A component (100) for a gas turbine engine includes a first surface (102) and a second surface (104). The member (100) additionally comprises a layer or multilayer ceramic matrix composite material extending between the first and second surfaces (104). The thermal gap (110) extends between the first end (112) and the second end (114). The second end (114) of the heat gap (110) is a terminal inserted between the first and second surfaces (104) in the component (100).
【技术实现步骤摘要】
用于燃气涡轮发动机的构件
本主题大体涉及用于燃气涡轮发动机的构件,其由CMC材料形成。
技术介绍
燃气涡轮发动机大体包括处于串行流关系的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在运行中,空气进入压缩机区段的入口,在这里,一个或多个轴向压缩机逐渐压缩空气,直到其到达燃烧区段。燃料在燃烧区段内与压缩空气混合且燃烧,以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段被引导通过限定在涡轮区段内的热气路径且然后从涡轮区段通过排气区段排出。大体可期望提到燃烧区段和涡轮区段中的温度,以提供燃气涡轮发动机的更高效运行。但是,对于例如在燃烧区段和涡轮区段内的某些构件可能难以经受住这种升高的温度。因此,陶瓷基质复合物(“CMC”)材料对于用于燃气涡轮发动机中是特别吸引人的,因为这种构件大体更好地能够经受住广受欢迎的更高运行温度。CMC材料典型地包括陶瓷纤维加强材料,其嵌在陶瓷基质材料中。但是,由CMC材料形成的构件可具有降低的经受住局部应力(包括,例如,局部热应力)的能力,并且还可具有降低的导热率。因此,管理CMC构件的温度可为重要的,以便确保其保持低于可用寿命和功能的温度阈值。从而,由能够更好地管理这种构件的热属性的CMC材料形成的构件将是有用的。更具体地,在构件中具有允许管理局部热梯度的一个或多个属性的CMC材料形成的构件将是特别有用的。
技术实现思路
在以下描述中部分地阐述本专利技术的各方面和优点,或者根据该描述,本专利技术的各方面和优点可为显而易见的,或者可通过实践本专利技术来学习本专利技术的各方面和优点。在本公开的一个示例性实施例中,提供一种用于燃气涡轮发动机的构件。构件限定第一表面 ...
【技术保护点】
一种用于燃气涡轮发动机的构件(100),其限定第一表面(102)和第二表面(104),所述构件(100)包括:一层或多层陶瓷基质复合物材料,其延伸在所述第一和第二表面(102,104)之间,其中所述构件(100)限定热空隙(110),其延伸在第一端(112)和第二端(114)之间,所述热空隙(110)的第二端(114)为在所述构件(100)中嵌在所述第一表面(102)和所述第二表面(104)之间的终端。
【技术特征摘要】
2015.10.29 US 14/9262941.一种用于燃气涡轮发动机的构件(100),其限定第一表面(102)和第二表面(104),所述构件(100)包括:一层或多层陶瓷基质复合物材料,其延伸在所述第一和第二表面(102,104)之间,其中所述构件(100)限定热空隙(110),其延伸在第一端(112)和第二端(114)之间,所述热空隙(110)的第二端(114)为在所述构件(100)中嵌在所述第一表面(102)和所述第二表面(104)之间的终端。2.根据权利要求1所述的构件(100),其特征在于,所述热空隙(110)的第一端(112)在所述构件(100)的第一表面(102)上限定开口。3.根据权利要求2所述的构件(100),其特征在于,所述第一表面(102)或所述第二表面(104)中的至少一个为热气表面。4.根据权利要求1所述的构件(100),其特征在于,所述热空隙(110)限定小于大约1:4的宽长比。5.根据权利要求1所述的构件(100),其特征在于,所述热空隙(110)限定宽度和长度,并且其中所述热空隙(110)的宽度沿着所述热空隙(110)的整个长度基本一致。6.根据权利要求1所述的构件(100),其特征在于,进一步包括:短效材料,其至少部分地定位在所述热空隙(...
【专利技术属性】
技术研发人员:RS班克,KD加利尔,DA弗雷,
申请(专利权)人:通用电气公司,
类型:发明
国别省市:美国,US
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