WO2024179738 - A RING SEGMENT FOR A GAS TURBINE ENGINE AND A COMPUTER-IMPLEMENTED METHOD TO DESIGN SAID RING SEGMENT
National phase entry:
Publication Number
WO/2024/179738
Publication Date
06.09.2024
International Application No.
PCT/EP2024/051001
International Filing Date
17.01.2024
Title **
[English]
A RING SEGMENT FOR A GAS TURBINE ENGINE AND A COMPUTER-IMPLEMENTED METHOD TO DESIGN SAID RING SEGMENT
[French]
SEGMENT ANNULAIRE POUR UN MOTEUR À TURBINE À GAZ ET PROCÉDÉ MIS EN ŒUVRE PAR ORDINATEUR POUR CONCEVOIR LEDIT SEGMENT ANNULAIRE
Applicants **
SIEMENS ENERGY GLOBAL GMBH & CO. KG
Inventors
MELLENTIEN, Tobias
BOEFF, Martin
AUTE, Florian
Priority Data
2302900.2
28.02.2023
GB
Application details
| Total Number of Claims/PCT | * |
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| Number of Drawings | * |
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International Searching Authority |
EPO
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| Recordal of a Change of the Applicant's Name/Address |
Change of Applicant's Name and Address
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| Type of Assignment |
The Standard Agent's Assignment
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| Applicant's Legal Status |
Legal Entity
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| Entry into National Phase under |
Chapter I
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| Patent Delivery |
Send the Letters Patent by Courier
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| Translation |
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Quotation for National Phase entry
| Country | Stages | Total | |
|---|---|---|---|
| China | Filing, Examination, Granting | 2053 | |
| EPO | Filing, Examination, Granting | 8624 | |
| Japan | Filing, Examination, Granting | 2183 | |
| South Korea | Filing, Examination, Granting | 2133 | |
| USA | Filing, Examination, Granting | 5940 |
Total:
20,933
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Abstract[English]
A ring segment (150) for a gas turbine engine comprises a base body (152) having a first inner surface (154), which is subjectable to a hot working medium (156), and a second outer surface (158) which is arranged opposite of the first surface (154), wherein the first surface (154) extends in an axial direction (X) from a first axial end (160) to a second axial end (162) and in a circumferential direction (T) from a first lateral end (164) to a second lateral end (166), and wherein the first surface (154) comprises a nominal area (168), which extents along both axial ends (160, 162) and both lateral ends (164, 166). To reduce the average radial gap between airfoil tips and the first surface, and to improve the efficiency of the gas turbine engine, it is proposed that the nominal area (168) delimits completely a center area (170) of the first surface (154), the center area comprising a trough (172).[French]
Un segment annulaire (150) pour un moteur à turbine à gaz comprend un corps de base (152) présentant une première surface interne (154), qui peut être soumise à un milieu de travail chaud (156), et une seconde surface externe (158) qui est agencée à l'opposé de la première surface (154), la première surface (154) s'étendant dans une direction axiale (X) d'une première extrémité axiale (160) à une seconde extrémité axiale (162) et dans une direction circonférentielle (T) d'une première extrémité latérale (164) à une seconde extrémité latérale (166), et la première surface (154) comprenant une zone nominale (168), qui s'étend le long des deux extrémités axiales (160, 162) et des deux extrémités latérales (164, 166). Pour réduire l'espace radial moyen entre des pointes de profil aérodynamique et la première surface, et pour améliorer l'efficacité du moteur à turbine à gaz, il est proposé que la zone nominale (168) délimite complètement une zone centrale (170) de la première surface (154), la zone centrale comprenant un creux (172).