JP2001234322A - ガスタービンエンジン用のタービン羽根 - Google Patents
ガスタービンエンジン用のタービン羽根Info
- Publication number
- JP2001234322A JP2001234322A JP2000386526A JP2000386526A JP2001234322A JP 2001234322 A JP2001234322 A JP 2001234322A JP 2000386526 A JP2000386526 A JP 2000386526A JP 2000386526 A JP2000386526 A JP 2000386526A JP 2001234322 A JP2001234322 A JP 2001234322A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- paint
- turbine blade
- lining
- component
- aluminide layer
- 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.)
- Pending
Links
- 239000003973 paint Substances 0.000 claims abstract description 87
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 claims abstract description 43
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 claims abstract description 43
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 19
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims abstract description 16
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 15
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 13
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 12
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 11
- 229910000951 Aluminide Inorganic materials 0.000 claims description 27
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N nickel Substances [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 22
- BASFCYQUMIYNBI-UHFFFAOYSA-N platinum Chemical compound [Pt] BASFCYQUMIYNBI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 22
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims description 15
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 claims description 11
- 229910052697 platinum Inorganic materials 0.000 claims description 11
- 229910052727 yttrium Inorganic materials 0.000 claims description 10
- 229910000990 Ni alloy Inorganic materials 0.000 claims description 9
- 239000013078 crystal Substances 0.000 claims description 8
- 239000000758 substrate Substances 0.000 claims description 8
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 claims description 5
- 239000008199 coating composition Substances 0.000 claims description 5
- 229910052735 hafnium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000000470 constituent Substances 0.000 claims 3
- 238000005336 cracking Methods 0.000 abstract description 11
- JEIPFZHSYJVQDO-UHFFFAOYSA-N iron(III) oxide Inorganic materials O=[Fe]O[Fe]=O JEIPFZHSYJVQDO-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 3
- 230000003449 preventive effect Effects 0.000 abstract description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 6
- 150000003839 salts Chemical class 0.000 description 6
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 5
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 5
- 239000008186 active pharmaceutical agent Substances 0.000 description 4
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 4
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 4
- 239000002585 base Substances 0.000 description 3
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 3
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 3
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 3
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical group [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- CSNNHWWHGAXBCP-UHFFFAOYSA-L Magnesium sulfate Chemical compound [Mg+2].[O-][S+2]([O-])([O-])[O-] CSNNHWWHGAXBCP-UHFFFAOYSA-L 0.000 description 2
- QAOWNCQODCNURD-UHFFFAOYSA-L Sulfate Chemical compound [O-]S([O-])(=O)=O QAOWNCQODCNURD-UHFFFAOYSA-L 0.000 description 2
- 229910052784 alkaline earth metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 description 2
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N novaluron Chemical compound C1=C(Cl)C(OC(F)(F)C(OC(F)(F)F)F)=CC=C1NC(=O)NC(=O)C1=C(F)C=CC=C1F NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 2
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 2
- 239000011253 protective coating Substances 0.000 description 2
- 238000009419 refurbishment Methods 0.000 description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 2
- 238000007740 vapor deposition Methods 0.000 description 2
- 229910001011 CMSX-4 Inorganic materials 0.000 description 1
- OYPRJOBELJOOCE-UHFFFAOYSA-N Calcium Chemical compound [Ca] OYPRJOBELJOOCE-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000531 Co alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- DGAQECJNVWCQMB-PUAWFVPOSA-M Ilexoside XXIX Chemical compound C[C@@H]1CC[C@@]2(CC[C@@]3(C(=CC[C@H]4[C@]3(CC[C@@H]5[C@@]4(CC[C@@H](C5(C)C)OS(=O)(=O)[O-])C)C)[C@@H]2[C@]1(C)O)C)C(=O)O[C@H]6[C@@H]([C@H]([C@@H]([C@H](O6)CO)O)O)O.[Na+] DGAQECJNVWCQMB-PUAWFVPOSA-M 0.000 description 1
- 101100032932 Mus musculus Raly gene Proteins 0.000 description 1
- ZLMJMSJWJFRBEC-UHFFFAOYSA-N Potassium Chemical compound [K] ZLMJMSJWJFRBEC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000003513 alkali Substances 0.000 description 1
- 150000001342 alkaline earth metals Chemical class 0.000 description 1
- 238000005275 alloying Methods 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 239000011575 calcium Substances 0.000 description 1
- OSGAYBCDTDRGGQ-UHFFFAOYSA-L calcium sulfate Inorganic materials [Ca+2].[O-]S([O-])(=O)=O OSGAYBCDTDRGGQ-UHFFFAOYSA-L 0.000 description 1
- 238000000541 cathodic arc deposition Methods 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000005328 electron beam physical vapour deposition Methods 0.000 description 1
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 229910052943 magnesium sulfate Inorganic materials 0.000 description 1
- 235000019341 magnesium sulphate Nutrition 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000008450 motivation Effects 0.000 description 1
- 238000007750 plasma spraying Methods 0.000 description 1
- 239000011591 potassium Substances 0.000 description 1
- 229910052939 potassium sulfate Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005381 potential energy Methods 0.000 description 1
- 238000010248 power generation Methods 0.000 description 1
- 102220106802 rs139353014 Human genes 0.000 description 1
- 239000011734 sodium Substances 0.000 description 1
- 229910052938 sodium sulfate Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 1
- 238000004544 sputter deposition Methods 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 150000003467 sulfuric acid derivatives Chemical class 0.000 description 1
- 239000012720 thermal barrier coating Substances 0.000 description 1
- 238000007751 thermal spraying Methods 0.000 description 1
- 238000010290 vacuum plasma spraying Methods 0.000 description 1
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C30/00—Coating with metallic material characterised only by the composition of the metallic material, i.e. not characterised by the coating process
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/288—Protective coatings for blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
- F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
- F05D2300/132—Chromium
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
- F05D2300/14—Noble metals, i.e. Ag, Au, platinum group metals
- F05D2300/143—Platinum group metals, i.e. Os, Ir, Pt, Ru, Rh, Pd
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
- F05D2300/15—Rare earth metals, i.e. Sc, Y, lanthanides
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
- F05D2300/21—Oxide ceramics
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
Abstract
ス流に直接さらされないタービン羽根の部分に錆止めペ
イントを塗布する。 【解決手段】 本発明によれば、動作中に例えば100
0℃以上の高温にさらされる物品が開示される。1つの
実施例では、ガスタービンエンジン用のタービン羽根
は、指向的に結晶化した金属下地、例えば、翼形と根元
と羽根および根元の間に配置された台とを画定する超合
金を含む。その台は根元に隣接する下側を有し、MCr
AlYのような耐食ライニング塗料が、台の下側と頸部
に配置される。塗布された塗料は、これらの領域で羽根
の腐食および応力腐食割れを防止する。また、翼形が被
覆される所では、翼形の塗料が台下面の塗料と異なる組
成を有してもよい。
Description
関し、特にこのような塗料が塗布された物品に関する。
ャルエネルギーを燃料の形態で熱エネルギーに変換し、
そして飛行機の推進、発電、流体の送出などに使用する
機械エネルギーに変換するための良く発達した機構であ
る。ガスタービンエンジンの効率を改善するために使用
される主要なアプローチの1つは、より高い動作温度を
使用することである。最新のガスタービンエンジンの最
も熱い部分(即ちエンジンタービンセクション内の主要
なガス流路)では、ニッケル合金またはコバルト合金か
ら鋳造されたタービン翼形の構成要素がそれらの融点よ
り高いガス温度にさらされる。これらの構成要素は、構
成要素内の空洞に冷却空気を通されなければ残存するこ
とができない。この冷却空気は、空洞を循環して構成要
素の温度を下げ、構成要素の穴を介して構成要素を出
て、主要な流路内に含まれる高温ガスと混合する。しか
し、冷却空気を供給すると機関効率が低下する。
が広範囲に開発されている。これらの塗料は、歴史的
に、タービンガス通路にさらされる表面の耐酸化性また
は耐食性を改善するために塗布されている。最近では、
冷却空気の必要量を実質的に減少させることができるよ
うに、最も高いガス通路温度にさらされる内部で冷却さ
れる構成要素に熱障壁塗料が塗布されている。この塗料
は部品を重くするとともに疲労寿命を短縮させるので、
必要な耐久性を得るために、意図的に塗料が必要な構成
要素のこれらの部分にのみ塗料が塗布される。タービン
羽根のような回転部品の場合には、塗料の付加重量は、
交互により強くより重い翼車を必要とし、交互により強
くより重い軸を必要とするなどの羽根の引きをかなり増
大させる。従って、塗料が絶対に必要な羽根のこれらの
部分、例えば、典型的に主要なガス通路の表面に塗料を
使用するように厳しく制限する動機づけが加えられる。
ン構成要素または高圧タービンガス通路に直接さらされ
ない構成要素の部分を動作中に比較的高い温度にさらし
てもよく、従って保護塗装を必要としてもよい。例え
ば、(台下側、羽根の頸部および取付セレーションのよ
うな)ガス通路にさらされないタービン羽根の部分は、
動作中に1200F(約649℃)より高い温度にさら
すことができる。これらの羽根の位置は、図1において
18および19で示されている。タービン動作温度が高
くなると、羽根のこれらの部分がさらされる温度が上昇
し続けることが予想される。
耐久性を向上させるために高温ガス流に直接さらされな
いタービン羽根の部分に錆止めペイントを塗布すること
を目的とする。
れない構成要素の部分への応力腐食割れを防止するため
に、錆止めペイントを提供することを目的とする。
いてタービン羽根を応力腐食割れから保護するために、
このような塗料を提供することを目的とする。
め、本発明よるガスタービンエンジン用のタービン羽根
は、翼形と、根元と、頸部と、前記翼形および前記根元
の間に配置され且つ前記頸部に隣接する下側を有する台
とを画定する超合金下地からなり、前記台の下側および
前記頸部に耐食ライニング塗料が塗布されることを特徴
とする。
℃以上の高温にさらされる物品が開示される。1つの実
施例では、ガスタービンエンジン用のタービン羽根は、
指向的に結晶化した金属下地、例えば、翼形と根元と羽
根および根元の間に配置された台とを画定する超合金を
含む。その台は根元に隣接する下側を有し、MCrAl
Yのような耐食ライニング塗料が、台の下側と頸部に配
置される。塗布された塗料は、これらの領域で羽根の腐
食および応力腐食割れを防止する。また、翼形が被覆さ
れる所では、翼形の塗料が台下面の塗料と異なる組成を
有してもよい。
スタービン羽根の耐久性の向上は、錆止めペイントの塗
布によって達成される。指向的に結晶化したニッケル超
合金からなる典型的なガスタービンエンジン用のタービ
ン羽根は、翼形と、根元と、羽根の翼形と根元の間に配
置した台とを含む。この台は羽根の頸部に隣接する下側
を有し、羽根頸部は翼付根に隣接している。
(Mは典型的にニッケルやコバルトからなる)のような
耐食ライニング塗料が、台の下側および羽根の頸部に塗
布される。腐食防止効果を最大にするために、この塗料
は、20〜40%のCrと5〜20%のAlを含まなけ
ればならない。この塗料の存在は、ガス通路に直接さら
れれないように遮蔽された羽根の領域に溜まった塩によ
る羽根の腐食を防止することにより、構成要素の寿命を
向上させる。さらに、塗料の塗布により羽根の応力腐食
割れを防止するという利点がある。耐食ライニング塗料
は、塩とニッケル合金の構成要素との間の障壁のように
作用することによって、腐食や応力腐食割れを防止す
る。
ニング塗装系は、ニッケル合金の下地とMCrAlY層
の間またはMCrAlY層上にアルミニウム化物層また
はアルミニウム化白金塗料層を含んでもよい。被覆され
る構成要素にある特性を提供するために、アルミニウム
化物層またはアルミニウム化白金層が存在してもよい。
これらの特性は、より効率的な羽根の修理/製造または
耐久性の向上を含むことができる。
材料からなるタービン羽根は、参照符号10で示されて
いる。タービン羽根は、翼形12と、(タービン羽根を
回転可能なタービン翼車に取り付ける)鋸歯状翼付根1
4と、翼形と鋸歯状翼付根の間に配置された台16とを
含む。羽根台18の下側と翼付根の間の領域は、頸部1
9として示されている。典型的なタービン羽根(および
他のガスタービンエンジンの構成要素)は、指向的に結
晶化したニッケル合金からなり、この合金は、例えば、
単結晶からなり、または成長方向に平行に向けられた多
数の柱状結晶粒を有する。このような合金の典型的な組
成物が表1に示されている。典型的な柱状の単結晶およ
び指向的に結晶化した合金は、米国特許4,209,3
48号、4,643,782号、4,719,080号
および5068084号に記載されている。この技術に
おいて一般に知られているように、タービン羽根の一以
上の部分に冷却穴を設けて、動作中に翼形の特定の部分
の上に冷却空気が流れるようにしてもよい。
シウムの混合物を変える)タービン構成要素の高温腐食
の原因となるアルカリおよびアルカリ土金属の硫酸塩
が、タービンガス通路の外側の羽根の領域に溜まること
が発見された。これらの塩は、燃焼工程の結果、海の環
境や形態において入口空気で採り入れられる場合があ
る。これらの塩による羽根の腐食は、典型的には塩の融
解温度(約1100F、すなわち約593℃)以下の温
度で非常に制限される。しかし、上昇したタービン動作
温度によって、ガス通路から遮蔽された羽根の領域の温
度が硫酸塩の融解温度を超えて、羽根の頸部および台の
下側の腐食を加速する場合がある。また、十分に高い応
力レベルでは、これらの塩の存在によって、単結晶また
は柱状粒構造を有する指向的に結晶化したニッケル合金
のタービンの応力腐食割れを生じる場合があることが発
見された。これらの材料の応力腐食割れは、新しく発見
された現象を示している。
台18の下側および頸部19のような応力腐食され易い
下地20の部分に耐食ライニング塗料(図2の21)を
塗布して、これらの位置で羽根の腐食や応力腐食割れ防
止している。本発明は、図1ではタービン羽根として示
されているが、特定の構成要素に限られない。比較的高
い応力および腐食条件にさらされる他の構成要素も本発
明の利点を得ることが期待される。
ング塗料としては、MCrAlY塗料(Mは、コバル
ト、ニッケル、鉄またはこれらの材料の組合せ)が好ま
しいが、MCr塗料やMCrAl塗料のような他の塗料
を使用してもよい。本発明で有用な典型的な塗料は、少
なくともNiCrAlY塗料、CoCrAlY塗料、N
iCoCrAlY塗料およびCoNiCrAlY塗料を
含む。この塗料は、耐酸化性または耐食性をさらに向上
させるために、HfおよびSiのような他の構成要素を
含んでもよい。羽根台の下の領域に塗布されるMCrA
lYライニング塗料は、約10〜40wt%のCr、5
〜35wt%のAl、0〜2wt%のY、0〜7wt%
のSi、0〜2wt%のHfおよび残りのNiおよびC
oの少なくとも一方の組み合わせからなる範囲の組成物
を含まなければならない。MCrAlY組成物は、20
〜40wt%のCr、5〜20wt%のAl、0〜1w
t%のY、0〜2wt%のSiおよび0〜1wt%のH
f(残りはNiやCo)を含むのが好ましい。最適な耐
食性のための典型的な塗料は、25〜40wt%のC
r、5〜15wt%のAl、0〜0.8wt%のY、0
〜0.5wt%のSiおよび0〜0.4wt%のHfを
含み、残りがNiおよびCrの少なくとも一方からなる
ものでなければならない。また、これらの塗料の各々
は、約20wt%までの他の合金元素を含んでもよい。
好ましい典型的なライニング塗料組成物の概要が表2に
示されている。
インチ(〜125μm)の厚さに塗布される。タービン
羽根のような回転する応用対象について、皮膜厚さは、
領域の全範囲が塗布されることを保証するため、および
典型的な羽根の整備間隔で保護するのに必要な腐食寿命
を提供するために、適切な厚さでなければならない。最
大の皮膜厚さは、塗料の存在と関連する疲労の欠点のた
めに制限される。従って、回転する構成要素のための厚
さは、好ましくは約0.003インチ(〜75μm)未
満で、0.0005インチ(12.5μm)を超える厚
さであり、好ましくは約0.002インチ(〜50μ
m)である。
着法、スパッタリングなど含む)蒸着や、(空気プラズ
マ溶射、低圧または真空プラズマ溶射、高速ガス式溶射
などの)溶射などの当業者に知られている種々の処理に
よって塗布してもよい。本発明を説明するために陰極ア
ーク蒸着による塗料の塗布を使用した。この方法は、蒸
着された塗料の厚さの制御を高める程度が好ましい。塗
料を塗布する典型的な陰極アーク蒸着装置は、1997
年8月30日に出願された本出願人の米国特許出願08
/919,129号「陰極アーク蒸着装置」に記載され
ている。
塗布による腐食寿命の向上を示している。単結晶タービ
ン羽根の台下面は、約35wt%のCr、8wt%のA
l、0.6wt%のY、0.4wt%Si、0.25w
t%のHfおよび残りのニッケルからなる典型的なMC
rAlY塗料で被覆した。硫酸塩の存在下において13
50°F(約732℃)で被覆した羽根の腐食試験を行
って、腐食の相対的深さによって測定したところ、被覆
しない羽根に対する腐食寿命は5〜20倍の改善を示し
た。また、試験片への同じ耐食ライニング塗料の塗布
も、単結晶合金の応力腐食割れを防止することを示し
た。
る。構成要素は、金属下地20、例えば超合金材料と、
アルミニウム化物(またはアルミニウム化白金)層22
と、アルミニウム化物層上のライニング塗料24とを含
む。アルミニウム化物層およびアルミニウム化白金層
は、一般に既知であり、ここでは特定の組成および塗布
の方法を詳細に説明しない(例えば米国特許5,51
4,482号を参照)。アルミニウム化物層またはアル
ミニウム化白金層は、ある所望の性質を有する塗料を提
供するために存在させてもよいし、あるいは、構成要素
の修理または改修中にライニング塗料を塗布する場合や
予め存在するアルミニウム化物層がその修理または改修
の部品として除去されない場合には、予め存在させても
よい。
ている。(全体的には図示しない)構成要素は、金属下
地26、例えば超合金材料と、この下地上のライニング
塗料24と、このライニング塗料上のアルミニウム化物
層30とを含む。アルミニウム化物層は、例えば、ある
所望の性質を有する塗料を提供するために存在させても
よい。
も被覆される。タービン羽根の場合、翼形部分は、上述
したような金属ライニング塗料、米国特許5,514,
482号に記載されたアルミニウム化物塗料、セラミッ
クの断熱層またはこれら塗料の組合わせで覆ってもよ
い。多くの場合には、翼形部分を台の下側および頸部に
塗布した塗料とは異なる組成を有する塗料で被覆する
が、これらの組成が同一または類似でもよい。例えば、
翼形表面をアルミニウム化物で覆うとともに、台下面お
よび頸部をMCrAlYライニング型塗料で被覆しても
よい。塗料の他の組合わせも可能であり、本発明は、構
成要素のさらされた部分および遮蔽された部分に塗布さ
れる特定の組合わせの塗料に限られるものではない。
なり向上する。これらの領域において塗料のない羽根が
動作中の厳しい腐食損傷にさらされ得ることが、現場の
経験から示されている。タービン羽根の台下面および頸
部のような高温にさらされた物品の選択された部分に好
ましい組成の金属ライニング塗料を塗布することによ
り、動作中に優れた腐食および応力腐食割れの保護を提
供する。
す図。
Claims (29)
- 【請求項1】 翼形と、根元と、頸部と、前記翼形およ
び前記根元の間に配置され且つ前記頸部に隣接する下側
を有する台とを画定する超合金下地からなり、前記台の
下側および前記頸部に耐食ライニング塗料が塗布される
ことを特徴とする、ガスタービンエンジン用のタービン
羽根。 - 【請求項2】 前記塗料がMCrAlYライニング塗料
(MはNi、Co、Feの組合わせを示す)であること
を特徴とする、請求項1に記載のタービン羽根。 - 【請求項3】 前記塗料が、10〜40%のCrと、5
〜35%のAlと、0〜2%のYと、0〜7%のSi
と、0〜2%のHfとを含み、残りが主としてNiおよ
びCoの少なくとも一方であり、他の元素の総量が20
%未満であることを特徴とする、請求項1に記載のター
ビン羽根。 - 【請求項4】 前記塗料が、20〜40%のCrと、5
〜20%のAlと、0〜1%のYと、0〜2%のSi
と、0〜1%のHfとを含み、残りが主としてNiおよ
びCoの少なくとも一方であり、他の元素の総量が20
%未満であることを特徴とする、請求項1に記載のター
ビン羽根。 - 【請求項5】 前記塗料が、25〜40%のCrと、5
〜15%のAlと、0〜0.8%のYと、0〜0.5%
のSiと、0〜0.4%のHfとを含み、残りが主とし
てNiおよびCoの少なくとも一方であり、他の元素の
総量が20%未満であることを特徴とする、請求項1に
記載のタービン羽根。 - 【請求項6】 前記塗料の称呼厚さが約0.005イン
チ未満であることを特徴とする、請求項1に記載のター
ビン羽根。 - 【請求項7】 前記塗料の厚さが約0.0005〜0.
003インチであることを特徴とする、請求項1に記載
のタービン羽根。 - 【請求項8】 前記翼形の表面にさらに他の塗料が塗布
され、この他の塗料の組成が前記耐食ライニング塗料と
異なることを特徴とする、請求項1に記載のタービン羽
根。 - 【請求項9】 前記下地の表面にさらにアルミニウム化
物層を有し、このアルミニウム化物層に前記ライニング
塗料が塗布されることを特徴とする、請求項1に記載の
タービン羽根。 - 【請求項10】 前記下地の表面にさらにアルミニウム
化白金層を有し、このアルミニウム化白金層に前記ライ
ニング塗料が塗布されることを特徴とする、請求項1に
記載のタービン羽根。 - 【請求項11】 前記ライニング塗料上にさらにアルミ
ニウム化物層が配置することを特徴とする、 請求項1
に記載のタービン羽根。 - 【請求項12】 前記ライニング塗料上にさらにアルミ
ニウム化白金層が配置することを特徴とする、請求項1
に記載のタービン羽根。 - 【請求項13】 前記下地が等軸晶ニッケル合金からな
ることを特徴とする、請求項1に記載のタービン羽根。 - 【請求項14】 前記下地が指向的に結晶化したニッケ
ル合金からなることを特徴とする、請求項1に記載のタ
ービン羽根。 - 【請求項15】 前記下地が単結晶ニッケル合金からな
ることを特徴とする、請求項1に記載のタービン羽根。 - 【請求項16】 前記下地が柱状結晶粒ニッケル合金か
らなることを特徴とする、請求項1に記載のタービン羽
根。 - 【請求項17】 高温ガス通路に直接さらされる第1の
露出部と、前記高温ガス通路に対する直接の露出から遮
蔽された第2の遮蔽部と、前記露出部と前記遮蔽部との
間の第3の部分とを有し、この第3の部分に耐食ライニ
ング塗料が塗布されることを特徴とする、1000℃以
上の主要なガス通路温度の環境中で作動する超合金ガス
タービン構成要素。 - 【請求項18】 前記構成要素がタービン羽根からな
り、前記第1露出部が第1の塗料によって覆われた翼形
を形成し、前記第2の遮蔽部が根元を形成し、前記第3
の部分が台および頸部を形成し、前記台の下側および前
記頸部に錆止めペイントが塗布され、前記第1の塗料が
前記ライニング塗料と異なる組成を有することを特徴と
する、請求項17に記載の構成要素。 - 【請求項19】 前記構成要素が指向的に結晶化した超
合金材料からなることを特徴とする、請求項17に記載
の構成要素。 - 【請求項20】 前記ライニング塗料がMCrAlYラ
イニング塗料(MはNi、Co、Feの組合わせを示
す)であることを特徴とする、請求項17に記載の構成
要素。 - 【請求項21】 前記塗料が、10〜40%のCrと、
5〜35%のAlと、0〜2%のYと、0〜7%のSi
と、0〜2%のHfとを含み、残りが主としてNiおよ
びCoの少なくとも一方であり、他の元素の総量が20
%未満であることを特徴とする、請求項17に記載の構
成要素。 - 【請求項22】 前記塗料が、20〜40%のCrと、
5〜20%のAlと、0〜1%のYと、0〜2%のSi
と、0〜1%のHfとを含み、残りが主としてNiおよ
びCoの少なくとも一方であり、他の元素の総量が20
%未満であることを特徴とする、請求項17に記載の構
成要素。 - 【請求項23】 前記塗料が、25〜40%のCrと、
5〜15%のAlと、0〜0.8%のYと、0〜0.5
%のSiと、0〜0.4%のHfとを含み、残りが主と
してNiおよびCoの少なくとも一方であり、他の元素
の総量が20%未満であることを特徴とする、請求項1
7に記載の構成要素。 - 【請求項24】 前記塗料の称呼厚さが約0.005イ
ンチ未満であることを特徴とする、請求項17に記載の
構成要素。 - 【請求項25】 前記塗料の厚さが約0.0005〜
0.003インチであることを特徴とする、請求項17
に記載の構成要素。 - 【請求項26】 前記下地の表面にさらにアルミニウム
化物層を有し、このアルミニウム化物層に前記ライニン
グ塗料が塗布されることを特徴とする、請求項17に記
載の構成要素。 - 【請求項27】 前記下地の表面にさらにアルミニウム
化白金層を有し、このアルミニウム化白金層に前記ライ
ニング塗料が塗布されることを特徴とする、請求項17
に記載の構成要素。 - 【請求項28】 前記ライニング塗料上にさらにアルミ
ニウム化物層が配置することを特徴とする、 請求項1
7に記載の構成要素。 - 【請求項29】 前記ライニング塗料上にさらにアルミ
ニウム化白金層が配置することを特徴とする、請求項1
7に記載の構成要素。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/467516 | 1999-12-20 | ||
US09/467,516 US6435830B1 (en) | 1999-12-20 | 1999-12-20 | Article having corrosion resistant coating |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2001234322A true JP2001234322A (ja) | 2001-08-31 |
Family
ID=23856020
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000386526A Pending JP2001234322A (ja) | 1999-12-20 | 2000-12-20 | ガスタービンエンジン用のタービン羽根 |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6435830B1 (ja) |
JP (1) | JP2001234322A (ja) |
SG (1) | SG108232A1 (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2001226758A (ja) * | 1999-12-20 | 2001-08-21 | United Technol Corp <Utc> | タービンブレード及びガスタービン部材 |
JP2012514692A (ja) * | 2009-01-08 | 2012-06-28 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | 異なるクロムおよびアルミニウム含量を有するMCrAlX層 |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7157151B2 (en) * | 2002-09-11 | 2007-01-02 | Rolls-Royce Corporation | Corrosion-resistant layered coatings |
DE60231084D1 (de) * | 2002-12-06 | 2009-03-19 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zur selektiven Abscheidung einer MCrAlY-Beschichtung |
DE60225569T2 (de) * | 2002-12-06 | 2009-09-03 | Alstom Technology Ltd. | Verfahren zur örtlichen Abscheidung einer MCrAlY - Beschichtung |
US7341533B2 (en) * | 2003-10-24 | 2008-03-11 | General Motors Corporation | CVT housing having wear-resistant bore |
US7331755B2 (en) * | 2004-05-25 | 2008-02-19 | General Electric Company | Method for coating gas turbine engine components |
US7229701B2 (en) * | 2004-08-26 | 2007-06-12 | Honeywell International, Inc. | Chromium and active elements modified platinum aluminide coatings |
US20060051212A1 (en) * | 2004-09-08 | 2006-03-09 | O'brien Timothy | Coated turbine blade, turbine wheel with plurality of coated turbine blades, and process of coating turbine blade |
US7252480B2 (en) * | 2004-12-17 | 2007-08-07 | General Electric Company | Methods for generation of dual thickness internal pack coatings and objects produced thereby |
US7367123B2 (en) * | 2005-05-12 | 2008-05-06 | General Electric Company | Coated bucket damper pin and related method |
US7467924B2 (en) * | 2005-08-16 | 2008-12-23 | United Technologies Corporation | Turbine blade including revised platform |
EP1806418A1 (de) * | 2006-01-10 | 2007-07-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Legierung, Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen und Bauteil |
RU2414603C2 (ru) * | 2006-06-08 | 2011-03-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Турбинный компонент (варианты), турбина и способ покрытия турбинного компонента |
US20090239061A1 (en) * | 2006-11-08 | 2009-09-24 | General Electric Corporation | Ceramic corrosion resistant coating for oxidation resistance |
EP1925687A1 (de) * | 2006-11-24 | 2008-05-28 | Siemens Aktiengesellschaft | NiCoCrAI-Schicht und metallisches Schichtsystem |
US8414268B2 (en) * | 2009-11-19 | 2013-04-09 | United Technologies Corporation | Rotor with one-sided load and lock slots |
US8367160B2 (en) | 2010-11-05 | 2013-02-05 | United Technologies Corporation | Coating method for reactive metal |
US8807955B2 (en) * | 2011-06-30 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Abrasive airfoil tip |
US10273816B2 (en) | 2013-02-12 | 2019-04-30 | United Technologies Corporation | Wear pad to prevent cracking of fan blade |
EP4130332A3 (en) | 2013-03-15 | 2023-05-31 | Raytheon Technologies Corporation | Spallation resistant thermal barrier coating |
EP3071732B1 (en) | 2013-11-19 | 2019-11-13 | United Technologies Corporation | Article having variable composition coating |
WO2024050322A1 (en) | 2022-08-30 | 2024-03-07 | Praxair S.T. Technology, Inc. | Chromate-free and phosphate-free ceramic coating compositions for hot corrosion protection of substrates |
Citations (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5288226A (en) * | 1976-01-13 | 1977-07-23 | United Technologies Corp | Coated ultraaalloy product |
JPS5659905U (ja) * | 1979-10-13 | 1981-05-22 | ||
US4279575A (en) * | 1977-11-19 | 1981-07-21 | Rolls-Royce Limited | Turbine rotor |
JPS61106763A (ja) * | 1984-10-30 | 1986-05-24 | Toshiba Corp | 溶射合金粉末 |
JPH01157841A (ja) * | 1987-09-11 | 1989-06-21 | Shizuoka Prefecture | 断熱性包装函 |
US4921405A (en) * | 1988-11-10 | 1990-05-01 | Allied-Signal Inc. | Dual structure turbine blade |
JPH06144972A (ja) * | 1992-11-05 | 1994-05-24 | Chubu Sukegawa Kogyo Kk | セラミック積層体及びその製造方法 |
JPH07331759A (ja) * | 1994-06-13 | 1995-12-19 | Ohbayashi Corp | コンクリート下地への施工膜厚の管理方法 |
JPH08176781A (ja) * | 1994-12-21 | 1996-07-09 | Dainippon Toryo Co Ltd | 金属溶射皮膜の形成方法 |
JPH09157866A (ja) * | 1995-11-30 | 1997-06-17 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 耐食・耐酸化コーティング膜 |
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 |
JP2001226758A (ja) * | 1999-12-20 | 2001-08-21 | United Technol Corp <Utc> | タービンブレード及びガスタービン部材 |
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 (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4209348A (en) | 1976-11-17 | 1980-06-24 | United Technologies Corporation | Heat treated superalloy single crystal article and process |
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 |
US4933239A (en) * | 1989-03-06 | 1990-06-12 | United Technologies Corporation | Aluminide coating for superalloys |
US6129991A (en) * | 1994-10-28 | 2000-10-10 | Howmet Research Corporation | Aluminide/MCrAlY coating system for superalloys |
JP3466627B2 (ja) * | 1996-07-25 | 2003-11-17 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 酸化物層と改良された固着層を備えた金属基材 |
US5912087A (en) * | 1997-08-04 | 1999-06-15 | General Electric Company | Graded bond coat for a thermal barrier coating system |
US6089828A (en) * | 1998-02-26 | 2000-07-18 | United Technologies Corporation | Coated article and method for inhibiting frictional wear between mating titanium alloy substrates in a gas turbine engine |
US6165600A (en) * | 1998-10-06 | 2000-12-26 | General Electric Company | Gas turbine engine component having a thermal-insulating multilayer ceramic coating |
-
1999
- 1999-12-20 US US09/467,516 patent/US6435830B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-12-11 SG SG200007303A patent/SG108232A1/en unknown
- 2000-12-20 JP JP2000386526A patent/JP2001234322A/ja active Pending
Patent Citations (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5288226A (en) * | 1976-01-13 | 1977-07-23 | United Technologies Corp | Coated ultraaalloy product |
US4279575A (en) * | 1977-11-19 | 1981-07-21 | Rolls-Royce Limited | Turbine rotor |
JPS5659905U (ja) * | 1979-10-13 | 1981-05-22 | ||
JPS61106763A (ja) * | 1984-10-30 | 1986-05-24 | Toshiba Corp | 溶射合金粉末 |
JPH01157841A (ja) * | 1987-09-11 | 1989-06-21 | Shizuoka Prefecture | 断熱性包装函 |
US4921405A (en) * | 1988-11-10 | 1990-05-01 | Allied-Signal Inc. | Dual structure turbine blade |
JPH06144972A (ja) * | 1992-11-05 | 1994-05-24 | Chubu Sukegawa Kogyo Kk | セラミック積層体及びその製造方法 |
JPH07331759A (ja) * | 1994-06-13 | 1995-12-19 | Ohbayashi Corp | コンクリート下地への施工膜厚の管理方法 |
JPH08176781A (ja) * | 1994-12-21 | 1996-07-09 | Dainippon Toryo Co Ltd | 金属溶射皮膜の形成方法 |
JPH09157866A (ja) * | 1995-11-30 | 1997-06-17 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 耐食・耐酸化コーティング膜 |
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 |
JP2001226758A (ja) * | 1999-12-20 | 2001-08-21 | United Technol Corp <Utc> | タービンブレード及びガスタービン部材 |
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)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2001226758A (ja) * | 1999-12-20 | 2001-08-21 | United Technol Corp <Utc> | タービンブレード及びガスタービン部材 |
JP2012514692A (ja) * | 2009-01-08 | 2012-06-28 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | 異なるクロムおよびアルミニウム含量を有するMCrAlX層 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
SG108232A1 (en) | 2005-01-28 |
US6435830B1 (en) | 2002-08-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2001234322A (ja) | ガスタービンエンジン用のタービン羽根 | |
US20020130047A1 (en) | Methods of providing article with corrosion resistant coating and coated article | |
US6095755A (en) | Gas turbine engine airfoils having increased fatigue strength | |
US6270318B1 (en) | Article having corrosion resistant coating | |
US4419416A (en) | Overlay coatings for superalloys | |
US4585481A (en) | Overlays coating for superalloys | |
USRE32121E (en) | Overlay coatings for superalloys | |
JP4191427B2 (ja) | 改良プラズマ溶射熱ボンドコート系 | |
US6435835B1 (en) | Article having corrosion resistant coating | |
EP2145969B1 (en) | Economic oxidation and fatigue resistant metallic coating | |
EP1111192B1 (en) | Articles provided with corrosion resistant coatings | |
US7842402B2 (en) | Machine components and methods of fabricating | |
US9856545B2 (en) | Metallic bondcoat with a high γ/γ' transition temperature and a component | |
GB2431932A (en) | Thermal barrier coating system incorporating a pyrochlore. | |
US20130136948A1 (en) | Alloy, protective layer and component | |
US20130243642A1 (en) | Metallic bondcoat or alloy with a high gamma/gamma' transition temperature and a component | |
US11092034B2 (en) | Alloy, protective layer and component | |
KR101661384B1 (ko) | 높은 γ/γ'' 전이 온도를 갖는 금속 본드코트 또는 합금 그리고 그 구성 요소 | |
JP2002180231A (ja) | タービン羽根の耐久性を向上させる方法 | |
EP3192885B1 (en) | Internally cooled ni-base superalloy component with spallation-resistant tbc system | |
EP1215301A1 (en) | Method for treating the bond coating of a component | |
EP2622110B1 (en) | METALLIC BONDCOAT OR ALLOY WITH A HIGH y/y' TRANSITION TEMPERATURE AND A COMPONENT |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20071126 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20100610 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20100615 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20100914 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20100917 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20101006 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20101006 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20110712 |