FR2482664A1 - Carter de turbo-machine thermique a revetement isolant thermique - Google Patents

Carter de turbo-machine thermique a revetement isolant thermique Download PDF

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Abstract

A.CARTER DE TURBO-MACHINE THERMIQUE A REVETEMENT ISOLANT THERMIQUE. B.CARTER CARACTERISE EN CE QUE LE REVETEMENT SE COMPOSE D'UNE COUCHE D'ACCROCHAGE OU DE COLLAGE METALLIQUE 31 REVETUE D'UNE COUCHE INTERMEDIAIRE 32 EN MATIERE CERAMIQUE, ELLE-MEME REVETUE D'UNE COUCHE DE REVETEMENT POREUSE 33 PRINCIPALEMENT METALLIQUE. C.L'INVENTION CONCERNE LE REVETEMENT DU CARTER DE TURBO-MACHINES.

Description

2482o64 La présente invention concerne un carter de
turbo-machine thermique muni d'un revêtement d'isolation ther-
mique en un matériau céramique.
Etant donné l'augmentation de plus en plus forte des puissances de turbomachines thermiques au cours de la période récente, par exemple des turbines à gaz et des compresseurs, on rencontre des problèmes d'isolation thermique pour de telles machines. Le revêtement du carter avec un matériau
céramique se traduit par une amélioration considérable de l'iso-
lation thermique mais il n'a pas encore été possible jusqu'à présent de dominer la très forte dilatation différentielle à la chaleur entre le carter métallique et le revêtement en
céramique, en utilisant des mpyens constructifs acceptables.
Un autre problème de carter à revêtement céramique est que la matière céramique ne convient pas comme couche de glissement ou de démarrage pour des rotors tournant rapidement à cause de la grande dureté de cette couche; cela augmente l'usure du rotor se traduisant par des balourds dans le rotor et des
intervalles mères trop grands, inacceptables.
La présente invention a pour but de créer un carter du type ci-dessus, pour une turbo-machine thermiquequi assure en même temps une très forte isolation thermique et une très bonne caractéristique de glissement au départ. De plus, le carter doit être très réfractaire et résistant aux cariations
de température.
A cet effet, l'invention concerne une turbo-
machine thermique du type ci-dessus, caractérisée en ce que le revêtement est un corps composé de plusieurs couches appliquées par projection thermique, se composant d'au moins une couche de collage métallique sur la paroi du carter, une couche intermédiaire céramique et une couche de revêtement poreuse,
à prédominance métallique, constituant le revêtement de démarrage.
Le carter muni du revêtement selon l'invention offre l'avantage de présenter une isolation thermique très élevée du fait de la couche intermédiaire en matière céramique, entre la veine de gaz chaud et le carter métallique; par ailleurs, du fait de la couche de recouvrement poreuse principalement métallique, on réduit au minimum l'usure du rotor lors du démarrage sur le carter. En particulier, pour un fonctionnement non stationnaire de la turbo-machine, le corps composé à couches multiples améliore le comportement du fonctionnement. C'est ainsi qu'à l'accélération de la turbo-machine et pour la très forte augmentation de la température liée à cette accélération, la couche intermédiaire en matière céramique, à isolation thermique évite une forte et rapide dilatation du carter métallique à paroi mince si bien que l'intervalle d'air entre le rotor qui se dilate lentement et le carter reste faible. Inversement, lors d'une décélération de la turbo-machine et de la chute très forte de la température à l'intérieur de la machine on évite que le carter à paroi mince ne se refroidisse beaucoup plus rapidement
que le rotor, ce qui entraînerait une très forte usure, inaccep-
table de la surface intérieure du carter par le rotor, en parti-
culier pour une nouvelle accélération au cours de la phase de décélération. Le rotor arrive au contact si bien que grâce au revêtement du carter par une couche interne de revêtement à caractéristique particulière, on évite l'usure du rotor ou des aubes du rotor. En résumé, le revêtement selon l'invention permet de dimensionner de façon plus précise l'écart entre le rotor ou les aubes du rotor et le carter et d'aboutir ainsi à un meilleur
rendement.
Suivant une autre caractéristique de l'inven-
tion, le revêtement comporte une structure métallique en nids d'abeilles, qui est mise en place par une couche d'adhésion métallique appliquée par projection sur la paroi du carter,
et qui est partiellement remplie d'une couche en matière cérami-
que. Grâce à ce remplissage de la structure en nids d'abeilles, métallique par une couche d'isolation thermique, on arrive aux
avantages mentionnés ci-dessus, en particulier lorsque la turbo-
machine travaille en régime non stationnaire.
Suivant un mode de réalisation préférentiel de l'invention, en plus de la structure en nids d'abeilles il est prévu une couche de recouvrement poreuse, principalement métallique, en un matériau approprié pour constituer un revêtement de démarrage, ce matériau étant mis en place jusqu'à hauteur de la structure en nids d'abeilles. Grâce à ce remplissage complet de la structure en nids d'abeilles, on arrive à une meilleure protection contre la corrosion par les gaz chauds en particulier pour un alliage métallique de chrome-aluminium yttrium; grâce à cet alliage même dans les plages de température les plus élevées on arrive à une protection suffisante des nids
d'abeilles contre la corrosion par les gaz chauds.-
Suivant une caractéristique de l'invention, la couche de collage métallique est un alliage Ni-Cr-Al avec
4,5-7,5 % en poids de Al, 15,5-21,5 % en poids de Cr, le complé-
ment étant du nickel Ni. Suivant une autre caractéristique, la couche d'isolation thermique est en ZrO2 contenant entre 5 à 31 % de
CaO, 8 à 20 % de Y203 ou 15 à 30 % de MgO pour stabiliser.
Suivant une autre caractéristique, le composé ZrO2 de stabilisation contient une composante métallique (couche
de cermet).
Suivant une autre caractéristique, l'invention concerne un procédé de fabrication d'un revêtement du carter tel que défini ci-dessus. Ce procédé se caractérise en ce que la couche de revêtement poreuse est formée d'un alliage de préférence un alliage Ni-Cr et d'une combinaison métal-céramique de préférence Ni-BN ou d'une combinaison métal-matière synthétique de préférence Ni-polyamide (NiCr-Polyamide) ou d'une combinaison Ni-graphite avec de préférence 75 % en'poids de Ni et 25 % en
poids de graphite.
Le procédé selon l'invention permet de réaliser un mécanisme de collage entre les diverses couches, ce collage étant assuré par l'accrochage mécanique et la liaison physique, la diffusion et les effets d'alternance métallurgique; ce qui se traduit par un accrochage particulièrement bon. Grâce au procédé selon l'invention, on arrive à une température plus élevée de la surface limite et à une bonne réticulation qui est la condition pour obtenir un accrochage élevé entre les diverses couches. Il s'est avéré qu'une profondeur de cavité de 30 à 40/,Lassurait un accrochage mécanique particulièrement bon entre le carter métallique et la couche d'accrochage (principe des
boutons pression).
La fabrication du revêtement du carter telle que définie ci-dessus se caractérise en ce qu'on réalise par projection une rugosité d'une profondeur de 30 à 40/, dans la paroi du carter en utilisant de préférence Al 203 puis on applique par projection à la flamme ou au plasma, la couche d'accrochage, la couche d'isolation thermique et la couche de revêtement, chaque couche successive étant projetée sur la couche précédente
sans refroidissement intermédiaire.
Suivant une autre caractéristique, on soude une structure en nids d'abeilles d'une largeur de maille d'au moins 2 mm sur la paroi intérieure du carter puis on réalise une rugosité de surface d'une profondeur de 30 à 40/-'à par projection en utilisant de préférence A1203, puis on projette tout d'abord la couche de collage puis la couche de céramique
sur la structure en nids d'abeilles sans refroidissement inter-
médiaire entre les projections.
La présente invention sera décrite plus en détail à l'aide des dessins annexés dans lesquels: - la figure 1 est une coupe longitudinale partielle d'une turbo-machine, - la figure 2 est une vue agrandie d'environ fois d'un revêtement de carter en coupe, - la figure 3 est une vue de détail, partielle,
en perspective d'une structure en nids d'abeilles.
Selon la-coupe longitudinale de la figure 1, la turbo-machine comporte un rotor 1 logé dans un carter 2. Le
rotor 1 se compose de deux disques de rotor qui sont respecti-
vement garnis d'aubes axiales. Chaque fois en face des faces frontales des aubes du rotor, le carter 2 comporte un revêtement 3
à plusieurs couches selon l'invention.
La structure du revêtement 3 est représentée a échelle agrandie dans là vue en coupe de la figure 2. Le carter métallique lui-même porte la référence 2 à la figure 2. De façon adjacente à la surface supérieure du carter métallique 2 se trouve une couche d'accrochage ou de collage 31 métallique; cette
couche est revêtue d'une couche intermédiaire 32 en matière céra-
mique elle-même revêtue d'une couche de revêtement poreuse prin-
cipalement métallique. Les zones blanches de la couche de revê-
tement 33 représentent les particules de nickel; les zones gris sombres représentent les particules de graphite et les zones noires les cavités. Le bord noir qui apparait au-dessus de la couche de recouvrement 33 est le fond; cette bande noire ne fait
plus partie de la couche de revêtement ou de recouvrement 33.
La vue en perspective de la figure 3 montre
la paroi du carter métallique 2 munie d'une couche de collage 31.
Contrairement au revêtement selon la figure 2, le carter métal-
lique 2 comporte une structure en nids d'abeilles 34 métallique soudée sur le carter. La couche de collage 31 et la couche d'isolation 32, en céramique recouvrant la précédente, sont mises dans les cavités de la structure en nids d'abeilles par projection
à la flamme ou au plasma.
Dans l'exemple de réalisation selon la figure 3, les cavités 34 de la structure en nids d'abeilles sont remplies sensiblement jusqu'à la moitié de leur hauteur et *au-dessus de la couche d'isolation thermique 32 en matière céramique il y a
du volume libre.
Dans des variantes de réalisation, on peut remplir le volume au-dessus de la couche d'isolation thermique 32 en matière céramique dans les cavités 34 de la structure en nids d'abeilles par une couche de revêtement poreuse principalement métallique ou par une couche de revêtement particulièrement résistante à la corrosion des gaz chauds. De plus, suivant une autre variante, on peut remplir complètement les cavités 34 de la structure en nids d'abeilles par une couche d'isolation * thermique en matière céramique. L'utilisation de la structure en nids d'abeilles 34 est avantageuse avant tout à cause de son effet de support pour le corps composé à plusieurs couches formé de la couche d'accrochage 31, de la couche d'isolation thermique 32 et, le cas échéant, de la couche de revêtement 33, poreuse.
248'2664

Claims (9)

REVENDICATIONS
1) Carter de turbo-machine thermique muni d'un revêtement d'isolation thermique en un matériau céramique, carter caractérisé-en ce que le revêtement est un corps composé de plusieurs couches appliquées par projection thermique, se composant d'au moins une couche de collage (31), métallique réalisée sur la paroi du carter, une couche intermédiaire (32)
céramique et une couche de recouvrement (33), poreuse, princi-
palement métallique et constituant le revêtement de démarrage.
2) Carter pour une turbo-machine thermique muni d'un revêtement d'isolation thermique en un matériau céramique, carter caractérisé en ce que le revêtement comporte une structure en nids d'abeilles (34) métallique, remplie au moins partiellement d'une couche d'accrochage (31) métallique appliquée contre la paroi du carter et d'une couche d'isolation
thermique (32) céramique.
3) Carter selon la revendication 2, caractérisé en ce que la couche d'isolation thermique (32) est une couche de revêtement (33), poreuse, principalement métallique, en un matériau approprié pour constituer un revêtement de démarrage
et arrivant jusqu'à hauteur de la structure en nids d'abeilles.
4) Carter selon la revendication 2, caractérisé
en ce que sur la couche d'isolation thermique en matière cérami-
que, il est appliqué une couche de revêtement poreuse en un matériau résistant à la corrosion des gaz chauds, notamment un
alliage métal-chrome-aluminium-yttrium (alliage MeCrAlY).
) Carter selon!une quelconque des revendications
1 à 4, caractérisé en ce que la couche de collage métallique est réalisée en un alliage Ni-Cr-Al composé de 4,5 à 7,5 % en poids de Al, 15,5 à 21,5 % en poids de Cr, le complément étant du nickel Ni.
6) Carter selonl'une quelconque des revendications
1 à 5, caractérisé en ce que la couche d'isolation thermique est en ZrO2 stabilisée par 5 à 31 % de CaO ou de 8 à 20 % de Y203
ou de 15 à 30 % de MgO.
7) Carter selon la revendication 6, caractérisé en ce qu'un composant métallique (mélange Cermet) est ajouté au
composant ZrO2 de stabilisation.
8) Carter selon l'une quelconque des revendi-
cations 1 à 3 ou 5 à 7, caractérisé en ce que la couche de revêtement poreuse est un alliage de préférence un alliage Ni-Cr ou une combinaison métal-céramique de préférence Ni-BN ou une combinaison métal-matière synthétique de préférence Ni-polyamide (NiCr-polyamide) ou une combinaison Ni-graphite avec de préférence 75 % en poids de Ni et 25 % en poids de graphite. 9) Procédé pour la réalisation d'un revêtement
de carter selon l'une quelconque des revendications 1 et 5 à 8,
caractérisé en ce qu'on réalise par projection une rugosité de surface d'une profondeur de 30 à 40// dans la paroi du carter en utilisant de préférence Al2 0 puis on applique par projection à la flamme ou au plasma la couche d'accrochage, la couche d'isolation thermique et la couche de revêtement, chaque couche
successive étant projetée sur la couche précédente sans refroi-
dissement intermédiaire.
) Procédé pour la réalisation d'un revêtement
de carter selon l'une quelconque des revendications 2 à 8,
caractérisé en ce qu'on soude une structure en nids d'abeilles d'une largeur de maille d'au moins 2 mm sur la paroi intérieure du carter puis on réalise une rugosité de surface d'une profondeur de 30 à 40 t. par projection en utilisant de préférence Al2 03 puis on projette tout d'abord la couche de collage puis la couche
de céramique sur la structure en nids d'abeilles sans refroidis-
sement intermédiaire entre les projections.
11) Procédé selon la revendication 10, caracté-
risé en ce quton projette la couche de revêtement sur la couche
de céramique sans refroidissement intermédiaire.
12) Carter de turbo-machine thermique à revê-
tement d'isolation thermique en céramique selon l'une quelconque
des revendications 5 à 7, caractérisé en ce qu'à la place de la
structure en nids d'abeilles (34) partiellement remplie, on remplit complètement la structure en nids d'abeilles avec la
couche de collage ou la couche d'isolation thermique.
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Families Citing this family (80)

* 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 (fr) * 1985-06-18 1991-10-22
US4652209A (en) * 1985-09-13 1987-03-24 Rockwell International Corporation Knurled turbine tip seal
CH670874A5 (fr) * 1986-02-04 1989-07-14 Castolin Sa
US4764089A (en) * 1986-08-07 1988-08-16 Allied-Signal Inc. Abradable strain-tolerant ceramic coated turbine shroud
US4914794A (en) * 1986-08-07 1990-04-10 Allied-Signal Inc. Method of making an 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 (fr) * 1988-08-24 1993-12-16
US4936745A (en) * 1988-12-16 1990-06-26 United Technologies Corporation Thin abradable ceramic air seal
EP0416954B1 (fr) * 1989-09-08 1994-06-22 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Matériau s'usant pour turbo machine
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
US5176495A (en) * 1991-07-09 1993-01-05 General Electric Company Thermal shielding apparatus or radiositor for a gas turbine engine
US5238365A (en) * 1991-07-09 1993-08-24 General Electric Company Assembly for thermal shielding of low pressure turbine
US5174714A (en) * 1991-07-09 1992-12-29 General Electric Company Heat shield mechanism for turbine engines
US5195868A (en) * 1991-07-09 1993-03-23 General Electric Company Heat shield for a compressor/stator structure
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
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
US6676783B1 (en) 1998-03-27 2004-01-13 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature insulation for ceramic matrix composites
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
ES2319253T5 (es) * 1999-12-20 2013-07-30 Sulzer Metco Ag Superficie perfilada, usada como capa de abrasión en turbomáquinas
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 (fr) * 2001-07-13 2004-01-07 ALSTOM (Switzerland) Ltd Revêtement resistant aux temperatures elevées avec des bosses localles enrobées et son procédé de fabrication
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
EP1378630A1 (fr) * 2002-07-01 2004-01-07 ALSTOM (Switzerland) Ltd Turbine à vapeur
US7488153B2 (en) * 2002-07-01 2009-02-10 Alstom Technology Ltd. Steam turbine
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
EP1541810A1 (fr) * 2003-12-11 2005-06-15 Siemens Aktiengesellschaft Utilisation de revêtement de barrière thermique pour un élément d'une turbine à vapeur et une turbine à vapeur
EP1541808A1 (fr) * 2003-12-11 2005-06-15 Siemens Aktiengesellschaft Elément de turbine avec une couche résistante à la chaleur et l'érosion
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 (fr) * 2005-06-13 2006-12-20 Siemens Aktiengesellschaft Composant ayant un revêtement avec une barrière thermique et une couche resistante à l'erosion, procéde de manufacture et méthode pour son utilisation
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
US9151175B2 (en) 2014-02-25 2015-10-06 Siemens Aktiengesellschaft Turbine abradable layer with progressive wear zone multi level ridge arrays
CN106232946B (zh) 2014-02-25 2018-04-27 西门子公司 具有气流引导的像素化表面特征样式的涡轮机可磨耗层
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
US9243511B2 (en) 2014-02-25 2016-01-26 Siemens Aktiengesellschaft Turbine abradable layer with zig zag groove pattern
WO2016133582A1 (fr) 2015-02-18 2016-08-25 Siemens Aktiengesellschaft Anneau de cerclage de turbine comportant une couche pouvant être abrasée comprenant une zone avant a fossettes
DE102014111527B4 (de) * 2014-08-13 2018-05-09 Knorr-Bremse Systeme für Nutzfahrzeuge GmbH Zylinderkopf für einen Kompressor mit besonders effizienter Luftkühlung
EP3029274B1 (fr) * 2014-10-30 2020-03-11 United Technologies Corporation Liaison pulvérisée thermiquement d'une structure en céramique à un substrat
WO2016133982A1 (fr) 2015-02-18 2016-08-25 Siemens Aktiengesellschaft Formation de passages de refroidissement dans des composants en superalliage de turbine à combustion recouverts d'isolant thermique
EP3141705B1 (fr) * 2015-09-08 2018-12-26 Ansaldo Energia Switzerland AG Couvercle de rotor de turbine à gaz
US10302013B2 (en) 2015-09-30 2019-05-28 Corning Incorporated Composite thermal barrier for combustion chamber surfaces
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

Citations (9)

* 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
US3053694A (en) * 1961-02-20 1962-09-11 Gen Electric Abradable material
US3068016A (en) * 1958-03-31 1962-12-11 Gen Motors Corp High temperature seal
GB1113304A (en) * 1965-04-06 1968-05-15 M A N Turbo G M B H Improvements in or relating to housing linings for elastic fluid flow machines,in particular gas-turbine engines
FR2119460A5 (fr) * 1970-12-21 1972-08-04 Clevite Corp
US3867061A (en) * 1973-12-26 1975-02-18 Curtiss Wright Corp Shroud structure for turbine rotor blades and the like
FR2258524A1 (en) * 1973-01-17 1975-08-18 Rolls Royce Seals for turbines, esp aero-engines - using nickel alloy honeycomb structure filled with a porous nickel-aluminium alloy
US3918925A (en) * 1974-05-13 1975-11-11 United Technologies Corp Abradable seal
FR2334725A1 (fr) * 1975-12-12 1977-07-08 Gen Electric Melange mecanique de plusieurs poudres destine a l'obtention d'un revetement d'abrasion

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3545944A (en) * 1965-03-10 1970-12-08 United Aircraft Corp Composite metal article having an intermediate bonding layer of nickel aluminide
FR2160358B3 (fr) * 1971-11-15 1975-08-29 United Aircraft Corp
CH589220A5 (fr) * 1973-06-29 1977-06-30 Bbc Brown Boveri & Cie
US4248940A (en) * 1977-06-30 1981-02-03 United Technologies Corporation Thermal barrier coating for nickel and cobalt base super alloys
JPS5242906U (fr) * 1975-09-22 1977-03-26
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

Patent Citations (9)

* 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
GB1113304A (en) * 1965-04-06 1968-05-15 M A N Turbo G M B H Improvements in or relating to housing linings for elastic fluid flow machines,in particular gas-turbine engines
FR2119460A5 (fr) * 1970-12-21 1972-08-04 Clevite Corp
FR2258524A1 (en) * 1973-01-17 1975-08-18 Rolls Royce Seals for turbines, esp aero-engines - using nickel alloy honeycomb structure filled with a porous nickel-aluminium alloy
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
FR2334725A1 (fr) * 1975-12-12 1977-07-08 Gen Electric Melange mecanique de plusieurs poudres destine a l'obtention d'un revetement d'abrasion

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
EXBK/79 *

Also Published As

Publication number Publication date
GB2076066A (en) 1981-11-25
GB2076066B (en) 1984-05-23
GB2131099B (en) 1984-12-12
US4405284A (en) 1983-09-20
DE3018620A1 (de) 1981-11-26
DE8013163U1 (de) 1988-10-13
JPS5749027A (en) 1982-03-20
DE3018620C2 (de) 1982-08-26
FR2482664B1 (fr) 1986-02-14
JPH0346654B2 (fr) 1991-07-16
GB8325289D0 (en) 1983-10-26
GB2131099A (en) 1984-06-13

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