16/182,727 US10934873B2 (en) 2018-11-07 2018-11-07 Sealing system for turbine shroud segments

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111156055A true CN111156055A (zh) 2020-05-15
CN111156055B CN111156055B (zh) 2023-03-14

Family

ID=70459555

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911080543.8A Active CN111156055B (zh) 2018-11-07 2019-11-07 用于涡轮护罩节段的密封***

Country Status (2)

Country Link
US (1) US10934873B2 (zh)
CN (1) CN111156055B (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11255210B1 (en) * 2020-10-28 2022-02-22 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite turbine shroud assembly with joined cover plate
US12000288B2 (en) 2021-05-03 2024-06-04 Rtx Corporation Variable thickness machinable coating for platform seals
US20240175368A1 (en) * 2022-11-29 2024-05-30 Raytheon Technologies Corporation Seal slot with coating
US20240173743A1 (en) * 2022-11-29 2024-05-30 Raytheon Technologies Corporation Slot with coating and method of coating a slot
US11988104B1 (en) 2022-11-29 2024-05-21 Rtx Corporation Removable layer to adjust mount structure of a turbine vane for re-stagger

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040041351A1 (en) * 2002-07-03 2004-03-04 Alexander Beeck Gap seal for sealing a gap between two adjacent components
US20040120808A1 (en) * 2002-12-20 2004-06-24 Alford Mary Ellen Shroud segment and assembly with surface recessed seal bridging adjacent members
CN104696023A (zh) * 2013-10-08 2015-06-10 通用电气公司 便于在燃气涡轮中密封的方法和***
CN106133295A (zh) * 2014-03-27 2016-11-16 三菱日立电力***株式会社 分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6997673B2 (en) * 2003-12-11 2006-02-14 Honeywell International, Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
US7374395B2 (en) 2005-07-19 2008-05-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment feather seal located in radial shroud legs
US7238002B2 (en) 2005-11-03 2007-07-03 General Electric Company Damper seal system and method
US20090324393A1 (en) 2007-01-25 2009-12-31 Siemens Power Generation, Inc. Ceramic matrix composite turbine engine component
US8206092B2 (en) 2007-12-05 2012-06-26 United Technologies Corp. Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals
US8684680B2 (en) 2009-08-27 2014-04-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Sealing and cooling at the joint between shroud segments
US8740552B2 (en) 2010-05-28 2014-06-03 General Electric Company Low-ductility turbine shroud and mounting apparatus
US8753073B2 (en) 2010-06-23 2014-06-17 General Electric Company Turbine shroud sealing apparatus
US8905709B2 (en) 2010-09-30 2014-12-09 General Electric Company Low-ductility open channel turbine shroud
US10309244B2 (en) 2013-12-12 2019-06-04 General Electric Company CMC shroud support system
CA2916710A1 (en) 2015-01-29 2016-07-29 Rolls-Royce Corporation Seals for gas turbine engines
US9874104B2 (en) 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly
EP3088679A1 (en) * 2015-04-30 2016-11-02 Rolls-Royce Corporation Seal for a gas turbine engine assembly
US9759079B2 (en) * 2015-05-28 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Split line flow path seals
US9869201B2 (en) 2015-05-29 2018-01-16 General Electric Company Impingement cooled spline seal
US9869194B2 (en) 2016-03-31 2018-01-16 General Electric Company Seal assembly to seal corner leaks in gas turbine
US11181002B2 (en) 2016-09-29 2021-11-23 General Electric Company Turbine systems with sealing components
US10718226B2 (en) * 2017-11-21 2020-07-21 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite component assembly and seal

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040041351A1 (en) * 2002-07-03 2004-03-04 Alexander Beeck Gap seal for sealing a gap between two adjacent components
US20040120808A1 (en) * 2002-12-20 2004-06-24 Alford Mary Ellen Shroud segment and assembly with surface recessed seal bridging adjacent members
CN104696023A (zh) * 2013-10-08 2015-06-10 通用电气公司 便于在燃气涡轮中密封的方法和***
CN106133295A (zh) * 2014-03-27 2016-11-16 三菱日立电力***株式会社 分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮

Also Published As

Publication number Publication date
CN111156055B (zh) 2023-03-14
US10934873B2 (en) 2021-03-02
US20200141254A1 (en) 2020-05-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111156055B (zh) 用于涡轮护罩节段的密封***
US8075256B2 (en) Ingestion resistant seal assembly
US11466586B2 (en) Turbine shroud assembly with sealed pin mounting arrangement
US10281045B2 (en) Apparatus and methods for sealing components in gas turbine engines
US4425079A (en) Air sealing for turbomachines
US10215056B2 (en) Turbine shroud with movable attachment features
EP1229214B1 (en) Turbomachine blade-to-rotor sealing arrangement
US5211533A (en) Flow diverter for turbomachinery seals
EP2564032B1 (en) Component of a turbine with leaf seals and method for sealing against leakage between a vane and a carrier element
US11073045B2 (en) Turbine shroud assembly with case captured seal segment carrier
EP3040510A1 (en) Gas turbine sealing
EP3112601A1 (en) Segmented non-contact seal assembly for rotational equipment
CA2523183A1 (en) Circumferential feather seal
EP3412871B1 (en) Sealing arrangement for a turbine vane assembly
EP2904241B1 (en) Combustor seal mistake-proofing for a gas turbine engine
CN111156054A (zh) 具有搭接密封段的涡轮护罩
US20180112543A1 (en) Turbine wheel assembly with ceramic matrix composite components
US11585230B2 (en) Assembly for a turbomachine
EP3023594A1 (en) Stator assembly with pad interface for a gas turbine engine
US20180223683A1 (en) Gas turbine seal arrangement
CN112211680A (zh) 带有密封件的涡轮发动机
CN112431638B (zh) 涡轮发动机的花键
US11015483B2 (en) High pressure compressor flow path flanges with leak resistant plates for improved compressor efficiency and cyclic life
CN112302730B (zh) 具有互锁密封件的涡轮发动机
CN112539087B (zh) 弹簧密封件中的涡轮卡扣

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant