DE3015867A1 - Verfahren zum herstellen eines mit keramik bedeckten gegenstands sowie mit keramik bedecktes gebilde - Google Patents

Verfahren zum herstellen eines mit keramik bedeckten gegenstands sowie mit keramik bedecktes gebilde

Info

Publication number
DE3015867A1
DE3015867A1 DE19803015867 DE3015867A DE3015867A1 DE 3015867 A1 DE3015867 A1 DE 3015867A1 DE 19803015867 DE19803015867 DE 19803015867 DE 3015867 A DE3015867 A DE 3015867A DE 3015867 A1 DE3015867 A1 DE 3015867A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
ceramic
based alloy
pad
porous pad
impregnating
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
DE19803015867
Other languages
English (en)
Other versions
DE3015867C2 (de
Inventor
Charles Carter Mccomas
Larry Steven Sokol
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.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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 United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of DE3015867A1 publication Critical patent/DE3015867A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE3015867C2 publication Critical patent/DE3015867C2/de
Granted legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B37/00—Joining burned ceramic articles with other burned ceramic articles or other articles by heating
    • C04B37/02—Joining burned ceramic articles with other burned ceramic articles or other articles by heating with metallic articles
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B15/00—Layered products comprising a layer of metal
    • B32B15/18—Layered products comprising a layer of metal comprising iron or steel
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/02—Pretreatment of the material to be coated, e.g. for coating on selected surface areas
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/10—Oxides, borides, carbides, nitrides or silicides; Mixtures thereof
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/10—Oxides, borides, carbides, nitrides or silicides; Mixtures thereof
    • C23C4/11—Oxides
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S277/00—Seal for a joint or juncture
    • Y10S277/935—Seal made of a particular material
    • Y10S277/939—Containing metal
    • Y10S277/941—Aluminum or copper
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S277/00—Seal for a joint or juncture
    • Y10S277/935—Seal made of a particular material
    • Y10S277/943—Ceramic or glass
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10S428/922—Static electricity metal bleed-off metallic stock
    • Y10S428/9335—Product by special process
    • Y10S428/937—Sprayed metal
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12014—All metal or with adjacent metals having metal particles
    • Y10T428/12028—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, etc.]
    • Y10T428/12042—Porous component
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
    • Y10T428/12736—Al-base component
    • Y10T428/12764—Next to Al-base component
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
    • Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
    • Y10T428/12771—Transition metal-base component
    • Y10T428/12806—Refractory [Group IVB, VB, or VIB] metal-base component
    • Y10T428/12812—Diverse refractory group metal-base components: alternative to or next to each other
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T442/00—Fabric [woven, knitted, or nonwoven textile or cloth, etc.]
    • Y10T442/10—Scrim [e.g., open net or mesh, gauze, loose or open weave or knit, etc.]
    • Y10T442/102—Woven scrim
    • Y10T442/109—Metal or metal-coated fiber-containing scrim
    • Y10T442/11—Including an additional free metal or alloy constituent

Description

Gebilde
Die Erfindung bezieht sich auf Keramikmaterialien und betrifft insbesondere das Aufbringen eines Keramikdeckmaterials auf ein darunter liegendes Substrat bei der Herstellung von warmfesten Gegenständen.
Keramikmaterialien sind allgemein dafür bekannt, daß sie Wärmeisolatoren in Gasturbinenumgebungen sind und gegenwärtig als Überzugsmaterialien für metallische Substrate in Hochtemperaturumgebungen benutzt werden. Diese Keramikmaterialien verhindern eine unzulässige Verschlechterung von metallischen Formstücken, an denen sie haften. Metall- und Keramikmaterialien
sind jedoch nicht völlig kompatibel, da die große Differenz in den Wärmeausdehnungskoeffizienten zwischen den beiden Materialien das Haften der Keramik an dem Metall schwierig macht. Darüber hinaus verursacht die spätere Temperaturwechselbeanspruchung des fertigen Teils in der vorgesehenen Umgebung häufig eine Rißbildung und ein Abplatzen der Keramik von dem Metall. Diese Probleme sind besonders groß, wenn Überzugstiefen verlangt werden, die wenige Tausendstel eines Zentimeters übersteigen.
Ein überwiegender Teil des Standes der Technik auf diesem Gebiet wird in der Gasturbinentriebwerksindustrie entwickelt, obgleich das Konzept breitere Verwendungsmöglichkeiten hat. Beispiele für Bauteile, die in der Leistungsfähigkeit und in der Dauerhaftigkeit durch das Vorsehen von Keramikmaterialien verbessert werden können, sind Brennkammern, Flügelprofilteile (d.h. Schaufeln) und äußere Luftdichtungen.
Insbesondere die Konstruktion von äußeren Luftdichtungen hat im Stand der Technik beträchtliche Aufmerksamkeit erfahren, und es werden ständig wirksame Ausführungsformen solcher Dichtungen gesucht. In einem Axialgasturbinentriebwerk erstrecken sich Kränze von Laufschaufeln sowohl in dem Verdichtungs- als auch in dem Turbinenabschnitt des Triebwerks an der Rotoranordnung radial nach außen über den Strömungsweg der Arbeitsmediumgase. Eine äußere Luftdichtung, die an der Statoranordnung befestigt ist, umgibt die Spitzen der Laufschaufeln jedes Laufschaufelkranzes, um das Lecken von Arbeitsmediumgasen über den Spitzen der Laufschaufeln zu blockieren. Jede äußere Luftdichtung wird herkömmlicherweise aus mehreren Dichtungssegmenten aufgebaut, die Ende an Ende um das Triebwerk herum angeordnet sind. Die den Spitzen gegenüberliegenden Flächen der Segmente werden jeweils üblicherweise aus einem abschleifbaren Material hergestellt, das engtolerierte Anfangsbedingungen ohne zerstörerische Berührung mit den Laufschaufelspitzen bei übergangszustän-
038317/0891
den ermöglicht. Beispiele für abschleifbare Dichtungsstege und für Verfahren zu ihrer Herstellung finden sich in den US-PSen 3 817 719, 3 879 831, 3 918 925 "und 3 936 656.
Trotz der Verfügbarkeit der vorgenannten Materialien und Konstruktionen suchen Hersteller von Gasturbinenteilen weiterhin nach noch besseren abschleifbaren Materialkonstruktionen, die eine ausreichende Dauerhaftigkeit in aggressiven Umgebungen haben. Insbesondere innerhalb der Turbinenabschnitte von Triebwerken, in denen Dichtungsmaterialien örtlichen Temperaturen ausgesetzt sind, welche 1371 0C übersteigen können, ist die Auswahl von Materialien und Gebilden, die eine ausreichende Dauerhaftigkeit haben, begrenzt. Mit Keramik bedeckte Dichtungen sind für Turbinenteile von Hauptinteresse.
Ein mit Keramik bedecktes Dichtungsgebilde, das Differenzen in den Wärmeausdehnungskoeffizienten zwischen dem Keramikdeckmaterial und einem darunterliegenden Metallsubstrat aufnehmen kann, ist aus der US-PS 4 109 031 bekannt. Abgestufte Materialschichten, in denen die relativen Mengen an Metall und Keramik von 100% Metall an der Metallgrenzfläche bis 100% Keramik an der Keramikgrenzfläche verändert werden, werden auf das Metallsubstrat aufgebracht.
Ein weiterer Typ eines mit Keramik bedeckten Gebildes ist in einer Druckschrift erläutert, die auf der gemeinsamen Herbsttagung im Jahre 1976 der Basic Science, Electronics and Nuclear Divisions der American Ceramic Society ausgegeben worden ist und den Titel "Bonding Ceramic Materials to Metallic Substrates for High-Temperature, Low-Weight Applications" trägt, sowie in dem NASA Technical Memorandum, NASA TM-73852, das den Titel "Preliminary Study of Cyclic Thermal Shock Resistance of Plasma-Sprayed Zirconium Oxide Turbine Outer Air Seal Shrouds" trägt. Bei den daraus bekannten Systemen verbindet eine Matte aus gesinterten Drähten eine Keramikschicht mit einem darunterliegenden Metallsubstrat. Die Drähte bilden eine nachgiebige Schicht, die in der Lage ist, eine unterschiedliche Wärmeausdehnung zwischen dem
030047/0391
Substrat und den Keramikschichten aufzunehmen. Bei dem aus der erstgenannten Druckschrift bekannten Gebilde wird die Keramik direkt auf die Drahtmatte aufgebracht. Bei dem aus der zweitgenannten Druckschrift bekannten Gebilde wird die Keramik auf eine Drahtmatte über einem 0,08 mm - bis 0,13 mm - Verbindungsüberzug aufgebracht.
Die oben erläuterten Gebilde sind zwar bekanntlich äußerst erwünscht, wenn eine ausreichende Dauerhaftigkeit erzielt werden kann, die Gebilde müssen jedoch auch eine volle Leistungsfähigkeit insbesondere bei Verwendung in aggressiver Umgebung erreichen.
Ein Hauptziel der Erfindung ist es, ein mit Keramik bedecktes Gebilde zu schaffen, das eine gute Dauerhaftigkeit in Hochtemperaturumgebungen hat. Ein festes Haften der Keramik an einem Untergebilde wird angestrebt, und eine besondere Aufgabe besteht darin, ein resultierendes Gebilde zu schaffen, das eine gute Toleranz der Wärmeausdehnungsdifferenz zwischen dem Keramikmaterial und den Untergebilden hat.
Gemäß dem Verfahren nach der Erfindung wird mit einem MCrAlY-Unterlagsmaterial ein einen niedrigen Elastizitätsmodul aufweisendes Polster porösen Materials in einem Hochgeschwindigkeitsplasmasprühprozeß getränkt, und ein Keramiküberzug wird auf das Unterlagsmaterial aufgebracht, um ein mit Keramik bedecktes Gebilde zu schaffen.
Gemäß wenigstens einer detaillierten Ausführungsform des Verfahrens nach der Erfindung wird ein massives Metallsubstrat in die Gesamtform des gewünschten Keramikdeckmaterials gebracht, ein einen niedrigen Elastizitätsmodul aufweisendes Drahtpolster mit nahezu gleichmäßiger Dicke wird mit der geformten Oberfläche des Substrats verbunden, das Drahtpolster wird mit dem MCrAlY-Material durch ein Hochgeschwindigkeitsplasmasprühverfahren getränkt, um eine Unterlagsschicht zu bilden, und Keramikdeckmaterial wird auf die Unterlagsschicht aufgebracht.
030047/0891
Ein Hauptmerkmal des Verfahrens nach der Erfindung ist der Schritt des Aufbringens eines Unterlagsüberzuges aus einem Material des MCrAlY-Typs auf das einen niedrigen Elastizitätsmodul aufweisende Polster vor dem Aufbringen des Keramikdeckmaterials . In wenigstens einer Ausführungsform wird das einen niedrigen Elastizitätsmodul aufweisende Polster zuerst mit einem massiven, metallischen Substrat verbunden. Das MCrAlY-Material, das den Unterlagsüberzug bildet, wird durch ein Hochgeschwindigkeitsplasmasprühverfahren aufgebracht, das den Gegenstand einer weiteren Patentanmeldung der Anmelderin bildet, für die die Priorität der US-Patentanmeldung, Serial No. 13 944, vom 22.Februar 1979 in Anspruch genommen worden ist. Keramiküberzugsmaterial wird auf die MCrAlY-Unterlage aufgebracht .
Ein Hauptvorteil der Erfindung ist die gute Haftfestigkeit des Keramikmaterials an dem unter ihm liegenden Untergebilde. Das MCrAlY-Unterlagsmaterial erleichtert das Haften des Keramikmaterials an dem porösen Polster. Ein tiefes Eindringen des Unterlagsmaterials in das poröse Polster wird durch das Hochgeschwindigkeitsplasmasprühverfahren erzielt. In wenigstens einer Ausführungsform wird die Unterlage durch ein Plasmasprühverfahren bei verringerter Temperatur aufgebracht, um eine Oxydation des Materials des Polsters zu verhindern. Das poröse Polster nimmt in Ausführungsformen, die ein massives metallisches Substrat aufweisen, eine unterschiedliche Wärmeausdehnung zwischen dem Keramikmaterial und dem Substrat auf. In Ausführungsformen ohne ein massives Substrat bildet das Polster ein Formstück, auf das die Keramik aufgebracht wird. Das Keramiküberzugsmaterial kann bis zu beträchtlichen Tiefen auf Bauteile aufgebracht werden, ohne daß es zu einem nachteiligen Ausfall des Keramikdeckmaterials während des Gebrauches eines überzogenen Bauteils kommt. Die Empfindlichkeit des Deckmaterials gegen Abblätterung von dem Substrat und Abplatzen ist geringer.
Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigen
030047/06S1
Pig. 1 eine vereinfachte perspektivische Ansicht
eines festen metallischen Substrats des bei der Herstellung einer äußeren Luftdichtung verwendeten Typs,
Fig. 2 ,den Schritt des Verbindens eines porösen
Polsters gleichmäßiger Dicke mit dem Substrat von Fig. 1,
Fig. 3 den Schritt des Imprägnierens des porösen
Polsters von Fig. 2 mit einem MCrAlY-Unterlagsmaterial,
Fig. 4 den Schritt des Aufbringens eines Keramik-
deckmaterials auf das imprägnierte poröse Polster von Fig. 3,
Fig. 5 die Anwendung der Erfindung auf ein Brenn
kammerkeramikbauteil ,
Fig. 6 die Anwendung der Erfindung auf ein mit Ke
ramik bedecktes Flügelprofilteil einer Turbine,
die Fig. 7A und 7B Fotografien eines Drahtpolsters vor dem
Aufbringen des MCrAlY-Unterlagsmaterials und
die Fig. 8A und 8B Fotografien, die das Drahtpolster von Fig.
7 zeigen, nachdem das Drahtpolster mit Unterlagsmaterial überzogen worden ist.
Die erfindungsgemäße Lehre wird unter Bezugnahme auf die Herstellung von warmfesten Bauteilen für Gasturbinentriebwerke beschrieben. Die erfindungsgemäße Lehre ist jedoch gleichermaßen auf entsprechende Gebilde anwendbar, auf denen eine Schicht aus
030047/0691
Keramikdeckmaterial erwünscht ist.
Ein festes oder massives Metallsubstrat 10 ist in Fig. 1 gezeigt. Das Substrat hat eine gekrümmte Fläche 12, die zu dem Gesamtumriß geformt ist, welchen Keramikdeckmaterial auf dem fertigen Teil haben soll. In Fig. 2 ist ein.poröses metallisches Polster 14 aus einem Material, das einen niedrigen Elastizitätsmodul hat, wie das dargestellte Drahtgeflechtpolter, mit dem Metallsubstrat verbunden. In Fig. 3 ist das einen niedrigen Elastizitätsmodul aufweisende Polster 14 mit einem Unterlagsüberzug 16 aus einer Legierung getränkt worden, die Chrom und Aluminium und wenigstens ein aus der Gruppe Eisen, Kobalt und Nickel ausgewähltes Element enthält. Wahlweise kann die Legierung ein oder mehrere Elemente enthalten, die aus der Gruppe von Yttrium und den Seltenerdelementen ausgewählt werden. Solche Legierungen, die Yttrium enthalten, sind in der Industrie als "MCrAlY"-Materialien bekannt, wobei die Bezeichnung "M" wenigstens eines der Elemente aus der aus Eisen, Kobalt und Nickel bestehenden Gruppe bedeutet. In Fig. 4 ist ein Keramikdeckmaterial 18 über den Unterlagsüberzug aufgebracht worden.
In einer Ausführungsform, nämlich der des äußeren Luftdichtungsgebildes, das in den Fig. 1-4 gezeigt ist, wurde das poröse Polster aus einem Eisenbasislegierungsdraht (FeCrAlY) hergestellt, der einen Durchmesser von 0,13 bis 0,15 mm hatte. Das Polster wurde bis zu einer Dichte von 35% Drahtmaterial zusammengedrückt und gesintert, um eine wenigstens teilweise metallurgische Verbindung zwischen benachbarten Drähten herzustellen. Eine Dicke des fertigen Polsters von 1,52 mm wurde benutzt. Polsterdicken in dem Bereich von 0,76 bis 5,1 mm sind für die meisten Verwendungszwecke zu bevorzugen. Geringere Dicken dürften zur Aufnahme der Wärmeausdehnung nicht ausreichen, während größere Dicken kein ausreichend starres Gebilde ergeben dürften. Das Polster wurde durch Hartlöten mit dem Substrat durch herkömmliche Techniken verbunden, und es zeigte sich, daß die Verbindung wirksam war.
0300*7/0691
In diesem Gebilde wurde ein Unterlagsüberzug aus NiCrAlY-Legierungsmaterial, das aus:
14-20 Gew.% Chrom;
11-13 Gew.% Aluminium;
0,10 - 0,70 Gew.% Yttrium;
2 Gew.% (maximal) Kobalt; und Rest Nickel
bestand, benutzt. Ein Überzug mit einer Ersatz- oder äquivalenten Tiefe, d.h. mit der Tiefe, die der Überzug hat, wenn er auf eine ebene Oberfläche aufgebracht würde, von ungefähr 0,13 mm wurde in das Drahtpolster eingebracht. Äquivalente Überzugstiefen in dem Bereich von 0,10 - 0,25 mm dürften für die meisten Verwendungszwecke zu bevorzugen sein. Geringere Tiefen würden keine ausreichende Unterlagen erbringen, an der die anschließend aufgetragene Keramik haften kann, während größere Tiefen die Hohlräume zwischen den Drähten völlig füllen würden, wodurch eine unzureichend unregelmäßige Oberfläche für das Haften der Keramik zurückbliebe. Weitere geeignete Unterlagsmaterialien sind beispielsweise die Nickelkobaltbasislegierung "NiCoCrAlY", die Kobaltbasislegierung "CoCrAlY" und die Eisenbasislegierung "FeCrAlY".
Das wirksame Aufbringen von Unterlagsmaterial ist für die hier beschriebene Lehre kritisch. Das Unterlagsmaterial muß gut in das Drahtpolster eindringen und fest an den Drähten haften. Ein geeignetes Verfahren zum Aufbringen bildet den Gegenstand der oben erwähnten weiteren Patentanmeldung der Anmelderin, für die die Priorität der US-Patentanmeldung, Serial No. 13 944, vom 22.Februar 1979 in Anspruch genommen worden ist. Bei diesem Verfahren werden Unterlagsteilchen in einem Plasmastrom plastifiziert und in dem Strom auf eine Geschwindigkeit in der Größenordnung von 1220 m/s beschleunigt. Die hohe Geschwindigkeit ermöglicht den Teilchen, gut in das poröse Drahtpolster einzudringen. Gleichzeitig ist die Temperatur des ausströmenden Materials bei dem beschriebenen Plasmasprühverfahren wesentlich niedriger als die bei herkömmlichen Plasmasprühverfahren benutzte. Die benutzten niedrigeren Temperaturen verhindern ein
030047/0691
3015BS7
Überhitzen der Drahtfasern in dem Polster, so daß die Drähte nicht oxydiert werden, bevor akzeptable überzüge aufgetragen werden können. Drahttemperaturen von weniger als 538 0C für FeCrAlY-Drähte sind im allgemeinen erforderlich, um zu gewährleisten, daß keine Oxydation der Drähte erfolgt. Fasertemperaturen, die sich auf einen Bereich von 427 0C - 482 eC beschränken, werden bevorzugt.
Fig. 7 zeigt ein Drahtpolster, das aus Drähten mit einem Durchmesser von 0,13 - 0,15 mm gebildet ist. Das Drahtpolster wird vor dem Aufbringen des MCrAlY-ünterlagsüberzugs auf eine Drahtdichte von 35% zusammengedrückt. Die Fotografien zeigen den überzug, wie er sich bei Betrachtung mit einem Raster-Elektronenmikroskop bei 50-facher und bei 200-facher Vergrößerung darstellt. Die einzelnen Drähte haben eine relativ glatte Oberflächenstruktur. Fig. 8 zeigt ein Drahtpolster aus Draht mit demselben Durchmesser,· das dieselbe Porosität wie das in Fig. 7 gezeigte Polster hat. Das Polster von Fig.8 ist jedoch mit einem MCrAlY-Unterlagsmaterial imprägniert worden. Die Oberflächen der Drähte sind beträchtlich aufgerauht. Der aufgebrachte Unterlagsüberzug haftet gut an dem Draht und bildet eine ideale Oberfläche zur Aufnahme der Keramikschicht. Das Hochgeschwindigkeitsplasmasprühverfahren zum Aufbringen des MCrAlY-Materials bewirkt, daß das MCrAlY-Unterlagsmaterial gut in das Drahtpolster eindringt. Das Verfahren mit niedrigerer Plasmatemperatur, das bei dem Aufbringen des Unterlagsüberzugs angewandt wird, macht eine Oxydation der Drähte vor der Ausbildung einer guten Überzugsverbindung unwahrscheinlich.
In dem Gebilde wurde ein Keramikmaterial aus mit Yttriumoxid stabilisiertem Zirkoniumoxid, das nominell aus
80 Gew.% Zirkoniumoxid (ZrO2); und 20 Gew.% Yttriumoxid (Y3OI3)
bestand, bis zu einer äquivalenten Tiefe oder Ersatztiefe von 1,52 mm aufgebracht. Tiefen in dem Bereich, von 0,51 - 2,54 mm sind als leicht erreichbar anzusehen, und selbst größere Tie-
030047/0691
--15 ■--
fen können erreicht werden. Unlegierte Pulver von Zirkoniumoxid und Yttriumoxid wurden bei herkömmlichen Plasmasprühgeschwindigkeiten von 244 - 366 m/s aufgebracht. Vorlegierte Keramikpulver können jedoch noch wirksamere Gebilde erzeugen. Weitere Keramikzusammensetzungen, die in der Industrie bekannt sind, dürften vorhersagbare Gebilde ergeben, die für ähnliche Verwendungszwecke gut geeignet sind.
Fig. 5 zeigt ein Brennkammerbauteil eines Gasturbinentriebwerks, das gemäß der beschriebenen Lehre der Erfindung hergestellt wird. Bei der dargestellten Brennkammer ist das Drahtpolster nicht durch eine massive Unterlage, wie sie in dem Fall der beschriebenen äußeren Luftdichtung vorhanden war, abgestützt. Der Keramiküberzug selbst wird bis zu einer Tiefe aufgebracht, die dem Brennkammerbauteil eine zufriedenstellende Steifigkeit gibt. Wie in dem Fall der beschriebenen äußeren Luftdichtung wird das Drahtpolster zuerst mit MCrAlY-Material imprägniert, damit die Keramik fest an dem Drahtpolster haften kann.
Fig. 6 zeigt ein Turbinenflügelprofilteil, das gemäß dem beschriebenen Verfahren hergestellt wird. Wie in dem Fall der beschriebenen äußeren Luftdichtung wird das Keramikdeckmaterial auf ein Drahtpolster aufgebracht, das zuerst mit einem festen metallischen Substrat verbunden und dann mit Unterlagsmaterial imprägniert worden ist. Flügelprofilteile, die um ein imprägniertes Polster herum ohne ein festes Metallsubstrat gebildet werden, können ebenfalls hergestellt werden.
0300A7/0691
Zusammenfassung ;
Ein Verfahren zum festhaftenden Anbringen eines Keramxkdeckmaterials (Fig. 4) an einem unter ihm liegenden Substrat ist beschrieben. Substrate, die dafür verwendbar sind, umfassen nichtabgestützte, einen niedrigen Elastizitätsmodul aufweisende, poröse Drahtpolster (14) sowie durch ein festes metallisches Formstück (10) abgestützte, einen niedrigen Elastizitätsmodul aufweisende, poröse Drahtpolster. Die angewandten Keramikaufbringverfahren zentrieren sich um das Imprägnieren der mit Keramik zu überziehenden Gebiete des Polsters (14) mit einem ünterlagsüberzug (16), beispielsweise aus MCrAlY-Material. Ein tiefes Eindringen des Unterlagsmaterials in das Polster wird mit einem Hochgeschwindigkeitssprühverfahren erzielt. Keramikmaterial wird auf das Unterlagsmaterial durch herkömmliche Sprühverfahren aufgebracht.
Fertigungsgegenstände, die für die Herstellung gemäß dem hier beschriebenen Verfahren geeignet sind, umfassen, ohne darauf beschränkt zu sein, äußere Luftdichtungen, Brennkammern und Flügelprofilteile von Gasturbinentriebwerken.
030047/0691

Claims (22)

  1. Patentansprüche ;
    Verfahren zum Herstellen eines mit Keramik bedeckten Gegenstands, gekennzeichnet durch folgende Schritte: Herstellen eines porösen Polsters aus metallischem Material mit dem Gesamtumriß einer gewünschten fertigen Fläche; Imprägnieren des porösen Polsters mit einem Unterlagsüberzug aus Material des MCrAlY-Typs an der mit dem Umriß versehenen Fläche des Polsters, um eine aufgerauhte Oberfläche zu schaffen, wobei der Unterlagsüberzug mit Überzugsteilchengeschwindigkeiten in der Größenordnung von 1220 m/s aufgebracht wird, um das poröse Polster tief mit dem überzug zu imprägnieren; und Aufbringen eines Keramikmaterials auf die aufgerauhte Oberfläche des Polsters, um den mit Keramik bedeckten Gegenstand zu bilden.
  2. 2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Imprägnierens des porösen Polsters das Aufbringen eines MCrAlY-Unterlagsmaterials beinhaltet, das aus der Gruppe ausgewählt wird, die aus einer Legierung auf Nickelbasis (NiCrAlY), einer Legierung auf Kobaltbasis (CoCrAlY), einer
    0300A7/0691
    3015887
    Legierung auf Nickel-Kobalt-Basis (NiCoCrAlY) und einer Legierung auf Eisehbasis (FeCrAlY) besteht.
  3. 3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Imprägnierens des porösen Polsters das Aufbringen eines NiCrAlY-Materials beinhaltet, das im wesentlichen folgende Zusammensetzung hat: 14-20 Gew.% Chrom;
    11-13 Gew.% Aluminium; 0,10-0,70 Gew.% Yttrium; 2 Gew.% (maximal) Kobalt; und Rest Nickel.
  4. 4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Imprägnierens des porösen Polsters das Aufbringen einer äquivalenten Tiefe an Material, in dem Bereich von 0,10 - 0,25 mm beinhaltet.
  5. 5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Imprägnierens des porösen Polsters das Aufbringen einer äquivalenten Tiefe an Material von ungefähr 0,13 mm beinhaltet.
  6. 6. Verfahren zum Herstellen eines mit Keramik bedeckten Gegenstands, gekennzeichnet durch folgende Schritte: Herstellen eines metallischen Substrats mit dem Gesamtumriß der gewünschten Keramikbedeckung;
    Verbinden eines porösen metallischen Polsters mit nahezu gleichmäßiger Dicke mit dem mit dem Umriß versehenen Substrat; Imprägnieren des porösen Drahtpolsters mit einem Unterlagsüberzug aus einem Material des MCrAlY-Typs, um eine aufgerauhte Oberfläche auf den Drähten des Polsters zu schaffen, wobei der Unterlagsüberzug mit Uberzugsteilchengeschwindigkeiten in der. Größenordnung von 1220 m/s aufgebracht wird, um ein tiefes Imprägnieren des porösen Polsters mit dem überzug zu erzielen; und
    030Ö47/0S91
    Aufbringen eines Keramikmaterials auf den ünterlagsüberzug, um den mit Keramik bedeckten Gegenstand zu bilden.
  7. 7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Imprägnierens des porösen Polsters das Aufbringen eines MCrAlY-Unterlagsmaterials beinhaltet, das aus der Gruppe ausgewählt wird, die aus einer Legierung auf Nickelbasis (NiCrAlY), einer Legierung auf Kobaltbasis (CoCrAlY), einer Legierung auf Nickel-Kobalt-Basis (NiCoCrAlY) und einer Legierung auf Eisenbasis (FeCrAlY) besteht.
  8. 8. Verfahren nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Imprägnierens des porösen Polsters das Aufbringen eines NiCrAlY-Materials beinhaltet, das im wesentlichen folgende Zusammensetzung hat:
    14-20 Gew.% Chrom;
    11-13 Gew.% Aluminium; 0,10-0,70 Gew.% Yttrium; 2 Gew.% (maximal) Kobalt; und Rest Nickel.
  9. 9. Verfahren nach einem der Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Imprägnierens des porösen Polsters das Aufbringen einer äquivalenten Tiefe an Material in dem Bereich von 0,10 - 0,25 mm beinhaltet.
  10. 10. Verfahren nach einem der Ansprüche 6 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Imprägnierens des porösen Polsters das Aufbringen einer äquivalenten Tiefe an Material von ungefähr 0,13 mm beinhaltet.
  11. 11. Mit Keramik bedecktes Gebilde, das zur Verwendung in Hochtemperaturumgebungen geeignet ist und insbesondere durch das Verfahren nach den Ansprüchen 1 bis 10 hergestellt ist, gekennzeichnet durch:
    ein poröses Polster (14) aus metallischem Material mit einem
    O30047/0B91
    niedrigen Elastizitätsmodul, dem der Gesamtumriß des ge-" wünschten, mit Keramik bedeckten Gebildes gegeben worden ist; einen Unterlagsüberzug aus einem Material des MCrAlY-Typs, der eine äquivalente Tiefe von mehr als 0,13 mm, aber von weniger als 0,25 mm hat und mit dem das poröse Polster imprägniert ist, so daß es eine aufgerauhte Oberfläche hat, an der die Keramik haftet; und
    ein Keramikmaterial, das auf den Unterlagsüberzug aufgebracht worden ist und die Keramikbedeckung des Gebildes bildet.
  12. 12. Gebilde nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Unterlagsmaterial aus der Gruppe ausgewählt ist, die aus einer Legierung auf Nickelbasis (NiCrAlY), einer Legierung auf Kobaltbasis (CoCrAlY), einer Legierung auf Nickel-Kobalt-Basis (NiCoCrAlY) und einer Legierung auf Eisenbasis (FeCrAlY) besteht.
  13. 13. Gebilde nach Anspruch 11 oder 12, dadurch gekennzeichnet, daß das Unterlagsmaterial aus einem Material auf Nickelbasis (NiCrAlY) besteht, das im wesentlichen folgende Zusammensetzung
    14-20 Gew.% Chrom;
    11-13 Gew.% Aluminium; 0,10-.0,70 Gew.% Yttrium; 2 Gew.% (maximal) Kobalt; und Rest Nickel.
  14. 14. Gebilde nach einem der Ansprüche 11 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß der Unterlagsüberzug durch ein Hochgeschwindigkeitsplasmasprühverfahren aufgebracht worden ist, bei dem die Geschwindigkeit des sich dem Polster nähernden Unterlagsmaterials in der Größenordnung von 1220 m/s lag.
  15. 15. Gebilde nach einem der Ansprüche 11 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß das poröse Polster aus" metallischem Material eine Materialdichte von ungefähr 35% hat.
  16. 16. Gebilde nach einem der Ansprüche 11-: bis. 15, dadurch ge-
    030047/0331
    kennzeichnet, daß das poröse Polster aus Draht besteht.
  17. 17. Gebilde nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß der Durchmesser des Drahtes ungefähr 0,13 mm beträgt.
  18. 18. Gebilde nach Anspruch 16 oder 17, dadurch gekennzeichnet, daß der Draht aus einer Legierung auf Eisenbasis (FeCrAlY) besteht.
  19. 19. Gebilde nach einem der Ansprüche 11 bis 18, dadurch gekennzeichnet, daß die Keramik hauptsächlich aus Zirkoniumoxid und Yttriumoxid besteht.
  20. 20. Gebilde nach einem der Ansprüche 16 bis 19, dadurch gekennzeichnet, daß das Keramikmaterial eine Zusammensetzung hat, die im wesentlichen aus 80 Gew.% Zirkoniumoxid (ZrO2) und
    20 Gew.% Yttriumoxid (Y3O3) besteht.
  21. 21. Gebilde nach Anspruch 19 oder 20, dadurch gekennzeichnet, daß das Keramikmaterial eine äquivalente Tiefe in dem Bereich von 0,51 bis 2,54 mm hat.
  22. 22. Gebilde nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß die Keramik eine äquivalente Tiefe von 1,52 mm hat.
    030047/OB91
DE19803015867 1979-05-11 1980-04-24 Verfahren zum herstellen eines mit keramik bedeckten gegenstands sowie mit keramik bedecktes gebilde Granted DE3015867A1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/038,042 US4273824A (en) 1979-05-11 1979-05-11 Ceramic faced structures and methods for manufacture thereof

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE3015867A1 true DE3015867A1 (de) 1980-11-20
DE3015867C2 DE3015867C2 (de) 1991-11-14

Family

ID=21897792

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE19803015867 Granted DE3015867A1 (de) 1979-05-11 1980-04-24 Verfahren zum herstellen eines mit keramik bedeckten gegenstands sowie mit keramik bedecktes gebilde

Country Status (16)

Country Link
US (1) US4273824A (de)
JP (1) JPS6037788B2 (de)
KR (1) KR830001651B1 (de)
AU (1) AU530303B2 (de)
BE (1) BE882592A (de)
CA (1) CA1162796A (de)
DE (1) DE3015867A1 (de)
DK (1) DK195280A (de)
ES (1) ES491380A0 (de)
FR (1) FR2456079A1 (de)
GB (1) GB2049484B (de)
IL (1) IL59849A (de)
IT (1) IT1131119B (de)
NL (1) NL8002263A (de)
NO (1) NO156328C (de)
SE (1) SE445452B (de)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19545025A1 (de) * 1995-12-02 1997-06-05 Abb Research Ltd Verfahren zur Aufbringung einer metallischen Haftschicht für keramische Wärmedämmschichten auf metallische Bauteile
US6720087B2 (en) 2001-07-13 2004-04-13 Alstom Technology Ltd Temperature stable protective coating over a metallic substrate surface
DE102013223585A1 (de) * 2013-11-19 2015-06-03 MTU Aero Engines AG Einlaufbelag auf Basis von Metallfasern

Families Citing this family (86)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4530884A (en) * 1976-04-05 1985-07-23 Brunswick Corporation Ceramic-metal laminate
US4379812A (en) * 1978-12-27 1983-04-12 Union Carbide Corporation Stress relieved metal/ceramic abradable seals and deformable metal substrate therefor
US4401697A (en) * 1980-01-07 1983-08-30 United Technologies Corporation Method for producing columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US4405659A (en) * 1980-01-07 1983-09-20 United Technologies Corporation Method for producing columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US4414249A (en) * 1980-01-07 1983-11-08 United Technologies Corporation Method for producing metallic articles having durable ceramic thermal barrier coatings
US4405660A (en) * 1980-01-07 1983-09-20 United Technologies Corporation Method for producing metallic articles having durable ceramic thermal barrier coatings
US4336276A (en) * 1980-03-30 1982-06-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Fully plasma-sprayed compliant backed ceramic turbine seal
DE3018620C2 (de) * 1980-05-16 1982-08-26 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Wärmedämmende und dichtende Auskleidung für eine thermische Turbomaschine
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
AU554140B2 (en) * 1980-07-02 1986-08-07 Dana Corporation Thermally insulating coating on piston head
US4521496A (en) * 1980-07-24 1985-06-04 Sara Raymond V Stress relieved metal/ceramic abradable seals
GB2081817B (en) * 1980-08-08 1984-02-15 Rolls Royce Turbine blade shrouding
GB2108202B (en) * 1980-10-10 1984-05-10 Rolls Royce Air cooling systems for gas turbine engines
US4335190A (en) * 1981-01-28 1982-06-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thermal barrier coating system having improved adhesion
JPS5841778A (ja) * 1981-09-07 1983-03-11 大同特殊鋼株式会社 セラミツクス−金属複合構造体
JPS5852451A (ja) * 1981-09-24 1983-03-28 Toyota Motor Corp 耐熱・断熱性軽合金部材およびその製造方法
DE3277364D1 (en) * 1981-11-17 1987-10-29 United Technologies Corp Plasma coatings comprised of sprayed fibers
US4595637A (en) * 1981-11-17 1986-06-17 United Technologies Corporation Plasma coatings comprised of sprayed fibers
US4481237A (en) * 1981-12-14 1984-11-06 United Technologies Corporation Method of applying ceramic coatings on a metallic substrate
GB2254378B (en) * 1981-12-30 1993-03-31 Rolls Royce Gas turbine engine ring shroud ring mounting
US4522559A (en) * 1982-02-19 1985-06-11 General Electric Company Compressor casing
US4551064A (en) * 1982-03-05 1985-11-05 Rolls-Royce Limited Turbine shroud and turbine shroud assembly
US4787208A (en) * 1982-03-08 1988-11-29 Westinghouse Electric Corp. Low-nox, rich-lean combustor
GB2125111B (en) * 1982-03-23 1985-06-05 Rolls Royce Shroud assembly for a gas turbine engine
US4485151A (en) * 1982-05-06 1984-11-27 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thermal barrier coating system
US4671740A (en) * 1982-06-10 1987-06-09 Wilbanks International, Inc. Ceramic coated abrasion resistant member and process for making
JPS5966966A (ja) * 1982-10-09 1984-04-16 Toyota Motor Corp 耐熱性軽合金部材およびその製造方法
JPS59120704A (ja) * 1982-12-27 1984-07-12 Toshiba Corp 超高温耐熱壁体
DE3327218A1 (de) * 1983-07-28 1985-02-07 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Thermisch hochbeanspruchtes, gekuehltes bauteil, insbesondere turbinenschaufel
DE3327216A1 (de) * 1983-07-28 1985-02-07 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verfahren zur anordnung einer waermedaemmschicht auf einem metallsubstrat
US4499134A (en) * 1983-10-24 1985-02-12 Lydall, Inc. Abrasion and high temperature resistant composite and method of making the same
DE3407945A1 (de) * 1984-03-03 1985-09-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verfahren und mittel zur vermeidung der entstehung von titanfeuer
DE3407946A1 (de) * 1984-03-03 1985-09-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur verhinderung der ausbreitung von titanfeuer bei turbomaschinen, insbesondere gasturbinen- bzw. gasturbinenstrahltriebwerken
US4546048A (en) * 1984-03-23 1985-10-08 Dana Corporation Composite thermal shield for engine components
US4650395A (en) * 1984-12-21 1987-03-17 United Technologies Corporation Coolable seal segment for a rotary machine
DE3579684D1 (de) * 1984-12-24 1990-10-18 United Technologies Corp Abschleifbare dichtung mit besonderem erosionswiderstand.
EP0191597B1 (de) * 1985-02-06 1990-01-31 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Scheibenbremsvorrichtungen
DE3638088A1 (de) * 1986-11-07 1988-05-19 Bernd Retter Verfahren und vorrichtung zum beschichten von verschleissflaechen sowie nach dem verfahren erstellte verschleissflaechen
GB8711698D0 (en) * 1987-05-18 1987-06-24 Secr Defence Coated titanium articles(i)
GB8711697D0 (en) * 1987-05-18 1987-06-24 Secr Defence Brit Coated titanium articles(ii)
US4838030A (en) * 1987-08-06 1989-06-13 Avco Corporation Combustion chamber liner having failure activated cooling and dectection system
US4838031A (en) * 1987-08-06 1989-06-13 Avco Corporation Internally cooled combustion chamber liner
US4867639A (en) * 1987-09-22 1989-09-19 Allied-Signal Inc. Abradable shroud coating
US4912931A (en) * 1987-10-16 1990-04-03 Prutech Ii Staged low NOx gas turbine combustor
US4880614A (en) * 1988-11-03 1989-11-14 Allied-Signal Inc. Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer
US4989886A (en) * 1988-12-30 1991-02-05 Textron Inc. Braided filamentary sealing element
US5180285A (en) * 1991-01-07 1993-01-19 Westinghouse Electric Corp. Corrosion resistant magnesium titanate coatings for gas turbines
US5080557A (en) * 1991-01-14 1992-01-14 General Motors Corporation Turbine blade shroud assembly
WO1993013245A1 (en) * 1991-12-24 1993-07-08 Detroit Diesel Corporation Thermal barrier coating and method of depositing the same on combustion chamber component surfaces
AU1875595A (en) * 1994-02-16 1995-09-04 Sohl, Charles E. Coating scheme to contain molten material during gas turbine engine fires
DE4432685C1 (de) * 1994-09-14 1995-11-23 Mtu Muenchen Gmbh Anlaufbelaf für das Gehäuse einer Turbomaschine und Verfahren zur Herstellung
US5749229A (en) * 1995-10-13 1998-05-12 General Electric Company Thermal spreading combustor liner
US5605046A (en) * 1995-10-26 1997-02-25 Liang; George P. Cooled liner apparatus
US5987882A (en) * 1996-04-19 1999-11-23 Engelhard Corporation System for reduction of harmful exhaust emissions from diesel engines
US6422008B2 (en) 1996-04-19 2002-07-23 Engelhard Corporation System for reduction of harmful exhaust emissions from diesel engines
DE19750517A1 (de) * 1997-11-14 1999-05-20 Asea Brown Boveri Hitzeschild
EP0935009B1 (de) * 1998-02-05 2002-04-10 Sulzer Markets and Technology AG Beschichteter Gusskörper
US6264766B1 (en) 1998-11-24 2001-07-24 General Electric Company Roughened bond coats for a thermal barrier coating system and method for producing
DE19912701B4 (de) * 1999-03-20 2006-01-19 Alstom Brennkammerwand
US6443700B1 (en) * 2000-11-08 2002-09-03 General Electric Co. Transpiration-cooled structure and method for its preparation
JP4520626B2 (ja) * 2000-11-27 2010-08-11 池袋琺瑯工業株式会社 グラスライニングの施工方法
US6533285B2 (en) 2001-02-05 2003-03-18 Caterpillar Inc Abradable coating and method of production
DE10121019A1 (de) * 2001-04-28 2002-10-31 Alstom Switzerland Ltd Gasturbinendichtung
WO2003010419A1 (de) * 2001-07-23 2003-02-06 Alstom Technology Ltd Vorrichtung zur dichtspaltreduzierung zwischen bewegten und stationären komponenten innerhalb einer strömungsmaschine
US6655369B2 (en) 2001-08-01 2003-12-02 Diesel Engine Transformations Llc Catalytic combustion surfaces and method for creating catalytic combustion surfaces
KR100440500B1 (ko) * 2001-12-07 2004-07-15 주식회사 코미코 플라즈마 스프레이 방식을 이용한 세라믹 반도체 부품의제조 및 재생 방법
US6495207B1 (en) * 2001-12-21 2002-12-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of manufacturing a composite wall
US6669471B2 (en) * 2002-05-13 2003-12-30 Visteon Global Technologies, Inc. Furnace conveyer belt having thermal barrier
EP1437426A1 (de) * 2003-01-10 2004-07-14 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
DE10334698A1 (de) * 2003-07-25 2005-02-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Deckbandsegment für eine Strömungsmaschine
EP1528343A1 (de) * 2003-10-27 2005-05-04 Siemens Aktiengesellschaft Keramischer Hitzeschildstein mit eingebetteten Verstärkungselementen zur Auskleidung einer Gasturbinenbrennkammerwand
US20080290138A1 (en) * 2007-05-22 2008-11-27 David Myron Lineman Method for bonding refractory ceramic and metal
US9447503B2 (en) 2007-05-30 2016-09-20 United Technologies Corporation Closed pore ceramic composite article
US8313288B2 (en) * 2007-09-06 2012-11-20 United Technologies Corporation Mechanical attachment of ceramic or metallic foam materials
US8365405B2 (en) 2008-08-27 2013-02-05 United Technologies Corp. Preforms and related methods for repairing abradable seals of gas turbine engines
DE102008062363A1 (de) * 2008-12-17 2010-06-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fangehäuse für ein Strahltriebwerk
US8506243B2 (en) * 2009-11-19 2013-08-13 United Technologies Corporation Segmented thermally insulating coating
DE102011077620A1 (de) * 2011-06-16 2012-12-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bauelement, Verfahren zur Herstellung eines Bauelementes und Flugzeugtriebwerk mit einem Bauelement
US9022743B2 (en) 2011-11-30 2015-05-05 United Technologies Corporation Segmented thermally insulating coating
US9169739B2 (en) 2012-01-04 2015-10-27 United Technologies Corporation Hybrid blade outer air seal for gas turbine engine
US9175571B2 (en) * 2012-03-19 2015-11-03 General Electric Company Connecting system for metal components and CMC components, a turbine blade retaining system and a rotating component retaining system
US10539041B2 (en) 2013-10-22 2020-01-21 General Electric Company Cooled article and method of forming a cooled article
US10669878B2 (en) 2016-03-23 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Outer airseal abradable rub strip
US10267174B2 (en) * 2016-04-28 2019-04-23 United Technologies Corporation Outer airseal abradable rub strip
US11536148B2 (en) * 2020-11-24 2022-12-27 Raytheon Technologies Corporation Vane arc segment with thermal insulation element
US11674405B2 (en) * 2021-08-30 2023-06-13 General Electric Company Abradable insert with lattice structure

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3817719A (en) * 1971-07-09 1974-06-18 United Aircraft Corp High temperature abradable material and method of preparing the same
US3879831A (en) * 1971-11-15 1975-04-29 United Aircraft Corp Nickle base high temperature abradable material
US3918925A (en) * 1974-05-13 1975-11-11 United Technologies Corp Abradable seal
US3936656A (en) * 1974-12-16 1976-02-03 United Technologies Corporation Method of affixing an abradable metallic fiber material to a metal substrate
DE2460765B2 (de) * 1973-12-26 1977-08-04 Union Carbide Corp, New York, N.Y. (V.St.A.) Verfahren zum aufbringen eines dichtmaterials auf einem metallischen traeger
DE2715290A1 (de) * 1976-04-05 1977-10-13 Brunswick Corp Keramik-metall-laminate und verfahren zu ihrer herstellung
US4109031A (en) * 1976-12-27 1978-08-22 United Technologies Corporation Stress relief of metal-ceramic gas turbine seals

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2756200A (en) * 1952-08-08 1956-07-24 Gen Motors Corp Porous article impregnation
US3427698A (en) * 1965-11-26 1969-02-18 Chandler Evans Inc Rocket nozzle
JPS526291B2 (de) * 1972-05-11 1977-02-21
US4139376A (en) * 1974-02-28 1979-02-13 Brunswick Corporation Abradable seal material and composition thereof
NL7607390A (nl) * 1975-07-09 1977-01-11 Montedison Spa Werkwijze voor de vervaardiging van metallische en/of metaalkeramische en/of keramische spons.
US3964877A (en) * 1975-08-22 1976-06-22 General Electric Company Porous high temperature seal abradable member
FR2337040A1 (fr) * 1975-12-31 1977-07-29 Poudres & Explosifs Ste Nale Perfectionnements aux panneaux metalliques monocouches a fibres a hautes proprietes mecaniques et a leurs procedes de fabrication
US4059712A (en) * 1976-01-26 1977-11-22 Bothwell Bruce E Metal-ceramic composite and method for making same
US4080204A (en) * 1976-03-29 1978-03-21 Brunswick Corporation Fenicraly alloy and abradable seals made therefrom
US4075364A (en) * 1976-04-15 1978-02-21 Brunswick Corporation Porous ceramic seals and method of making same
US4055705A (en) * 1976-05-14 1977-10-25 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thermal barrier coating system
US4095003A (en) * 1976-09-09 1978-06-13 Union Carbide Corporation Duplex coating for thermal and corrosion protection
US4171393A (en) * 1977-06-20 1979-10-16 Eastman Kodak Company Electroless plating method requiring no reducing agent in the plating bath
US4152223A (en) * 1977-07-13 1979-05-01 United Technologies Corporation Plasma sprayed MCrAlY coating and coating method

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3817719A (en) * 1971-07-09 1974-06-18 United Aircraft Corp High temperature abradable material and method of preparing the same
US3879831A (en) * 1971-11-15 1975-04-29 United Aircraft Corp Nickle base high temperature abradable material
DE2460765B2 (de) * 1973-12-26 1977-08-04 Union Carbide Corp, New York, N.Y. (V.St.A.) Verfahren zum aufbringen eines dichtmaterials auf einem metallischen traeger
US3918925A (en) * 1974-05-13 1975-11-11 United Technologies Corp Abradable seal
US3936656A (en) * 1974-12-16 1976-02-03 United Technologies Corporation Method of affixing an abradable metallic fiber material to a metal substrate
DE2715290A1 (de) * 1976-04-05 1977-10-13 Brunswick Corp Keramik-metall-laminate und verfahren zu ihrer herstellung
US4109031A (en) * 1976-12-27 1978-08-22 United Technologies Corporation Stress relief of metal-ceramic gas turbine seals

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19545025A1 (de) * 1995-12-02 1997-06-05 Abb Research Ltd Verfahren zur Aufbringung einer metallischen Haftschicht für keramische Wärmedämmschichten auf metallische Bauteile
US5894053A (en) * 1995-12-02 1999-04-13 Abb Research Ltd. Process for applying a metallic adhesion layer for ceramic thermal barrier coatings to metallic components
US6720087B2 (en) 2001-07-13 2004-04-13 Alstom Technology Ltd Temperature stable protective coating over a metallic substrate surface
DE102013223585A1 (de) * 2013-11-19 2015-06-03 MTU Aero Engines AG Einlaufbelag auf Basis von Metallfasern
US10519792B2 (en) 2013-11-19 2019-12-31 MTU Aero Engines AG Run-in coating based on metal fibers

Also Published As

Publication number Publication date
NO156328B (no) 1987-05-25
SE8003254L (sv) 1980-11-12
SE445452B (sv) 1986-06-23
CA1162796A (en) 1984-02-28
KR830002660A (ko) 1983-05-30
ES8104753A1 (es) 1981-05-16
DK195280A (da) 1980-11-12
AU5717680A (en) 1980-11-13
GB2049484B (en) 1983-12-14
IT1131119B (it) 1986-06-18
US4273824A (en) 1981-06-16
IL59849A (en) 1984-02-29
NL8002263A (nl) 1980-11-13
NO156328C (no) 1987-09-02
GB2049484A (en) 1980-12-31
ES491380A0 (es) 1981-05-16
BE882592A (fr) 1980-07-31
FR2456079A1 (fr) 1980-12-05
DE3015867C2 (de) 1991-11-14
IT8021734A0 (it) 1980-05-02
KR830001651B1 (ko) 1983-08-22
NO801084L (no) 1980-11-12
AU530303B2 (en) 1983-07-07
JPS6037788B2 (ja) 1985-08-28
FR2456079B1 (de) 1984-12-21
IL59849A0 (en) 1980-06-30
JPS55154587A (en) 1980-12-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE3015867A1 (de) Verfahren zum herstellen eines mit keramik bedeckten gegenstands sowie mit keramik bedecktes gebilde
DE3023441C2 (de)
DE69826096T3 (de) Schleifmittelbeschichtung aus stengelförmigem Zirkonoxid für eine Gasturbinendichtung
DE69828732T2 (de) Verfahren zum Auftragen einer Haftbeschichtung für eine Wärmedämmschicht
DE3246303C2 (de)
DE69926838T2 (de) Gegenstand mit einer abriebsfesten Beschichtung sowie mit einer örtlich abreibbaren Beschichtung
EP1743958B1 (de) Verfahren zum Behandeln der Schaufelspitze einer Turbinenschaufel sowie mit einem solchen Verfahren behandelte Turbinenschaufel
EP1007271B1 (de) Gasturbinenschaufel und verfahren zum herstellen einer gasturbinenschaufel
DE2637443C2 (de)
US4280975A (en) Method for constructing a turbine shroud
EP1275748A2 (de) Hochtemperaturbeständiger Schutzüberzug mit eingebetteten lokalen Erhebungen sowie Verfahren zur Herstellung des Schutzüberzuges
DE102005050873A1 (de) Verfahren zur Herstellung einer segmentierten Beschichtung und nach dem Verfahren hergestelltes Bauteil
DE102005033176A1 (de) Abschleifbare Beschichtungen für eine 7FA+E-Stufe 1 und Verfahren zum Herstellen der Beschichtungen
EP0123952A2 (de) Verschleissfeste Beschichtung
EP1260602B1 (de) Verfahren zum Erzeugen eines wärmedämmenden Schichtsystems auf einem metallischen Substrat
EP1382707A1 (de) Schichtsystem
DE3424661C2 (de)
DE2901134A1 (de) Leichtgewichtiges werkstueck und verfahren zu seiner herstellung
DE60203455T2 (de) Verfahren zur Herstellung von Zungen einer Labyrinthdichtung für bewegliche Teile einer Turbine
DE3307749A1 (de) Bauteil mit einem kompositwerkstoff-ueberzug und verfahren zum aufbringen des ueberzugs
EP0836931B1 (de) Verfahren zum Herstellen eines Schichtkörpers
EP1097249B1 (de) Verfahren zur herstellung einer panzerung für ein metallisches bauteil
DE10221114C1 (de) Dichtung für Strömungsmaschinen
EP0432699B1 (de) Bauteil aus Metall mit einem Schutz gegen Titanfeuer und Verfahren zur Herstellung des Bauteils
EP1900708B1 (de) Wärmedämmstoff mit hoher zyklischer Temperaturbelastbarkeit

Legal Events

Date Code Title Description
8110 Request for examination paragraph 44
8128 New person/name/address of the agent

Representative=s name: MENGES, R., DIPL.-ING., PAT.-ANW., 8000 MUENCHEN

D2 Grant after examination
8364 No opposition during term of opposition