DE8013163U1 - Gehäuse für eine thermische Turbomaschine mit einer wärmedämmenden Auskleidung - Google Patents

Gehäuse für eine thermische Turbomaschine mit einer wärmedämmenden Auskleidung

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Description

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MTU MOTOREN-UND TURBINEN-UNION
MÖNCHEN GMBH
MUnchen, 12. Mai 1980 Gehäuse für eine thermische Turbomaschine
mit einer wärmedanwenden Auskleidung
Die Erfindung bezieht sich auf ein Gehäuse für eine thermische Turbomaschine der im Gattungsbegriff des -Anspruchs 1 bezeichneten Art.
Durch die in jüngerer Zeit immer höher getriebene Leistungs- ^O steigerung von thermischen Turbomaschinen, wie Gasturbinen und Verdichtern, ergeben sich Probleme bei der Wärmedämmung solcher Maschinen. Hier hat die Auskleidung der Gehäuse mit Keramikwerkstoff zu einer erheblichen Verbesserung der Wärmedämmung geführt, allerdings 1st es
° bisher nicht gelungen, die stark unterschiedliche Wärmedehnung zwischen Metallgehäuse und Keramikauskleidung mit vertretbarem baulichen Aufwand zu beherrschen. Ein weiteres Problem von mit Keramikwerkstoffen ausgekleideten Gehäusen besteht darin, daß Keramik als Anlaufschicht
für schnell rotierende La'ufer aufgrund der großen Härte ungeeignet ist und zu erhöhtem Verschleiß der Läufer führt, woraus sich Unwuchten des Läufers und unzulässig große Luftspalte ergeben.
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung 1st es deshalb» ein gattungsgemäßes Gehäuse für eine thermische Turbomaschine so auszubilden, daß gleichzeitig höhe Wärmedämmung und beste Einlauffähigkeit garantiert sind.'Darüber hinaus muß das Gehäuse höchste Temperaturbeständigkeit und Temperaturwechselbeständigkeit aufweisen.
Zur Lösung dieser Aufgabe soll ein gattungsgemäßes Gehau se für eine thermische Turbomaschine die Merkmale des Kennzeichnungsteils des nspruchs 1 aufweisen.
Ein erfindungsgemäß ausgekleidetes Gehäuse hat den Vorteil, daß einerseits infolge der keramischen Zwischenschicht eine hohe Wärmedämmung zwischen dem Heißgasstrom und dem metallischen Gehäuse erzielt wird, andererseits durch die poröse überwiegend metallische Deckschicht Verschleißerscheinungen des Rotors infolge Anlaufens am Gehäuse minimal gehalten werden können. Besonders bei instationärer Betriebsweise der Turbomaschine wird durch den Mehrschicht-Verbundkörper eine Verbesserung des Betriebsverhaltens erzielt. So kann bei Beschleunigung der Turbomaschine und einem damit verbundenen starken Temperaturanstieg durch die wärmedämmende Keramikzwischenschicht eine schnelle und starke Ausdehnung des dünnwandigen Metallgehäuses vermieden werden, so daß der Luftspalt zwischen dein sich la ng sam ausdehnenden Rotor und dem Gehäuse gering gehalten wird. Umgekehrt kann bei einer Verzögerung der Turbomaschine und einem damit verbundenen starken Teraperaturabfall im Innern vermieden werden, daß das dünnwandige Gehäuse sehr viel schneller abkühlt als der Rotor, was zu einer unzulässig starken Abarbeitung der Inneren Oberfläche des Gehäuses durch den Rotor führen würde, insbesondere bei Wiederbeschleunigung in der Ver-
zögerungsphase. Kommt es zu einem Anstreifen des Rotors,
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so wird ein Verschleiß des Rotors bzw. der Rotorschaufeln durch die besondere Beschaffenheit der inneren Deckschicht der Gehäuseauskleidung verringert. Insgesamt kann durch die erfindungsgemäße Auskleidung eines Gehäuses der Abstand zwischen Rotor bzw. Rotorschaufeln und Gehäuse enger bemessen werden, und es können dadurch bessere Wirkungsgrade als bisher erzielt werden.
Die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe kann auch durch die Ausbildung eines gattungsgemäßen Gehäuses nach £s±vot-■jnspruch 2 gelöst werden. Durch die Auffüllung der an sich als Anlaufbelag bekannten metallischen Honigwabenstrukturen mit einer Wärmedämmschicht ergeben sich auch hier, insbesondere bei instationärem Betrieb der Turbomaschinen die oben geschilderten Vorteile.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung soll zusätzlich zu der Honigwabenstruktur eine poröse Uberwiegend metallische Deckschicht aus einem fUr Einlaufbeläge geeigneten Material bis zur Höhe der Wabenstruktur aufgebracht sein. Durch die vollständige Auffüllung der Honig-, wabenstruktur wird ein verbesserter Heißgaskorrosionsschutz der metallischen Honigwaben selbst und eine zusätzliche Verbesserung der Wärmedämmung erzielt.
Bei einer anderen bevorzugten Ausführungsform, die vorzugsweise fUr Gasturbinengehäuse geeignet 1st, soll die poröse Deckschicht aus heißgaskorrosionsbeständigem Material, Insbesondere aus einer Metal1-Chrom-Aluminium-Yttriutn-Legierung bestehen, wodurch selbst in höchsten Temperaturbereichen noch ausreichend Schutz der Honigwaben gegen Heißgaskorrosion erzielbar 1st.
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In den ansprüchen 5, 6 und 7 sind bevorzugte Materialauswahlen fUr die Haftschicht, die Wärmedämmschicht und die Deckschicht aufgezeigt. 5
Im weiteren bezieht sich die Erfindung auf ein Verfahren zur Herstellung einer Gehäuseauskleidung, wie sie in den sflnSprüchen 1 und 5 bis 7 offenbart ist. Die erfindungsgemäßen Verfahrensschritte sind in spruch aufgezeigt.
Durch das erfindungsgemäße Verfahren wird erreicht, daß der Haftmechanismus zwischen -den einzelnen Schichten, der durch mechanische Verklammerung und physikalische Bindung, '* Diffusion und metallurgische Wechselwirkungen bewirkt wird, im Sinne einer besonders guten Haftung beeinflußt wird. Durch das erfindungsgemäße Verfahren wird eine hohe Grenzflächentemperatur und eine gute Benetzung gewährleistet, die Voraussetzung für die hohe Haftfähigkeit
der einzelnen Schichten aneinander ist. Es hat sich gezeigt, daß die Rauhtiefe von 30 bis 40 ^m zu einer besonders guten mechanischen Verklammerung zwischen dem Metallgehäuse und der Haftschicht führt (Druckknopfprinzip)
Die Herstellung einer Gehäuseauskleidung nach den -ftrtWFfe-
Ansprüchen 2 bis 7 soll erfindungsgemäß durch ein Verfahren gemäß £^fegs*Unspruch 9 oder gemäß nspruch erfolgen.
Anhand der beigefügten Zeichnungen wird die erfindungs-
gemäße Ausbildung eines Gehäuses für eine thermische Turbomaschine erläutert. In den Zeichnungen zeigen
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F1g. 1 einen Längsschnitt durch eine Turbomaschine ausschnittweise,
Fig. 2 das Schliffbild einer erfindungsgemäßen
Gehäuseausklei ng, etwa 5Ofach vergrößert und
Flg. 3 eine mit einer Honigwabenstruktur versehene Gehäuseauskleidung ausschnittweise
1m SchrägbHd.
In dem Längsschnitt gemäß Fig. 1 ist ein Rotor einer Turbomaschine mit 1 bezeichnet, ein Gehäuse mit 2. Der Rotor 1 umfaßt zwei Rotorscheiben, die jeweils mit Axiallaufschaufeln bestückt sind. Jeweils der Stirnfläche der Laufschaufeln gegenüberliegend ist das Gehäuse 2 mit einer erfindungsgemäßen mehrschichtigen Auskleidung 3 versehen.
Der Aufbau dieser Auskleidung 3 ist in Flg. 2 anhand eines vergrößerten Schliffbildes dargestellt. Das metallische Gehäuse selbst ist in Fig. 2 wiederum mit 2 bezeichnet. Angrenzend an die Oberfläche des metallischen Gehäuses 2 liegt eine metallische Haftschicht 31, über dieser eine keramische Zwischenschicht 32 und darüber eine poröse überwiegend metallische Deckschicht. Die weißen Stellen 1n der Deckschicht 33 sind Nickelbestandteile, die dunkelgrauen Graphitbestandteile, während die schwarzen Stellen Hohlräume sind. Der oberhalb der Deckschicht 33 erscheinende schwarze Rand bildet einen Hintergrund, d. h. er gehört nicht mehr zur Deckschicht 33. .
In dem Schrägbild gemäß Fig. 3 1st die metallische Gehäusewand wiederum mit 2 bezeichnet und eine Haftschlicht mit 31. «riders als bei der Auskleidung gemäß. Fig. 2 ist auf die
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metallische Gehäusewand 2 eine metallische Honigwabenstruktur 34 aufgelötet. In die Honigwaben ist die Haftschicht 31 und darüber die keramische Dämmschicht 32 mltteis Flammspritzen oder Plasmaspritzen eingefüllt worden. Bei dem in Fig. 3 gezeigten AusfUhrungsbeispiel sind die Honigwaben 34 nur etwa bis zur Hälfte ihrer Höhe ausgefüllt und es befindet sich oberhalb der keramischen Wärmedämmschicht 32 jeweils freier Hohlraum. Bei alternativen AusfUhrungsformen kann dieser oberhalb der keramischen Wärmedämmschicht 32 sich befindende Hohlraum in den Honigwaben 34 von einer porösen "überwiegend metallischen Deckschicht ausgefüllt sein oder von einer speziell heißgaskorrosionsbeständigen Deckschicht. Die Verwendung der Hönig wabenstruktur 34 ist vor allem aufgrund ihrer stützenden Wirkung für den Mehrschichtverbundkörper, bestehend aus Haftschicht 31, Wärmedämmschicht 32 und gegebenenfalls poröser Deckschicht 33 von Vorteil.
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Claims (8)

* ·· t· mi t« «&igr; &bull; · a a · a a a a a &bull; et« · a a a a «t« a <· · t · · &igr; . · · · . 111·· >i im ·· &igr;» 1 ba/fr MTU MOTOREN- UND TURBINEN-UNION MÖNCHEN GMBH MUnchen» 12. Mai 1980 &rgr; &agr; \ &eegr; &mgr;&mdash;&igr; ^n Sprüche
1. Gehäuse für eine thermische Turbomaschine mit einer wa'rmedämmenden Auskleidung aus Keramikwerkstoff, dadurch gekennzeichnet, daß die Auskleidung einen mittels thermischem Spritzen aufgebrachten Mehrschicht-Verbundkörper umfaßt, welcher wenigstens eine an der
Gehäusewand anliegende metallische Haftschicht (31),
eine keramische Zwischenschicht (32) und eine als Einlaufbelag ausgebildete poröse überwiegend metallische Deckschicht (33) umfaßt.
2. Gehäuse für eine thermische Turbomaschine mit einer wärmedämmenden Auskleidung aus Keramikwerkstoff, dadurch gekennzeichnet, daß die Auskleidung eine an sich bekannte metallische Honigwabenstruktur (34) umfaßt, die mit einer mittels des thermischen Spritzens aufgebrachten an der Gehäusewand anliegenden metallische Haftschicht (31) und einer keramischen Wärmedämmschicht (32) teilweise gefüllt 1st.
3. Gehäuse nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß auf der keramischen Wärmedämmschicht (32) eine poröse
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Überwiegend metallische Deckschicht (33) aus einem für Einlaufbeläge geeigneten Material bis zur Höhe der Wabenstruktur aufgebracht 1st.
5
4. Gehäuse nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß auf der keramischen Wärmedämmschicht eine poröse Deckschicht aus heißgaskorrosionsbeständigem Material, Insbesondere aus einer Metall-Chrom-Aluminium-Yttriura-
Legierung (MeCrATY-Legierung) angebracht 1st.
5. Gehäuse nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die metallische Haftschicht aus einer Ni-Cr-Al-Legierung besteht mit 4,5 bis 7,5 Gew.« Al, 15,5 bis 21,5 Gew.% Chrom und Nickel als Rest.
■ ■ ·
&iacgr;
6. Gehäuse nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Wärmedämmschicht aus ZrO2 besteht, das mit 5 bis 31 % CaO oder mit 8 bis 20 % Y2O3 oder mit 15 bis 30 % MgO stabilisiert ist.
7. Gehäuse nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß dem stabilisierten ZrO2 eine metallische Komponente beige-
&iacgr; mischt 1st (Cermetschicht).
\- 25
&iacgr;
8. Gehäuse nach den Ansprüchen 1 bis 3, oder 5 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die poröse Deckschicht aus
einer Legierung vorzugsweise N1~Cr-Leg1erung oder aus
einer Metall-Keramik-Verbindung, vorzugsweise Ni-BN oder
30'
aus einer Metall-Kunststoff-Verbindung, vorzugsweise
Ni-Polyamid (NiCr-Polyamid) oder aus einer Ni-Graphit-Verbindung mit vorzugsweise 75 Gew.% Ni und 25 Gew.% Graphit besteht.
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Families Citing this family (81)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2116639B (en) * 1982-03-05 1985-11-20 Rolls Royce Turbine shroud segments and turbine shroud assembly
US4671740A (en) * 1982-06-10 1987-06-09 Wilbanks International, Inc. Ceramic coated abrasion resistant member and process for making
DE3413534A1 (de) * 1984-04-10 1985-10-24 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Gehaeuse einer stroemungsmaschine
JPS61109990A (ja) * 1984-11-02 1986-05-28 三菱樹脂株式会社 複合管
US4639388A (en) * 1985-02-12 1987-01-27 Chromalloy American Corporation Ceramic-metal composites
JPH0349349Y2 (de) * 1985-06-18 1991-10-22
US4652209A (en) * 1985-09-13 1987-03-24 Rockwell International Corporation Knurled turbine tip seal
CH670874A5 (de) * 1986-02-04 1989-07-14 Castolin Sa
US4914794A (en) * 1986-08-07 1990-04-10 Allied-Signal Inc. Method of making an abradable strain-tolerant ceramic coated turbine shroud
US4764089A (en) * 1986-08-07 1988-08-16 Allied-Signal Inc. Abradable strain-tolerant ceramic coated turbine shroud
FR2606037B1 (fr) * 1986-11-04 1989-02-03 Total Petroles Revetement metallique realise sur un substrat mineral
US4783341A (en) * 1987-05-04 1988-11-08 United Technologies Corporation Method and apparatus for measuring the density and hardness of porous plasma sprayed coatings
US4867639A (en) * 1987-09-22 1989-09-19 Allied-Signal Inc. Abradable shroud coating
JPH0547824Y2 (de) * 1988-08-24 1993-12-16
US4936745A (en) * 1988-12-16 1990-06-26 United Technologies Corporation Thin abradable ceramic air seal
DE69010122T2 (de) * 1989-09-08 1994-11-17 Toyota Motor Co Ltd Abtragbares Material für eine Turbomaschine.
US5080934A (en) * 1990-01-19 1992-01-14 Avco Corporation Process for making abradable hybrid ceramic wall structures
US5064727A (en) * 1990-01-19 1991-11-12 Avco Corporation Abradable hybrid ceramic wall structures
US5169674A (en) * 1990-10-23 1992-12-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method of applying a thermal barrier coating system to a substrate
US5112683A (en) * 1990-10-30 1992-05-12 Chomerics, Inc. High temperature resistance mask
US5238365A (en) * 1991-07-09 1993-08-24 General Electric Company Assembly for thermal shielding of low pressure turbine
US5195868A (en) * 1991-07-09 1993-03-23 General Electric Company Heat shield for a compressor/stator structure
US5176495A (en) * 1991-07-09 1993-01-05 General Electric Company Thermal shielding apparatus or radiositor for a gas turbine engine
US5174714A (en) * 1991-07-09 1992-12-29 General Electric Company Heat shield mechanism for turbine engines
US5165848A (en) * 1991-07-09 1992-11-24 General Electric Company Vane liner with axially positioned heat shields
US5292382A (en) * 1991-09-05 1994-03-08 Sulzer Plasma Technik Molybdenum-iron thermal sprayable alloy powders
US5236745A (en) * 1991-09-13 1993-08-17 General Electric Company Method for increasing the cyclic spallation life of a thermal barrier coating
DE4238369C2 (de) * 1992-11-13 1996-09-26 Mtu Muenchen Gmbh Bauteil aus einem metallischen Grundsubstrat mit keramischer Beschichtung
DE4303135C2 (de) * 1993-02-04 1997-06-05 Mtu Muenchen Gmbh Wärmedämmschicht aus Keramik auf Metallbauteilen und Verfahren zu ihrer Herstellung
US5530050A (en) * 1994-04-06 1996-06-25 Sulzer Plasma Technik, Inc. Thermal spray abradable powder for very high temperature applications
US5721188A (en) * 1995-01-17 1998-02-24 Engelhard Corporation Thermal spray method for adhering a catalytic material to a metallic substrate
US6102656A (en) * 1995-09-26 2000-08-15 United Technologies Corporation Segmented abradable ceramic coating
DE19619438B4 (de) * 1996-05-14 2005-04-21 Alstom Wärmestausegment für eine Turbomaschine
US5980203A (en) * 1996-06-05 1999-11-09 Atlas Compco Comptec Spark-prevention coating for oxygen compressor shroud
JP3567064B2 (ja) * 1997-06-23 2004-09-15 株式会社 日立インダストリイズ ラビリンスシール装置及びそれを備えた流体機械
US6676783B1 (en) 1998-03-27 2004-01-13 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature insulation for ceramic matrix composites
US6013592A (en) 1998-03-27 2000-01-11 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature insulation for ceramic matrix composites
US6197424B1 (en) 1998-03-27 2001-03-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Use of high temperature insulation for ceramic matrix composites in gas turbines
SG72959A1 (en) * 1998-06-18 2000-05-23 United Technologies Corp Article having durable ceramic coating with localized abradable portion
US6235370B1 (en) * 1999-03-03 2001-05-22 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature erosion resistant, abradable thermal barrier composite coating
DE19936761A1 (de) * 1999-08-09 2001-05-10 Abb Alstom Power Ch Ag Befestigungsvorrichtung für Hitzeschutzschilde
EP1111195B2 (de) * 1999-12-20 2013-05-01 Sulzer Metco AG Profilierte, als Anstreifschicht verwendete Oberfläche in Strömungsmaschinen
US6485025B1 (en) * 2000-11-27 2002-11-26 Neomet Limited Metallic cellular structure
US6846574B2 (en) * 2001-05-16 2005-01-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Honeycomb structure thermal barrier coating
EP1275748A3 (de) 2001-07-13 2004-01-07 ALSTOM (Switzerland) Ltd Hochtemperaturbeständiger Schutzüberzug mit eingebetteten lokalen Erhebungen sowie Verfahren zur Herstellung des Schutzüberzuges
GB0206136D0 (en) 2002-03-15 2002-04-24 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to cellular materials
DE10225532C1 (de) * 2002-06-10 2003-12-04 Mtu Aero Engines Gmbh Schichtsystem für die Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine
US7488153B2 (en) * 2002-07-01 2009-02-10 Alstom Technology Ltd. Steam turbine
EP1378630A1 (de) * 2002-07-01 2004-01-07 ALSTOM (Switzerland) Ltd Dampfturbine
GB0226686D0 (en) * 2002-11-15 2002-12-24 Rolls Royce Plc Method of damping vibration in metallic articles
US7033421B1 (en) 2003-01-17 2006-04-25 Uop Llc Sorption cooling for handheld tools
US20050120719A1 (en) * 2003-12-08 2005-06-09 Olsen Andrew J. Internally insulated turbine assembly
EP1541808A1 (de) * 2003-12-11 2005-06-15 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenbauteil mit Wärmedämmschicht und Erosionsschutzschicht
EP1541810A1 (de) * 2003-12-11 2005-06-15 Siemens Aktiengesellschaft Verwendung einer Wärmedämmschicht für ein Bauteil einer Dampfturbine und eine Dampfturbine
DE102004018994A1 (de) * 2004-04-20 2005-11-17 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Herstellung einer Wabendichtung
DE102004031255B4 (de) * 2004-06-29 2014-02-13 MTU Aero Engines AG Einlaufbelag
JP4607530B2 (ja) * 2004-09-28 2011-01-05 株式会社日立製作所 遮熱被覆を有する耐熱部材およびガスタービン
US7387758B2 (en) * 2005-02-16 2008-06-17 Siemens Power Generation, Inc. Tabbed ceramic article for improved interlaminar strength
EP1734145A1 (de) * 2005-06-13 2006-12-20 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem für ein Bauteil mit Wärmedämmschicht und metallischer Erosionsschutzschicht, Verfahren zur Herstellung und Verfahren zum Betreiben einer Dampfturbine
US8950069B2 (en) * 2006-12-29 2015-02-10 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Integrated compressor vane casing
US8092161B2 (en) * 2008-09-24 2012-01-10 Siemens Energy, Inc. Thermal shield at casing joint
US20110086163A1 (en) * 2009-10-13 2011-04-14 Walbar Inc. Method for producing a crack-free abradable coating with enhanced adhesion
GB2483060B (en) * 2010-08-23 2013-05-15 Rolls Royce Plc A turbomachine casing assembly
DE102010060944B3 (de) * 2010-12-01 2012-04-05 Bbat Berlin Brandenburg Aerospace Technology Ag Wärmedämmende Auskleidung für eine Fluggasturbine
US20140220324A1 (en) * 2012-08-15 2014-08-07 Christopher W. Strock Thermal barrier coating having outer layer
US8733500B1 (en) * 2012-11-12 2014-05-27 Hexcel Corporation Acoustic structure with internal thermal regulators
DE102013213834A1 (de) * 2013-07-15 2015-02-19 MTU Aero Engines AG Verfahren zum Herstellen eines Isolationselements und Isolationselement für ein Gehäuse eines Flugtriebwerks
US9243511B2 (en) 2014-02-25 2016-01-26 Siemens Aktiengesellschaft Turbine abradable layer with zig zag groove pattern
CN106030039A (zh) 2014-02-25 2016-10-12 西门子公司 具有深度变化材料性质的涡轮机部件热障涂层
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
US9151175B2 (en) 2014-02-25 2015-10-06 Siemens Aktiengesellschaft Turbine abradable layer with progressive wear zone multi level ridge arrays
DE102014111527B4 (de) * 2014-08-13 2018-05-09 Knorr-Bremse Systeme für Nutzfahrzeuge GmbH Zylinderkopf für einen Kompressor mit besonders effizienter Luftkühlung
EP3029274B1 (de) * 2014-10-30 2020-03-11 United Technologies Corporation Thermisch gespritztes bonding einer keramikstruktur auf ein substrat
EP3259452A2 (de) 2015-02-18 2017-12-27 Siemens Aktiengesellschaft Formung von kühlpassagen in verbrennungsturbine-superlegierungsgussteilen
WO2016133581A1 (en) 2015-02-18 2016-08-25 Siemens Aktiengesellschaft Turbine shroud with abradable layer having composite non-inflected triple angle ridges and grooves
EP3141705B1 (de) * 2015-09-08 2018-12-26 Ansaldo Energia Switzerland AG Gasturbinenrotorabdeckung
US10302013B2 (en) 2015-09-30 2019-05-28 Corning Incorporated Composite thermal barrier for combustion chamber surfaces
US20170159442A1 (en) * 2015-12-02 2017-06-08 United Technologies Corporation Coated and uncoated surface-modified airfoils for a gas turbine engine component and methods for controlling the direction of incident energy reflection from an airfoil
US20180135638A1 (en) * 2016-11-16 2018-05-17 General Electric Company Ceramic coating composition for compressor casing and methods for forming the same
CN110592517A (zh) * 2019-10-24 2019-12-20 中国科学院工程热物理研究所 一种高温封严涂层结构的制造方法
CN113564521B (zh) * 2021-07-20 2023-06-09 西安理工大学 一种金属表面的蜂巢结构多层膜及其制备方法

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3042365A (en) * 1957-11-08 1962-07-03 Gen Motors Corp Blade shrouding
US3068016A (en) * 1958-03-31 1962-12-11 Gen Motors Corp High temperature seal
US3053694A (en) * 1961-02-20 1962-09-11 Gen Electric Abradable material
US3545944A (en) * 1965-03-10 1970-12-08 United Aircraft Corp Composite metal article having an intermediate bonding layer of nickel aluminide
DE1521145B2 (de) * 1965-04-06 1971-03-18 Motoren- und Turbinen-Union München GmbH. 8000 München: Verfahren zur herstellung einer gehaeuseauskleidung fuer laeufer von stroemungsmaschinen durch metallspritzen
CA963497A (en) * 1970-12-21 1975-02-25 Gould Inc. Powder metal honeycomb
FR2160358B3 (de) * 1971-11-15 1975-08-29 United Aircraft Corp
DE2401951A1 (de) * 1973-01-17 1974-07-25 Rolls Royce 1971 Ltd Dichtungsanordnung fuer turbomaschinen
CH589220A5 (de) * 1973-06-29 1977-06-30 Bbc Brown Boveri & Cie
US3867061A (en) * 1973-12-26 1975-02-18 Curtiss Wright Corp Shroud structure for turbine rotor blades and the like
US3918925A (en) * 1974-05-13 1975-11-11 United Technologies Corp Abradable seal
US4248940A (en) * 1977-06-30 1981-02-03 United Technologies Corporation Thermal barrier coating for nickel and cobalt base super alloys
JPS5242906U (de) * 1975-09-22 1977-03-26
US4039296A (en) * 1975-12-12 1977-08-02 General Electric Company Clearance control through a Ni-graphite/NiCr-base alloy powder mixture
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
US4109031A (en) * 1976-12-27 1978-08-22 United Technologies Corporation Stress relief of metal-ceramic gas turbine seals
US4247249A (en) * 1978-09-22 1981-01-27 General Electric Company Turbine engine shroud
US4273824A (en) * 1979-05-11 1981-06-16 United Technologies Corporation Ceramic faced structures and methods for manufacture thereof
US4289446A (en) * 1979-06-27 1981-09-15 United Technologies Corporation Ceramic faced outer air seal for gas turbine engines

Also Published As

Publication number Publication date
GB2076066B (en) 1984-05-23
GB2131099A (en) 1984-06-13
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GB8325289D0 (en) 1983-10-26
GB2076066A (en) 1981-11-25
JPH0346654B2 (de) 1991-07-16
GB2131099B (en) 1984-12-12
DE3018620A1 (de) 1981-11-26
US4405284A (en) 1983-09-20
DE3018620C2 (de) 1982-08-26
FR2482664A1 (fr) 1981-11-20
JPS5749027A (en) 1982-03-20

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