JP2001226758A - タービンブレード及びガスタービン部材 - Google Patents

タービンブレード及びガスタービン部材

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JP2001226758A JP2000386527A JP2000386527A JP2001226758A JP 2001226758 A JP2001226758 A JP 2001226758A JP 2000386527 A JP2000386527 A JP 2000386527A JP 2000386527 A JP2000386527 A JP 2000386527A JP 2001226758 A JP2001226758 A JP 2001226758A
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 熱いガス流に直接さらされていない部材部分
における腐食を防止するために耐食性コーティングを提
供する。 【解決手段】 安定化ジルコニアなどの耐食性オーバレ
イコーティングが、プラットフォーム（１６）の下面
（１８）やブレード（１０）のネック部（１９）の部分
に望ましくはプラズマ溶射によって施される。このコー
ティングによって、遮蔽されてガス流路に直接さらされ
ていないプラットフォーム（１６）の下面（１８）など
のブレード部分に堆積する塩によるブレードの腐食が防
止され、部材寿命が延長される。このコーティングの他
の利点は、ブレードの応力腐食割れが防止されることで
ある。耐食性オーバレイコーティングは、塩とその下の
ニッケルベース合金部材との間のバリアとして働き、腐
食や応力腐食割れを防止する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、主に、腐食防止の
ためのコーティングに関し、特に、このようなコーティ
ングを有する部材に関する。
【０００２】ここで開示している事柄は、本出願人が有
する、アレン、オルソン、シャー、セテルによる米国特
許出願第０９／４６７，５１６号、名称「耐食性コーテ
ィングを有する部材」、アレン、オルソンによる第０９
／４６７，５１７号、名称「耐食性コーティングを有す
る部材」、及びアレン、オルソン、シャー、セテルによ
る第０９／４６７，２０２号、名称「部材に耐食性コー
ティングを施す方法及びコーティングされた部材」にも
開示されている。
【０００３】
【従来の技術】ガスタービンエンジンは、燃料である化
学的ポテンシャルエネルギを熱エネルギに変換し、続い
て、航空機の推進、発電、流体のポンピングなどの機械
エネルギに変換するためのよく発達した機構である。ガ
スタービンエンジンの効率を向上させるために使用され
る主な方法の１つは、作動温度を上昇させることであ
る。近代型ガスタービンエンジンの最も熱い部分（即
ち、エンジンのタービンセクション内の一次ガス流路）
では、ニッケルまたはコバルトベースの合金から鋳造さ
れたタービンエアフォイル部材が、その融点より高いガ
ス温度にさらされる。これらの部材は、部材内のキャビ
ティを冷却空気が通過していることによって溶けないで
残っている。冷却空気は、このキャビティを循環して部
材の温度を減少させ、部材に設けられた孔を通って部材
から流出し、ここで一次流路内に含まれる熱いガスと混
ざる。しかし、冷却空気を供給すると、エンジン効率が
低下してしまう。
【０００４】従って、ガスタービンのハードウェア用の
コーティングに関して多くの開発がなされてきた。歴史
上、これらのコーティングは、タービンガス流路にさら
される表面の耐酸化性や耐食性を向上させるために施さ
れてきた。最近では、要求される冷却空気の量を実質的
に減少することができるように、最も高いガス流路温度
にさらされる内部冷却部材に断熱コーティングが施され
ている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】コーティングは、部材
に構造強度を与えることなく部材の重量を増加させると
ともに、疲労寿命を短くするおそれがあるので、コーテ
ィングの適用は、要求される耐久性を達成するのに必要
な部材部分に意図的に制限される。タービンブレードな
どの回転部材の場合には、コーティングによる重量の増
加によって、ブレードを引っ張る力がかなり増加して、
より強度の高い即ち重量の重いディスクが必要となり、
更に、これにより、より強度の高い即ち重量の重いシャ
フトが必要となってしまう。従って、コーティングが絶
対必要である、一般に一次ガス流路面などであるブレー
ド部分に、コーティングの適用を厳しく制限することが
更に必要とされている。
【０００６】ガス流路温度が増加すると、タービン部材
やタービンの一次ガス流路に直接さらされていない部材
部分も運転中に比較的高い温度にさらされるおそれがあ
り、従って、これらの部分にも保護コーティングが必要
となり得る。例えば、（プラットフォームの下面、ブレ
ードのネック部、及び接続用の鋸歯状部分などのタービ
ンブレード部分である）ガス流路にさらされていないタ
ービンブレード部分は、運転中に１２００°Ｆ（約６４
９℃）を超える温度にさらされるおそれがある。これら
のブレード位置は、図１Ａにおいて符号１８，１９によ
って示されている。このようなブレード部分がさらされ
る温度は、タービンの運転温度が増加するのに伴って増
加し続けると予想される。
【０００７】本発明の目的は、熱いガス流に直接さらさ
れていない部材部分における腐食を防止するために耐食
性コーティングを提供することである。
【０００８】本発明の他の目的は、熱いガス流に直接さ
らされていないタービンブレードの部分における応力腐
食割れを防止するために耐食性コーティングを提供する
ことである。
【０００９】本発明のまた他の目的は、ブレードのプラ
ットフォームの下側の領域におけるタービンブレードの
応力による腐食割れを防止するためにこのようなコーテ
ィングを提供することである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明の１つの形態で
は、改良された耐食性コーティングの適用によってガス
タービンエンジンの耐久性が向上する。通常、方向性凝
固のニッケルベース超合金からなるガスタービンエンジ
ン用のタービンブレードは、エアフォイル、根部、及び
ブレードのエアフォイルと根部との間に位置するプラッ
トフォームを含む。ブレードは、ブレードの根部に隣接
したブレードのネック部を有し、プラットフォームは、
ブレードのネック部に隣接する下面を有する。
【００１１】本発明の１つの形態では、安定化ジルコニ
アなどの耐食性オーバレイコーティングが、プラットフ
ォームの下面やブレードのネック部の部分に望ましくは
プラズマ溶射によって施される。このコーティングによ
って、遮蔽されてガス流路に直接さらされていないプラ
ットフォームの下面などのブレード部分に堆積する塩に
よるブレードの腐食が防止され、部材寿命が延長され
る。このコーティングの他の利点は、ブレードの応力腐
食割れが防止されることである。耐食性オーバレイコー
ティングは、塩とその下のニッケルベース合金部材との
間のバリアとして働き、腐食や応力腐食割れを防止す
る。
【００１２】本発明のより一般的な用途では、耐食性オ
ーバレイコーティングシステムは、ニッケル合金基材と
ＭＣｒＡｌＹ層との間もしくはＭＣｒＡｌＹ層の上にア
ルミナイドまたは白金アルミナイドのボンドコートを含
むことができる。このボンドコートは、コーティング部
材に特定の特性を与えるように施すことができる。この
ような特性には、より効率的なブレードの修理及び製
造、耐久性の向上などが含まれ得る。
【００１３】
【発明の実施の形態】図１Ａでは、超合金材料から構成
され、かつ本発明を含むタービンブレードが参照符号１
０として全体的に示されている。タービンブレード１０
は、エアフォイル１２，（回転可能なタービンディスク
にブレードを接続するために使用される）鋸歯状ブレー
ド根部１４、及びエアフォイル１２と鋸歯状根部１４と
の間に位置するプラットフォーム１６を含む。ブレード
のプラットフォームの下面１８と根部１４との間の領域
は、ネック部１９と呼ばれる。一般的に、タービンブレ
ード１０（及び他のガスタービンエンジン部材）は、例
えば、単結晶もしくは成長の方向に平行に配向された複
数の柱状晶からなる方向性凝固のニッケルベース合金に
よって構成されている。このような合金の一般的な組成
を表１に示した。柱状晶、単結晶、及び方向性凝固合金
を開示する例示的な米国特許には、米国特許第４，２０
９，３４８号、第４，６４３，７８２号、第４，７１
９，０８０号、第５，０６８，０８４号が含まれる。従
来技術で周知のように、運転中にエアフォイルの特定部
分の上に冷却空気が流れるようにするために、タービン
ブレード１０の１つもしくはそれ以上の部分に冷却孔を
設けることができる。
【００１４】
【表１】
【００１５】タービン部材の高温腐食の原因である（硫
酸ナトリウム、硫酸カリウム、硫酸カルシウム、硫酸マ
グネシウムなどの種々の混合物である）アルカリ硫酸塩
やアルカリ土類硫酸塩は、タービンガス流路の外側領域
に堆積するおそれがあることが発見された。これらの塩
は、海洋環境において流入空気とともに吸い込まれた
り、燃焼過程の結果として形成され得る。これらの塩に
よるブレードの腐食は、一般に（約１１００°Ｆ［約６
９３℃］である）塩の溶融温度よりも低い温度では非常
に限られている。しかし、タービンの運転温度が増加す
るにつれて、ガス流路から遮蔽されたブレード部分も硫
酸塩の溶融温度を超え、ブレードのネック部及びプラッ
トフォームの下面における腐食が促進されるおそれがあ
る。また、充分に高い応力レベルにおいて、これらの塩
が存在することによって、単結晶もしくは柱状晶構造を
有する方向性凝固のニッケルベースタービン合金の応力
腐食割れが起こり得る。このような材料の応力腐食割れ
は、新しく発見された現象である。
【００１６】本発明の１つの形態では、耐食性のオーバ
レイコーティング（図１Ｂの符号２１）が、タービンブ
レード１０のプラットフォームの下面１８やネック部１
９などの超合金基材２０の部分に施され、これらの位置
におけるブレードの腐食または応力腐食割れを防ぐ。本
発明は、図１Ａでタービンブレードとして示している
が、本発明は特定の部材に限定されるものではない。比
較的高い応力及び腐食条件にさらされている他の部材に
対しても、本発明は有益であると思われる。
【００１７】次に図１Ｂを参照すると、腐食を抑制する
セラミックコーティングが腐食または応力腐食割れを生
じやすい部材部分に施される。タービンブレードの実施
例では、このコーティングは、プラットフォームの下面
１８及びネック部１９に施され、これらの位置における
腐食または応力腐食割れを防止する。本発明は、図１Ａ
においてタービンブレードとして示されているが、本発
明は、特定の部材に限定されるものではない。比較的高
い応力及び腐食条件にさらされている他の部材に対して
も、本発明は有益であると思われる。プラットフォーム
の下面１８やネック部１９などの選択された領域に施さ
れたオーバレイコーティングは、例えば、７ＹＳＺであ
る安定化ジルコニアなどの従来のタイプの断熱コーティ
ング材料とすることができるが、コーティングは、他の
成分を含むこともできる。他のセラミックコーティング
を使用した場合でも、同様の結果を得ることができると
思われる。例えば、１９９８年１０月１日出願の米国特
許第０９／１６４，７００号、１９９８年５月２２日出
願の継続出願第０８／７６４，４１９号の、共に本出願
人が有し、かつ係属中である、名称「断熱コーティング
システム及び材料」を参照されたい。
【００１８】コーティングは、少なくとも約０．２５ミ
ルから約５ミルまでの厚みまで表面に施される。タービ
ンブレードなどの回転用途では、コーティングの厚み
は、例えば、覆うべき部分にコーティングされていない
部分がないように、コーティングすべき領域を完全に覆
うとともに、一般的なブレード耐用期間に亘って保護を
与えるために必要な腐食寿命を提供するように充分でな
ければならない。最大のコーティング厚さは、一般に部
材に構造強度を与えることなく部材の重量を増加させる
コーティングの追加重量に関連する疲労のために制限す
る必要がある。従って、回転部材用の厚みは、約３ミル
よりも小さいことが望ましく、約２ミルであることが更
に望ましい。
【００１９】コーティングは、蒸着や溶射などの種々の
処理によって施すことができる。エアフォイル部分など
の、ガスタービンエンジンの他の部分にセラミック材料
を施すために以前から使用されているプラズマ溶射を使
用することが好ましい。
【００２０】図２は、本発明の別の実施例である。この
部材は、セラミック層と基材との間にアルミナを形成す
るコーティングを含む。例えば、部材は、上述のような
基材２０と、ＭＣｒＡｌタイプのオーバレイコーティン
グまたはアルミナイド層などのアルミナ形成層２２と、
を含むことができる。Ｙ、Ｈｆ、Ｓｉ、Ｒｅなどの他の
成分を含むことができるＭＣｒＡｌコーティングやアル
ミナイドコーティングは、共に一般的に知られており、
ここでは、ＭＣｒＡｌ及びアルミナイドの特定の組成や
施す方法に関して詳細に説明しない。例えば、ＭＣｒＡ
ｌＹコーティングに関しては、米国再発行特許第３２，
１２１号、アルミナイドコーティングに関しては、米国
特許第５，５１４，４８２号を参照されたい。これらの
特許は、共に本出願人が有するものである。セラミック
コーティングの場合と同様に、アルミナ形成層は、コー
ティングされる部材に構造的な強度を与えることなく、
重量を増加させてしまうので、必要以上に厚くしてはな
らない。続いて、７ＹＳＺなどのセラミックを、溶射ま
たは物理蒸着などの適切な処理によって施すことができ
る。
【００２１】本発明は、従来技術をかなり改善する。タ
ービンブレードのプラットフォームの下面などの高温及
び応力にさらされる部材の選択した部分にセラミックコ
ーティングを施すことによって、運転中に優れた腐食保
護及び応力保護が提供される。そのうえ、これらの部材
の他の部分や他の部材にセラミック材料を施すことに関
して、既にかなりの経験が蓄積されている。
【００２２】本発明に関して、詳細に説明してきたが、
本発明の趣旨及び請求項の範囲から逸脱することなく、
種々の変更や代用を行うことができる。従って、本発明
は、実施例によって説明したものであり限定的に説明し
たものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１Ａは、本発明に係る超合金部材の説明図で
あり、図１Ｂは、図１Ａの部材に施したコーティングの
説明図である。
【図２】本発明の別の実施例を示す説明図である。
【符号の説明】
１０…タービンブレード １２…エアフォイル １４…鋸歯状根部 １６…プラットフォーム １８…プラットフォームの下面 １９…ネック部
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 アラン デイヴィッド セテル アメリカ合衆国，コネチカット，ウエスト ハートフォード，ヒュラー ドライヴ 90

Claims (17)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンエンジン用のタービンブレ
    ードであって、エアフォイルと、根部と、該ブレードと
    該根部との間に位置するプラットフォームと、を定める
    超合金基材を含み、該プラットフォームは、該根部に隣
    接する下面を有し、前記プラットフォームの前記下面に
    腐食を抑制するセラミックオーバレイコーティングが施
    されていることを特徴とするタービンブレード。
  2. 【請求項２】 前記オーバレイコーティングは、前記ブ
    レードのネック部にも施されていることを特徴とする請
    求項１記載のタービンブレード。
  3. 【請求項３】 前記セラミックコーティングは、安定化
    ジルコニアから構成されていることを特徴とする請求項
    １記載のタービンブレード。
  4. 【請求項４】 前記基材は、方向性凝固のニッケルベー
    ス超合金から構成されていることを特徴とする請求項１
    記載のタービンブレード。
  5. 【請求項５】 前記基材は、単結晶のニッケルベース超
    合金から構成されていることを特徴とする請求項１記載
    のタービンブレード。
  6. 【請求項６】 前記セラミックコーティングは、約５ミ
    ルよりも小さい公称厚さを有していることを特徴とする
    請求項１記載のタービンブレード。
  7. 【請求項７】 前記コーティングは、約０．２５〜３ミ
    ルの厚みを有していることを特徴とする請求項１記載の
    タービンブレード。
  8. 【請求項８】 更に、前記基材の表面にアルミナ層を含
    み、前記セラミックコーティングは、該アルミナ層の上
    に施されていることを特徴とする請求項１記載のタービ
    ンブレード。
  9. 【請求項９】 前記アルミナ層は、アルミナイドまたは
    オーバレイボンドコートから形成されていることを特徴
    とする請求項８記載のタービンブレード。
  10. 【請求項１０】 １，０００℃を超えるガス温度の環境
    で作動する超合金ガスタービン部材であって、この部材
    は、熱いガスに直接さらされる第１の露出部分と、前記
    ガスに直接さらされないように遮蔽された第２の遮蔽部
    分と、エアフォイルと根部との間に位置するとともに該
    根部に隣接する下面を有する第３の部分と、を含み、前
    記第３の部分に腐食を抑制するセラミックコーティング
    が施されていることを特徴とするガスタービン部材。
  11. 【請求項１１】 前記部材は、タービンブレードを含
    み、前記第１の部分は、エアフォイルであり、前記第２
    の部分は、根部であり、前記第３の部分は、プラットフ
    ォームであり、前記プラットフォームの下面にセラミッ
    クコーティングが施されていることを特徴とする請求項
    １０記載のガスタービン部材。
  12. 【請求項１２】 前記部材は、方向性凝固の超合金材料
    から構成されていることを特徴とする請求項１０記載の
    ガスタービン部材。
  13. 【請求項１３】 前記セラミックコーティングは、安定
    化ジルコニアから構成されていることを特徴とする請求
    項１０記載のガスタービン部材。
  14. 【請求項１４】 前記コーティングは、約０．２５〜３
    ミルの厚みを有していることを特徴とする請求項１０記
    載のガスタービン部材。
  15. 【請求項１５】 更に、前記基材の表面にアルミナ層を
    含み、前記セラミックコーティングは、該アルミナ層の
    上に施されていることを特徴とする請求項１０記載のガ
    スタービン部材。
  16. 【請求項１６】 前記エアフォイルの少なくとも一部に
    は、前記プラットフォームの下面と異なる組成のコーテ
    ィングが施されていることを特徴とする請求項１記載の
    ガスタービンブレード。
  17. 【請求項１７】 前記エアフォイルの少なくとも一部に
    は、金属製コーティングが施されており、前記プラット
    フォームの下面には、セラミックコーティングが施され
    ていることを特徴とする請求項１記載のガスタービンブ
    レード。
JP2000386527A 1999-12-20 2000-12-20 タービンブレード及びガスタービン部材 Pending JP2001226758A (ja)

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US09/468,389 US6270318B1 (en) 1999-12-20 1999-12-20 Article having corrosion resistant coating

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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001234322A (ja) * 1999-12-20 2001-08-31 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン用のタービン羽根
JP2007154314A (ja) * 2005-12-05 2007-06-21 General Electric Co <Ge> 低い堆積アルミニウムレベルを有するボンディングコートに関連する施工方法およびガスタービンエンジン構成部品

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6431781B1 (en) * 2000-06-15 2002-08-13 Honeywell International, Inc. Ceramic to metal joint assembly
US6652914B1 (en) 2002-09-27 2003-11-25 General Electric Aviation Service Operation Pte. Ltd. Method for selective surface protection of a gas turbine blade which has previously been in service
DE60225569T2 (de) * 2002-12-06 2009-09-03 Alstom Technology Ltd. Verfahren zur örtlichen Abscheidung einer MCrAlY - Beschichtung
DE60231084D1 (de) * 2002-12-06 2009-03-19 Alstom Technology Ltd Verfahren zur selektiven Abscheidung einer MCrAlY-Beschichtung
US7306859B2 (en) * 2005-01-28 2007-12-11 General Electric Company Thermal barrier coating system and process therefor
US7666515B2 (en) * 2005-03-31 2010-02-23 General Electric Company Turbine component other than airfoil having ceramic corrosion resistant coating and methods for making same
US7367123B2 (en) * 2005-05-12 2008-05-06 General Electric Company Coated bucket damper pin and related method
US7789621B2 (en) * 2005-06-27 2010-09-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine airfoil
US7467924B2 (en) * 2005-08-16 2008-12-23 United Technologies Corporation Turbine blade including revised platform
US7311940B2 (en) * 2005-11-04 2007-12-25 General Electric Company Layered paint coating for turbine blade environmental protection
DE102005054172A1 (de) * 2005-11-14 2007-05-16 Mtu Aero Engines Gmbh Schaufel einer Turbomaschine
RU2414603C2 (ru) * 2006-06-08 2011-03-20 Сименс Акциенгезелльшафт Турбинный компонент (варианты), турбина и способ покрытия турбинного компонента
CN102135018B (zh) * 2006-06-08 2012-12-05 西门子公司 涂覆的涡轮部件以及涂覆涡轮部件的方法
GB2439313B (en) * 2006-06-24 2011-11-23 Siemens Ag Method of protecting a component against hot corrosion and a component protected by said method
US20090239061A1 (en) * 2006-11-08 2009-09-24 General Electric Corporation Ceramic corrosion resistant coating for oxidation resistance
US8291589B2 (en) * 2007-08-08 2012-10-23 United Technologies Corporation Method for establishing a location of an elevated stress region
US8366386B2 (en) * 2009-01-27 2013-02-05 United Technologies Corporation Method and assembly for gas turbine engine airfoils with protective coating
US8414268B2 (en) * 2009-11-19 2013-04-09 United Technologies Corporation Rotor with one-sided load and lock slots
US10273816B2 (en) 2013-02-12 2019-04-30 United Technologies Corporation Wear pad to prevent cracking of fan blade
WO2014151788A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Spallation-resistant thermal barrier coating

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5659905U (ja) * 1979-10-13 1981-05-22
US4279575A (en) * 1977-11-19 1981-07-21 Rolls-Royce Limited Turbine rotor
JPS62210328A (ja) * 1986-03-12 1987-09-16 Hitachi Ltd セラミツク被覆ジエツトエンジン燃焼器及びその製造方法
US4921405A (en) * 1988-11-10 1990-05-01 Allied-Signal Inc. Dual structure turbine blade
JPH05271897A (ja) * 1992-03-24 1993-10-19 Sumitomo Metal Ind Ltd セラミックス溶射皮膜
JPH08296061A (ja) * 1995-04-28 1996-11-12 Sumitomo Metal Ind Ltd アルカリソルトバス浸漬ロール
JPH09296702A (ja) * 1995-12-22 1997-11-18 General Electric Co <Ge> 断熱被覆製品並びに被覆法
JPH10331659A (ja) * 1997-06-02 1998-12-15 Hitachi Ltd 発電用ガスタービン及びコンバインド発電システム
JP2001214704A (ja) * 1999-12-20 2001-08-10 United Technol Corp <Utc> タービンブレード及びガスタービン部材
JP2001234322A (ja) * 1999-12-20 2001-08-31 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン用のタービン羽根
JP2002180231A (ja) * 2000-12-20 2002-06-26 United Technol Corp <Utc> タービン羽根の耐久性を向上させる方法

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB694170A (en) * 1948-10-22 1953-07-15 Maschf Augsburg Nuernberg Ag Improvements in or relating to elements for machine construction consisting of ceramic materials
US2783967A (en) * 1952-01-03 1957-03-05 Maschf Augsburg Nuernberg Ag Ceramic machine parts
US4209348A (en) 1976-11-17 1980-06-24 United Technologies Corporation Heat treated superalloy single crystal article and process
US4323394A (en) * 1979-08-06 1982-04-06 Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Method for manufacturing turborotors such as gas turbine rotor wheels, and wheel produced thereby
US4417854A (en) * 1980-03-21 1983-11-29 Rockwell International Corporation Compliant interface for ceramic turbine blades
JPS57203803A (en) * 1981-06-11 1982-12-14 Agency Of Ind Science & Technol Ceramic blade structure
USRE32121E (en) 1981-08-05 1986-04-22 United Technologies Corporation Overlay coatings for superalloys
US4494287A (en) * 1983-02-14 1985-01-22 Williams International Corporation Method of manufacturing a turbine rotor
US4592120A (en) * 1983-02-14 1986-06-03 Williams International Corporation Method for manufacturing a multiple property integral turbine wheel
US4643782A (en) 1984-03-19 1987-02-17 Cannon Muskegon Corporation Single crystal alloy technology
US5514482A (en) 1984-04-25 1996-05-07 Alliedsignal Inc. Thermal barrier coating system for superalloy components
US4719080A (en) 1985-06-10 1988-01-12 United Technologies Corporation Advanced high strength single crystal superalloy compositions
US5068084A (en) 1986-01-02 1991-11-26 United Technologies Corporation Columnar grain superalloy articles
US4790723A (en) * 1987-01-12 1988-12-13 Westinghouse Electric Corp. Process for securing a turbine blade
JPH02169803A (ja) * 1988-12-23 1990-06-29 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd セラミックタービン翼嵌合方法
US5403153A (en) * 1993-10-29 1995-04-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Hollow composite turbine blade
US6132175A (en) * 1997-05-29 2000-10-17 Alliedsignal, Inc. Compliant sleeve for ceramic turbine blades
US6059533A (en) * 1997-07-17 2000-05-09 Alliedsignal Inc. Damped blade having a single coating of vibration-damping material

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4279575A (en) * 1977-11-19 1981-07-21 Rolls-Royce Limited Turbine rotor
JPS5659905U (ja) * 1979-10-13 1981-05-22
JPS62210328A (ja) * 1986-03-12 1987-09-16 Hitachi Ltd セラミツク被覆ジエツトエンジン燃焼器及びその製造方法
US4921405A (en) * 1988-11-10 1990-05-01 Allied-Signal Inc. Dual structure turbine blade
JPH05271897A (ja) * 1992-03-24 1993-10-19 Sumitomo Metal Ind Ltd セラミックス溶射皮膜
JPH08296061A (ja) * 1995-04-28 1996-11-12 Sumitomo Metal Ind Ltd アルカリソルトバス浸漬ロール
JPH09296702A (ja) * 1995-12-22 1997-11-18 General Electric Co <Ge> 断熱被覆製品並びに被覆法
JPH10331659A (ja) * 1997-06-02 1998-12-15 Hitachi Ltd 発電用ガスタービン及びコンバインド発電システム
JP2001214704A (ja) * 1999-12-20 2001-08-10 United Technol Corp <Utc> タービンブレード及びガスタービン部材
JP2001234322A (ja) * 1999-12-20 2001-08-31 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン用のタービン羽根
JP2002180231A (ja) * 2000-12-20 2002-06-26 United Technol Corp <Utc> タービン羽根の耐久性を向上させる方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001234322A (ja) * 1999-12-20 2001-08-31 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン用のタービン羽根
JP2007154314A (ja) * 2005-12-05 2007-06-21 General Electric Co <Ge> 低い堆積アルミニウムレベルを有するボンディングコートに関連する施工方法およびガスタービンエンジン構成部品

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Publication number Publication date
SG89356A1 (en) 2002-06-18
US6270318B1 (en) 2001-08-07

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