DE60217456T2 - Abreibbare Beschichtung für Mantelringe von Gasturbinen - Google Patents
Abreibbare Beschichtung für Mantelringe von Gasturbinen Download PDFInfo
- Publication number
- DE60217456T2 DE60217456T2 DE60217456T DE60217456T DE60217456T2 DE 60217456 T2 DE60217456 T2 DE 60217456T2 DE 60217456 T DE60217456 T DE 60217456T DE 60217456 T DE60217456 T DE 60217456T DE 60217456 T2 DE60217456 T2 DE 60217456T2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- coating
- walls
- turbine
- ring
- blades
- 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 - Lifetime
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
- F01D11/122—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 with erodable or abradable material
-
- 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
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
- F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
- F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/685—Inducing localised fluid recirculation in the stator-rotor interface
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
Description
- Hintergrund der Erfindung
- Die Erfindung betrifft mit Abriebbeschichtungen versehene Gasturbinenwände, insbesondere für Flugzeugtriebwerke, wie Verdichtergehäuse und Turbinenringe, und insbesondere Hochdruckverdichtergehäuse und Hochdruckturbinenringe.
- Ein Turbinenring ist von einer Vielzahl von aneinanderstoßenden Ringsektoren gebildet, die eine Anordnung von durch die Verbrennungsgase bewegten umlaufenden Schaufeln umgeben. Um die Widerstandsfähigkeit der Ringsektoren, deren Strukturteil metallisch ist, gegenüber den im Betrieb auftretenden hohen Temperaturen (die bei der Hochdruckturbine 1600°C bis 1650°C erreichen können) zu gewährleisten, ist bekannt, sie auf der Seite ihrer Flächen, die den Verbrennungsgasen ausgesetzt sind, mit einem Wärmeschutz zu versehen. Typischerweise kann der Wärmeschutz von einer Schicht aus Keramik oder aus einer feuerfesten Metallzusammensetzung gebildet sein, die üblicherweise durch physikalische Abscheidung, beispielsweise durch thermisches Spritzen, wie Plasmaabscheidung gebildet wird.
- Ein Verdichtergehäuse umfaßt auch eine oder mehrere ringförmige Struktur(en), die von einer Vielzahl von aneinanderstoßenden Ringsektoren gebildet sein können und die gegenüber einer oder mehreren Schaufelanordnung(en) mit Relativdrehbewegung zwischen den Schaufeln und den ringförmigen Strukturen gelegen sind.
- Um den bestmöglichen Leistungsgrad der Turbomaschine zu gewährleisten, ist es unbedingt erforderlich, das Entweichen von Gas zwischen den Spitzen der Schaufeln und der gegenüberliegenden Fläche des Verdichtergehäuses oder des Turbinenrings, ein Entweichen, das nicht zum Betrieb der Turbomaschine beiträgt, zu vermeiden oder wenigstens auf ein Minimum zu begrenzen. Das Streben nach einer Spielfreiheit oder einem minimalen Spiel führt dazu, daß Kontakte zwischen den Spitzen der Schaufeln und dem gegenüberliegenden Material unvermeidbar sein können. Aufgrund der üblichen Härte dieses Materials können derartige Kontakte die Schaufelspitzen zerstören.
- Um dieses Problem zu lösen, wurde vorgeschlagen, die Abriebbarkeit des gegenüber den Schaufeln befindlichen Materials zu verbessern, d.h. dessen Fähigkeit, durch die Spitzen der Schaufeln physisch „angegriffen" zu werden, ohne einen erheblichen Verschleiß derer zu bewirken. Eine zu diesem Zweck bekannte Technik für ein Material zur Beschichtung eines Turbinenrings besteht darin, eine erhebliche Porosität zu erzeugen, beispielsweise dadurch, daß hohle Kugeln oder Polymerteilchen der für die Ausführung des Materials verwendeten Zusammensetzung beigemischt werden. Die Porosität, welche durch die Hohlräume, die durch die hohlen Kugeln oder durch das Verschwinden der Polymerteilchen bei Wärme erzeugt werden, erhalten wird, kann 10 % bis 20 %, sogar höchstens etwa 30 % des Gesamtvolumens des Materials erreichen. Es kann insbesondere auf die Patentschriften
GB 2152079 - Wenn die Erzeugung der Porosität zu einem weicheren Material führt, also einem Material, daß eine verbesserte Abriebeigenschaft aufweist, so geschieht dies jedoch auf Kosten der Festigkeit gegenüber hohen Temperaturen.
- Es ist auch aus dem Dokument
EP 1 111 195 ein Abriebmaterial bekannt, in dem Vertiefungen ausgebildet sind. Bei wenigstens zwei Dritteln der Abriebfläche weicht die Richtung der die Vertiefungen umgebenden Nuten um wenigstens 30° gegenüber der Bewegungsrichtung der Schaufeln ab. - Aufgabe und Zusammenfassung der Erfindung
- Ziel der Erfindung ist es, einen ringförmigen Teil einer Gasturbine, wie ein Verdichtergehäuse oder einen Turbinenring zu liefern, der eine Beschichtung hat, die ein hohe Abriebeigenschaft aufweist und gleichzeitig eventuell einen wirkungsvollen Wärmeschutz bietet.
- Erreicht wird dieses Ziel dank einer Anordnung nach Anspruch 1.
- Die Ausbildung von Vertiefungen in der Beschichtung ermöglicht, die Abriebeigenschaft beträchtlich zu erhöhen. Denn aufgrund des Vorhandenseins der Vertiefungen kann der äußere Teil der Beschichtung, in dem die Vertiefungen ausgebildet sind, einen Hohlraumanteil, vergleichbar mit einer Porosität, von über 40 %, beispielsweise zwischen 40 % und 60 % aufweisen, ohne die mechanische Festigkeit der Beschichtung zu beeinträchtigen.
- Die Tatsache, daß die Wände der Vertiefungen eine Vielzahl von durchgehenden Wegen oder Bahnen zwischen den Seiten des Rings bilden, ermöglicht das Vermeiden der Bildung von Austrittsdurchlässen im Bereich der Oberfläche des Rings im Falle eines Eindringens des Endes einer Schaufelspitze in die Beschichtung, wodurch eine umlaufende einschneidende Rille der Wände der Vertiefungen erzeugt wird.
- Die Tiefe der Vertiefungen wird größer als die geschätzte maximale Eindringtiefe der Schaufelspitzen in die Beschichtung gewählt und bleibt dabei begrenzt, um die Beschichtung nicht zu verspröden. Bevorzugt wird ein Wert zwischen 0,3 mm und 1 mm.
- So weisen die Waben einen viereckigen, beispielsweise quadratischen Querschnitt auf und sind durch Wände, die an der Oberfläche der Beschichtung ein Gitternetz bilden, getrennt.
- Die Erfindung betrifft auch eine Gasturbine mit einer Anordnung von umlaufenden Schaufeln, die von einem ringförmigen Teil, wie er oben definiert ist, umgeben ist.
- Die Schaufeln können Spitzen mit gefasten Rändern aufweisen, um deren Eindringen in die Abriebbeschichtung zu erleichtern.
- Kurze Beschreibung der Zeichnungen
- Die Erfindung wird beim Lesen der nachfolgenden unterrichtenden, aber als nicht einschränkend zu verstehenden Beschreibung, die unter Bezugnahme auf die beiliegenden Zeichnungen erfolgt, besser verständlich; in diesen zeigen:
-
1 eine sehr schematische Perspektivansicht eines Turbinenringsektors einer Turbomaschine nach einer Ausführungsform der Erfindung; -
2 eine abgewickelte Ansicht der Abriebbeschichtung des Ringsektors der1 ; -
3 eine Halbschnittansicht eines Turbinenrings, der von Sektoren, wie dem der1 gebildet ist; -
4 eine schematische Detailansicht in der Perspektive einer Schaufelspitze einer Hochdruckturbine; -
5 eine Schnittansicht entlang der Ebene V-V der4 ; und - – die
6 bis8 abgewickelte Ansichten weiterer Ausführungsformen von Abriebbeschichtungen von Turbinenringsektoren. - Detaillierte Beschreibung von Ausführungsformen der Erfindung
- Die
1 und2 zeigen in der Perspektive bzw. in einer abgewickelten Vorderansicht einen Ringsektor20 , der dadurch, daß eine Vielzahl von Sektoren in Umfangsrichtung aneinander angeordnet werden, ermöglicht, einen Turbinenring10 , wie er im Schnitt in3 dargestellt ist, zu bilden, beispielsweise einen Ring einer Hochdruckturbine einer Turbomaschine. Der Ring10 umgibt eine von einer Vielzahl von Schaufeln12 gebildete umlaufende Anordnung, wobei das Spiel zwischen der Innenfläche des Rings und den Spitzen14 der Schaufeln null oder quasi null ist. - Der Ringsektor
20 umfaßt einen metallischen Strukturträger22 , der auf der Innenseite mit einer Wärmeschutzabriebbeschichtung24 versehen ist, in welche die Spitzen der Schaufeln10 teilweise eindringen können, ohne einen hohen Verschleiß zu erfahren. In dem dargestellten Beispiel erstreckt sich die Abriebbeschichtung zwischen zwei Rändern22a ,22b , welche die axialen Enden des Ringsektors bilden. - Der Träger
22 besteht aus einem metallischen Material, das geeignet ist, relativ hohen Temperaturen standzuhalten, beispielsweise aus einer Superlegierung auf Ni- oder Co-Basis. - Die Abriebbeschichtung
24 besteht aus einem Material, das eine zufriedenstellende Widerstandsfähigkeit gegenüber hohen Temperaturen aufweist. Es können je nach den im Betrieb auftretenden Temperaturen unterschiedliche Materialien in Betracht gezogen werden, wie zum Beispiel: - – Superlegierung vom Typ MCrAlY (wobei M ein Metall ausgewählt aus Fe, Ni und Co ist), Keramiken, beispielsweise Zirkonoxid (ZrO2), dem eventuell weitere feuerfeste Oxyde, zum Beispiel Yttriumoxid (Y2O3) zugegeben sind.
- Abgeschieden wird das Material der Abriebbeschichtung auf dem Träger
20 mit Hilfe eines physikalischen Abscheideverfahrens, beispielsweise durch thermisches Pulverspritzen unter Verwendung der bekannten Plasmaabscheidetechniken, oder durch Löten von Vorformen, die durch Verfahren zur Verwendung von Pulvern erhalten werden, die Form-, Entbinderungs- und Sinterphasen umfassen. - In dem Abriebmaterial werden Vertiefungen
26 gebildet, die sich an dessen exponierter Oberfläche öffnen. In dem Beispiel der1 bis3 sind die Vertiefungen Waben26 mit viereckigem, insbesondere quadratischem Querschnitt. Sie erstrecken sich über eine Tiefe h, die kleiner als die Gesamtdicke e der Beschichtung ist. - Die Tiefe h ist wenigstens gleich der und vorzugsweise etwas größer als die geschätzte maximale Eindringtiefe der Schaufeln in das Abriebmaterial bei einer Überlagerung zwischen den umlaufenden Schaufeln und dem Turbinenring. Für die Tiefe h wird ein Wert zwischen 0,3 mm und 1 mm, vorzugsweise zwischen 0,4 mm und 0,8 mm gewählt werden. Was die Gesamtdicke e anbelangt, so liegt diese vorzugsweise zwischen 0,8 mm und 1,2 mm.
- Die Waben
26 können durch Materialabheben nach der Abscheidung des Wärmeschutzmaterials gebildet werden. Es können verschiedene bekannte Bearbeitungsverfahren, wie Fräsen, Bohren, Elektroerosion, Elektrochemie, chemische Bearbeitung, Laserbearbeitung, abrasiver Wasserstrahl, Ultraschallbearbeitung eingesetzt werden. In einer Variante können die Waben26 durch Formen einer Vorform, die aus den Pulvern, die das Abriebmaterial bilden sollen, besteht, mittels einer Form, die ein zu dem Relief der Waben umgekehrtes Relief aufweisen, gebildet werden. - Die Waben
26 sind durch Wände27 getrennt. Die Wände27 haben eine Dicke E, die es ihnen ermöglicht, eine ausreichende mechanische Festigkeit aufzuweisen. Je nach dem für die Beschichtung24 verwendeten Material wird für E ein Wert zwischen etwa 1 mm und 2 mm gewählt. Bei Vertiefungen mit viereckigem Querschnitt bilden die Wände27 ein Gitternetz entlang zweier Hauptrichtungen, die gegenüber einer zu einer Rotationsachse der umlaufenden Anordnung senkrechten Ebene, wie der Radialebene P, Winkel α und 90° –α bilden. - Die Abmessungen der Vertiefungen, im Vergleich zu der axialen Abmessung des Rings
10 werden derart gewählt, daß die Wände27 eine Vielzahl von durchgehenden, voneinander beabstandeten Wegen oder Bahnen zwischen den Rändern des axialen Endes des Rings bilden. Ein solcher durchgehender Weg ist durch die gestrichelte Linie30 der2 gezeigt. Auf diese Weise wird im Falle einer Überlagerung zwischen den Schaufeln und dem Turbinenring, die durch die Bildung einer durchgehenden Rille in dem Abriebmaterial zum Ausdruck kommt, das Risiko eines beträchtlichen umfangseitigen Lecks für die die Turbine durchströmenden Gase vermieden. - Gemäß der Erfindung wird vermieden, daß eine der Richtungen der Wände zur Hauptrichtung der Endteile der Schaufeln, die geeignet sind, mit dem Abriebmaterial in Kontakt zu gelangen, im wesentlichen parallel verläuft, um die eventuellen Reibungen zwischen diesen Endteilen und dem Abriebmaterial und folglich den Verschleiß zu begrenzen. So weicht der Winkel α im Vergleich zum Einstellwinkel γ der Schaufelendteile um wenigstens 5° ab, wie dies in gestrichelten Linien in
2 dargestellt ist. - Darüber hinaus wird der Winkel α derart gewählt, daß die Wände der Waben angeordnet werden, damit jeder Punkt des Endes einer Schaufel, das veranlaßt wird, sich mit der Abriebbeschichtung zu überschneiden oder zu überlagern, im wesentlichen ein gleiches Volumen an Abriebmaterial vorfindet. So wird der Winkel α, welcher der kleinere der beiden Winkel ist, die von den Hauptrichtungen der Wände gegenüber der Ebene P gebildet werden, vorzugsweise zwischen 0° und 20°, insbesondere zwischen 5° und 15° gewählt.
- Wie
5 zeigt, kann ein Rand oder können die beiden Ränder14a ,14b der Schaufelspitze14 , welche die an dieser Spitze vorhandene Vertiefung16 , oder „Badewanne", säumen, (an15a ,15b ) gefaßt sein, um das Eindringen in das Abriebmaterial zu erleichtern. - Die Bildung der Waben ermöglicht, – in dem Teil der Abriebbeschichtung, über dessen Dicke sich die Waben erstrecken – eine „Porosität" oder einen Hohlraumanteil von wenigstens 40 % zu erreichen, die bzw. der leicht 60 % erreichen kann. Die „Porosität" oder der Hohlraumanteil ist hier als der Prozentsatz des Volumens definiert, das von den Waben im äußeren Teil der Abriebbeschichtung, welcher geeignet ist, sich mit den Schaufelspitzen zu überschneiden oder zu überlagern, eingenommen ist.
- Selbstverständlich können gleichwertige Ergebnisse mit polygonalen Vertiefungen, die andere Querschnitte als quadratische oder viereckige aufweisen, erzielt werden.
- Man wird bestrebt sein, den Wänden zwischen den Vertiefungen oder wenigstens der Mehrheit unter ihnen eine Richtung zu verleihen, die zu einer Radialebene nicht parallel ist.
- So zeigt
6 eine Abriebbeschichtung, die sich von derjenigen der2 dadurch unterscheidet, daß die Waben26 einen sechseckigen Querschnitt mit zwei parallelen Seiten, die den Winkel α gegenüber der Ebene P bilden, aufweisen. - Die
7 und8 zeigen Vertiefungen28 , die nicht in Form von Waben, sondern in Form von durchgehenden Umfangsnuten, die durch Wände29 getrennt sind, vorliegen. - Die Wände
29 bilden eine Vielzahl von Nuten, die sich durchgehend in Umfangsrichtung erstrecken, so daß sich zwischen den Endkanten des Turbinenrings mehrere voneinander beabstandete Wände29 befinden. - Die Wände
29 können eine Hauptrichtung aufweisen, die zu einer Radialebene P parallel verläuft oder gegenüber dieser leicht geneigt ist. - Um nicht eine durchgehende Umfangswand gegenüber einem Rand einer Schaufelspitze, die geeignet ist, sich mit dem Ring zu überlagern, aufzuweisen, folgen die Wände
29 einem nicht geradlinigen Weg. - In dem Beispiel der
7 folgen die Wände29 einem gewellten Weg. Der Winkel α, welcher durch die Tangente an die Wände29 gegenüber einer Radialebene P gebildet wird, schwankt zwischen 0° und β. Vorzugsweise wird für den Maximalwert β ein Winkel von 20° gewählt. - In dem Beispiel der
8 folgen die Wände29 einem Weg in Form einer geknickten Linie. Der Winkel α, der durch die Abschnitte der Wände28 gegenüber einer Radialebene P gebildet wird, wird vorzugsweise so gewählt wie weiter oben für die Ausführungsform der2 angegeben, und zwar zwischen –20° und +20°, insbesondere zwischen –10° und +10°. - Versuche
- Ein Ringsektor wurde wie in
1 abgebildet mit einem Abriebmaterial hergestellt, das aus einer NiCrAl-Legierung besteht, die hohle Kugeln aus einem Tonerdesilikatmaterial enthält. Das Abriebmaterial wurde durch Plasmaabscheidung auf dem Metallträger abgeschieden. - Vertiefungen in Form von Waben mit quadratischem Querschnitt wurden durch Elektroerosionsbearbeitung gebildet. Zu diesem Zweck wurde ein geeignetes Werkzeug (Elektrode) durch Fräsen von ein Gitternetz bildenden Nuten in einem Kupferblock ausgebildet. Die Waben wurden in einem einzigen Vorgang eines Eintauchens der Elektrode in das Abriebmaterial erhalten.
- Vertiefungen mit einer Seite von gleich 2 mm wurden über eine Tiefe von 0,7 mm ausgebildet, wobei sie durch Wände mit einer Dicke von gleich 1 mm getrennt waren, wobei die Gesamtbreite der Abriebbeschichtung gleich mehr als 20 mm betrug.
- Es wurde ein Versuch mit Hilfe eines Rotors mit drei an seinem Umfang verteilten Schaufelenden, mit einer Umfangsgeschwindigkeit von 200 m/s, einer Eindringgeschwindigkeit in das Abriebmaterial von 0,15 mm/s und einer Gesamteindringtiefe von 0,5 mm durchgeführt.
- Zum Vergleich wurde ein Versuch ohne die Bildung von Waben in dem Abriebmaterial durchgeführt, wobei die anderen Versuchsbedingungen identisch waren.
- Die nachstehende Tabelle liefert die Ergebnisse der durchgeführten Messungen der Tangential-, Radial- und Axialkräfte während des Eindringens und des Verschleißes des Endes der Schaufel nach dem Versuch.
- Mit einem gemäß der Erfindung hergestellten Abriebmaterial wurden die gemessenen Kräfte wenigstens halbiert und der festgestellte Verschleiß etwa gedrittelt.
- Obwohl in der vorangehenden Beschreibung die Anwendung auf einen Turbinenring betrachtet worden ist, so ist die Erfindung auch für Abriebbeschichtungen von Verdichtergehäusen anwendbar. In diesem Fall haben die Abriebbeschichtungen nicht die gleiche Wärmeschutzfunktion wie bei Turbinenringen. Sie können beispielsweise aus einer Legierung auf Aluminium- oder Nickelbasis gefertigt sein, die eventuell unter Zugabe von organischen Teilchen, von Graphitteilchen, von organischen Hohlkugeln und/oder von keramischen Hohlkugeln verwendet wird. Abgesehen von der Zusammensetzung können die anderen Merkmale der Abriebmaterialien mit denjenigen der vorbeschriebenen Beschichtungen von Turbinenringen identisch sein.
Claims (9)
- Gasturbinenanordnung umfassend einen ringförmigen Teil, der gegenüber einer Anordnung von umlaufenden Schaufeln angebracht ist, wobei der ringförmige Teil mit einer Beschichtung aus Abriebmaterial versehen ist, wobei die Beschichtung (
24 ) Vertiefungen (26 ) mit viereckigem Querschnitt aufweist, die sich zur Oberfläche der Beschichtung hin öffnen, sich über einen Teil der Dicke der Beschichtung erstrecken und durch Wände (27 ) begrenzt sind, die eine Vielzahl von durchgehenden Bahnen an der Innenfläche des ringförmigen Teils zwischen axialen Endseiten dessen bilden, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens ein Teil der Wände (27 ) Hauptrichtungen hat, die einen Winkel zwischen 0° und 20° gegenüber einer zu einer Rotationsachse der Schaufeln senkrecht verlaufenden Radialebene (P) bilden. - Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Vertiefungen eine Tiefe zwischen 0,3 mm und 1mm haben.
- Anordnung nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß der äußere Teil der Beschichtung (
24 ), in dem die Vertiefungen ausgebildet sind, einen Hohlraumanteil zwischen 40% und 60% aufweist. - Anordnung nach irgendeinem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Winkel, der zwischen einem Teil der Wände (
27 ) und der Radialebene (P) gebildet ist, zwischen 5° und 15° liegt. - Ringförmiger Teil eines Ringes einer Gasturbine, wobei der ringförmige Teil mit einer Beschichtung aus Abriebmaterial versehen ist, wobei die Beschichtung (
24 ) Vertiefungen (26 ) mit viereckigem Querschnitt aufweist, die sich zur Oberfläche der Beschichtung hin öffnen, sich über einen Teil der Dicke der Beschichtung erstrecken und durch Wände (27 ) begrenzt sind, die eine Vielzahl von durchgehenden Bahnen an der Innenfläche des ringförmigen Teils zwischen axialen Endseiten dessen bilden, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens ein Teil der Wände (27 ) Hauptrichtungen hat, die einen Winkel zwischen 0° und 20° gegenüber einer zur Achse des ringförmigen Teils senkrecht verlaufenden Ebene bilden. - Gasturbinenring umfassend wenigstens einen ringförmigen Teil nach Anspruch 5.
- Verdichtergehäuse für eine Gasturbine, dadurch gekennzeichnet, daß es eine Anordnung gemäß irgendeinem der Ansprüche 1 bis 4 umfaßt.
- Turbine umfassend eine Anordnung gemäß irgendeinem der Ansprüche 1 bis 4.
- Turbine nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Schaufeln (
20 ) Spitzen (24 ) haben, die Ränder (14a ,14b ) aufweisen, die mit Fasen (15a ,15b ) versehen sind.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0114698 | 2001-11-14 | ||
FR0114698A FR2832180B1 (fr) | 2001-11-14 | 2001-11-14 | Revetement abradable pour parois de turbines a gaz |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE60217456D1 DE60217456D1 (de) | 2007-02-22 |
DE60217456T2 true DE60217456T2 (de) | 2007-11-08 |
Family
ID=8869370
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE60217456T Expired - Lifetime DE60217456T2 (de) | 2001-11-14 | 2002-11-08 | Abreibbare Beschichtung für Mantelringe von Gasturbinen |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6830428B2 (de) |
EP (1) | EP1312761B1 (de) |
DE (1) | DE60217456T2 (de) |
FR (1) | FR2832180B1 (de) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102009040299A1 (de) * | 2009-09-04 | 2011-03-10 | Mtu Aero Engines Gmbh | Einlaufbelag und Strömungsmaschine |
DE102013213386B3 (de) * | 2013-07-09 | 2014-08-14 | MTU Aero Engines AG | Strömungsmaschinen-Keramikbauteil |
DE102011053048B4 (de) | 2010-09-15 | 2022-07-21 | General Electric Company | Abtragbare Laufschaufelummantelung und Verfahren zum Minimieren einer Leckströmung durch einen Laufschaufelspitzenspalt |
DE102022201360A1 (de) | 2022-02-10 | 2023-08-10 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Dichtelement mit Wabenstruktur sowie Turbine mit einem solchen Dichtelement |
Families Citing this family (78)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2840839B1 (fr) * | 2002-06-14 | 2005-01-14 | Snecma Moteurs | Materiau metallique susceptible d'etre use par abrasion; pieces, carter; procede d'elaboration dudit materiau |
US7614847B2 (en) | 2004-11-24 | 2009-11-10 | General Electric Company | Pattern for the surface of a turbine shroud |
US7600968B2 (en) | 2004-11-24 | 2009-10-13 | General Electric Company | Pattern for the surface of a turbine shroud |
US8540701B2 (en) | 2005-03-04 | 2013-09-24 | The Invention Science Fund I, Llc | Hair treatment system |
US8679101B2 (en) * | 2005-03-04 | 2014-03-25 | The Invention Science Fund I, Llc | Method and system for temporary hair removal |
US8529560B2 (en) | 2005-03-04 | 2013-09-10 | The Invention Science Fund I, Llc | Hair treatment system |
EP1715224A1 (de) * | 2005-04-18 | 2006-10-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Dichtung für eine Strömungsmaschine |
US9055958B2 (en) | 2005-06-29 | 2015-06-16 | The Invention Science Fund I, Llc | Hair modification using converging light |
GB2428168A (en) * | 2005-07-06 | 2007-01-17 | Motorola Inc | A transmitter splits a signal into a plurality of sub-signals, each containing a plurality of sub-carriers, and amplifies each sub-signal separately. |
US20070248457A1 (en) * | 2006-04-25 | 2007-10-25 | General Electric Company | Rub coating for gas turbine engine compressors |
US20080044273A1 (en) * | 2006-08-15 | 2008-02-21 | Syed Arif Khalid | Turbomachine with reduced leakage penalties in pressure change and efficiency |
US20080274336A1 (en) * | 2006-12-01 | 2008-11-06 | Siemens Power Generation, Inc. | High temperature insulation with enhanced abradability |
US7871244B2 (en) * | 2007-02-15 | 2011-01-18 | Siemens Energy, Inc. | Ring seal for a turbine engine |
US20080206542A1 (en) * | 2007-02-22 | 2008-08-28 | Siemens Power Generation, Inc. | Ceramic matrix composite abradable via reduction of surface area |
US20080260523A1 (en) | 2007-04-18 | 2008-10-23 | Ioannis Alvanos | Gas turbine engine with integrated abradable seal |
US20080260522A1 (en) * | 2007-04-18 | 2008-10-23 | Ioannis Alvanos | Gas turbine engine with integrated abradable seal and mount plate |
DE602007013712D1 (de) * | 2007-04-26 | 2011-05-19 | Siemens Ag | Rotationsmaschine |
US9297269B2 (en) * | 2007-05-07 | 2016-03-29 | Siemens Energy, Inc. | Patterned reduction of surface area for abradability |
US7819625B2 (en) * | 2007-05-07 | 2010-10-26 | Siemens Energy, Inc. | Abradable CMC stacked laminate ring segment for a gas turbine |
US7967559B2 (en) * | 2007-05-30 | 2011-06-28 | General Electric Company | Stator-rotor assembly having surface feature for enhanced containment of gas flow and related processes |
US8061978B2 (en) * | 2007-10-16 | 2011-11-22 | United Technologies Corp. | Systems and methods involving abradable air seals |
US8100640B2 (en) * | 2007-10-25 | 2012-01-24 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal with improved thermomechanical fatigue life |
DE102007053135A1 (de) * | 2007-11-08 | 2009-05-14 | Mtu Aero Engines Gmbh | Gasturbinenbauteil, insbesondere Flugtriebwerksbauteil bzw. Verdichterbauteil |
US8079806B2 (en) * | 2007-11-28 | 2011-12-20 | United Technologies Corporation | Segmented ceramic layer for member of gas turbine engine |
US8257035B2 (en) * | 2007-12-05 | 2012-09-04 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vane for a gas turbine engine |
US20100030365A1 (en) * | 2008-07-30 | 2010-02-04 | Pratt & Whitney | Combined matching and inspection process in machining of fan case rub strips |
CH699312A1 (de) | 2008-08-15 | 2010-02-15 | Alstom Technology Ltd | Schaufelanordnung einer gasturbine. |
EP2202385A1 (de) * | 2008-12-24 | 2010-06-30 | Techspace Aero S.A. | Bearbeitung des Kompressorgehäuses eines Turbotriebwerks, die in der Anlegung einer Ringnut besteht, die eine Wellenbewegung beschreibt, um die Wirbel am Leitschaufelkopf zu kontrollieren |
US8177494B2 (en) * | 2009-03-15 | 2012-05-15 | United Technologies Corporation | Buried casing treatment strip for a gas turbine engine |
IT1396362B1 (it) * | 2009-10-30 | 2012-11-19 | Nuovo Pignone Spa | Macchina con righe in rilievo che possono essere abrase e metodo. |
DE102010005389A1 (de) | 2010-01-22 | 2011-07-28 | MTU Aero Engines GmbH, 80995 | Strukturierte Oberflächenbeschichtung mittels kinetischem Kaltgasspritzen |
JP5490736B2 (ja) * | 2010-01-25 | 2014-05-14 | 株式会社日立製作所 | セラミックアブレーダブルコーテイングを有するガスタービン用シュラウド |
EP2458157B1 (de) | 2010-11-30 | 2015-10-14 | Techspace Aero S.A. | Abriebdichtung eines Stator-Innenrings |
US20130017069A1 (en) * | 2011-07-13 | 2013-01-17 | General Electric Company | Turbine, a turbine seal structure and a process of servicing a turbine |
US20130017072A1 (en) * | 2011-07-14 | 2013-01-17 | General Electric Company | Pattern-abradable/abrasive coatings for steam turbine stationary component surfaces |
FR2981131B1 (fr) * | 2011-10-07 | 2013-11-01 | Turbomeca | Compresseur centrifuge equipe d'un marqueur de mesure d'usure et procede de suivi d'usure utilisant ce marqueur |
US8888446B2 (en) * | 2011-10-07 | 2014-11-18 | General Electric Company | Turbomachine rotor having patterned coating |
FR2988146B1 (fr) * | 2012-03-15 | 2014-04-11 | Snecma | Carter pour roue a aubes de turbomachine ameliore et turbomachine equipee dudit carter |
DE112013001507T5 (de) * | 2012-04-23 | 2015-03-19 | Borgwarner Inc. | Turboladerschaufel mit Umrisskantenstufe und Turbolader, der sie enthält |
US9896937B2 (en) | 2012-04-23 | 2018-02-20 | Borgwarner Inc. | Turbine hub with surface discontinuity and turbocharger incorporating the same |
WO2013162896A1 (en) | 2012-04-23 | 2013-10-31 | Borgwarner Inc. | Turbocharger shroud with cross-wise grooves and turbocharger incorporating the same |
US20140017061A1 (en) * | 2012-07-16 | 2014-01-16 | General Electric Company | Gas turbomachine including a purge flow reduction system and method |
FR2993577B1 (fr) * | 2012-07-20 | 2016-03-11 | Snecma | Revetement abradable resistant a la corrosion |
US20140286766A1 (en) * | 2012-09-11 | 2014-09-25 | General Electric Company | Compressor Casing Assembly Providing Access To Compressor Blade Sealing Assembly |
FR2995949B1 (fr) * | 2012-09-25 | 2018-05-25 | Safran Aircraft Engines | Carter de turbomachine |
US9416671B2 (en) | 2012-10-04 | 2016-08-16 | General Electric Company | Bimetallic turbine shroud and method of fabricating |
FR2999457B1 (fr) | 2012-12-18 | 2015-01-16 | Commissariat Energie Atomique | Procede de revetement d'un substrat par un materiau abradable ceramique, et revetement ainsi obtenu. |
US10301949B2 (en) * | 2013-01-29 | 2019-05-28 | United Technologies Corporation | Blade rub material |
WO2014120116A1 (en) * | 2013-01-29 | 2014-08-07 | United Technologies Corporation | Blade rub material |
GB201302492D0 (en) | 2013-02-13 | 2013-03-27 | Rolls Royce Plc | A Fan Containment System with Temporarily Deformable Panel |
WO2014158236A1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-10-02 | United Technologies Corporation | Cantilever stator with vortex initiation feature |
FR3007063B1 (fr) * | 2013-06-13 | 2015-07-03 | Composite Ind | Piece de materiau abradable pour la fabrication d'un secteur de joint annulaire abradable pour turbomachine et procede de fabrication d'une telle piece |
GB201311460D0 (en) * | 2013-06-27 | 2013-08-14 | Rolls Royce Plc | An abradable liner for a gas turbine engine |
US9289917B2 (en) * | 2013-10-01 | 2016-03-22 | General Electric Company | Method for 3-D printing a pattern for the surface of a turbine shroud |
US9243511B2 (en) * | 2014-02-25 | 2016-01-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine abradable layer with zig zag groove pattern |
US9249680B2 (en) | 2014-02-25 | 2016-02-02 | Siemens Energy, Inc. | Turbine abradable layer with asymmetric ridges or grooves |
US8939716B1 (en) | 2014-02-25 | 2015-01-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine abradable layer with nested loop groove pattern |
US9151175B2 (en) * | 2014-02-25 | 2015-10-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine abradable layer with progressive wear zone multi level ridge arrays |
WO2015130528A1 (en) * | 2014-02-25 | 2015-09-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine component thermal barrier coating with crack isolating engineered surface features |
WO2017142572A1 (en) * | 2016-02-17 | 2017-08-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Ceramic matrix composite turbine component with graded fiber-reinforced ceramic substrate |
US8939705B1 (en) * | 2014-02-25 | 2015-01-27 | Siemens Energy, Inc. | Turbine abradable layer with progressive wear zone multi depth grooves |
US8939706B1 (en) | 2014-02-25 | 2015-01-27 | Siemens Energy, Inc. | Turbine abradable layer with progressive wear zone having a frangible or pixelated nib surface |
CN106030045B (zh) * | 2014-02-25 | 2017-10-03 | 西门子公司 | 具有带有复合角、不对称表面面积密度脊和槽样式的耐磨层的涡轮环形节段 |
US8939707B1 (en) * | 2014-02-25 | 2015-01-27 | Siemens Energy, Inc. | Turbine abradable layer with progressive wear zone terraced ridges |
WO2016133582A1 (en) * | 2015-02-18 | 2016-08-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine shroud with abradable layer having dimpled forward zone |
US10309243B2 (en) * | 2014-05-23 | 2019-06-04 | United Technologies Corporation | Grooved blade outer air seals |
US20160236994A1 (en) * | 2015-02-17 | 2016-08-18 | Rolls-Royce Corporation | Patterned abradable coatings and methods for the manufacture thereof |
US10273192B2 (en) | 2015-02-17 | 2019-04-30 | Rolls-Royce Corporation | Patterned abradable coating and methods for the manufacture thereof |
EP3259451A1 (de) * | 2015-02-18 | 2017-12-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenkomponentenwärmedämmschicht mit rissisolierenden, kaskadierenden mehrgabeligen manipulierten rilleneigenschaften |
US10408079B2 (en) | 2015-02-18 | 2019-09-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Forming cooling passages in thermal barrier coated, combustion turbine superalloy components |
US9951642B2 (en) * | 2015-05-08 | 2018-04-24 | United Technologies Corporation | Intermittent grooved soft abradable material to reduce blade tip temperature |
BR112018001503B1 (pt) * | 2015-07-27 | 2022-06-07 | Sumitomo Chemical Company, Limited | Composição e método de controle de doença de planta e semente de planta ou um órgão de propagação vegetativa compreendendo a dita composição |
US10794211B2 (en) | 2016-04-08 | 2020-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Seal geometries for reduced leakage in gas turbines and methods of forming |
US10422348B2 (en) | 2017-01-10 | 2019-09-24 | General Electric Company | Unsymmetrical turbofan abradable grind for reduced rub loads |
US10428674B2 (en) * | 2017-01-31 | 2019-10-01 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine features for tip clearance inspection |
US11131206B2 (en) | 2018-11-08 | 2021-09-28 | Raytheon Technologies Corporation | Substrate edge configurations for ceramic coatings |
US11692490B2 (en) * | 2021-05-26 | 2023-07-04 | Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. | Gas turbine inner shroud with abradable surface feature |
US20230151825A1 (en) * | 2021-11-17 | 2023-05-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor shroud with swept grooves |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB840573A (en) * | 1958-01-20 | 1960-07-06 | Rolls Royce | Labyrinth seals |
US3365172A (en) * | 1966-11-02 | 1968-01-23 | Gen Electric | Air cooled shroud seal |
FR2339741A1 (fr) * | 1976-01-30 | 1977-08-26 | Snecma | Joint statorique abradable pour turbomachine axiale et son procede d'execution |
CA1063139A (en) * | 1976-03-09 | 1979-09-25 | Westinghouse Electric Corporation | Variable radius springback wavy seal |
GB2017228B (en) * | 1977-07-14 | 1982-05-06 | Pratt & Witney Aircraft Of Can | Shroud for a turbine rotor |
US4239452A (en) * | 1978-06-26 | 1980-12-16 | United Technologies Corporation | Blade tip shroud for a compression stage of a gas turbine engine |
CA1230017A (en) | 1983-12-27 | 1987-12-08 | United Technologies Corporation | Porous metal structures made by thermal spraying fugitive material and metal |
DE3413534A1 (de) * | 1984-04-10 | 1985-10-24 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Gehaeuse einer stroemungsmaschine |
DE8411277U1 (de) * | 1984-04-10 | 1986-08-14 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Gehäuse einer Strömungsmaschine |
US4652209A (en) * | 1985-09-13 | 1987-03-24 | Rockwell International Corporation | Knurled turbine tip seal |
US5476363A (en) * | 1993-10-15 | 1995-12-19 | Charles E. Sohl | Method and apparatus for reducing stress on the tips of turbine or compressor blades |
US5520508A (en) * | 1994-12-05 | 1996-05-28 | United Technologies Corporation | Compressor endwall treatment |
US5951892A (en) * | 1996-12-10 | 1999-09-14 | Chromalloy Gas Turbine Corporation | Method of making an abradable seal by laser cutting |
US6155778A (en) * | 1998-12-30 | 2000-12-05 | General Electric Company | Recessed turbine shroud |
ATE420272T1 (de) * | 1999-12-20 | 2009-01-15 | Sulzer Metco Ag | Profilierte, als anstreifschicht verwendete oberfläche in strömungsmaschinen |
-
2001
- 2001-11-14 FR FR0114698A patent/FR2832180B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-11-08 EP EP02292792A patent/EP1312761B1/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-11-08 DE DE60217456T patent/DE60217456T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-11-13 US US10/292,506 patent/US6830428B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102009040299A1 (de) * | 2009-09-04 | 2011-03-10 | Mtu Aero Engines Gmbh | Einlaufbelag und Strömungsmaschine |
DE102011053048B4 (de) | 2010-09-15 | 2022-07-21 | General Electric Company | Abtragbare Laufschaufelummantelung und Verfahren zum Minimieren einer Leckströmung durch einen Laufschaufelspitzenspalt |
DE102013213386B3 (de) * | 2013-07-09 | 2014-08-14 | MTU Aero Engines AG | Strömungsmaschinen-Keramikbauteil |
EP2824281A1 (de) * | 2013-07-09 | 2015-01-14 | MTU Aero Engines GmbH | Strömungsmaschinen-Keramikbauteil |
US10024192B2 (en) | 2013-07-09 | 2018-07-17 | MTU Aero Engines AG & Co. KG | Ceramic component for a turbomachine |
DE102022201360A1 (de) | 2022-02-10 | 2023-08-10 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Dichtelement mit Wabenstruktur sowie Turbine mit einem solchen Dichtelement |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1312761B1 (de) | 2007-01-10 |
US6830428B2 (en) | 2004-12-14 |
FR2832180A1 (fr) | 2003-05-16 |
DE60217456D1 (de) | 2007-02-22 |
US20030175116A1 (en) | 2003-09-18 |
FR2832180B1 (fr) | 2005-02-18 |
EP1312761A1 (de) | 2003-05-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE60217456T2 (de) | Abreibbare Beschichtung für Mantelringe von Gasturbinen | |
EP1111195B2 (de) | Profilierte, als Anstreifschicht verwendete Oberfläche in Strömungsmaschinen | |
DE3102575C2 (de) | ||
EP1375696B1 (de) | Schichtsystem für die Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine | |
DE3018620C2 (de) | Wärmedämmende und dichtende Auskleidung für eine thermische Turbomaschine | |
DE69728898T2 (de) | Verfahren zur Herstellung einer verschleissbaren Dichtung, verschleissbare Dichtung, und Bauteil eines Gasturbinentriebwerks mit einer solchen verschleissbaren Dichtung | |
DE4238369C2 (de) | Bauteil aus einem metallischen Grundsubstrat mit keramischer Beschichtung | |
EP0702130B1 (de) | Verfahren zur Fertigung eines Anstreifbelages für metallische Triebwerkskomponenten | |
DE3321477C2 (de) | ||
DE4436186C2 (de) | Turbinen- oder Kompressorschaufel mit einer spannungsreduzierten Spitze | |
EP3191244B1 (de) | Verfahren zur herstellung einer laufschaufel und so erhaltene schaufel | |
DE10121019A1 (de) | Gasturbinendichtung | |
DE3019920C2 (de) | Einrichtung zur äußeren Ummantelung der Laufschaufeln von Axialturbinen für Gasturbinentriebwerke | |
EP2589872B1 (de) | Bauelement und Turbomaschine mit einem solchen Bauelement | |
DE102005033176A1 (de) | Abschleifbare Beschichtungen für eine 7FA+E-Stufe 1 und Verfahren zum Herstellen der Beschichtungen | |
WO2002025065A1 (de) | Dichtungsanordnung | |
EP0661415A1 (de) | Einrichtung mit rotierfähigem Körper, Gehäuse und dazwischen liegendem Dichtspalt | |
DE19933445A1 (de) | Dichtring für nicht- hermetische Fluiddichtungen | |
EP3144568A1 (de) | Dichtungselement, dichtungssystem mit einem dichtungselement, turbomaschine mit einem dichtungssystem und verfahren zur herstellung eines dichtungselements | |
DE19730008C1 (de) | Panzerung für ein metallisches Triebwerksbauteil und Verfahren zu ihrer Herstellung | |
DE60203455T2 (de) | Verfahren zur Herstellung von Zungen einer Labyrinthdichtung für bewegliche Teile einer Turbine | |
EP3246430B1 (de) | Verfahren zur herstellung von schaufeln oder schaufelanordnungen einer strömungsmaschine mit erosionschutzschichten und entsprechend hergestelltes bauteil | |
DE19730751A1 (de) | Keramisches Bauteil für eine Wärmeschutzschicht sowie Wärmeschutzschicht | |
DE102017204243A1 (de) | Dichtfin mit zumindest einer gewölbten Seitenflanke | |
DE3500692A1 (de) | Axial- oder radiallaufschaufelgitter mit einrichtungen zur konstanthaltung des schaufelspitzenspiels |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8364 | No opposition during term of opposition |