DE3321477C2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE3321477C2 DE3321477C2 DE3321477A DE3321477A DE3321477C2 DE 3321477 C2 DE3321477 C2 DE 3321477C2 DE 3321477 A DE3321477 A DE 3321477A DE 3321477 A DE3321477 A DE 3321477A DE 3321477 C2 DE3321477 C2 DE 3321477C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- outer air
- air seal
- turbine
- ceramic
- glazed
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
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
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
Description
Die Erfindung betrifft eine äußere Luftdichtung für
Gasturbinentriebwerke, mit einem die Turbinenlaufschaufeln angrenzenden
Dichtungsring, der eine abreibbare Keramikbeschichtung aufweist.
Solche Luftdichtungen wurden in der Gasturbinentriebwerksindustrie
zur Verwendung in den Turbinenteilen
von Gasturbinentriebwerken entwickelt, haben aber
einen weiteren Anwendungsbereich in diesem und auch
in anderen Industriezweigen.
Bei modernen Gasturbinentriebwerken werden die Arbeitsgase,
die Temperaturen über 1100°C haben, durch
Turbinenschaufelgitter hindurch entspannt, um dem
strömenden Medium Leistung zu entziehen. Ein Deckband,
das als äußere Luftdichtung bezeichnet wird, umgrenzt
jedes Turbinenschaufelgitter, um das Lecken der
Arbeitsgase über die Schaufelspitzen hinweg zu hemmen.
Die äußeren Luftdichtungen einiger Triebwerke werden
aus einem metallischen Träger gebildet, auf den
eine Wärmesperrbeschichtung zum Schutz der Dichtung
vor den Hochtemperaturarbeitsgasen aufgebracht
wird. Keramische Werkstoffe sind allgemein bekannt
als wirkungsvolle Wärmeisolatoren und sind bei
solchen Dichtungsanwendungsfällen in weitverbreitetem
Einsatz. So lange wie die Keramikbeschichtung intakt
bleibt, verhindert die Keramik eine unannehmbare
Verschlechterung des Metallteiles, an dem sie haftet.
Eine äußere Luftdichtung nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs
1 ist aus der DE-OS 30 38 416 bekannt. Bei dieser
vorbekannten äußeren Luftdichtung wird eine abreibbare
Keramikbeschichtung des Dichtungsringes einer Wärmebehandlung
ausgesetzt, um die Reibabnutzung zu vergrößern und um
ein geordnetes Muster von sehr feinen Rissen zu entwickeln,
die die thermische Beanspruchung in der Beschichtung verringern.
Dadurch wird das Abriebverhalten der keramischen
Beschichtung verbessert. Die Erosionsbeständigkeit außerhalb
des Abreibbereiches, nämlich im Vorderkantenbereich und
gegebenenfalls auch im Hinterkantenbereich, wird mit dieser
Wärmebehandlung jedoch nicht erhöht.
In der DE-OS 30 38 371 wird eine durchgehende Abriebschicht
aus Zirkonoxid als Abdeckschicht offenbart, die lediglich
das Abriebverhalten der Keramikbeschichtung verbessert. In
der DE-OS 30 26 227 wird vorgeschlagen, eine poröse Schicht
mit einer undurchlässigen Schicht aus Keramikmaterial im
Vorderkantenbereich und in dem den Laufschaufeln gegenüberliegenden
Bereich zu überziehen. Durch diesen Überzug wird
zwar die Erosionsbeständigkeit erhöht, aber das Abriebverhalten
nicht verbessert.
Die Aufgabe der Erfindung besteht darin, die gattungsgemäße
äußere Luftdichtung so auszubilden, daß die Keramikbeschichtung
eine höhere Erosionsbeständigkeit bei guter Abreibbarkeit
aufweist.
Die Aufgabe der Erfindung wird mit den Merkmalen des kennzeichnenden
Teiles des Patentanspruchs 1 gelöst.
Vorzugsweise wird
das Keramikbeschichtungsmaterial aus zwei oder
mehr als zwei Schichten mit abnehmender Dichte
gebildet, wobei die obere und am wenigsten dichte
Schicht eine glasierte Oberfläche an ihrem Vorderkantenbereich
hat. Diese wird
durch Glasieren einer sonst porösen Keramik erzielt.
Vorteilhaft ist das Beschalten der porösen Keramik in dem mittleren Bereich
der Dichtung und die dichte Keramikschicht zwischen
der porösen Keramik und irgendwelchen metallischen
Werkstoffen.
Ein Hauptvorteil der Erfindung ist die verminderte
Anfälligkeit der Dichtung für Erosion an der Vorderkante.
Teilchen, die in dem Strom des Arbeitsmediums
eingefangen sind, sind von der glasierten Oberfläche
an dem Vorderkantenbereich ohne ernste Erosion ablenkbar.
Dennoch bleibt die gute Abreibbarkeit
über den Laufschaufelspitzen erhalten, indem man
die Oberflächenporosität in diesem Bereich unbeeinflußt
läßt.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den Zeichnungen gezeigt und wird im folgenden
näher beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 eine vereinfachte Seitenansicht eines
Gasturbinentriebwerks, wobei ein Teil
des Turbinengehäuses weggebrochen ist,
um das Verhältnis der äußeren Luftdichtung
zu den Turbinenschaufeln zu
zeigen,
Fig. 2 eine perspektivische Teilansicht der
äußeren Luftdichtung von Fig. 1, wobei
das Gebiet hoher Oberflächendichte
im Vorderkantenbereich der Dichtung
dargestellt ist,
Fig. 3 eine perspektivische Teilansicht der
äußeren Luftdichtung von Fig. 1, wobei
Gebiete hoher Oberflächendichte sowohl
im Vorder- als auch im Hinterkantenbereich
der Dichtung gezeigt sind,
Fig. 4 ein Schliffbild einer Keramikbeschichtung,
die bis zu einer Tiefe von annähernd
0,127 mm oberflächenverdichtet worden
ist.
Eine äußere Turbinenluftdichtung
für ein Gasturbinentriebwerk
ist in Fig. 1 dargestellt.
Das Triebwerk besteht im wesentlichen aus einem
Verdichtungsabschnitt 10, einem Verbrennungsabschnitt
12 und einem Turbinenabschnitt 14. Ein Rotor
16 verläuft axial durch das Triebwerk. Die Laufschaufeln,
wie z. B. die dargestellte einzelne Turbinenlaufschaufel
18, sind in Reihen angeordnet und erstrecken
sich an dem Rotor nach außen durch einen Strömungsweg
20 für Arbeitstage. Jede Laufschaufel hat
eine Spitze 22.
Der Rotor 16 ist in einem Stator 24, der ein Gehäuse
26 hat, untergebracht. Eine äußere Luftdichtung 28
umgrenzt die Spitzen 22 der Laufschaufeln. Jede
äußere Luftdichtung ist üblicherweise aus einer
Vielzahl von bogenförmigen Segmenten gebildet,
die Ende an Ende um das Innere des Triebwerks herum
angeordnet sind.
Ein Teil eines Luftdichtungssegmentes 30, das gemäß
der Erfindung hergestellt ist, ist in Fig. 2 dargestellt.
Die Arbeitsgase des Triebwerksströmungsweges
20 durchqueren die Dichtung vom stromaufwärtsliegenden
Ende oder von der Vorderkante 32 zum
stromabwärtsliegenden Ende oder zur Hinterkante 34.
Zum Zwecke der Kenntlichmachung ist die Oberfläche
der Dichtung unterteilt in einen Vorderkantenbereich
36, einen, den Turbinenlaufschaufeln gegenüberliegenden mittleren Bereich 38 und einen Hinterkantenbereich
40. Der mittlere Bereich umfaßt im wesentlichen
den Teil der Dichtungsoberfläche, an dem die Laufschaufeln
vorbeistreichen. Der Vorderkantenbereich
liegt vor diesem Teil und der Hinterkantenbereich
hinter diesem Teil.
Im dargestellten Beispiel ist jedes äußere Luftdichtungssegment
30 um einen Metallträger 42 herum
gebildet. Mehrere Schichten aus hochwertigem Metall/
Keramikmaterial sind an dem Träger befestigt, um
eine mit Keramik beschichtete Dichtung herzustellen.
Wie dargestellt ist, weisen die mehreren Schichten
eine Bindeschicht 44 aus einer Nickel-Chrom-Aluminium-
Legierung, zwei Zwischenschichten 46 aus einer
Mischung aus Zirkonoxyd (ZrO₂) und einer Kobalt-
Chrom-Aluminium-Yttrium (CoCrAlY)-Legierung, eine
dichte Ganzkeramikschicht 48 aus Zirkonoxyd (ZrO₂)
und eine poröse Ganzkeramikschicht 50 aus Zirkonoxyd
(ZrO₂) auf.
Der Zweck der Keramikschichten in einem äußeren Luftdichtungsaufbau
ist ein doppelter: um eine
Wärmesperrschicht zu schaffen, die den Träger vor
den heißen Arbeitsgasen der Turbine, welchen der
Träger sonst ausgesetzt wäre, abschirmt, und um
eine abreibbare Dichtung zu schaffen, die Wärmedehnungen
der umgrenzten Laufschaufeln ohne eine
zerstörende gegenseitige Beeinflussung zuläßt. Die
gewünschten Materialeigenschaften sind gute Abreibbarkeit
beim Aufschlagen vorbeigehender Laufschaufeln
und eine gute Erosionsbeständigkeit.
Die Arbeitsgase des Triebwerksströmungsweges
können Schmutzteilchen oder andere
Fremdsubstanzen enthalten, und bis die Gase den
Turbinenbereich erreichen, können sie auch Kohleteilchen
vom Triebwerksbrenner enthalten. Durch
solche Teilchen, die auf der Oberfläche der äußeren
Luftdichtung aufschlagen, erodiert wahrscheinlich
das Material, insbesondere wenn das Material
porös ist und eine mäßige oder geringe Festigkeit
hat. Bei manchen Triebwerken können die heißen
Gase selbst erosiv sein.
Daher werden Dichtungen gemäß der Erfindung so
hergestellt, daß sie einen Bereich 52 der Beschichtung mit einer
Keramik hoher Oberflächendichte in dem Vorderkantenbereich
36 bezogen auf die Oberflächendichte der
Keramik in dem mittleren Bereich 38 über den Laufschaufeln
hat. Die Erosionsbeständigkeit wird dadurch
verbessert, ohne daß die gewünschte Abreibbarkeit
über den Schaufelspitzen zerstört wird.
Bei der in Fig. 2 dargestellten Ausführungsform wird
der Bereich mit hoher Oberflächendichte durch
Techniken mit gerichteter Energiestrahlung mit örtlicher
Aufheizung, z. B. durch einen Plasmabrenner oder
Laser erzeugt. Die Keramik an der Oberfläche wird
durch die gerichtete Energie geschmolzen, und wenn
sie abgekühlt ist, ist sie sehr dicht und erscheint
glasiert. Teilchen und Gase, die auf dem glasierten
Bereich auftreffen, werden von der Oberfläche unter
geringer Erosion abgelenkt.
Die bevorzugte Tiefe der Glasur
reicht um die Größenordnung
von 0,127-0,254 mm in die Keramik hinein, wobei
eine besonders dichte Struktur an der Oberfläche ist.
Größere oder geringere Tiefen können auch akzeptiert
werden, die Tiefe muß aber erstens ausreichend zur
Schaffung von Erosionsbeständigkeit über eine ausreichende
Teillebensdauer und zweitens nicht so groß
sein, daß es thermisch unvereinbar mit dem porösen
Substrat ist, an welchem es haftet. Thermische Unvereinbarkeit
verursacht wahrscheinlich seitliche
Risse an der Schnittstelle zwischen der Glasur und
dem Substrat und als Ergebnis das Abplatzen des
glasierten Materials. Wenn die Tiefen innerhalb
des bevorzugten Bereiches gehalten werden, wird
ein gewünschtes vertikales Rissenetz in dem Substrat
wahrscheinlich in die glasierte Oberfläche eindringen,
und das Abplatzen wird vermieden werden.
Bei manchen Ausführungsformen kann es auch wünschenswert
sein, auf ähnliche Art und Weise einen Bereich
54 aus glasierter Keramikbeschichtung an dem Hinterkantenbereich
40, wie in Fig. 3 gezeigt ist, herzustellen.
Eine annehmbare Verdichtung der Zirkonoxyd (ZrO₂)-
Keramik ist durch Plasmapistolenschmelzen unter
Verwendung der METCO 7mb Pistole mit einer Düse
des GE-Typs und unter den in der folgenden Tabelle
gezeigten Bedingungen erzielt worden:
Pistole | |
Abstand zu Werkstück|31,75 mm | |
Strom | 680 A |
Spannung | 75 V |
Lichtbogengas | |
Primär - Gas | |
Stickstoff | |
Primär - Druck | 0,344 MPa |
Primär - Volumendurchsatz | 2265,36 dm³/h |
Sekundär - Gas | Wasserstoff |
Sekundär - Druck | 0,344 MPa |
Sekundär - Volumendurchsatz | 1415,85 dm³/h |
Wärmeüberquerung | |
Geschwindigkeit|18,3 m/m | |
Anzahl der Durchgänge | 1 |
Zunahme zwischen den Durchgängen | 3,17 mm |
Substratvorheizen | |
Temperatur - Beginn | |
Raumtemperatur | |
Temperatur - Ende | Raumtemperatur |
Kühlung | keine |
Das Schliffbild von Fig. 4 zeigt die erzielte Eindringtiefe.
Die Verdichtungswirkungen sind bis
zu einer Tiefe von 0,025 mm bei einer Eindringtiefe
von annähernd 0,127 mm am größten.
Claims (4)
1. Äußere Luftdichtung für Gasturbinentriebwerke, mit
einem die Turbinenlaufschaufeln umgrenzenden Dichtungsring,
der eine abreibbare Keramikbeschichtung aufweist, dadurch
gekennzeichnet, daß die Keramikbeschichtung (50, 52, 54) an
der gasbestrichenen Oberfläche aus einem einheitlichen Werkstoff
besteht, der in dem vor den Turbinenlaufschaufeln (18)
liegenden Vorderkantenbereich (36) des Dichtungsringes durch
Wärmebehandlung glasiert ist und in dem Bereich (38), der
den Turbinenlaufschaufeln (18) gegenüberliegt, unverändert
porös ist.
2. Äußere Luftdichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß der Werkstoff in dem hinter den Turbinenlaufschaufeln
(18) liegenden Hinterkantenbereich (40) des Dichtungsringes
glasiert ist.
3. Äußere Luftdichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch
gekennzeichnet, daß der glasierte Bereich (36, 40) bis zu
einer Tiefe von annähernd 0,127 bis 0,254 mm in die Beschichtung
(50, 52, 54) hineingeht.
4. Äußere Luftdichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,
daß die abreibbare Keramikbeschichtung (50, 52, 54)
aus Zirkonoxyd (ZrO₂) besteht.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/389,304 US4422648A (en) | 1982-06-17 | 1982-06-17 | Ceramic faced outer air seal for gas turbine engines |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3321477A1 DE3321477A1 (de) | 1983-12-29 |
DE3321477C2 true DE3321477C2 (de) | 1992-09-03 |
Family
ID=23537701
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3321477A Granted DE3321477A1 (de) | 1982-06-17 | 1983-06-14 | Keramikbeschichtete aeussere luftdichtung fuer gasturbinentriebwerke |
Country Status (14)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4422648A (de) |
JP (1) | JPS595808A (de) |
BE (1) | BE897012A (de) |
CA (1) | CA1213833A (de) |
DE (1) | DE3321477A1 (de) |
ES (1) | ES523263A0 (de) |
FR (1) | FR2528908B1 (de) |
GB (1) | GB2121884B (de) |
IL (1) | IL68994A0 (de) |
IT (1) | IT1163508B (de) |
MX (1) | MX156511A (de) |
NL (1) | NL189316C (de) |
SE (1) | SE451269B (de) |
SG (1) | SG32185G (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19950417A1 (de) * | 1999-10-20 | 2001-04-26 | Abb Patent Gmbh | Turbinenbauteil |
DE10225532C1 (de) * | 2002-06-10 | 2003-12-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schichtsystem für die Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine |
DE10334698A1 (de) * | 2003-07-25 | 2005-02-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Deckbandsegment für eine Strömungsmaschine |
Families Citing this family (57)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4551064A (en) * | 1982-03-05 | 1985-11-05 | Rolls-Royce Limited | Turbine shroud and turbine shroud assembly |
US4566700A (en) * | 1982-08-09 | 1986-01-28 | United Technologies Corporation | Abrasive/abradable gas path seal system |
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. |
DE3535106A1 (de) * | 1985-10-02 | 1987-04-16 | Mtu Muenchen Gmbh | Einrichtung zur aeusseren ummantelung der laufschaufeln von axialgasturbinen |
US4713300A (en) * | 1985-12-13 | 1987-12-15 | Minnesota Mining And Manufacturing Company | Graded refractory cermet article |
JPH0729201Y2 (ja) * | 1988-11-08 | 1995-07-05 | 京セラ株式会社 | タービン翼端のシール装置 |
US5080557A (en) * | 1991-01-14 | 1992-01-14 | General Motors Corporation | Turbine blade shroud assembly |
GB9325135D0 (en) * | 1993-12-08 | 1994-02-09 | Rolls Royce Plc | Manufacture of wear resistant components |
US5439348A (en) * | 1994-03-30 | 1995-08-08 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness |
GB9726710D0 (en) * | 1997-12-19 | 1998-02-18 | Rolls Royce Plc | Turbine shroud ring |
SG72959A1 (en) * | 1998-06-18 | 2000-05-23 | United Technologies Corp | Article having durable ceramic coating with localized abradable portion |
US6435824B1 (en) * | 2000-11-08 | 2002-08-20 | General Electric Co. | Gas turbine stationary shroud made of a ceramic foam material, and its preparation |
DE10121019A1 (de) * | 2001-04-28 | 2002-10-31 | Alstom Switzerland Ltd | Gasturbinendichtung |
US6758653B2 (en) | 2002-09-09 | 2004-07-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine |
US6933061B2 (en) | 2002-12-12 | 2005-08-23 | General Electric Company | Thermal barrier coating protected by thermally glazed layer and method for preparing same |
GB2397307A (en) * | 2003-01-20 | 2004-07-21 | Rolls Royce Plc | Abradable Coatings |
DE102004031255B4 (de) * | 2004-06-29 | 2014-02-13 | MTU Aero Engines AG | Einlaufbelag |
US7473072B2 (en) * | 2005-02-01 | 2009-01-06 | Honeywell International Inc. | Turbine blade tip and shroud clearance control coating system |
US7510370B2 (en) * | 2005-02-01 | 2009-03-31 | Honeywell International Inc. | Turbine blade tip and shroud clearance control coating system |
US20070237629A1 (en) * | 2006-04-05 | 2007-10-11 | General Electric Company | Gas turbine compressor casing flowpath rings |
US7665955B2 (en) * | 2006-08-17 | 2010-02-23 | Siemens Energy, Inc. | Vortex cooled turbine blade outer air seal for a turbine engine |
US8528339B2 (en) | 2007-04-05 | 2013-09-10 | Siemens Energy, Inc. | Stacked laminate gas turbine component |
US20090053554A1 (en) * | 2007-07-11 | 2009-02-26 | Strock Christopher W | Thermal barrier coating system for thermal mechanical fatigue resistance |
US20090053045A1 (en) * | 2007-08-22 | 2009-02-26 | General Electric Company | Turbine Shroud for Gas Turbine Assemblies and Processes for Forming the Shroud |
US8100640B2 (en) | 2007-10-25 | 2012-01-24 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal with improved thermomechanical fatigue life |
US8534995B2 (en) * | 2009-03-05 | 2013-09-17 | United Technologies Corporation | Turbine engine sealing arrangement |
US8105014B2 (en) * | 2009-03-30 | 2012-01-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine article having columnar microstructure |
GB0911500D0 (en) | 2009-07-03 | 2009-08-12 | Rolls Royce Plc | Rotor blade over-tip leakage control |
EP2317079B1 (de) * | 2009-10-30 | 2020-05-20 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Abriebsbeschichtungssystem |
US9062565B2 (en) * | 2009-12-31 | 2015-06-23 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine containment device |
US8613590B2 (en) * | 2010-07-27 | 2013-12-24 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal and repair method |
US8727712B2 (en) | 2010-09-14 | 2014-05-20 | United Technologies Corporation | Abradable coating with safety fuse |
DE102010048147B4 (de) * | 2010-10-11 | 2016-04-21 | MTU Aero Engines AG | Schichtsystem zur Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine und Verfahren zum Herstellen eines derartigen Schichtsystems |
CN102094165B (zh) * | 2010-12-27 | 2012-07-04 | 北京工业大学 | 高耐磨机械密封动环及其制备方法 |
US9995165B2 (en) | 2011-07-15 | 2018-06-12 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal having partial coating |
US9062558B2 (en) * | 2011-07-15 | 2015-06-23 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal having partial coating |
US9169739B2 (en) * | 2012-01-04 | 2015-10-27 | United Technologies Corporation | Hybrid blade outer air seal for gas turbine engine |
US9175575B2 (en) * | 2012-01-04 | 2015-11-03 | General Electric Company | Modification of turbine engine seal abradability |
US9737933B2 (en) | 2012-09-28 | 2017-08-22 | General Electric Company | Process of fabricating a shield and process of preparing a component |
DE102013212741A1 (de) * | 2013-06-28 | 2014-12-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine und Hitzeschild für eine Gasturbine |
US9551353B2 (en) | 2013-08-09 | 2017-01-24 | General Electric Company | Compressor blade mounting arrangement |
EP3052787B1 (de) * | 2013-10-02 | 2021-12-15 | Raytheon Technologies Corporation | Luftdichtungssystem und verfahren zum formen eines luftdichtungssystems |
WO2015050706A1 (en) * | 2013-10-02 | 2015-04-09 | United Technologies Corporation | Segmented ceramic coating interlayer |
US10132185B2 (en) * | 2014-11-07 | 2018-11-20 | Rolls-Royce Corporation | Additive process for an abradable blade track used in a gas turbine engine |
US20160305319A1 (en) * | 2015-04-17 | 2016-10-20 | General Electric Company | Variable coating porosity to influence shroud and rotor durability |
US10247027B2 (en) * | 2016-03-23 | 2019-04-02 | United Technologies Corporation | Outer airseal insulated rub strip |
US10494945B2 (en) | 2016-04-25 | 2019-12-03 | United Technologies Corporation | Outer airseal abradable rub strip |
US11209010B2 (en) * | 2017-02-13 | 2021-12-28 | Raytheon Technologies Corporation | Multilayer abradable coating |
FR3067405B1 (fr) * | 2017-06-13 | 2020-08-14 | Safran Aircraft Engines | Turbomachine et procede d'etancheite par soufflage d'air |
US10294962B2 (en) | 2017-06-30 | 2019-05-21 | United Technologies Corporation | Turbine engine seal for high erosion environment |
US10858950B2 (en) * | 2017-07-27 | 2020-12-08 | Rolls-Royce North America Technologies, Inc. | Multilayer abradable coatings for high-performance systems |
US10900371B2 (en) | 2017-07-27 | 2021-01-26 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Abradable coatings for high-performance systems |
US11149744B2 (en) * | 2017-09-19 | 2021-10-19 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine engine seal for high erosion environment |
US10808565B2 (en) * | 2018-05-22 | 2020-10-20 | Rolls-Royce Plc | Tapered abradable coatings |
US11215070B2 (en) * | 2019-12-13 | 2022-01-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Dual density abradable panels |
US11566531B2 (en) | 2020-10-07 | 2023-01-31 | Rolls-Royce Corporation | CMAS-resistant abradable coatings |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3126149A (en) * | 1964-03-24 | Foamed aluminum honeycomb motor | ||
US3001806A (en) * | 1954-10-14 | 1961-09-26 | Macks Elmer Fred | Seal |
US3339933A (en) * | 1965-02-24 | 1967-09-05 | Gen Electric | Rotary seal |
US3836156A (en) * | 1971-07-19 | 1974-09-17 | United Aircraft Canada | Ablative seal |
US3778184A (en) * | 1972-06-22 | 1973-12-11 | United Aircraft Corp | Vane damping |
US4295786A (en) * | 1978-08-04 | 1981-10-20 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Composite seal for turbomachinery |
US4257735A (en) * | 1978-12-15 | 1981-03-24 | General Electric Company | Gas turbine engine seal and method for making same |
GB2053367B (en) * | 1979-07-12 | 1983-01-26 | Rolls Royce | Cooled shroud for a gas turbine engine |
US4280975A (en) * | 1979-10-12 | 1981-07-28 | General Electric Company | Method for constructing a turbine shroud |
IT1163729B (it) * | 1979-10-15 | 1987-04-08 | Pozzi L Mecc | Scambiatore termico a tamburo rotante |
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 |
GB2081817B (en) * | 1980-08-08 | 1984-02-15 | Rolls Royce | Turbine blade shrouding |
US4492765A (en) * | 1980-08-15 | 1985-01-08 | Gte Products Corporation | Si3 N4 ceramic articles having lower density outer layer, and method |
-
1982
- 1982-06-17 US US06/389,304 patent/US4422648A/en not_active Expired - Fee Related
-
1983
- 1983-05-26 CA CA000429013A patent/CA1213833A/en not_active Expired
- 1983-06-06 FR FR8309346A patent/FR2528908B1/fr not_active Expired
- 1983-06-09 BE BE0/210969A patent/BE897012A/fr not_active IP Right Cessation
- 1983-06-13 IT IT21591/83A patent/IT1163508B/it active
- 1983-06-14 GB GB08316166A patent/GB2121884B/en not_active Expired
- 1983-06-14 SE SE8303368A patent/SE451269B/sv not_active IP Right Cessation
- 1983-06-14 DE DE3321477A patent/DE3321477A1/de active Granted
- 1983-06-15 NL NLAANVRAGE8302143,A patent/NL189316C/xx not_active IP Right Cessation
- 1983-06-15 ES ES523263A patent/ES523263A0/es active Granted
- 1983-06-15 IL IL68994A patent/IL68994A0/xx not_active IP Right Cessation
- 1983-06-17 JP JP58109109A patent/JPS595808A/ja active Granted
- 1983-06-17 MX MX197709A patent/MX156511A/es unknown
-
1985
- 1985-04-30 SG SG321/85A patent/SG32185G/en unknown
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19950417A1 (de) * | 1999-10-20 | 2001-04-26 | Abb Patent Gmbh | Turbinenbauteil |
DE10225532C1 (de) * | 2002-06-10 | 2003-12-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schichtsystem für die Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine |
US7178808B2 (en) | 2002-06-10 | 2007-02-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Layer system for the rotor/stator seal of a turbomachine |
DE10334698A1 (de) * | 2003-07-25 | 2005-02-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Deckbandsegment für eine Strömungsmaschine |
US7479328B2 (en) | 2003-07-25 | 2009-01-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Shroud segment for a turbomachine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IT8321591A0 (it) | 1983-06-13 |
ES8404731A1 (es) | 1984-05-16 |
NL189316C (nl) | 1993-03-01 |
FR2528908A1 (fr) | 1983-12-23 |
JPS595808A (ja) | 1984-01-12 |
NL8302143A (nl) | 1984-01-16 |
SE8303368D0 (sv) | 1983-06-14 |
GB8316166D0 (en) | 1983-07-20 |
NL189316B (nl) | 1992-10-01 |
GB2121884A (en) | 1984-01-04 |
IT1163508B (it) | 1987-04-08 |
JPH0133644B2 (de) | 1989-07-14 |
SG32185G (en) | 1985-11-15 |
FR2528908B1 (fr) | 1985-11-29 |
CA1213833A (en) | 1986-11-12 |
ES523263A0 (es) | 1984-05-16 |
MX156511A (es) | 1988-09-05 |
US4422648A (en) | 1983-12-27 |
IL68994A0 (en) | 1983-10-31 |
DE3321477A1 (de) | 1983-12-29 |
GB2121884B (en) | 1985-02-13 |
SE451269B (sv) | 1987-09-21 |
SE8303368L (sv) | 1983-12-18 |
BE897012A (fr) | 1983-10-03 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3321477C2 (de) | ||
EP1111195B2 (de) | Profilierte, als Anstreifschicht verwendete Oberfläche in Strömungsmaschinen | |
EP0158307B1 (de) | Gehäuse einer Strömungsmaschine | |
DE69816291T2 (de) | Dicker mit laser segmentierter keramischer hitzeschild für den anstreifring von turbinen | |
DE102005050873B4 (de) | Verfahren zur Herstellung einer segmentierten Beschichtung und nach dem Verfahren hergestelltes Bauteil | |
DE60208274T2 (de) | Segmentierte Wärmedämmschicht und Verfahren zu ihrer Herstellung | |
EP0118020B1 (de) | Keramische Turbinenschaufel mit metallenem Stützkern | |
DE69926838T2 (de) | Gegenstand mit einer abriebsfesten Beschichtung sowie mit einer örtlich abreibbaren Beschichtung | |
DE69728898T2 (de) | Verfahren zur Herstellung einer verschleissbaren Dichtung, verschleissbare Dichtung, und Bauteil eines Gasturbinentriebwerks mit einer solchen verschleissbaren Dichtung | |
DE10121019A1 (de) | Gasturbinendichtung | |
DE102005033176A1 (de) | Abschleifbare Beschichtungen für eine 7FA+E-Stufe 1 und Verfahren zum Herstellen der Beschichtungen | |
DE3018620C2 (de) | Wärmedämmende und dichtende Auskleidung für eine thermische Turbomaschine | |
DE69822108T2 (de) | Verfahren zum Beschichten von Blattspitzen einer Turbine mittels einer thermischen Spritzmethode | |
DE4238369A1 (de) | Bauteil aus einem metallischen Grundsubstrat mit keramischer Beschichtung | |
WO1999011420A1 (de) | Gasturbinenschaufel und verfahren zum herstellen einer gasturbinenschaufel | |
DE3023441A1 (de) | Aeussere luftabdichtung | |
EP1275748A2 (de) | Hochtemperaturbeständiger Schutzüberzug mit eingebetteten lokalen Erhebungen sowie Verfahren zur Herstellung des Schutzüberzuges | |
DE3326535A1 (de) | Vorrichtung mit einem gasweg-adichtsystem zwischen sich relativ zueinander bewegenden teilen | |
DE3038371A1 (de) | Metall-keramischer turbinenmantel | |
DE3015867A1 (de) | Verfahren zum herstellen eines mit keramik bedeckten gegenstands sowie mit keramik bedecktes gebilde | |
CH694164A5 (de) | Hochtemperatur-Komponente, insbesondere für eine Gasturbine, und Verfahren zu deren Herstellung. | |
EP1173657A1 (de) | Turbinenschaufel und verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel | |
DE3019920A1 (de) | Einrichtung zur minimierung und konstanthaltung des schaufelspitzenspiels von axialturbinen fuer gasturbinentriebwerke | |
DE3235745C2 (de) | Turbinenschaufelabdichtung für Gasturbinenmaschinen | |
EP1260602B1 (de) | Verfahren zum Erzeugen eines wärmedämmenden Schichtsystems auf einem metallischen Substrat |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |