JP2003161109A - エアシール - Google Patents

エアシール

Info

Publication number
JP2003161109A
JP2003161109A JP2002252225A JP2002252225A JP2003161109A JP 2003161109 A JP2003161109 A JP 2003161109A JP 2002252225 A JP2002252225 A JP 2002252225A JP 2002252225 A JP2002252225 A JP 2002252225A JP 2003161109 A JP2003161109 A JP 2003161109A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
seal
polyimide foam
air seal
air
gas turbine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2002252225A
Other languages
English (en)
Other versions
JP3973998B2 (ja
Inventor
Stuart A Sanders
エイ．サンダーズ スチュワート
Kirk D Stackhouse
ディ．スタックハウス カーク
Lisa V O'connor
ブイ．オコーナー リサ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JP2003161109A publication Critical patent/JP2003161109A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3973998B2 publication Critical patent/JP3973998B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/08—Sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/16—Sealings between relatively-moving surfaces
    • F16J15/40—Sealings between relatively-moving surfaces by means of fluid
    • 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

Abstract

(57)【要約】 【課題】 特に高温時において耐久性が向上したガスタ
ービンエンジン用のエアシールを提供する。 【解決手段】 エアシール７はシール基材と、シール基
材上のアブレイダブルシール層とを含んでいる。アブレ
イダブルシール層は高密度化ポリイミド発泡体、好まし
くは熱機械的に高密度化された発泡体から形成される。
エアシール７はステータボックス６やケース３のような
固定のエンジン部材と接合される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的には、ガス
タービンエンジン用のエアシールに関し、より詳しくは
耐久性が向上したエアシールに関するものである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンは例えば航空機用
の原動力、あるいは発電機として公知の動力源であり、
また一般的にコンプレッサ（通常は１つまたはそれ以上
のファンステージが前方にある）、燃焼機およびタービ
ンのセクションを含んでなるものである。図１に例示し
たように、コンプレッサおよびタービンのセクション
（およびファンステージ）は、それぞれ軸に据付けられ
た回転ディスク１を含んでおり、各回転ディスクは中空
のハウジングつまりケース３内に配置された１組のブレ
ード２を支持しており、またこれらブレード間にはケー
スつまり外被に備え付けられた固定ベーン５の組があ
る。エアシール４，７はブレードの先端部とケースとの
間（外部エアシールまたは外側エアシール）、およびベ
ーンとディスクとの間（ナイフエッジシール）に設けら
れ、それらの部材間の空気漏れを防止している。
【０００３】空気はエンジンの吸気口を通して吸入さ
れ、またコンプレッサ内において回転ディスクや関連す
るブレードによって圧縮される。圧縮された空気は、次
いで、燃焼機内の燃料と共に燃やされ高圧で高温のガス
が生成される。生成されたガスは、タービンセクション
や関連するファンコンプレッサのステージ（段）の回転
を引き起こし、また推力を提供するためにエンジン排気
として放出される。ケースは、ブレードの先端部の周
り、つまりブレード先端部とケースとの間における空気
や燃焼生成物の漏れないし漏洩を防ぐためのものであ
り、この種の漏れはエンジン効率を低減させる。
【０００４】漏れを最小限に抑えるために各部材の設計
がされているが、ガスタービンエンジンが通常に動作す
る際に生じる漏れの大部分はブレードの先端とケースと
の間、およびベーンの先端とディスクとの間において発
生する。そのような漏れを低減する１つの方法は全ての
組み合わせる部品を許容誤差を極めて小さくつまり小さ
い公差で製造することであるが、許容誤差が小さくなる
分だけコスト高になる傾向がある。さらに、部品の運転
前、運転中および運転後における温度の変動幅、および
これに伴う部品の熱膨張や熱収縮を考慮すると、そのよ
うな小さな許容誤差は組み合わされる部品間で干渉が生
じてしまい、対応する部品の摩耗やその他の損傷を引き
起こす結果となる。従って、ガスタービンエンジン設計
者は、効果的なエアシールの開発、特に、アブレイダブ
ル材料つまり摩耗可能な材料よりなるシールの開発に日
々努力をしている。例えば、本発明の譲受人より譲渡さ
れると共に、本明細書に参考として特に組み込まれる、
Ｖｉｎｅなどに付与された米国特許第４，９３６，７４
５号、およびＮｉｓｓｌｅｙなどに付与された米国特許
第５，７０６，２３１号を参照のこと。
【０００５】シールには、回転ブレードの先端部との接
触の際の相対的な摩耗性、耐侵食性、耐久性、下に位置
する材料とバランスのとれた熱膨張、および製造が相対
的に容易であること及びコストが妥当であることなどを
含む種々の特性のバランスが必要される。例えば、本発
明の譲受人より譲渡され、この中の引例により明確に組
み込まれる、Ｓｉｌｅｏの米国特許第５，５３６，０２
２号を参照のこと。
【０００６】一般的なコンプレッサのエアシールは例え
ば金属基材のようなシール基材、基材上にプラズマ溶射
された金属粉末よりなる選択的な金属層、金属層に施さ
れたアブレイダブルなシール層を含んでいる。一般的な
シール層はアルミニウムとシリコンの金属マトリックス
に若干量のポリエステルパウダー粒子が埋め込まれたも
ので、基材上にプラズマ溶射される。他のシール材料は
シリコーンゴムや他のエラストマー系シール材料を含ん
でおり、また、シール材料は多孔性に合わせて中空のミ
クロスフェアを含んでいる。またこの種の材料は一般的
には高粘性状態で施され、そのまま乾燥あるいは硬化さ
れる。これらのシールシステムは今日まで十分な性能を
提供しているものの、より耐高温性を有し、下側にある
基材と適合性のある熱膨張性、およびを向上した侵食抵
抗性を有しつつ、ナイフエッジのブレード先端部に接触
した場合でも容易に摩耗する、シールシステムが望まれ
ている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的はガスタ
ービンエンジン用のエアシールを提供することにある。
本発明の他の目的は、現用のエアシールに比べて所要の
改善させた性能を提供するガスタービンエンジンのエア
シールの形成方法を提供することにある。本発明の別の
目的はコスト的に有利な方法で上記シールを製造する方
法を提供することにある。本発明のその他の目的は従来
のシールと同程度の重量であり、それ故に重量的に不利
がないシールを提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明の１つの特徴によ
れば、ガスタービンエンジン内で使用され、また改善さ
れた耐久性を有するエアシールが開示される。エアシー
ルはシール基材およびアブレイダブルシール層を含み、
アブレイダブルシール層は高密度化ポリイミド発泡体、
好ましくは熱機械的に高密度化されたポリイミド発泡体
を含んで構成される。
【０００９】本発明のその他の特徴によれば、ガスター
ビンエンジンのシールシステムが開示されている。この
システムは、概略的には、ボンド層つまり接合層が設け
られたシール基材とアブレイダブルシール材料を有する
シールアセンブリを有してなる。アブレイダブルシール
材料は高密度化ポリイミド発泡体より構成される。シス
テムはさらに、シールアセンブリに対する運動に適合さ
れ、またアブレイダブルシール材料と相互作用する研摩
部分を有する、エンジン部材を有してなる。エンジン部
材の研摩部分およびシールアセンブリのアブレイダブル
シール材料は協働し、シーリングを提供する。
【００１０】本発明のその他の特徴によれば、耐久性が
向上したエアシールの形成方法が開示されている。この
形成方法は、概略的には、ポリイミド発泡体を用意する
ステップ、高密度化発泡体よりなる層を形成するために
発泡体を高密度化させるステップ、シール基材を用意す
るステップ、および高密度化発泡体よりなる層をシール
基材に接合ないし結合させ、上記のエアシールを形成す
るステップを有してなる。
【００１１】本発明の利点の１つはシールが、特に高温
時において、改善された、十分な耐久性および耐摩耗性
を提供する点である。加えて、本発明のシールは製造の
際のコスト効率が高く、また従来のシールと同程度の重
量である。
【００１２】本発明に係わるシールのその他の詳細およ
びその他の利点は以下の説明から当業者には自明であ
る。添付図面において同じ参照番号は同じ構成要素を示
している。
【００１３】
【発明の実施の形態】図１を参照して、本発明はガスタ
ービンエンジン内で使用されるエアシールに関するもの
である。このエアシールは、シールに対する運動に適合
すると共にエアシールのアブレイダブルシール材料と相
互作用する研摩部分を有するエンジン部材と協働して、
シーリングを提供する。例えば、エアシールは、回転ベ
ーンつまりブレード２の先端部とケースつまりハウジン
グ３との間において外部エアシール（外側エアシール）
として使用される。エアシールはまたステータボックス
のような固定ベーン５の一部６と回転ディスクの先端部
８との間に配置されるナイフエッジシール（ナイフエッ
ジ式シール）７としても使用される。
【００１４】シールには出発材料つまり原料としていず
れかの適切な市販のポリイミド発泡体を使用して形成さ
れる。このような適切なポリイミド発泡体の出発材料の
１つは、イミ−テック（Imi-Tech）より市販されている
HT−３４０ポリイミド発泡体である。この材料は初期密
度が１立方フィート当たり約０．４ポンド（１立方メー
トル当たり６．４キログラム）を有する。シールに必要
とされる高さに応じて、出発材料としてのポリイミド発
泡体から構成される１つの層があってもよいし、あるい
は出発材料としてのポリイミド発泡体から構成される複
数の層があってもよい。複数層の出発材料が形成される
場合、従来公知のいずれかの適切な積層技術が複数層の
出発材料を形成するために使用される。
【００１５】ポリイミド発泡出発材料は、次いで高密度
化処理をされ、ポリイミド発泡体の密度が１立方フィー
ト当たり０．４ポンド（１立方メートル当たり６．４キ
ログラム）から１立方フィート当たり１０ポンド超（１
立方メートル当たり１６０キログラム、つまり１６０ｋ
ｇ／ｍ３超）まで、例えば、１立方フィート当たり１２
ポンド（１立方メートル当たり１９２キログラム、つま
り１９２ｋｇ／ｍ３）から１立方フィート当たり２５ポ
ンド（１立方メートル当たり４００キログラム４００ｋ
ｇ／ｍ３）まで高められる。発泡体の密度は好ましくは
１立方フィート当たり１５ポンド超（１立方メートル当
たり２４０キログラム、つまり２４０ｋｇ／ｍ３超）で
ある。高密度化処理はまた、ポリイミド発泡体のせん断
強度を１４０ｐｓｉ（１平方センチメートル当たり９．
８キログラム、つまり９．８ｋｇ／ｃｍ２）から３２５
ｐｓｉ（１平方センチメートル当たり２２．７５キログ
ラム、つまり２２．７５ｋｇ／ｃｍ２）まで高める。
【００１６】従来公知のいずれかの適切な高密度化処理
法を使用しても良いが、熱機械的な高密度化（thermome
chanical densification）処理を使用することが好まし
い。この処理では、ポリイミド発泡体がまず５５０°Ｆ
（２８７．５℃）超まで加熱され、次いで所望の密度及
びせん断強度を得るのに十分な時間だけ圧縮される。加
熱されたポリイミド発泡体を圧縮するのに従来公知のい
ずれかの適切な方法が使用される。
【００１７】ポリイミド発泡材料は、高密度化された
後、所望の高さ、長さおよび幅に切断される。ポリイミ
ド発泡材料は次いで、ニッケルベース超合金、コバルト
ベース超合金あるいは鉄ベース超合金などの金属材料、
あるいはグラファイト強化ポリイミドのようなポリマー
複合材料の１つから形成された基材と、接合ないし結合
される。基材は好ましくはステータボックス（固定翼装
置）６のようなエンジン部材あるいはケース３の一部で
ある。ポリイミド発泡材料は適切な接着材料から形成さ
れるボンド層により基材に接合ないし結合される。例え
ば１つまたはそれ以上のポリイミドのフィルム状粘着材
料よりなるストリップがポリイミド発泡材料の表面ある
いは基材の表面に配置ないし設けられる。次に、粘着材
料ストリップの配置場所に応じて、ポリイミド発泡材料
または基材が粘着材料からなるストリップに接して設け
られる。その後、加熱および／または圧力を施すことで
粘着材料の硬化処理がなされ、ポリイミド発泡材料と基
材との間に強い接合力（結合力）が生じる結果、高密度
化ポリイミド発泡材料よりなるアブレイダブルシール層
を有するエアシールが形成される。
【００１８】上述の硬化ステップは、オートクレーブ内
にエアシールを設け、エアシールを真空バックで囲み、
真空バックを密閉し、オートクレーブ内のエアシールに
バキュームつまり真空処理を施し、８ｐｓｉ（０．５６
ｋｇ／ｃｍ２）から１２ｐｓｉ（０．８４ｋｇ／ｃ
ｍ２）までのオートクレーブ圧力を施し、オートクレー
ブ内の温度を６５°Ｆ（１８．３℃）から８５°Ｆ（２
９．４℃）の初期温度から４００°Ｆ（２０４．２４
℃）から４２０°Ｆ（２１５．３４℃）の第２の温度に
上昇させ、またこの上昇させた温度は３０分から１時間
半の間だけ維持され、その後エアシールを冷却する。温
度を上昇させるステップは、好ましくは、３°Ｆ／分
（１．６６℃／分）から４°Ｆ／分（２．２２℃）、つ
まり１分当たり３°Ｆ（１．６６℃）から４°Ｆ（２．
２２℃）の上昇率ないし上昇速度で実施される。冷却ス
テップは、好ましくは、３°Ｆ／分（１．６６℃／分）
から５°Ｆ／分（２．７８℃）、つまり１分当たり３°
Ｆ（１．６６℃）から５°Ｆ（２．７８℃）の冷却率な
いし冷却速度で実施される。
【００１９】オートクレーブを使用する他に、硬化ステ
ップは、機械的な圧力を加えるために設計されたツール
ないし工具内にエアシールを取り付け、またオーブン内
で上記のように過熱するステップで構成することもでき
る。
【００２０】必要に応じて、エアシールは後硬化処理さ
れる。エアシールに後硬化ステップを施す前に、２２５
°Ｆ（１０７．１℃）から２７５°Ｆ（１３５℃）の温
度で１時間から４８時間までの間だけエアシールを加熱
することを有してなる乾燥処理を施すのが望ましい。こ
の乾燥処理は、エアシール用の基材がグラファイト強化
ポリイミド複合材料である場合は特に必要である。
【００２１】後硬化処理はエアシールをオーブンつまり
炉に配置するステップ、オーブンを６５°Ｆ（１８．３
℃）から８５°Ｆ（２９．４２℃）の初期温度に加熱す
るステップ、初期温度から６３０°Ｆ（３３１．９℃）
から６７０°Ｆ（３５４．１℃）までの第２の温度に上
昇させるステップ、エアシールを６０分から１５０分の
間だけ第２の温度に保持するステップ、およびその後に
エアシールを冷却させるステップから構成される。温度
を上昇させるステップは、１．５°Ｆ／分（０．８３℃
／分）から４°Ｆ／分（２．２２℃／分）、つまり１分
当たり１．５°Ｆ（０．８３℃）から４°Ｆ（２．２２
℃）の上昇率ないし上昇速度で実施される。冷却ステッ
プは１．６６℃／分から２．７８℃／分、つまり１分当
たり３°Ｆ（１．６６℃）から５°Ｆ（２．７８℃）の
冷却率ないし冷却速度で実施される。
【００２２】図２を参照して、エアシール４，７が高密
度化ポリイミド発泡体材料よりなる複数の層２０より形
成されると共に積層方向２４に垂直な複数の積層面（ラ
ミネート面）２２を有する場合、エアシール４，７は積
層面２２が実質的にエンジンの中心線（センターライ
ン）２６および軸方向２８に垂直であって、エンジンの
半径方向（放射状の方向）３０に実質的に平行であるよ
うに設けられる。高密度化発泡体よりなる単一の層のみ
が使用される場合であっても、シールはこのように方向
付けされる。これは高密度化処理自体が断層面を形成す
ることに伴うものである。
【００２３】積層されたエアシール４，７はその積層面
２２により画定ないし規定された断層面を有する。プレ
ート状のシールの運動に対する断層面の方向付けないし
位置決めを図３に例示した。
【００２４】以上の説明から明らかなように、高密度化
ポリイミド発泡体の1つまたはそれ以上の層より形成さ
れるアブレイダブルシール層を有するエアシール４，７
が提供される。そして、エンジン部材の研摩部分とアブ
レイダブルシール層とが協働して所望のレベルのシーリ
ングを提供する。
【００２５】上記のように説明され、また積層化および
基材と接着ないし粘着されたポリイミド発泡材料より形
成されたエアシールを使用して行った本発明の試験によ
れば、本発明のエアシールは従来のエラストマー系
（例：多孔性シリコンゴム）のシールと少なくとも同程
度の耐侵食性を示した。本発明のエアシールはまた、従
来の多孔性シリコンゴムシールと少なくとも同程度の摩
耗性を示すものである。
【００２６】本発明の利点は、エアシールが耐久性と摩
耗性を共に十分に満足させるものであり、また高温時に
これらの特性を提供することである。加えて、本発明の
エアシールはコスト効率が高く、製造が比較的容易であ
り、また従来のシール材料と同程度の重量である。
【００２７】以上、本発明を詳細に説明したが、本発明
の技術思想ないし特許請求の範囲から逸脱することなし
に種々の代替および変更を行うことができる。従って、
上記の説明は例示的なものであり、限定的なものでな
い。
【図面の簡単な説明】
【図１】一般的なガスタービンエンジンの一部の横断面
図である。
【図２】本発明に係わる例示的なシールの横断面図であ
る。
【図３】プレート状のシールの運動に対するシールの断
層面の方向性を示す斜視図である。
【符号の説明】
１ ディスク ２ ブレード ３ ケース ４ エアシール ５ 固定ベーン ６ ステータボックス ７ エアシール
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｆ０２Ｃ 7/28 Ｆ０２Ｃ 7/28 Ｅ Ｆ０４Ｄ 29/08 Ｆ０４Ｄ 29/08 Ｄ Ｆ１６Ｊ 15/16 Ｆ１６Ｊ 15/16 Ｂ (72)発明者 スチュワート エイ．サンダーズ アメリカ合衆国，フロリダ 33418，パー ム ビーチ ガーデンズ，ビア ハシエン ダ 8030 (72)発明者 カーク ディ．スタックハウス アメリカ合衆国，コネチカット 06480, ポートランド，グランドヴュー テラス 12 (72)発明者 リサ ブイ．オコーナー アメリカ合衆国，フロリダ 33478，ジュ ピター，165ス ロード ナンバー 11532 Ｆターム(参考） 3G002 HA04 HA07 HA10 HA12 HA13 3H022 AA02 AA03 BA02 BA06 CA32 CA33 CA54 DA13 DA19 3J043 AA16 CB13 DA02

Claims (34)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンエンジン内で使用され耐久
    性が向上したエアシールであって、 シール基材と、 前記シール基材上のアブレイダブルシール層とを有して
    なり、 前記アブレイダブルシール層が高密度化ポリイミド発泡
    体よりなる、ことを特徴とするエアシール。
  2. 【請求項２】 前記アブレイダブルシール層が前記高密
    度化ポリイミド発泡体の複数の層を有してなる、ことを
    特徴とする請求項１記載のエアシール。
  3. 【請求項３】 前記ポリイミド発泡体が少なくとも１６
    ０ｋｇ／ｍ３の密度を有する、ことを特徴とする請求項
    １記載のエアシール。
  4. 【請求項４】 前記ポリイミド発泡体が少なくとも２４
    ０ｋｇ／ｍ３の密度を有する、ことを特徴とする請求項
    １記載のエアシール。
  5. 【請求項５】 前記ポリイミド発泡体が１９２ｋｇ／ｍ
    ３から４００ｋｇ／ｍ３の密度、および９．８ｋｇ／ｃ
    ｍ２から２２．７５ｋｇ／ｃｍ２のせん断強度を有す
    る、ことを特徴とする請求項１記載のエアシール。
  6. 【請求項６】 前記シール基材が高分子複合材よりな
    る、ことを特徴とする請求項１記載のエアシール。
  7. 【請求項７】 前記エアシールが外側エアシールであ
    る、ことを特徴とする請求項１記載のエアシール。
  8. 【請求項８】 前記エアシールがナイフエッジシールで
    ある、ことを特徴とする請求項１記載のエアシール。
  9. 【請求項９】 シール基材と、ボンド層が設けられたア
    ブレイダブルシール材料とを備えたシールアセンブリを
    有してなり、 前記アブレイダブルシール材料が高密度化ポリイミド発
    泡体より構成されており、およびアブレイダブルシール
    材料と相互作用する研摩部分を備えると共にシールアセ
    ンブリに対する運動に適合されたエンジン部材を有して
    なり、エンジン部材の研摩部分とシールアセンブリのア
    ブレイダブルシール材料とが協働してシーリングを提供
    する、ガスタービンエンジンのシールシステム。
  10. 【請求項１０】 前記シール基材がステータボックスか
    ら構成され、および前記エンジン部材がディスクから構
    成される、ことを特徴とする請求項９記載のガスタービ
    ンエンジンのシールシステム。
  11. 【請求項１１】 前記シール基材がケースの一部から構
    成され、および前記エンジン部材が回転可能なベーンか
    ら構成される、ことを特徴とする請求項９記載のガスタ
    ービンエンジンのシールシステム。
  12. 【請求項１２】 前記エンジン部材が中心線を有するエ
    ンジン部品を形成しており、 前記アブレイダブルシール材料が積層面を備えた前記ポ
    リイミド発泡体の複数の積層された層を有してなり、お
    よび前記積層面が前記中心線に実質的に垂直である、こ
    とを特徴とする請求項９記載のガスタービンエンジンの
    シールシステム。
  13. 【請求項１３】 前記積層面が、前記エンジンの半径方
    向に実質的に平行であり、前記エンジンの軸方向に実質
    的に垂直である、ことを特徴とする請求項１２記載のガ
    スタービンエンジンのシールシステム。
  14. 【請求項１４】 前記シール基材が高分子複合材から形
    成される部材からなる、ことを特徴とする請求項９記載
    のガスタービンエンジンのシールシステム。
  15. 【請求項１５】 前記高密度化ポリイミド発泡体が熱機
    械的に高密度化されたポリイミド発泡体からなる、こと
    を特徴とする請求項９記載のガスタービンエンジンのシ
    ールシステム。
  16. 【請求項１６】 前記ポリイミド発泡体が少なくとも１
    ６０ｋｇ／ｍ３の密度を有する、ことを特徴とする請求
    項９記載のガスタービンエンジンのシールシステム。
  17. 【請求項１７】 前記ポリイミド発泡体が少なくとも２
    ４０ｋｇ／ｍ３の密度を有する、ことを特徴とする請求
    項９記載のガスタービンエンジンのシールシステム。
  18. 【請求項１８】 前記ポリイミド発泡体が、１９２ｋｇ
    ／ｍ３から４００ｋｇ／ｍ３の密度、および９．８ｋｇ
    ／ｃｍ２から２２．７５ｋｇ／ｃｍ２のせん断強度を有
    する、ことを特徴とする請求項９記載のガスタービンエ
    ンジンのシールシステム。
  19. 【請求項１９】 前記ボンド層が少なくとも１つの粘着
    性ストリップあるいは粘着材料層から形成される、こと
    を特徴とする請求項９記載のガスタービンエンジンのシ
    ールシステム。
  20. 【請求項２０】 ポリイミド発泡体を用意するステップ
    と、 前記ポリイミド発泡体を高密度化させて高密度化ポリイ
    ミド発泡体層を形成するステップと、 シール基材を用意するステップと、 前記高密度化ポリイミド発泡体層をシール基材と接合さ
    せてエアシールを形成するステップとを有してなる、こ
    とを特徴とする、耐久性が向上したエアシールの形成方
    法。
  21. 【請求項２１】 前記ポリイミド発泡体を用意するステ
    ップが、前記ポリイミド発泡体よりなる複数の積層され
    た層を用意するステップを有してなる、ことを特徴とす
    る請求項２０記載の方法。
  22. 【請求項２２】 前記高密度化させるステップが前記ポ
    リイミド発泡体を熱機械的に高密度化させるステップを
    有してなり、 前記熱機械的に高密度化させるステップが、前記ポリイ
    ミド発泡体を３０５℃超の温度で１６０ｋｇ／ｍ３超の
    密度を得るのに十分な時間だけ加熱するステップと、加
    熱したポリイミド発泡体を圧縮するステップとを有して
    なる、ことを特徴とする請求項２０記載の方法。
  23. 【請求項２３】 前記シール基材を用意するステップが
    前記ポリイミド発泡体へ接合されるエンジン部材を用意
    するステップを有してなる、ことを特徴とする請求項２
    ０記載の方法。
  24. 【請求項２４】 前記接合させるステップが、前記ポリ
    イミド発泡体の表面に接合用材料を設けるステップ、お
    よび圧力を加えて前記接合用材料を前記シール基材に接
    合するステップを有してなる、ことを特徴とする請求項
    ２０記載の方法。
  25. 【請求項２５】 前記接合用材料を設けるステップが少
    なくとも１つの粘着性ストリップを前記ポリイミド発泡
    体の表面に設けるステップを有してなる、ことを特徴と
    する請求項２４記載の方法。
  26. 【請求項２６】 前記接合ステップの後に前記エアシー
    ルを硬化させるステップをさらに有してなり、前記硬化
    ステップは、前記エアシールをオートクレーブ中に配置
    するステップ、前記オートクレーブ内で前記エアシール
    に真空を施すステップ、０．５６ｋｇ／ｃｍ２から０．
    ８４ｋｇ／ｃｍ２のオートクレーブ圧力を加えるステッ
    プ、前記オートクレーブ内の温度を１８．３℃から２
    ９．４℃の範囲の初期温度から２０４．２４℃から２１
    ５．３４℃の範囲の第２の温度まで上昇させるステッ
    プ、前記第２の温度を３０分から１時間半間までの間だ
    け維持させるステップ、および前記エアシールを冷却さ
    せるステップを有してなる、ことを特徴とする請求項２
    ０記載の方法。
  27. 【請求項２７】 前記温度を上昇させるステップが１．
    ６６℃／分から２．２２℃／分の上昇率で実行され、ま
    た前記冷却ステップが１．６６℃／分から２．７８℃／
    分の冷却率で実行される、ことを特徴とする請求項２６
    記載の方法。
  28. 【請求項２８】 前記硬化ステップの完了後にオーブン
    内に前記エアシールを配置し、前記エアシールを後硬化
    するステップをさらに有してなる、ことを特徴とする請
    求項２６記載の方法。
  29. 【請求項２９】 前記エアシールを前記オーブン内に配
    置する前に前記エアシールを乾燥させるステップをさら
    に有してなり、また前記乾燥ステップが前記エアシール
    を１０７．１℃から１３５℃の範囲の温度で１時間から
    ４８時間の範囲の時間の間だけ加熱することを有してな
    る、ことを特徴とする請求項２８記載の方法。
  30. 【請求項３０】 前記後硬化処理ステップが、 前記オーブンを１８．３℃から２９．４２℃の範囲の初
    期温度に加熱するステップ、 前記初期温度を３３１．９℃から３５４．１℃までの第
    ２の温度に上昇させるステップ、 前記エアシールを６０分から１５０分の範囲の時間だけ
    前記第２の温度に保つステップ、およびその後に前記エ
    アシールを冷却させるステップを有してなる、ことを特
    徴とする請求項２８記載の方法。
  31. 【請求項３１】 前記温度を上昇させるステップが０．
    ８３℃／分から２．２２℃／分の上昇率で実施され、ま
    た前記冷却ステップが１．６６℃／分から２．７８℃／
    分の冷却率で実施される、ことを特徴とする請求項３０
    記載の方法。
  32. 【請求項３２】 前記高密度化ステップが１６０ｋｇ／
    ｍ３超の密度を有するように前記ポリイミド発泡体を高
    密度化させるステップを有してなる、ことを特徴とする
    請求項２０記載の方法。
  33. 【請求項３３】 前記高密度化ステップが２４０ｋｇ／
    ｍ３超の密度を有するように前記ポリイミド発泡体を高
    密度化させるステップを有してなる、ことを特徴とする
    請求項２０記載の方法。
  34. 【請求項３４】 前記高密度化ステップが前記ポリイミ
    ド発泡体を１９２ｋｇ／ｍ３から４００ｋｇ／ｍ３の密
    度を有するように前記ポリイミドを高密度化させるステ
    ップを有してなる、ことを特徴とする請求項２０記載の
    方法。
JP2002252225A 2001-08-30 2002-08-30 エアシール Expired - Fee Related JP3973998B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/943,321 US6899339B2 (en) 2001-08-30 2001-08-30 Abradable seal having improved durability
US09/943,321 2001-08-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2003161109A true JP2003161109A (ja) 2003-06-06
JP3973998B2 JP3973998B2 (ja) 2007-09-12

Family

ID=25479446

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2002252225A Expired - Fee Related JP3973998B2 (ja) 2001-08-30 2002-08-30 エアシール

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6899339B2 (ja)
EP (1) EP1288443B1 (ja)
JP (1) JP3973998B2 (ja)
KR (1) KR100676044B1 (ja)
AT (1) ATE295931T1 (ja)
DE (1) DE60204192D1 (ja)
SG (1) SG107609A1 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005036809A (ja) * 2003-07-17 2005-02-10 General Electric Co <Ge> チタン系部品の検査方法
JP2014524374A (ja) * 2011-08-16 2014-09-22 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ニアネットシェイプパネル及びそのための方法

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2859002A1 (fr) * 2003-08-18 2005-02-25 Snecma Moteurs Dispositif abradable sur carter de soufflante d'un moteur de turbine a gaz
US20080073855A1 (en) * 2006-08-31 2008-03-27 Richard Ivakitch Sleeve and housing assembly and method of adhesively bonding sleeve to housing
US20080061515A1 (en) * 2006-09-08 2008-03-13 Eric Durocher Rim seal for a gas turbine engine
US20080260522A1 (en) * 2007-04-18 2008-10-23 Ioannis Alvanos Gas turbine engine with integrated abradable seal and mount plate
US20080260523A1 (en) * 2007-04-18 2008-10-23 Ioannis Alvanos Gas turbine engine with integrated abradable seal
US8231958B2 (en) * 2007-10-09 2012-07-31 United Technologies Corporation Article and method for erosion resistant composite
US8061978B2 (en) * 2007-10-16 2011-11-22 United Technologies Corp. Systems and methods involving abradable air seals
US8128349B2 (en) * 2007-10-17 2012-03-06 United Technologies Corp. Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals
US20090165926A1 (en) * 2007-10-24 2009-07-02 United Technologies Corporation Method and assembly for bonding metal layers in a gas turbine engine using a polyimide adhesive
US8128100B2 (en) * 2007-12-05 2012-03-06 United Technologies Corporation Laminate air seal for a gas turbine engine
US8534993B2 (en) 2008-02-13 2013-09-17 United Technologies Corp. Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals
DE102009034025A1 (de) * 2009-07-21 2011-01-27 Mtu Aero Engines Gmbh Einlaufbelag zur Anordnung an einem Gasturbinenbauteil
IT1396362B1 (it) * 2009-10-30 2012-11-19 Nuovo Pignone Spa Macchina con righe in rilievo che possono essere abrase e metodo.
US9598972B2 (en) * 2010-03-30 2017-03-21 United Technologies Corporation Abradable turbine air seal
EP2458157B1 (fr) * 2010-11-30 2015-10-14 Techspace Aero S.A. Abradable de virole intérieure de stator
US9776385B2 (en) 2011-04-05 2017-10-03 Sikorsky Aircraft Corporation External to bagging mechanical clamp
US9022390B2 (en) 2012-09-05 2015-05-05 United Technologies Corporation Threaded seal for a gas turbine engine
US9322288B2 (en) 2012-11-29 2016-04-26 United Technologies Corporation Pressure seal with non-metallic wear surfaces
WO2014120117A1 (en) 2013-01-29 2014-08-07 United Technologies Corporation Blade rub material
EP2951400B1 (en) 2013-01-29 2018-11-07 United Technologies Corporation Blade rub segment, turbomachine comprising the blade rub segment, and use of a polymer matrix comprising carbon nanotubes as a rub material in a turbo machine.
WO2015009446A1 (en) * 2013-07-15 2015-01-22 United Technologies Corporation Nanocellular and nanocellular particle filled polymer composite coating for erosion protection
EP3068997B1 (en) 2013-11-11 2021-12-29 Raytheon Technologies Corporation Segmented seal for gas turbine engine
WO2015076962A1 (en) * 2013-11-20 2015-05-28 United Technologies Corporation Erosion resistant coating for air seal
US9957826B2 (en) 2014-06-09 2018-05-01 United Technologies Corporation Stiffness controlled abradeable seal system with max phase materials and methods of making same
US20160222813A1 (en) 2015-01-29 2016-08-04 United Technologies Corporation Abradable Seal Material
US10634055B2 (en) 2015-02-05 2020-04-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine having section with thermally isolated area
US9920652B2 (en) 2015-02-09 2018-03-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine having section with thermally isolated area
US10030532B2 (en) 2015-04-22 2018-07-24 United Technologies Corporation Abradable seal with thermally conductive microspheres
EP3153671A1 (de) * 2015-10-08 2017-04-12 MTU Aero Engines GmbH Schutzvorrichtung für eine strömungsmaschine
US10633992B2 (en) 2017-03-08 2020-04-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Rim seal
US10294962B2 (en) * 2017-06-30 2019-05-21 United Technologies Corporation Turbine engine seal for high erosion environment

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2051912A5 (ja) * 1969-07-01 1971-04-09 Rabouyt Denis
US3834001A (en) 1972-11-17 1974-09-10 Gen Motors Corp Method of making a porous laminated seal element
US4336276A (en) 1980-03-30 1982-06-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Fully plasma-sprayed compliant backed ceramic turbine seal
US4460185A (en) * 1982-08-23 1984-07-17 General Electric Company Seal including a non-metallic abradable material
US4664973A (en) 1983-12-27 1987-05-12 United Technologies Corporation Porous metal abradable seal material
US4960549A (en) * 1988-05-23 1990-10-02 Amoco Corporation Process for preparing polyamide-imide foam
US5388959A (en) * 1993-08-23 1995-02-14 General Electric Company Seal including a non-metallic abradable material
US6475253B2 (en) * 1996-09-11 2002-11-05 3M Innovative Properties Company Abrasive article and method of making
EP0939143A1 (en) 1998-02-27 1999-09-01 Ticona GmbH Thermal spray powder incorporating a particular high temperature polymer
SG72959A1 (en) * 1998-06-18 2000-05-23 United Technologies Corp Article having durable ceramic coating with localized abradable portion
US6203273B1 (en) * 1998-12-22 2001-03-20 United Technologies Corporation Rotary machine
US6202302B1 (en) * 1999-07-02 2001-03-20 United Technologies Corporation Method of forming a stator assembly for rotary machine
US6334617B1 (en) * 2000-03-02 2002-01-01 United Technologies Corporation Composite abradable material
US6471472B1 (en) * 2000-05-03 2002-10-29 Siemens Canada Limited Turbomachine shroud fibrous tip seal
US6610416B2 (en) * 2001-04-26 2003-08-26 General Electric Company Material treatment for reduced cutting energy and improved temperature capability of honeycomb seals
US6508624B2 (en) * 2001-05-02 2003-01-21 Siemens Automotive, Inc. Turbomachine with double-faced rotor-shroud seal structure

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005036809A (ja) * 2003-07-17 2005-02-10 General Electric Co <Ge> チタン系部品の検査方法
JP4651983B2 (ja) * 2003-07-17 2011-03-16 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ チタン系部品の検査方法
JP2014524374A (ja) * 2011-08-16 2014-09-22 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ニアネットシェイプパネル及びそのための方法
US9649793B2 (en) 2011-08-16 2017-05-16 General Electric Company Near net-shape panels and processes therefor

Also Published As

Publication number Publication date
KR100676044B1 (ko) 2007-01-29
JP3973998B2 (ja) 2007-09-12
EP1288443A1 (en) 2003-03-05
SG107609A1 (en) 2004-12-29
ATE295931T1 (de) 2005-06-15
US20030042685A1 (en) 2003-03-06
KR20030019246A (ko) 2003-03-06
US6899339B2 (en) 2005-05-31
DE60204192D1 (de) 2005-06-23
EP1288443B1 (en) 2005-05-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2003161109A (ja) エアシール
US5962076A (en) Abradable composition, a method of manufacturing an abradable composition and a gas turbine engine having an abradable seal
US5388959A (en) Seal including a non-metallic abradable material
US10458268B2 (en) Turbine shroud with sealed box segments
US8118546B2 (en) Grid ceramic matrix composite structure for gas turbine shroud ring segment
CA1228615A (en) Abradable seal
EP2784272B1 (en) A gas turbine seal segment formed of ceramic matrix composite material
EP1584797A2 (en) A containment apparatus for a gas turbine engine
CA3016650A1 (en) Ceramic matrix composite articles
US20170298748A1 (en) Gas turbine engine with compliant layer for turbine vane assemblies
US20100143103A1 (en) Seal and a method of manufacturing a seal
JP2001090505A (ja) セラミック・タービンノズル
CA2924194C (en) Compositions and methods of deposition of thick environmental barrier coatings on cmc blade tips
US4850090A (en) Method of manufacture of an axial flow compressor stator assembly
JP3872632B2 (ja) 遮熱コーティング材、それを適用したガスタービン部材およびガスタービン
CA2934628A1 (en) Compositions and methods of attachment of thick environmental barrier coatings on cmc components
US11040506B2 (en) Method for manufacturing a composite casing for a turbomachine compressor
US20190048454A1 (en) Abradable Seal Composition for Turbomachine Compressor
US10107111B2 (en) Corrosion-resistant abradable covering
EP1108857A2 (en) Abradable seal
EP2481884B1 (en) Method and system for controlling thermal differential in turbine systems
US11293296B2 (en) Method for manufacturing an annular casing equipping a turbomachine
GB2445076A (en) Composite containment casings forturbine engine and methods forfabricating the same
US10668538B2 (en) Method for producing an abradable turbomachine seal
JP3127657B2 (ja) ジェットエンジン用樹脂部品

Legal Events

Date Code Title Description
A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20060104

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20060328

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20060407

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20060704

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070116

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20070221

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20070522

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20070613

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100622

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110622

Year of fee payment: 4

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees