EP0967363A2 - Wabenstruktur-Dichtung inbesondere für eine Gasturbine - Google Patents

Wabenstruktur-Dichtung inbesondere für eine Gasturbine Download PDF

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EP0967363A2 EP99110083A EP99110083A EP0967363A2 EP 0967363 A2 EP0967363 A2 EP 0967363A2 EP 99110083 A EP99110083 A EP 99110083A EP 99110083 A EP99110083 A EP 99110083A EP 0967363 A2 EP0967363 A2 EP 0967363A2
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    • F01D11/127—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 a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb
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    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24149—Honeycomb-like

Definitions

  • the invention relates to a honeycomb structure seal between a rotating element and a stator element of a turbine, in particular for a gas turbine, with a brushing section facing the tips of the turbine blades and with a base plate facing the other element of the turbine.
  • the abrading section faces the tips of the turbine stator blades.
  • honeycomb structure seals for the rotor blades, for example of gas turbines, which are arranged on the inner wall of the turbine housing, are also used, among other things, as honeycomb structure seals
  • the honeycomb structure is supported by a base plate, while the web walls forming the honeycomb structure, with their free end sections, face the tips of the rotor blades.
  • the honeycomb cells delimited by the web walls can be at least partially filled with a suitable insulation material , as described in the above-mentioned document.
  • the object of the present invention is to provide a remedial measure for the problems described.
  • the solution to this problem is characterized by a multi-layer structure of the honeycomb structure seal in such a way that an air-evacuated honeycomb structure section, which is thus partially insulated by vacuum, connects to the base plate and is covered by an intermediate plate on its side facing away from the honeycomb structure section the brushing section is arranged.
  • Advantageous training and further education are included in the subclaims. It should be pointed out again that the so-called honeycomb structure section is to be understood as an arrangement of several cavities of essentially any shape next to one another.
  • Reference number 1 denotes a base plate, on the surface thereof a honeycomb structure which is customary in honeycomb seals is. This honeycomb structure adjacent to the base plate 1 is referred to below as Honeycomb structure section 2 of the honeycomb structure seal according to the invention designated.
  • An intermediate plate 3 adjoins the honeycomb structure section 2 on the side opposite the base plate 1, ie the honeycomb structure section 2 is covered by the intermediate plate 3.
  • the attached figure is an exploded view, ie in reality the honeycomb structure section 2 is embedded directly between the base plate 1 on the one hand and the intermediate plate 3 on the other hand.
  • a so-called rubbing section 4 is arranged on the intermediate plate 3. This brushing section 4 again lies directly on the intermediate plate 3.
  • honeycomb structure seal shown and described so far draws is thus characterized by a multi-layer structure consisting of the base plate 1, the honeycomb structure section 2, the intermediate plate 3 and the brushing section 4.
  • the base plate 1 In the installed state of this honeycomb structure seal in one Turbine, in particular an aircraft gas turbine, is the base plate 1 with its free (here lower) surface on the inner wall of the not shown Turbine housing, while the (upper in the figure) free surface of the brushing section 4 (also not shown) Blade tips facing the turbine rotor blades.
  • the abradable section 4 is designed with regard to the required sealing effect, ie, the sealing of the gap between the blade tips, not shown, and the honeycomb structure seal.
  • This abrading section 4, on which the blade tips can or should actually rub to achieve an optimal sealing effect can thus be a brush seal, a plasma spray layer, a metal felt or one known to the person skilled in the art Metco "layer, or else other suitable sealing structures.
  • this rub-on section 4 itself is again in the form of a (conventional) honeycomb seal, ie it consists, as usual, of a multiplicity of, for example, or preferably honeycomb-like web walls 5, each of which form so-called honeycomb cells 6.
  • the sealing function of the honeycomb structure seal according to the invention is taken from section 2 of the honeycomb structure.
  • the latter is air evacuated, i.e. in the partial areas of the individual honeycomb cells 6 of the honeycomb structure section 2 there is thermal insulation due to vacuum. This means that the vacuum that is at least essentially present in the honeycomb cells 6 is preserved, it is of course necessary that the honeycomb cells 6 (in the figure display up and down) completed are what through the base plate 1 on the one hand and through the intermediate plate 3 on the other hand is guaranteed.
  • honeycomb structure section 2 and the base plate 1 and the intermediate plate 3 formed section the honeycomb structure seal by high temperature soldering under vacuum conditions.
  • the intermediate plate 3 is soldered.
  • the brushing section 4 is connected to the intermediate plate 3 become.
  • honeycomb structure seal proposed here thus consists of two, by an intermediate plate 3 separated honeycomb structures, namely the honeycomb structure section 2 and the brushing section 4.
  • honeycomb structures can be commercially available and preferably consist of thin, metallic high-temperature alloys.
  • the (here lower) honeycomb structure section 3 takes over the function of thermal insulation; consequently, he can constructively Varying the structure size and height of the required insulation characteristics be adjusted. Because the desired thermal Isolation effect by the prevailing in the honeycomb cells 6 (at least essentially) vacuum is achieved, these honeycomb cells 6 should be preferred have the largest possible base or cross-sectional area.
  • the upper sealing honeycomb structure i.e. of the Brushing section 4 in its / its execution to the requirements of Sealing effect with respect to the turbine working gas flowing past it customized.
  • the achievable sealing effect is better, the smaller the basic or Cross-sectional areas of the honeycomb cells 6 of this honeycomb structure are. Accordingly, it can be seen that the honeycomb cells 6 of the Honeycomb formed trained streak section 4 a significantly smaller Have partial area as the honeycomb cells 6 of the honeycomb structure section 2nd
  • Honeycomb structure section 2 alternatively as an insulating substructure for one other than the brushing section 4 shown, i.e.
  • other sealing systems can also be used, such as for example a brush seal, METCO layers, plasma spray layers, Metal felts or the like, each based on the vacuum insulation structure described can be applied.
  • a brush seal METCO layers
  • plasma spray layers Metal felts or the like

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Wabenstruktur-Dichtung im Gehäuse einer Turbine, insbesondere Gasturbine, mit einer der Gehäusewand zugewandten Grundplatte sowie einem den Spitzen der Turbinen-Rotorschaufeln zugewandten Anstreif-Abschnitt. Die Dichtung ist gekennzeichnet durch einen mehrlagigen Aufbau derart, daß sich an die Grundplatte ein luftevakuierter und somit in Teilflächen durch Vakuum isolierender Wabenstruktur-Abschnitt anschließt, der durch eine Zwischenplatte abgedeckt ist, auf deren der Wabenstruktur abgewandten Seite der Anstreif-Abschnitt angeordnet ist. Bevorzugt ist die Zwischenplatte mit dem Wabenstruktur-Abschnitt verlötet, wobei dieser Herstellungsprozess unter Vakuumbedingungen erfolgt. Der Anstreif-Abschnitt kann ebenfalls als Wabendichtung ausgebildet sein, wobei die Wabenzellen des Wabenstruktur-Abschnittes eine signifikant größere Teilfläche aufweisen als die Wabenzellen des Anstreifabschnittes.

Description

Die Erfindung betrifft eine Wabenstruktur-Dichtung zwischen einem rotierenden Element und einem Stator-Element einer Turbine, insbesondere für eine Gasturbine, mit einem den Spitzen der Turbinen-Schaufeln zugewandten Anstreif-Abschnitt sowie mit einer dem anderen Element der Turbine zugewandten Grundplatte. Insbesondere kann es sich bei den besagten Turbinen-Schaufeln um die Rotorschaufeln handeln, so daß die Grundplatte der Gehäusewand (=Stator-Element) der Turbine zugewandt ist, alternativ kann jedoch die Grundplatte auch der rotierenden Turbinen-Welle zugewandt sein, so daß der besagte Anstreif-Abschnitt den Spitzen der Turbinen-Statorschaufeln zugewandt ist. Zum technischen Umfeld wird beispielshalber auf die DE 32 35 745 A1 verwiesen. Ferner sei ausdrücklich darauf hingewiesen, daß der Begriff der
Figure 00010001
Wabenstruktur" allgemein zu verstehen ist, d.h. es muß sich hierbei nicht unbedingt um die dem Fachmann geläufige Bienenwabenstruktur handeln. Vielmehr ist hierunter eine beliebige Anordnung von einander benachbarten Hohlräumen beliebiger Geometrie zu verstehen.
Anstreifdichtungen für die Rotorschaufeln bspw. von Gasturbinen, die an der Innenwand des Turbinengehäuses angeordnet sind, werden unter anderem als Wabenstruktur-Dichtungen, auch Honeycomb-Dichtung" genannt, ausgebildet. Die Wabenstruktur wird dabei von einer Grundplatte getragen, während die die Wabenstruktur bildenden Stegwände mit ihren freien Endabschnitten den Spitzen der Rotorschaufeln zugewandt sind. Die von den Stegwänden begrenzten Wabenzellen können dabei zumindest teilweise mit einem geeigneten Isolationsmaterial befüllt sein, so wie dies in der o.g. Schrift beschrieben ist.
Anstreifdichtungen von Gasturbinen müssen zwei Hauptaufgaben erfüllen, nämlich das Arbeitsgas möglichst wirkungsvoll von einer Umströmung der Rotorschaufelspitzen abzuhalten und darüberhinaus das Turbinengehäuse zumindest abschnittsweise gegenüber dem heißen Arbeitsgas zu isolieren. Diese Wärmeisolationswirkung soll dabei derart sein, daß die thermische Gehäusedehnung simultan zur thermischen und der überlagerten, fliehkraftinduzierten Dehnung der Rotor-Scheibe und der Rotorschaufeln verläuft, um das Spaltmaß zwischen den Schaufelspitzen und dem Turbinengehäuse auch während instationärer Betriebszustände (bspw. während der Aufheizphase) der Turbine zu minimieren. Eine Spaltmaßminimierung über dem gesamten Arbeitszyklus einer Gasturbine, insbesondere Flug-Gasturbine ist notwendig, da jede Vergrößerung des Spaltmaßes eine Schub- und Wirkungsgradverminderung bedeutet.
Diese soeben beschriebenen Anforderungen werden mit den bestehenden Lösungen von Wabenstruktur-Dichtungen zumindest teilweise nur unzureichend erfüllt. Entweder sind gut dichtende, feinstrukturierte Honeycomb-Strukturen nicht hinreichend gut mit isolierendem Material zu füllen, oder es weisen die gröberen, gut füllbaren Honeycomb-Strukturen keine befriedigenden Dichteigenschaften auf. Die thermische Isolation des Turbinengehäuses ist als Folge hiervon nicht ausreichend groß, darüberhinaus weisen Metall-Keramik Verbindungen (wenn die Honeycomb- oder Waben-Struktur wie üblich metallisch und das in die Waben eingebrachte isolierende Material keramisch ist) insbesondere bei thermozyklischer Belastung eine eingeschränkte Lebensdauer auf. Weiterhin können die keramischen Füllstoffe Beschädigungen an den dem Fachmann bekannten Einlaufstegen hervorrufen.
Eine Abhilfemaßnahme für diese geschilderte Problematik aufzuzeigen, ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung.
Die Lösung dieser Aufgabe ist gekennzeichnet durch einen mehrlagigen Aufbau der Wabenstruktur-Dichtung derart, daß sich an die Grundplatte ein luftevakuierter und somit in Teilflächen durch Vakuum isolierender Wabenstruktur-Abschnitt anschließt, der durch eine Zwischenplatte abgedeckt ist, auf deren dem Wabenstruktur-Abschnitt abgewandten Seite der Anstreif-Abschnitt angeordnet ist. Vorteilhafte Aus- und Weiterbildungen sind Inhalt der Unteransprüche. Dabei sei nochmals darauf hingewiesen, daß der sog. Wabenstruktur-Abschnitt als eine Anordnung von mehreren Hohlräumen von im wesentlichen beliebiger Form nebeneinander zu verstehen ist.
Näher erläutert wird die Erfindung anhand eines bevorzugten Ausführungsbeispieles, wobei in der beigefügten einzigen Figur eine erfindungsgemäße Wabenstruktur-Dichtung in perspektivischer Explosionsdarstellung gezeigt ist.
Mit der Bezugsziffer 1 ist eine Grundplatte bezeichnet, auf deren Oberfläche eine bei Honeycomb-Dichtungen an sich übliche Wabenstruktur angeordnet ist. Diese der Grundplatte 1 benachbarte Wabenstruktur wird im weiteren als Wabenstruktur-Abschnift 2 der erfindungsgemäßen Wabenstruktur-Dichtung bezeichnet.
Auf der der Grundplatte 1 gegenüberliegenden Seite schließt sich an den Wabenstruktur-Abschnitt 2 eine Zwischenplatte 3 an, d.h. der Wabenstruktur-Abschnitt 2 ist von der Zwischenplatte 3 abgedeckt. In diesem Zusammenhang sei nochmals darauf hingewiesen, daß es sich bei der beigefügten Figur um eine Explosionsdarstellung handelt, d.h. in der Realität ist der Wabenstruktur-Abschnitt 2 direkt zwischen der Grundplatte 1 einerseits und der Zwischenplatte 3 andererseits eingebettet.
Auf der Zwischenplatte 3 ihrerseits, und zwar auf deren dem Wabenstruktur-Abschnitt 2 abgewandten Seite ist ein sogenannter Anstreif-Abschnitt 4 angeordnet. Auch dieser Anstreif-Abschnitt 4 liegt wieder direkt auf der Zwischenplatte 3 auf.
Die gezeigte und insoweit beschriebene Wabenstruktur-Dichtung zeichnet sich somit durch einen mehrlagigen Aufbau aus, bestehend aus der Grundplatte 1, dem Wabenstruktur-Abschnitt 2, der Zwischenplatte 3 und dem Anstreif-Abschnitt 4. Im Einbauzustand dieser Wabenstruktur-Dichtung in einer Turbine, insbesondere einer Flug-Gasturbine, liegt dabei die Grundplatte 1 mit ihrer freien (hier unteren) Oberfläche an der Innenwand des nicht gezeigten Turbinen-Gehäuses an, während die (in der Figurendarstellung obere) freie Oberfläche des Anstreif-Abschnittes 4 den (ebenfalls nicht gezeigten) Schaufelspitzen der Turbinen-Rotorschaufeln zugewandt ist.
Demzufolge ist der Anstreif-Abschnitt 4 im Hinblick auf die erforderliche Dichtwirkung, d.h. auf die Abdichtung des Spaltes zwischen den nicht gezeigten Schaufelspitzen und der Wabenstruktur-Dichtung hin ausgebildet. Bei diesem Anstreif-Abschnitt 4, an welchem die Schaufelspitzen zur Erzielung einer optimalen Dichtwirkung tatsächlich anstreifen können bzw. sollen, kann es sich somit um eine Bürstendichtung , um eine Plasmaspritzschicht, um ein Metallfilz oder um eine dem Fachmann bekannte Metco"-Schicht, oder auch um andere geeignete Dichtstrukturen handeln. Beim hier gezeigten Ausführungsbeispiel ist dieser Anstreif-Abschnitt 4 selbst wieder in Form einer (an sich üblichen) Wabendichtung ausgebildet, d.h. er besteht wie üblich aus einer Vielzahl von hier bspw. bzw. bevorzugt bienenwaben-förmig angeordneten Stegwänden 5, die jeweils sogenannte Wabenzellen 6 bilden. In die Wabenzellen 6 dieses als Wabendichtung ausgebildeten Anstreif-Abschnittes 4 ist dabei kein thermisches Dichtmaterial eingebracht, da die Funktion dieses Anstreif-Abschnittes 4 wie bereits erwähnt lediglich darin liegt, den Spalt zwischen den Schaufelspitzen des Turbinen-Rotors und der gesamten Wabenstruktur-Dichtung gegen eine Durchströmung mit Arbeitsgas so gut als möglich abzudichten.
Die - wie eingangs erläutert - daneben noch benötigte zweite thermische Dichtfunktion der erfindungsgemäßen Wabenstrukturdichtung wird hingegen vom Wabenstruktur-Abschnitt 2 übernommen. Letzterer ist hierzu luftevakuiert, d.h. in den Teilflächen der einzelnen Wabenzellen 6 des Wabenstruktur-Abschnittes 2 liegt eine durch Vakuum bedingte thermische Isolation vor. Damit das in den Wabenzellen 6 zumindest im wesentlichen vorliegende Vakuum erhalten bleibt, ist es selbstverständlich erforderlich, daß die Wabenzellen 6 (in der Figurendarstellung nach oben und nach unten hin) abgeschlossen sind, was durch die Grundplatte 1 einerseits und durch die Zwischenplatte 3 andererseits gewährleistet ist.
Hergestellt werden kann dabei zumindest der durch den Wabenstruktur-Abschnitt 2 sowie die Grundplatte 1 und die Zwischenplatte 3 gebildete Abschnitt der Wabenstruktur-Dichtung durch Hochtemperaturlöten unter Vakuumbedingungen. Dies bedeutet, daß auf den bereits mit der Grundplatte 1 geeignet verbundenen Wabenstruktur-Abschnitt 2 im Vakuum (soweit technisch erreichbar; ein absolutes Vakuum ist selbstverständlich nicht möglich) die Zwischenplatte 3 aufgelötet wird. Im gleichen Fertigungsprozess kann dabei gleichzeitig auch der Anstreif-Abschnitt 4 mit der Zwischenplatte 3 verbunden werden.
Die hier vorgeschlagene Wabenstruktur-Dichtung besteht somit aus zwei, durch eine Zwischenplatte 3 voneinander getrennten Honeycomb-Strukturen, nämlich dem Wabenstruktur-Abschnitt 2 und dem Anstreif-Abschnitt 4. Diese beiden Honeycomb-Strukturen können handelsüblich sein und bestehen bevorzugt aus dünnen, metallischen Hochtemperaturlegierungen. Der (hier untere) Wabenstruktur-Abschnitt 3 übernimmt dabei die Funktion der Wärmedämmung; demzufoge kann er konstruktiv durch Variation der Struktur-Größe und -Höhe der erforderlichen Isoliercharakteristik angepasst werden. Da die gewünschte thermische Isolationswirkung durch das in den Wabenzellen 6 herrschende (zumindest im wesentlichen) Vakuum erzielt wird, sollten diese Wabenzellen 6 bevorzugt eine möglichst große Grund- bzw. Querschnittsfläche aufweisen.
Demgegenüber ist die hier obere dichtende Honeycomb-Struktur, d.h. der Anstreif-Abschnitt 4 in ihrer/seiner Ausführung an die Erfordernisse der Dichtwirkung bezüglich des daran vorbeistreichenden Turbinen-Arbeitsgases angepasst. Bei einer Ausbildung als Waben- oder Honeycomb-Struktur ist die erzielbare Dichtwirkung wie bekannt umso besser, je kleiner die Grund- bzw. Querschnittsflächen der Wabenzellen 6 dieser Wabenstruktur sind. Demzufolge ist wie ersichtlich vorgesehen, daß die Wabenzellen 6 des als Wabendichtung ausgebildeten Anstreif-Abschnittes 4 eine signifikant kleinere Teilfläche aufweisen als die Wabenzellen 6 des Wabenstruktur-Abschnittes 2.
Insgesamt ist an einer erfindungsgemäßen Wabenstruktur-Dichtung durch Variation des (hier unteren) luftevakuierten Wabenstruktur-Abschnittes 2 hinsichtlich Strukturgröße, Strukturhöhe und Stegstärke in weiten Grenzen eine gewünschte Wärmedämmung (und auch Wärmeleitung) erzielbar. Durch die kleineren und daher eine passierende Arbeitsgas-Strömung besser behindernde und hierdurch besser abdichtende (hier obere) Wabenstruktur als Anstreif-Abschnitt 4 wird die Umströmung der diesem Anstreif-Abschnitt 4 zugewandten (nicht gezeigten) Schaufelspitzen vermindert. Da die Wärmedämmung vom hier unten liegenden Wabenstruktur-Abschnitt 2 übernommen wird, ist eine Füllung der (hier oberen) Wabenzellen 6 des Anstreif-Abschnittes 4 nicht erforderlich, ggf. jedoch möglich. Abschließend sei nochmals darauf hingewiesen, daß der vakuumisolierte
Wabenstruktur-Abschnitt 2 alternativ auch als isolierender Unterbau für einen anderen als den gezeigten Anstreif-Abschnitt 4 nutzbar ist, d.h. für diesen Anstreif-Abschnitt 4 sind auch andere Dichtungssysteme einsetzbar, wie bspw. eine Bürstendichtung, METCO-Schichten, Plasmaspritzschichten, Metallfilze oder ähnliches, die jeweils auf die beschriebene Vakuumisolierstruktur appliziert werden können. Selbstverständlich können dabei eine Vielzahl weiterer Details insbesondere konstruktiver Art durchaus abweichend vom gezeigten Ausführungsbeispiel gestaltet sein, ohne den Inhalt der Patentansprüche zu verlassen.
Bezugszeichenliste:
1
Grundplatte
2
Wabenstruktur-Abschnitt
3
Zwischenplatte
4
Anstreif-Abschnitt
5
Stegwand einer Wabenstruktur
6
Wabenzelle einer Wabenstruktur

Claims (4)

  1. Wabenstruktur-Dichtung zwischen einem rotierenden Element und einem Stator-Element einer Turbine, insbesondere für eine Gasturbine, mit einem den Spitzen der Turbinen-Schaufeln zugewandten Anstreif-Abschnitt (4) sowie mit einer dem anderen Element der Turbine zugewandten Grundplatte (1),
    gekennzeichnet durch einen mehrlagigen Aufbau derart, daß sich an die Grundplatte (1) ein luftevakuierter und somit in Teilflächen durch Vakuum isolierender Wabenstruktur-Abschnitt (2) anschließt, der durch eine Zwischenplatte (3) abgedeckt ist, auf deren der Wabenstruktur (2) abgewandten Seite der Anstreif-Abschnitt (4) angeordnet ist.
  2. Wabenstruktur-Dichtung nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Zwischenplatte (3) mit dem Wabenstruktur-Abschnitt (2) verlötet ist, wobei dieser Herstellungsprozess unter Vakuumbedingungen erfolgt.
  3. Wabenstruktur-Dichtung nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet, daß der Anstreifabschnitt (4) ebenfalls als Wabendichtung ausgebildet ist.
  4. Wabenstruktur-Dichtung nach einem der vorangegangenen Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Wabenzellen (6) des als Wabendichtung ausgebildeten Anstreif-Abschnittes (4) eine signifikant kleinere Teilfläche aufweisen als die Wabenzellen (6) des Wabenstruktur-Abschnittes (2).
EP99110083A 1998-06-24 1999-05-22 Wabenstruktur-Dichtung inbesondere für eine Gasturbine Expired - Lifetime EP0967363B1 (de)

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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10247031A1 (de) * 2002-10-09 2004-04-22 Alstom (Switzerland) Ltd. Vorrichtung zur Dichtung eines Dichtspalts bei einer Strömungsrotationsmaschine

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6652226B2 (en) * 2001-02-09 2003-11-25 General Electric Co. Methods and apparatus for reducing seal teeth wear
US6780458B2 (en) * 2001-08-01 2004-08-24 Siemens Westinghouse Power Corporation Wear and erosion resistant alloys applied by cold spray technique
US6706319B2 (en) 2001-12-05 2004-03-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Mixed powder deposition of components for wear, erosion and abrasion resistant applications
US6655576B2 (en) * 2002-03-26 2003-12-02 United Technologies Corporation Process for disassembling a brazed structure
US6827350B2 (en) 2002-10-30 2004-12-07 General Electric Company Hybrid honeycomb and brush seal for steam gland
US20040239040A1 (en) * 2003-05-29 2004-12-02 Burdgick Steven Sebastian Nozzle interstage seal for steam turbines
US7178340B2 (en) * 2003-09-24 2007-02-20 Power Systems Mfg., Llc Transition duct honeycomb seal
DE102004010236A1 (de) * 2004-03-03 2005-09-15 Mtu Aero Engines Gmbh Ringstruktur in Metallbauweise
US7542830B2 (en) * 2004-04-28 2009-06-02 Klauder Jr Louis T Method for maintaining geometry of ballasted railroad track
GB2416192B (en) * 2004-07-14 2006-09-27 Rolls Royce Plc Ducted fan with containment structure
DE102004034312A1 (de) * 2004-07-15 2006-02-02 Mtu Aero Engines Gmbh Dichtungsanordnung und Verfahren zur Herstellung eines Dichtkörpers für eine Dichtungsanordnung
US20070137039A1 (en) * 2005-12-20 2007-06-21 General Electric Company Methods and apparatus for coupling honeycomb seals to gas turbine engine components
US8080973B2 (en) 2008-10-22 2011-12-20 General Electric Company Apparatus for energy transfer using converter and method of manufacturing same
US7932633B2 (en) 2008-10-22 2011-04-26 General Electric Company Apparatus for transferring energy using power electronics and machine inductance and method of manufacturing same
US9290097B2 (en) 2010-11-05 2016-03-22 Robert Louis Steigerwald Apparatus for transferring energy using onboard power electronics with high-frequency transformer isolation and method of manufacturing same
GB201020143D0 (en) 2010-11-29 2011-01-12 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment arrangement
ITCO20110068A1 (it) * 2011-12-20 2013-06-21 Nuovo Pignone Spa Metodo e tenuta a nido d'ape
CN102979906A (zh) * 2012-08-29 2013-03-20 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 用于燃气轮机的蜂窝密封装置的加工方法
JP6184173B2 (ja) 2013-05-29 2017-08-23 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン
CA2922568C (en) * 2013-09-06 2019-10-22 General Electric Company A gas turbine laminate seal assembly comprising first and second honeycomb layer and a perforated intermediate seal plate in-between
EP2998517B1 (de) * 2014-09-16 2019-03-27 Ansaldo Energia Switzerland AG Dichtungsanordnung an der Schnittstelle zwischen einer Brennkammer und einer Turbine einer Gasturbine sowie Gasturbine mit solch einer Dichtungsanordnung
DE102015216208A1 (de) * 2015-08-25 2017-03-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Dichtelement für eine Turbomaschine, Turbomaschine mit einem Dichtelement und Verfahren zur Herstellung eines Dichtelementes
EP3228826B1 (de) * 2016-04-05 2021-03-17 MTU Aero Engines GmbH Dichtungssegmentanordnung mit steckverbindung, zugehörige gasturbine und herstellungsverfahren
US9816388B1 (en) * 2016-09-22 2017-11-14 General Electric Company Seal in a gas turbine engine having a shim base and a honeycomb structure with a number of cavities formed therein
US10774670B2 (en) * 2017-06-07 2020-09-15 General Electric Company Filled abradable seal component and associated methods thereof
US10919106B2 (en) * 2017-06-09 2021-02-16 General Electric Company Ultrasonic welding of annular components
US11674396B2 (en) 2021-07-30 2023-06-13 General Electric Company Cooling air delivery assembly
US11674405B2 (en) 2021-08-30 2023-06-13 General Electric Company Abradable insert with lattice structure

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3235745A1 (de) 1981-09-29 1983-04-28 United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. Isolierte wabendichtung

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3071853A (en) * 1955-10-17 1963-01-08 Solar Aircraft Co Method and apparatus for making brazed honeycomb
US3001274A (en) * 1957-01-18 1961-09-26 Solar Aircraft Co Brazing article and method
US3067507A (en) * 1958-02-07 1962-12-11 Goodyear Aircraft Corp Method of making sandwich structures
GB1268777A (en) * 1968-11-23 1972-03-29 Rolls Royce Cellular structure
US3633267A (en) * 1968-12-27 1972-01-11 Boeing Co Method of diffusion bonding honeycomb composite structures
US3981429A (en) * 1970-10-16 1976-09-21 Rohr Industries, Inc. Method for plated foil liquid interface diffusion bonding of titanium
US4013210A (en) * 1972-08-21 1977-03-22 Czeslaw Deminet Method of diffusion bonding
US3846903A (en) * 1973-07-13 1974-11-12 Us Air Force Vacuum brazing tantalum alloys
FR2452601A1 (fr) * 1979-03-30 1980-10-24 Snecma Support amovible de revetement d'etancheite pour carter de soufflante de turboreacteur
DE2922835C2 (de) * 1979-06-06 1985-06-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Umfangsspaltdichtung an Axialströmungsmaschinen
FR2467977A1 (fr) * 1979-10-19 1981-04-30 Snecma Dispositif de securite en cas de rupture d'element rotatif de turbomachine
JPS57187242A (en) * 1981-05-15 1982-11-17 Tokyo Shibaura Electric Co Vacuum heat insulating plate
US4534698A (en) * 1983-04-25 1985-08-13 General Electric Company Blade containment structure
JPS62116132A (ja) * 1985-11-15 1987-05-27 石崎産業株式会社 段ボ−ル製の真空断熱包装材及びその製造方法
US4937125A (en) * 1987-06-19 1990-06-26 Etat Francais Lightweight sandwich designed for making multilayer structures resistant to impact and thermal aggressions
IE67360B1 (en) * 1990-09-25 1996-03-20 United Technologies Corp Apparatus and method for a stator assembly of a rotary machine
US5192623A (en) * 1990-10-23 1993-03-09 Lockhart Industries Laminated structural panels and the method of producing them
GB9307288D0 (en) * 1993-04-07 1993-06-02 Rolls Royce Plc Gas turbine engine casing construction
JPH091701A (ja) * 1995-06-21 1997-01-07 Toyota Central Res & Dev Lab Inc 真空断熱材及びハニカム板の製造方法
JPH11280199A (ja) * 1998-03-30 1999-10-12 Comany Kk 間仕切りパネル

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3235745A1 (de) 1981-09-29 1983-04-28 United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. Isolierte wabendichtung

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10247031A1 (de) * 2002-10-09 2004-04-22 Alstom (Switzerland) Ltd. Vorrichtung zur Dichtung eines Dichtspalts bei einer Strömungsrotationsmaschine

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