EP0192512B1 - Anneaux de turbine abradable et turbines ainsi obtenues - Google Patents
Anneaux de turbine abradable et turbines ainsi obtenues Download PDFInfo
- Publication number
- EP0192512B1 EP0192512B1 EP86400106A EP86400106A EP0192512B1 EP 0192512 B1 EP0192512 B1 EP 0192512B1 EP 86400106 A EP86400106 A EP 86400106A EP 86400106 A EP86400106 A EP 86400106A EP 0192512 B1 EP0192512 B1 EP 0192512B1
- Authority
- EP
- European Patent Office
- Prior art keywords
- abradable
- ring
- rings
- refractory material
- turbine
- 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
Links
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 19
- 239000011819 refractory material Substances 0.000 claims description 13
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 9
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 claims description 7
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims description 5
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 5
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 3
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 3
- 239000012212 insulator Substances 0.000 claims description 3
- 238000005229 chemical vapour deposition Methods 0.000 claims 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 claims 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 11
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 5
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 5
- 238000000151 deposition Methods 0.000 description 3
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 3
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 2
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 2
- 238000000280 densification Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 101100008047 Caenorhabditis elegans cut-3 gene Proteins 0.000 description 1
- 240000008042 Zea mays Species 0.000 description 1
- HMDDXIMCDZRSNE-UHFFFAOYSA-N [C].[Si] Chemical compound [C].[Si] HMDDXIMCDZRSNE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 239000011365 complex material Substances 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000004090 dissolution Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 239000010419 fine particle Substances 0.000 description 1
- 238000000227 grinding Methods 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical group C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 238000005382 thermal cycling Methods 0.000 description 1
- 238000007740 vapor deposition Methods 0.000 description 1
Images
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
Definitions
- the present invention relates to abradable turbine rings, their preparation process and the turbines obtained.
- the object of the present invention is to propose an acceptable solution to this problem; this solution involves the use of a specific material and a particular structure of the ring.
- the invention thus provides abradable rings for turbines made of a refractory material, comprising at least one open ring having an opening defined by two end faces of the open ring, this open ring being held tight against a fixed metal structure using an appropriate clamping means, characterized in that said rings are made of an abradable refractory material, and at least one spring means is disposed in said opening between said two faces of this opening, this spring means being chosen so as to exert on said face a sufficient force to permanently apply the ring of abradable material to said fixed metal structure.
- open ring is meant either a ring forming almost the entire inner periphery of the metal structure but comprising a cut between the faces of which a spring is inserted or portions of rings between the faces of which a spring is inserted.
- the facing faces obtained by the cut or cuts of the open ring can have the form of baffles so as to improve the seal at these cut.
- the spring mentioned may be any means (spring operating in tension, spring operating in compression, actuator), allowing the application of an "open ring” against the application of a suitable force at the level of the cut (s).
- the specific material used is an abradable material, obtained by gaseous deposition of a refractory material such as silicon carbide and alumina, within a carbon fibrous structure and then elimination of said carbon fibrous structure.
- the preferred material consists of silicon carbide, has a porosity of 15 to 20% and is formed of small hollow tubes all having the same direction substantially that of the radius of the "open ring”.
- the fibrous carbon structure in which the refractory material is deposited may be a disordered structure (felt) or a more or less ordered structure in which a greater or lesser proportion of the fibers will be oriented in at least one preferred direction. This orientation could for example be unidirectional and be obtained by combing or equivalent means.
- the fibrous structure may be more or less densified by deposition, as known, on or between the carbon fibers. Thanks to this possibility of orientation of the carbon fibers, and thanks to the possibility of densification of the carbon fiber structure, the method according to the invention makes it possible to obtain a whole series of new materials whose properties can be controlled in order to adapt them to the intended uses.
- the deposition, in the gas phase, of the refractory material in the structure based on carbon fibers can be advantageously carried out while said structure has been shaped so as to directly obtain a product in its final form, it that is, ready to be assembled or used.
- the carbon contained in the complex material obtained (carbon in the form of fibers and possibly densification carbon) is eliminated by any known means, in particular by oxidation. This implies that the deposited refractory material resists well the means used to remove the carbon.
- Products are thus obtained, the essential characteristic of which is that they are in the form of an assembly of small tubes of refractory material.
- Such a material has been produced using, according to a nonlimiting example, a structure formed from oriented carbon fibers, this structure will for example have a weight of approximately 330 g / m 2 , a fiber content of approximately 9%, and a fiber diameter of 7 to 10 micrometers.
- Silicon carbide will be deposited in this material, according to the vapor deposition technique, and the carbon fibers contained in the material obtained will be eliminated by any known means, for example by dissolution.
- said material is particularly designated for making turbine rings using the particular structure of the ring as defined above, the small hollow tubes of silicon carbon being oriented in a substantially perpendicular to the abradable surface.
- FIG. 1 there is shown in 1 the closed metal ring which constitutes the structure of the turbine and in 2 the ring of abradable material according to the invention.
- This ring of abradable material is open 3; the two faces of this opening are compressed by a spring 4 working in compression, said spring being chosen so as to exert on said faces a sufficient force to permanently apply the ring of abradable material on the metal ring.
- the spring 4 may consist of an air cylinder or a hydraulic cylinder or, preferably, of a leaf spring, either metallic, ceramic, or mixed.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
- La présente invention concerne des anneaux de turbine abradables, leur procédé de préparation et les turbines obtenues.
- Le rôle d'un anneau de turbine est d'assurer, au droit de la turbine, la frontière de la veine gazeuse en limitant au mieux le passage direct des gaz. Le rendement de la turbine est donc lié aux caractéristiques de cet anneau dont dépend le jeu en bout d'aubes. Pour pouvoir minimiser ce jeu autant que possible, l'anneau doit avoir deux propriétés:
- - être constitué d'un matériau abradable,
- - être réglable de façon à pouvoir prévoir une correction active du diamètre de l'anneau en fonction de la configuration instantanée du moteur.
- On connaît déjà par le document US-A-4 398 866 un anneau de turbine ouvert comportant une coupure (30) réalisée en céramique composite. La présence de cette coupure permet de tenir compte de la dilatation résultant des variations de température importantes lors du fonctionnement de la turbine.
- Cependant, il n'est pas prévu de moyen permettant de prévoir une correction active du diamètre de l'anneau en fonction de la configuration instantanée.
- D'autres documents relatifs à des anneaux de turbine sont les suivants: US-A-4 307 993, US-A-2 139 293, GB-A-2 059 806, GB-A-2 139 293, ces anneaux pouvant être constitués en matériau réfractaire abradable.
- Le but de la présente invention est de proposer une solution acceptable à ce problème; cette solution implique l'emploi d'un matériau spécifique et une structure particulière de l'anneau.
- L'invention fournit ainsi des anneaux abradables pour turbines constitués d'un matériau réfractaire, comprenant au moins un anneau ouvert comportant une ouverture définie par deux faces d'extrémités de l'anneau ouvert, cet anneau ouvert étant maintenu serré contre une structure métallique fixe à l'aide d'un moyen de serrage approprié, caractérisés en ce que lesdits anneaux sont constitués d'un matériau réfractaire abradable, et au moins un moyen ressort est disposé dans ladite ouverture entre lesdites deux faces de cette ouverture, ce moyen ressort étant choisi de façon à exercer sur ladite face un effort suffisant pour appliquer en permanence l'anneau en matériau abradable sur ladite structure fixe métallique.
- Par "anneau ouvert", on entend soit un anneau faisant la quasi totalité du pourtour intérieur de la structure métallique mais comportant une coupure entre les faces de laquelle on insère un ressort soit des portions d'anneaux entre les faces desquelles on insère un ressort.
- Il est clair que les faces en regard obtenues par le ou les coupures de l'anneau ouvert peuvent avoir la forme de chicanes de façon à améliorer l'étanchéité au niveau de ces coupures.
- Le ressort mentionné peut être tout moyen (ressort opérant en traction, ressort opérant en compression, vérin), permettant par l'application d'une force convenable au niveau de la (ou des) coupure d'appliquer l'"anneau ouvert" contre la structure métallique de la turbine ou contre uoe structure elle-même métallique ou isolante (céramique) que l'on pourra adapter à ladite structure métallique de la turbine.
- Le matériau spécifique utilisé est un matériau abradable, obtenu par dépôt en phase gazeuse d'un matériau réfractaire tel que le carbure de silicium et l'alumine, au sein d'une structure fibreuse de carbone puis élimination de ladite structure fibreuse de carbone.
- Le matériau préféré est constitué de carbure de silicium, présente une porosité de 15 à 20 % et est formé de petits tubes creux ayant tous une même direction sensiblement celle du rayon de l'"anneau ouvert".
- La structure fibreuse de carbone dans laquelle s'effectuera le dépôt du matériau réfractaire pourra être une structure désordonnée (feutre) ou une structure plus ou moins ordonnée dans laquelle une plus ou moins grande proportion des fibres sera orientée dans au moins une direction préférentielle. Cette orientation pourra être par exemple unidirectionnelle et être obtenue par peignage ou moyens équivalents. La structure fibreuse pourra être plus ou moins densifiée par dépôt, comme connu, sur ou entre les fibres de carbone. Grâce à cette possibilité d'orientation des fibres de carbone, et grâce à la possibilité de densification de la structure en fibres de carbone, le procédé selon l'invention permet d'obtenir toute une série de matériaux nouveaux dont on peut contrôler les propriétés afin de les adapter aux utilisations prévues.
- Il faut signaler que le dépôt, en phase gazeuse, du matériau réfractaire dans la structure à base de fibres de carbone peut être avantageusement réalisé alors que ladite structure a été mise en forme de façon à obtenir directement un produit dans sa forme définitive, c'est-à-dire prêt à être assemblé ou utilisé.
- L'élimination du carbone contenu dans le matériau complexe obtenu (carbone se trouvant sous forme de fibres et éventuellement de carbone de densification) s'effectue par tout moyen connu notamment par oxydation. Ceci implique que le matériau réfractaire déposé résiste bien au moyen utilisé pour éliminer le carbone.
- On obtient ainsi des produits dont la caractéristique essentielle est qu'ils se présentent sous la forme d'un assemblage de petits tubes en matière réfractaire.
- Lorsque ces petits tubes sont orientés, il est possible que les surfaces des pièces présentent, par rapport auxdits petits tubes, des orientations spécifiques par exemple les surfaces de frottement seront perpendiculaires à l'axe des tubes, dans ce dernier cas l'usure du matériau s'effectuera par la rupture, en flexion, des parois minces des tubes en matériau réfractaire.
- On a réalisé un tel matériau en utilisant, selon un exemple non limitatif, une structure formée de fibres de carbone orientées cette structure aura par exemple un poids d'environ 330 g/m2, un taux de fibres d'environ 9 %, et un diamètre de fibres de 7 à 10 micromètres.
- On déposera dans ce matériau, selon la technique de dépôt en phase vapeur, du carbure de silicium et on éliminera par tout moyen connu, par exemple par dissolution, les fibres de carbone contenues dans le matériau obtenu.
- Un tel matériau possède les qualités suivantes:
- - résistance à la corrosion par les produits de combustion à haute température (1 300° C) afin de limiter le débit d'air de refroidissement,
- - résistance aux cyclages thermiques,
- - résistance aux chocs thermiques,
- - résistance à l'érosion (mais abradable quand même) due à l'impact de fines particules,
- - fabrication reproductible,
- - usinage et rectifiable en place,
- - encombrement et poids minimum.
- Et il a été trouvé selon l'invention que ledit matériau était particulièrement désigné pour réaliser des anneaux de turbine en utilisant la structure particulière de l'anneau telle que définie ci-dessus, les petits tubes creux en carbone de silicium étant orientés de façon sensiblement perpendiculaire à la surface abradable.
- Les exemples non limitatifs ci-après illustrent des modes de réalisation de la structure particulière de l'anneau selon l'invention; ces exemples se réfèrent aux figures 1 et 2.
- La figure 1 est une représentation schématique en coupe perpendiculaire à son axe d'un anneau de turbine en matériau abradable monté, selon l'invention, dans un anneau métallique.
- La figure 2 représente, en coupe axiale, un montage de l'anneau abradable sur l'anneau métallique avec interposition partielle (figure 2a) ou totale (figure 2b) d'un isolant métallique.
- Sur la figure 1, on a représenté en 1 l'anneau métallique fermé qui constitue la structure de la turbine et en 2 l'anneau en matériau abradable selon l'invention. Cet anneau en matériau abradable est ouvert 3; les deux faces de cette ouverture sont comprimées par un ressort 4 travaillant en compression, ledit ressort étant choisi de façon à exercer sur lesdites faces un effort suffisant pour appliquer en permanence l'anneau en matériau abradable sur l'anneau métallique.
- Le ressort 4 peut être constitué d'un vérin à air ou d'un vérin hydraulique ou, de préférence, d'un ressort à lames, soit métalliques, soit céramiques, soit mixtes.
- L'étanchéité au niveau de la coupure 3 de l'anneau abradable sera réalisée sans difficultés majeures par mise en oeuvre de moyens connus.
- Sur les figures 2a et 2b, on a représenté:
- - en 1 l'anneau métallique fermé qui constitue la structure de la turbine,
- - en 2, l'anneau abradable; cet anneau est, comme représenté sur la figure 1, ouvert et comprimé par au moins un ressort,
- - en 5, un isolant céramique qui peut être soit situé uniquement au droit des extrémités de l'anneau métallique 1 comme dans la figure 2a, soit s'étendre sur la totalité de la surface ouverte de cet anneau métallique comme dans la figure 2b; dans ce dernier cas cette couche isolante peut contribuer à l'étanchéité radiale du système.
Claims (8)
1. Anneaux abradables pour turbines constitués d'un matériau réfractaire, comprenant au moins un anneau ouvert comportant une ouverture définie par deux faces d'extrémités de l'anneau ouvert, cet anneau ouvert étant maintenu serré contre une structure métallique fixe à l'aide d'un moyen de serrage approprié, caractérisés en ce que lesdits anneaux sont constitués d'un matériau réfractaire abradable, et au moins un moyen ressort est disposé dans ladite ouverture entre lesdites deux faces de cette ouverture, ce moyen ressort étant choisi de façon à exercer sur ladite face un effort suffisant pour appliquer en permanence l'anneau en matériau abradable sur ladite structure fixe métallique.
2. Anneaux abradables pour turbines selon la revendication 1, caractérisés en ce que le moyen ressort précité est formé par un ressort opérant soit en traction, soit en compression.
3. Anneaux selon la revendication 1 ou 2, caractérisés en ce que le moyen ressort est formé par un vérin.
4. Anneaux selon la revendication 1, caractérisés en ce que entre ladite structure fixe métallique et l'anneau, on intercale un isolant céramique.
5. Anneaux selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisés en ce que le matériau réfractaire abradable utilisé est le matériau obtenu par destruction du carbone dans un composé formé par le dépôt en phase gazeuse d'un matériau réfractaire au sein d'une structure fibreuse de carbone.
6. Anneaux selon la revendication 5, caractérisés en ce que ladite structure fibreuse a été orientée de façon unidirectionnelle, la direction desdites fibres étant perpendiculaire à la surface abradable de l'anneau.
7. Anneaux selon les revendications 1 à 6, caractérisés en ce que les'faces opposées précitées de la coupure ont la forme de chicanes de façon à améliorer l'étanchéité au niveau de la coupure.
8. Turbine, caractérisée en ce qu'elle est équipée d'au moins un anneau de turbine abradable tel que défini selon l'une quelconque des revendications 1 à 7.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8500993 | 1985-01-24 | ||
| FR8500993A FR2576301B1 (fr) | 1985-01-24 | 1985-01-24 | Procede de preparation de materiaux refractaires poreux, produits nouveaux ainsi obtenus et leurs applications a la preparation d'anneaux de turbine abradables |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| EP0192512A1 EP0192512A1 (fr) | 1986-08-27 |
| EP0192512B1 true EP0192512B1 (fr) | 1989-05-10 |
Family
ID=9315567
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EP86400106A Expired EP0192512B1 (fr) | 1985-01-24 | 1986-01-21 | Anneaux de turbine abradable et turbines ainsi obtenues |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4669954A (fr) |
| EP (1) | EP0192512B1 (fr) |
| JP (1) | JPS61171805A (fr) |
| CA (1) | CA1264299A (fr) |
| DE (1) | DE3663279D1 (fr) |
| FR (1) | FR2576301B1 (fr) |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB8823094D0 (en) * | 1988-10-01 | 1988-11-09 | Rolls Royce Plc | Clearance control between rotating & static components |
| GB8921003D0 (en) * | 1989-09-15 | 1989-11-01 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to shroud rings |
| US5591034A (en) * | 1994-02-14 | 1997-01-07 | W. L. Gore & Associates, Inc. | Thermally conductive adhesive interface |
| US5545473A (en) * | 1994-02-14 | 1996-08-13 | W. L. Gore & Associates, Inc. | Thermally conductive interface |
| US5652055A (en) * | 1994-07-20 | 1997-07-29 | W. L. Gore & Associates, Inc. | Matched low dielectric constant, dimensionally stable adhesive sheet |
| US5738936A (en) * | 1996-06-27 | 1998-04-14 | W. L. Gore & Associates, Inc. | Thermally conductive polytetrafluoroethylene article |
| US6368054B1 (en) | 1999-12-14 | 2002-04-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Split ring for tip clearance control |
| US6365222B1 (en) | 2000-10-27 | 2002-04-02 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Abradable coating applied with cold spray technique |
| CN1264902C (zh) * | 2002-02-06 | 2006-07-19 | 巴斯福股份公司 | 由吸水性碱性聚合物制备的泡沫材料、其制备方法和用途 |
| US7771160B2 (en) * | 2006-08-10 | 2010-08-10 | United Technologies Corporation | Ceramic shroud assembly |
| US7665960B2 (en) | 2006-08-10 | 2010-02-23 | United Technologies Corporation | Turbine shroud thermal distortion control |
| US8167546B2 (en) * | 2009-09-01 | 2012-05-01 | United Technologies Corporation | Ceramic turbine shroud support |
| DE102013212741A1 (de) * | 2013-06-28 | 2014-12-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine und Hitzeschild für eine Gasturbine |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4398866A (en) * | 1981-06-24 | 1983-08-16 | Avco Corporation | Composite ceramic/metal cylinder for gas turbine engine |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB268382A (en) * | 1926-03-27 | 1928-07-26 | Armand Le Compagnon | An improved rotor for explosion turbines |
| US3489534A (en) * | 1967-01-03 | 1970-01-13 | Gen Electric | Lightweight metallic structure |
| FR1541195A (fr) * | 1967-09-22 | 1968-10-04 | Atomic Energy Authority Uk | Procédé pour former de petits trous ou canaux dans des matières solides |
| BE792224A (fr) * | 1971-12-01 | 1973-03-30 | Penny Robert N | Element composite long ayant un coefficient de dilatation lineaire effectif predetermine |
| US3916054A (en) * | 1973-02-23 | 1975-10-28 | Int Harvester Co | Compliant structural members |
| US4150998A (en) * | 1976-12-09 | 1979-04-24 | General Electric Company | Rotary sealant abradable material and method for making |
| US4135851A (en) * | 1977-05-27 | 1979-01-23 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Composite seal for turbomachinery |
| US4269903A (en) * | 1979-09-06 | 1981-05-26 | General Motors Corporation | Abradable ceramic seal and method of making same |
| US4307993A (en) * | 1980-02-25 | 1981-12-29 | Avco Corporation | Air-cooled cylinder with piston ring labyrinth |
| 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 |
| US4402925A (en) * | 1981-09-28 | 1983-09-06 | Union Carbide Corporation | Porous free standing pyrolytic boron nitride articles |
| US4488920A (en) * | 1982-05-18 | 1984-12-18 | Williams International Corporation | Process of making a ceramic heat exchanger element |
| DE3316535A1 (de) * | 1983-05-06 | 1984-11-08 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Turboverdichter mit einlaufbelag |
| JPS60111004A (ja) * | 1983-11-21 | 1985-06-17 | Hitachi Ltd | 軸流形流体機械のケ−シング |
| JPS6151408A (ja) * | 1984-08-13 | 1986-03-13 | Toshiba Corp | 部品供給装置 |
-
1985
- 1985-01-24 FR FR8500993A patent/FR2576301B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1986
- 1986-01-21 CA CA000500019A patent/CA1264299A/fr not_active Expired - Fee Related
- 1986-01-21 EP EP86400106A patent/EP0192512B1/fr not_active Expired
- 1986-01-21 DE DE8686400106T patent/DE3663279D1/de not_active Expired
- 1986-01-21 US US06/820,107 patent/US4669954A/en not_active Expired - Fee Related
- 1986-01-24 JP JP61012266A patent/JPS61171805A/ja active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4398866A (en) * | 1981-06-24 | 1983-08-16 | Avco Corporation | Composite ceramic/metal cylinder for gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0192512A1 (fr) | 1986-08-27 |
| DE3663279D1 (en) | 1989-06-15 |
| US4669954A (en) | 1987-06-02 |
| FR2576301A1 (fr) | 1986-07-25 |
| CA1264299A (fr) | 1990-01-09 |
| FR2576301B1 (fr) | 1992-03-13 |
| JPS61171805A (ja) | 1986-08-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3390783B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine et turbine associée | |
| EP0192512A1 (fr) | Anneaux de turbine abradable et turbines ainsi obtenues | |
| EP1312761B1 (fr) | Revêtement abradable pour parois de turbines à gaz | |
| EP2406466B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP2917502B1 (fr) | Ensemble rotor-stator pour moteur à turbine à gaz | |
| EP2137384B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz | |
| BE897337A (fr) | Systeme de joint abrasif/abrasable pour machine rotative | |
| CA2880147C (fr) | Revetement en materiau abradable a faible rugosite de surface | |
| BE897012A (fr) | Bandage externe etanche a l'air revetu de matiere ceramique pour les moteurs a turbine a gaz | |
| FR2474533A1 (fr) | Piece mecanique resistant a la chaleur et procede de sa preparation | |
| EP0415835B1 (fr) | Elément pour la filtration et/ou l'épuration de gaz chauds, et son procédé de fabrication | |
| FR2942844A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec arret axial | |
| EP2896796A1 (fr) | Stator de turbomachine axiale et turbomachine associée | |
| FR2829524A1 (fr) | Procede de realisation de parties d'extremite radiales de pieces mobiles de turbomachines | |
| FR2587992A1 (fr) | Materiau composite carbone-carbone pour pieces de friction, et son application aux dispositifs de freinage | |
| EP3274565A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique | |
| EP0028554B1 (fr) | Anneaux à joint d'étanchéité refroidi et turbine à gaz équipée d'un tel anneau | |
| EP3810829A1 (fr) | Procede de fabrication d'une couche abradable | |
| JPH01159014A (ja) | 濾過体および該濾渦体の材料の製造法 | |
| FR2856078A1 (fr) | Revetement pour une piece mecanique comprenant au moins du carbone amorphe hydrogene et procede de depot d'un tel revetement. | |
| FR3100048A1 (fr) | Anneau de turbine en CMC avec revêtement de protection à épaisseur variable et procédé de fabrication d’un tel anneau | |
| FR2942845A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
| EP3991882B1 (fr) | Procédé de fabrication d'une aube pour turbomachine | |
| FR3071867A1 (fr) | Aube composite a matrice ceramique et procede de fabrication d'une telle aube | |
| FR3107549A1 (fr) | Etanchéité d’une turbine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PUAI | Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012 |
|
| AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: A1 Designated state(s): CH DE GB IT LI SE |
|
| 17P | Request for examination filed |
Effective date: 19861106 |
|
| 17Q | First examination report despatched |
Effective date: 19870715 |
|
| RAP1 | Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred) |
Owner name: SOCIETE EUROPEENNE DE PROPULSION (S.E.P.) S.A: |
|
| GRAA | (expected) grant |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210 |
|
| AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: B1 Designated state(s): CH DE GB IT LI SE |
|
| ITF | It: translation for a ep patent filed | ||
| REF | Corresponds to: |
Ref document number: 3663279 Country of ref document: DE Date of ref document: 19890615 |
|
| GBT | Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977) | ||
| PLBE | No opposition filed within time limit |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261 |
|
| STAA | Information on the status of an ep patent application or granted ep patent |
Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT |
|
| 26N | No opposition filed | ||
| ITTA | It: last paid annual fee | ||
| EAL | Se: european patent in force in sweden |
Ref document number: 86400106.0 |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: GB Payment date: 19970114 Year of fee payment: 12 |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: DE Payment date: 19970121 Year of fee payment: 12 |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: SE Payment date: 19970123 Year of fee payment: 12 |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: CH Payment date: 19970203 Year of fee payment: 12 |
|
| PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: GB Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 19980121 |
|
| PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: SE Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 19980122 |
|
| PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: LI Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 19980131 Ref country code: CH Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 19980131 |
|
| GBPC | Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee |
Effective date: 19980121 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: CH Ref legal event code: PL |
|
| PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: DE Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 19981001 |
|
| EUG | Se: european patent has lapsed |
Ref document number: 86400106.0 |
|
| PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: IT Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES;WARNING: LAPSES OF ITALIAN PATENTS WITH EFFECTIVE DATE BEFORE 2007 MAY HAVE OCCURRED AT ANY TIME BEFORE 2007. THE CORRECT EFFECTIVE DATE MAY BE DIFFERENT FROM THE ONE RECORDED. Effective date: 20050121 |