JP2015537139A - ガスタービンエンジン用のロータ−ステータアセンブリ - Google Patents

ガスタービンエンジン用のロータ−ステータアセンブリ Download PDF

Info

Publication number
JP2015537139A
JP2015537139A JP2015536199A JP2015536199A JP2015537139A JP 2015537139 A JP2015537139 A JP 2015537139A JP 2015536199 A JP2015536199 A JP 2015536199A JP 2015536199 A JP2015536199 A JP 2015536199A JP 2015537139 A JP2015537139 A JP 2015537139A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
rotor
layer
coating layer
stator
porosity
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
JP2015536199A
Other languages
English (en)
Other versions
JP6290224B2 (ja
Inventor
ギュルト・サンタナシュ，ジュリアン
クラボス，ファブリス
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.)
Safran Helicopter Engines SAS
Original Assignee
Turbomeca SA
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 Turbomeca SA filed Critical Turbomeca SA
Publication of JP2015537139A publication Critical patent/JP2015537139A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP6290224B2 publication Critical patent/JP6290224B2/ja
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • 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
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/01—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics
    • C04B35/48—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics based on zirconium or hafnium oxides, zirconates, zircon or hafnates
    • C04B35/486—Fine ceramics
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/01—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics
    • C04B35/48—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products based on oxide ceramics based on zirconium or hafnium oxides, zirconates, zircon or hafnates
    • C04B35/486—Fine ceramics
    • C04B35/488—Composites
    • 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
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/10—Oxides, borides, carbides, nitrides or silicides; Mixtures thereof
    • C23C4/11—Oxides
    • 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
    • F01D11/125—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 with a reinforcing structure
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/005—Selecting particular materials
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/32—Metal oxides, mixed metal oxides, or oxide-forming salts thereof, e.g. carbonates, nitrates, (oxy)hydroxides, chlorides
    • C04B2235/3224—Rare earth oxide or oxide forming salts thereof, e.g. scandium oxide
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/32—Metal oxides, mixed metal oxides, or oxide-forming salts thereof, e.g. carbonates, nitrates, (oxy)hydroxides, chlorides
    • C04B2235/3224—Rare earth oxide or oxide forming salts thereof, e.g. scandium oxide
    • C04B2235/3225—Yttrium oxide or oxide-forming salts thereof
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/38—Non-oxide ceramic constituents or additives
    • C04B2235/3852—Nitrides, e.g. oxynitrides, carbonitrides, oxycarbonitrides, lithium nitride, magnesium nitride
    • C04B2235/386—Boron nitrides
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/70—Aspects relating to sintered or melt-casted ceramic products
    • C04B2235/74—Physical characteristics
    • C04B2235/76—Crystal structural characteristics, e.g. symmetry
    • C04B2235/767—Hexagonal symmetry, e.g. beta-Si3N4, beta-Sialon, alpha-SiC or hexa-ferrites
    • 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
    • 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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05C—INDEXING SCHEME RELATING TO MATERIALS, MATERIAL PROPERTIES OR MATERIAL CHARACTERISTICS FOR MACHINES, ENGINES OR PUMPS OTHER THAN NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES
    • F05C2203/00—Non-metallic inorganic materials
    • F05C2203/08—Ceramics; Oxides
    • F05C2203/0865—Oxide ceramics
    • F05C2203/0895—Zirconium oxide
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/15—Heat shield
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/307—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the tip of a rotor blade
    • 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
    • F05D2300/22—Non-oxide ceramics
    • F05D2300/228—Nitrides
    • F05D2300/2285—Nitrides of zirconium
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/502—Thermal properties
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/516—Surface roughness
    • 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
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/611—Coating
    • 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

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本発明は、ガスタービンエンジン用のロータ−ステータアセンブリであって、研磨性皮膜を形成するセラミック材料の層（８）が先端部上に被着されたロータ（２）であって、前記層は主にジルコニアによって構成され、１５％以下の空隙率を有する、ロータ（２）と、ロータのまわりに配置され、ロータの先端部に面して摩耗性皮膜を形成するセラミック材料の層（６）が設けられたステータ（４）であって、前記層は主にジルコニアによって構成され、５０マイクロメートル（μｍ）以下の大きさを有する孔を備えて、２０％から５０％の範囲の空隙率を有する、ステータ（４）とを備える、ロータ−ステータアセンブリを提供する。

Description

本発明は、ガスタービンエンジン用のロータ−ステータアセンブリの全般的な分野に関する。より正確には、本発明は、ロータの先端部上とロータを取り囲むステータの内側表面上とにそれぞれ被着される研磨性皮膜と摩耗性皮膜の微細構造を最適化することに関する。
本発明が適用できる特定分野は、航空エンジンの（具体的には飛行機のエンジンまたはヘリコプターのエンジンの）タービン用の圧縮機である。
航空エンジンの圧縮機は、１つまたは複数の環状構造体から成る圧縮機ケーシングを備え、環状構造体は１つまたは複数のセットの羽根に面して位置付けられ、羽根は羽根と環状構造物との間の相対的回転を伴って動く。同様に、航空エンジンのタービンは、燃焼ガスによって駆動される１セットの回転羽根を取り囲む、単体の、または複数の接触し合うリングセクターを構成する環状構造体から成るタービンリングを備える。
航空エンジンに対して可能な限り最良の効率を実現するためには、羽根の先端部と圧縮機ケーシングまたはタービンリングの対向面との間のガス漏れを回避または少なくとも最小限に抑えることが必須である。これはこのような漏れがエンジンの作動に貢献しないことによる。隙間のないこと、または隙間が最小限であることを追及することは、羽根の先端部と対向材料との間に接触が起こることが不可避であることを意味する。この材料で一般的とされる硬度のために、このような接触は羽根の先端部に損傷を与える可能性がある。
この問題を解決するために、羽根に面して位置付けられる材料の摩耗性、即ち先端部に顕著な摩耗を生じさせずに、羽根の先端部によって物理的に磨滅されるその能力を最適化するための提案がなされてきた。この目的のための知られている１つの技法は、圧縮機ケーシングまたはタービンリングの内側表面に多孔質材料から作られた摩耗性皮膜を形成する層を設けると同時に、羽根の先端部には研磨性皮膜を形成する高密度材料の層を設けることから成る。
このように、羽根の先端部に被着される研磨性皮膜については、立方晶窒化ホウ素（ｃＢＮ）の粒子あるいは酸化系、炭化系、または窒化系の他の硬質粒子を含む材料に頼ることが知られている。このような皮膜は、それらが金属またはセラミックで作られた摩耗性皮膜と結合されるとき満足のゆく研磨性挙動を有する。それにも関わらず、それらは高温で使用されると不充分な耐久性しか有せず（これらの皮膜は酸化に晒され、皮膜のマトリックス中に拡散してしまう）、限定的な、求められる耐用年数に対応しない熱機械的挙動しか有しない。さらに、このような皮膜を被着することは比較的高コストである。
ステータの内側表面上に被着される多孔質の摩耗性皮膜については、ＭＣｒＡｌＹ系の金属合金を使用すること、またはジルコニアに基づいたセラミックを使用することが知られている。金属合金は、低コストで製造が容易であるという利点を有する。それとは対照的に、その摩耗性の特性は比較的低く、その使用は温度で制限される。逆に、ジルコニアに基づいたセラミックは、摩耗性皮膜の機能と熱障壁の機能との両方を実施するのに使用されることが可能である。酸化物に基づいた皮膜の性質は、その物理的特性を保つことから、それが高温（１１００°Ｃよりも高い）で使用されることを可能にする。この皮膜は、製造が容易であり、低コストであることでも知られ（熱溶射による被着）、ある程度の多孔度では充分な摩耗性の特性を有する。それにも関わらず、このような多孔質皮膜は、層内の孔および粒の成形と大きさ調整とが困難なことから、機械加工後に表面状態の問題を有する。残念なことながら、気流におけるこのような表面状態はエンジンの性能に対して有害である。
一般に、従来技術で知られている摩耗性／研磨性皮膜対の全てが、求められる主要な特性（即ち接触時のシステムの挙動、耐腐食能力、耐熱サイクル能力、および良好な表面状態）の中の特定の良好な特性を示しても、求められる特性の全てをそれだけで最適化することを可能にするものはない。
ステータの内側表面上とロータの先端部上とにそれぞれ被着される摩耗性材料と研磨性材料とに利用でき、上述の欠点の全てを最小限にする能力のある皮膜対を有することが可能となることが求められている。
このように、本発明の目的は、特に高温で、上述の主要な特性全てについて均一で高機能の挙動を有すると同時に、低コストで製造できる皮膜対を提供することである。
この目的は、ガスタービンエンジン用のロータ−ステータアセンブリであって、
研磨性皮膜を形成するセラミック材料の層が先端部上に被着されたロータであって、前記層は主にジルコニアによって構成され、１５％以下の空隙率を有する、ロータと、
ロータのまわりに配置され、ロータの先端部に面して摩耗性皮膜を形成するセラミック材料の層が設けられたステータであって、前記層は主にジルコニアによって構成され、５０マイクロメートル（μｍ）以下の大きさを有する孔を備えて、２０％から５０％の範囲の空隙率を有する、ステータとを備える、ロータ−ステータアセンブリによって達成される。
このような研磨性／摩耗性皮膜対は多数の利点を有する。具体的には、本出願人は、ジルコニアに基づいたセラミック材料で作られた研磨性皮膜は、５０μｍ以下の大きさの孔で２０％から５０％の範囲の空隙率を有するセラミックに基づいたジルコニア材料で作られた摩耗性皮膜と結合されるとき、とりわけ高機能の研磨性挙動を有することを発見した。同様に、本出願人は、本発明によるジルコニアに基づいたセラミック材料で作られた摩耗性皮膜は、ジルコニアに基づいたセラミック材料で作られた研磨性皮膜と結合されるとき満足のゆく摩耗性挙動を有することも発見した。
さらに、この摩耗性皮膜は、あらゆる接触条件（即ち接線方向速度、侵入速度、および温度）で均一な挙動を現し、高温（１１００°Ｃよりも高い）で使用されることが可能である。これは、熱障壁の機能と摩耗性皮膜の機能との両方を実施する材料でもあり、機械加工後の表面の状態も満足のゆくものである。
さらに、この研磨性／摩耗性皮膜対は製造および修復が容易であり、低コストで製作できる。主にジルコニアに基づいた材料は、摩耗性皮膜のために熱溶射によって、ゾルゲル法によって、または焼結によって被着されることが可能であり、これらの被着法は実施が容易である。
好ましくは、摩耗性皮膜層の多孔度は前記層内で均一に分配される。
摩耗性皮膜層の多孔度は、５μｍ以下の大きさの孔で単一モードの分布を有する場合がある。代替方法として、摩耗性皮膜層の多孔度は、５μｍ以下の大きさの細孔と１５μｍから５０μｍの範囲の大きさの中程度孔とで２モードの分布を有する場合もある。
さらに、摩耗性皮膜層は、異なった空隙率を有する少なくとも２つの層部分から成る。摩耗性皮膜内の深さに伴って変化する多孔度を有することは、熱衝撃に対する皮膜の抵抗性を高め、熱サイクルに対するその抵抗性を高め、皮膜の絶縁力を増大させる（より効果的な熱障壁を実現する）。摩耗性皮膜は垂直方向の亀裂を含む場合もある。
やはり好ましくは、摩耗性皮膜層は４ギガパスカル（ＧＰａ）から１０ＧＰａの範囲の弾性係数と、ロックウェル硬度Ｃスケール（ＨＲＣ）で７０から９５ＨＲＣの範囲の硬度とを有する。このような特性は摩耗性皮膜に、熱衝撃に対するより高い抵抗性と充分な耐腐食性とを与えると同時に、良好な摩耗性の特性を保持する。
同様に、摩耗性皮膜層は有利に、３０ＧＰａ以上の弾性係数とヴィッカース硬度スケール（ＨＶ）で６００よりも高い硬度とを有する。
やはり好ましくは、摩耗性皮膜層と研磨性皮膜層を構成するジルコニアには、イットリウム、ガドリニウム、ジスプロシウム、または任意の他の正方相または立方相のジルコニアの安定剤が添加される。
摩耗性皮膜層は、熱溶射によって、焼結によって、またはゾルゲル法によってステータ上に被着されることができる。同様に、研磨性皮膜層は、熱溶射によって、焼結によって、電解法によって、蒸着法によって、またはゾルゲル法によってロータの先端部上に被着されることができる。
本発明は、上に定義された少なくとも１つのロータ−ステータアセンブリを有するガスタービンエンジンも提供する。
本発明の他の特徴および利点が、添付図面を参照してなされる以下の説明から明らかになる。添付図面は限定的性質のない実施形態を示す。
本発明によるロータ−ステータアセンブリの一例例の図式図である。 図１のアセンブリのステータ用の摩耗性皮膜として使用するのに適した材料の実施形態を示す図である。 図１のアセンブリのステータ用の摩耗性皮膜として使用するのに適した材料の実施形態を示す図である。 図１のアセンブリのステータ用の摩耗性皮膜として使用するのに適した材料の実施形態を示す図である。 図１のアセンブリのステータ用の摩耗性皮膜として使用するのに適した材料の実施形態を示す図である。 図１のアセンブリのステータ用の摩耗性皮膜として使用するのに適した材料の実施形態を示す図である。 図１のアセンブリのステータ用の摩耗性皮膜として使用するのに適した材料の実施形態を示す図である。 図１のアセンブリのステータ用の摩耗性皮膜として使用するのに適した材料の実施形態を示す図である。 図１のアセンブリのステータ用の摩耗性皮膜として使用するのに適した材料の実施形態を示す図である。 従来技術のロータ−ステータアセンブリに対するテスト中の研磨性皮膜と摩耗性皮膜との挙動を示す写真である。 本発明によるロータ−ステータアセンブリに対するテスト中の研磨性皮膜と摩耗性皮膜との挙動を示す写真である。
本発明は、ロータの先端部がロータを取り囲むステータの部分に内側表面と接触するガスタービンエンジン用の任意のロータ−ステータアセンブリに適用される。
図１は、ロータがターボジェット内の高圧タービンの回転羽根２から構成され、ステータが単体として製作され、または羽根を取り囲む接触し合う複数のリングセクターから構成されるタービンリング４である、本発明の適用の一例の図式である。
このようなアセンブリでは、タービンリング４の内部表面と羽根２の先端部との隙間はゼロまたはほぼゼロである。タービンリングは内側に、羽根２の先端部上に被着された研磨性皮膜８の一部が大量の損耗を被らずに貫通することが可能な摩耗性皮膜６を担持する。
本発明によれば、研磨性皮膜８を形成する層は、主にジルコニアによって構成される、１５％以下の空隙率を有するセラミック材料から作られ、摩耗性皮膜６を形成する層は、主にジルコニアによって構成される、５０マイクロメートル（μｍ）以下の大きさの孔を備えて２０％から５０％の範囲の空隙率を有するセラミックから成る。
用語「主に」は、本明細書では摩耗性皮膜と研磨性皮膜のジルコニアがそれらの層の組成の少なくとも８０％を占めることを意味する。
本発明によるロータ−ステータアセンブリの摩耗性皮膜６と研磨性皮膜８は、このように同じセラミック、即ちジルコニアを使用して製作されるが、それらは異なった微細構造を備える。研磨性皮膜を構成するジルコニア層は、可能な限り最良の機械的特性（熱衝撃に対する硬度および抵抗性）を保証するように比較的小さな多孔度を有し、摩耗性皮膜を構成するジルコニア層は細かい微細構造（即ち５０μｍ以下の大きさの孔）と、皮膜の耐腐食性を高めるように、高機能の摩耗性の特性を保証するように調整された多孔度とを有する。
両方の皮膜で、使用されるジルコニアには有利に添加がなされる（イットリウム、ガドリニウム、ジスプロシウム、または任意の他の正方相または立方相のジルコニアの安定剤で）。それにも関わらず、これらの皮膜を形成するジルコニア粉末の組成が両方の皮膜で厳密に同一である必要はない。このように、一例として、一方または他方の粉末に安定剤を加えることが可能である。
羽根２の先端部上に被着される研磨性皮膜８はまた、３０ＧＰａ以上の弾性係数と６００ＨＶよりも大きな硬度とを有することが好ましい。
研磨性皮膜層は、熱溶射、焼結、電解法、蒸着、またはゾルゲル法などの知られている方法によって羽根の先端部上に被着されることができる。
研磨性皮膜層を金属で作られた羽根の先端部上に被着するのをし易くするために、下部層１０に頼ることもできる。例えば結合下部層１０は、ＭＣｒＡｌＹ（ＭはＮｉ、Ｃｏ、またはＮｉＣｏであることができる）によって、あるいはプラチナ・アルミニウム化物の皮膜によって構成されることができる。
図２Ａ〜図２Ｃ、図３Ａ〜図３Ｃ、および図４Ａ〜図４Ｂを参照して、本発明のロータ−ステータアセンブリの摩耗性皮膜を形成する材料層の微細構造の様々な実施形態についての説明が以下に続く。
図２Ａおよび図２Ｂはそれぞれ、写真の形態（目盛り：１μｍ）と図式の形態とにおける、主にジルコニアによって構成され、基材１４上に被着されたこのような層１２の第１の実施形態を示す。この実施形態では、多孔度（孔は黒色点１６によって表される）は細かいと言われる。即ち、これは５μｍ以下の大きさの孔によって構成され、層の厚みにわたるその分布において均一である。この例では、層内の多孔度の分布は単一モードである。
確認されるべきは、この層１２は、結合下部層１８を介して基材上に被着されることができることである。結合用下部層１８は、例えばＭＣｒＡｌＹ型（ＭはＮｉ、Ｃｏ、またはＮｉＣｏである）の合金を被着させること、またはプラチナ・アルミニウム化物皮膜などを被着させることによって形成される。
さらに、図２Ｃに示された第１の実施形態の変化形態では、ジルコニアの層１２は固体潤滑剤の粒子１７、例えば六方晶窒化ホウ素の粒子なども備える。このような粒子は、ロータとステータの接触中に羽根が動くのを容易にし、ロータとステータの間の力を制限する。
図３Ａから図３Ｃは、基材１４上に被着された、ロータ−ステータアセンブリの摩耗性皮膜を構成するのに適した層２０の第２の実施形態を示す。
この第２の実施形態では、層２０は、異なった微細構造を有するジルコニアの２つの層２０ａおよび２０ｂによって構成される。このように、研磨区域の傍に被着された層２０ａは大きな多孔度を有し（即ち２０％から５０％の範囲の空隙率を有し）、基材１４の傍に被着された層２０ｂは小さな多孔度（１０％から２０％程度）を有する。
このように、摩耗性皮膜としての役割を果たすために表面では大きな多孔度を有し、熱障壁としての役割を果たすために基材の傍ではより高密度の下部層を有する層が得られる。摩耗性皮膜の深さにわたる多孔度のこのような変化は、熱衝撃に対する皮膜の抵抗性を向上させ、熱サイクルに対するその抵抗性を向上させ、皮膜の絶縁力を増大させる働きをする（より効果的な熱障壁を実現する）。
確認されるべきは、この層２０は中間の結合下部層１８を介して基材上に被着されることができることである。
やはり確認されるべきは、２つの層２０ａおよび２０ｂのそれぞれにおいて、孔は好ましくは層の厚み全体に均一に分配されるということである。
さらに、この第２の実施形態の変化形態では、図３Ｃに示されるように、研磨区域の傍に被着された層２０ａは、皮膜の熱機械的挙動を向上させるように垂直方向の亀裂２２のアレイ（ミリメートル毎に少なくとも２つの亀裂）を有することができる。
図４Ａ〜図４Ｂは、基材１４上に被着された、ロータ−ステータアセンブリの摩耗性皮膜を構成するのに適した層２４の第３の実施形態を示す。
この第３の実施形態では、層２４は大きな多孔度を備えた（即ち２０％から５０％の範囲の空隙率を有する）ジルコニアの層によって形成される。
第１の実施形態と比較すると、この例の層内の多孔度の分布は２モードであり、即ち孔は「細」孔（即ち５μｍ以下の大きさを有する）と「中程度」孔（即ち１５μｍから５０μｍの範囲の大きさを有する）とに分配される。
図４Ａの写真では、細かい大きさの孔はこのように黒色区域２６によって表され、中程度の大きさの孔は黒色区域２８によって表される。確認されるべきは、孔の大きさに関わらず、層２４内の孔の分配のされ方は均一であるということである。
ロータ−ステータアセンブリの摩耗性皮膜を形成する層の様々な実施形態に共通の他の特性について以下に説明がなされる。
この摩耗性皮膜層は、好ましくは４ＧＰａから１０ＧＰａの範囲の弾性係数を有する。このような値は、皮膜に熱衝撃に対するより良好な抵抗性を与える。
やはり好ましくは、摩耗性皮膜層は表面ロックウェル硬度スケール（ＨＲ１５Ｙ）で７０から９５の範囲の硬さを有し、そのようにして充分な耐腐食性を保証すると同時に良好な摩耗性特徴を有することを可能にする。
さらに、摩耗性皮膜層は、好ましくは孔生成剤および固体潤滑剤を含む塊状粉末を熱溶射することによって被着されることができる。より細かい微細構造を得ることをし易くするナノメートル粉末の懸濁体を熱溶射することに頼ることも可能である。同様に、垂直方向の亀裂と、２０％よりも大きな空隙率とを備えた微細構造を得るように溶射条件を修正することが可能である。
孔生成剤および固体潤滑剤を用いて、または用いずにサブマイクロメータの微細構造を有する粉末を焼結することによる被着に頼ることもできる。焼結は、セラミックの溶融温度よりも低い温度で被着物を成形することで微細構造に対する調整を行うことを拡大するする。具体的には、微細構造は細かいものとして保たれることができ、多孔度は均一性の点と大きさおよび分布の点との両方で調整されることができる。
摩耗性皮膜層を被着するためにゾルゲル法に頼ることもできる。
図５および図６を参照して、先行技術の研磨性／摩耗性皮膜対（図５）と本発明による研磨性／摩耗性皮膜対（図６）とに対しての摩耗性および損耗のテストの結果について以下に説明が続く。
これらのテストは供給会社のＳｕｌｚｅｒ Ｉｎｎｏｔｅｃによって利用可能にされる種類のテストベンチを使用して実施された。知られているやり方で、このようなテストベンチは、研磨性皮膜層が自由端部に設けられた羽根を担持するロータと、摩耗性皮膜の試料を担持するプレートとの両方を備え、研磨性材料が摩耗性材料の中に侵入するのを可能にするようにプレートをロータに向けて動かすことが可能である。テストベンチは、テスト中に摩耗性皮膜を加熱する高速火炎発生器も有する。
テストは、ロータが毎秒４１０メートル（ｍ／ｓ）の速度で回転し、摩耗性皮膜が約１１００°Ｃの温度に加熱され、研磨性皮膜が毎秒約５０マイクロメートル（μｍ／ｓ）の速度で摩耗性皮膜の中へ侵入するという同じ条件下で実施された。
図５は、高密度ジルコニアで構成された従来技術の摩耗性皮膜３０（約１０％の空隙率）のテスト後の表面状態と、皮膜に接触した後の羽根３２の先端部（皮膜なし）の平面図とを示す。
この図では、羽根の先端部に高度の損耗が見られることが可能であり、ステータ上に被着された摩耗性皮膜では接触が不充分であると共に、羽根からステータに転移されている材料が存在する。
図６は、本発明による摩耗性皮膜３４のテスト後の表面状態と、本発明による研磨性皮膜３６の断面図とを示す。具体的には、このテストでは、使用された摩耗性皮膜３４は２５％から２８％の範囲の空隙率を有しており、細かな微細構造は、図３Ａおよび図３Ｂを参照して述べられた通り均一に分配された細孔と中程度孔とによって構成されていた（２モードの分布）。同様に、イットリウムで部分的に安定化されたジルコニアから作られた研磨性皮膜３６は約１０％の空隙率を有した。
図５と比較すると、この図では、ロータ上に被着された研磨性皮膜内で損耗が小さく、ステータ上に被着された摩耗性皮膜内で接触が良好であることが分かる。このことは、本発明によるロータ−ステータアセンブリの研磨性／摩耗性皮膜対に、摩耗度および損耗の点で良好な挙動をもたらす。

Claims (13)

  1. ガスタービンエンジン用のロータ−ステータアセンブリであって、
    研磨性皮膜を形成するセラミック材料の層（８）が先端部上に被着されたロータ（２）であって、前記層は主にジルコニアによって構成され、１５％以下の空隙率を有する、ロータ（２）と、
    ロータのまわりに配置され、ロータの先端部に面して摩耗性皮膜を形成するセラミック材料の層（６、１２、２０、２４）が設けられたステータ（４）であって、前記層は主にジルコニアによって構成され、５０マイクロメートル（μｍ）以下の大きさを有する孔を備えて、２０％から５０％の範囲の空隙率を有する、ステータ（４）とを備える、ロータ−ステータアセンブリ。
  2. 摩耗性皮膜層の多孔度が前記層内で均一に分配される、請求項１に記載のアセンブリ。
  3. 摩耗性皮膜層の多孔度が、５μｍ以下の大きさの孔を備えて単一モードの分布を有する、請求項１または請求項２に記載のアセンブリ。
  4. 摩耗性皮膜層の多孔度が、５μｍ以下の大きさの細孔と１５μｍから５０μｍの範囲の大きさの中程度孔とを備えて２モードの分布を有する、請求項１または請求項２に記載のアセンブリ。
  5. 摩耗性皮膜層（２０）が異なった空隙率を有する少なくとも２つの層部分（２０ａ、２０ｂ）から成る、請求項１から４のいずれか一項に記載のアセンブリ。
  6. 摩耗性皮膜層（２０）が垂直方向の亀裂（２２）を含む、請求項１から５のいずれか一項に記載のアセンブリ。
  7. 摩耗性皮膜層が、４ＧＰａから１０ＧＰａの範囲の弾性係数と７０ＨＲ１５Ｙから９５ＨＲ１５Ｙの範囲の硬度とを有する、請求項１から６のいずれか一項に記載のアセンブリ。
  8. 摩耗性皮膜層が、３０ＧＰａ以上の弾性係数と６００ＨＶよりも大きな硬度とを有する、請求項１から７のいずれか一項に記載のアセンブリ。
  9. 摩耗性皮膜層と研磨性皮膜層とを構成するジルコニアには、イットリウム、ガドリニウム、ジスプロシウム、または任意の他の正方相または立方相のジルコニアの安定剤が添加される、請求項１から８のいずれか一項に記載のアセンブリ。
  10. 摩耗性皮膜層が、熱溶射によって、焼結によって、またはゾルゲル法によってステータ上に被着される、請求項１から９のいずれか一項に記載のアセンブリ。
  11. 研磨性皮膜層が、熱溶射によって、焼結によって、電解法によって、蒸着法によって、またはゾルゲル法によってロータの先端部上に被着される、請求項１から１０のいずれか一項に記載のアセンブリ。
  12. ロータがタービンの羽根であり、ステータはタービンのケーシングである、請求項１から１１のいずれか一項に記載のアセンブリ。
  13. 請求項１から１２のいずれか一項による少なくとも１つのロータ−ステータアセンブリを含むガスタービンエンジン。
JP2015536199A 2012-10-11 2013-10-07 ガスタービンエンジン用のロータ−ステータアセンブリ Expired - Fee Related JP6290224B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1259704A FR2996874B1 (fr) 2012-10-11 2012-10-11 Ensemble rotor-stator pour moteur a turbine a gaz
FR1259704 2012-10-11
PCT/FR2013/052370 WO2014057194A1 (fr) 2012-10-11 2013-10-07 Ensemble rotor-stator pour moteur a turbine a gaz

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2015537139A true JP2015537139A (ja) 2015-12-24
JP6290224B2 JP6290224B2 (ja) 2018-03-07

Family

ID=47714219

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2015536199A Expired - Fee Related JP6290224B2 (ja) 2012-10-11 2013-10-07 ガスタービンエンジン用のロータ−ステータアセンブリ

Country Status (11)

Country Link
US (1) US10329928B2 (ja)
EP (1) EP2917502B1 (ja)
JP (1) JP6290224B2 (ja)
KR (1) KR102139395B1 (ja)
CN (1) CN104718349B (ja)
CA (1) CA2887901C (ja)
FR (1) FR2996874B1 (ja)
IN (1) IN2015DN03013A (ja)
PL (1) PL2917502T3 (ja)
RU (1) RU2647007C2 (ja)
WO (1) WO2014057194A1 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2021505810A (ja) * 2017-12-06 2021-02-18 サフラン・エアクラフト・エンジンズ ターボ機械内壁用特性勾配付コーティング
JP2022517824A (ja) * 2019-01-25 2022-03-10 ヌオーヴォ・ピニォーネ・テクノロジー・ソチエタ・レスポンサビリタ・リミタータ ロータブレードの周囲にシュラウドリングを有するタービン、及びタービン内の作動流体の漏出を制限する方法

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160305319A1 (en) * 2015-04-17 2016-10-20 General Electric Company Variable coating porosity to influence shroud and rotor durability
EP3332894A1 (de) * 2016-12-08 2018-06-13 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur herstellung eines gasturbinenbauteils
GB2557679A (en) * 2016-12-15 2018-06-27 Edwards Ltd Stator blade unit for a turbomolecular pump
DE102017207238A1 (de) * 2017-04-28 2018-10-31 Siemens Aktiengesellschaft Dichtungssystem für Laufschaufel und Gehäuse
US10294962B2 (en) * 2017-06-30 2019-05-21 United Technologies Corporation Turbine engine seal for high erosion environment
FR3074448B1 (fr) * 2017-12-06 2019-12-20 Safran Aircraft Engines Revetement a gradient de propriete pour paroi interne de turbomachine
US10662788B2 (en) 2018-02-02 2020-05-26 Raytheon Technologies Corporation Wear resistant turbine blade tip
US10662799B2 (en) 2018-02-02 2020-05-26 Raytheon Technologies Corporation Wear resistant airfoil tip
US11203942B2 (en) 2018-03-14 2021-12-21 Raytheon Technologies Corporation Wear resistant airfoil tip
US11346232B2 (en) 2018-04-23 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with abradable tip
US10995623B2 (en) 2018-04-23 2021-05-04 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite turbine blade with abrasive tip
EP3683406B1 (en) * 2019-01-18 2023-11-29 Ansaldo Energia Switzerland AG Abradable hybrid material, particularly for seal elements in gas turbines, and manufacturing method thereof
CN113623022A (zh) * 2021-07-30 2021-11-09 中国航发沈阳发动机研究所 一种具有易磨涂层的涡轮外环

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02196109A (ja) * 1989-01-25 1990-08-02 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービンのシュラウド構造
JPH0893402A (ja) * 1994-09-16 1996-04-09 Praxair St Technol Inc マクロクラック構造を有するジルコニア基材先端を備えたブレード及びその製造法
JP2005350341A (ja) * 2004-05-06 2005-12-22 United Technol Corp <Utc> 一体化セラミック／金属部材およびその作成方法
JP2006104577A (ja) * 2004-10-04 2006-04-20 United Technol Corp <Utc> セグメント化ガドリニアジルコニア被膜およびその形成方法、セグメント化セラミック被覆システムならびに被膜部品
JP2007327139A (ja) * 2006-06-08 2007-12-20 Sulzer Metco Us Inc 摩耗性を有するジスプロシア安定化ジルコニア
JP2008215347A (ja) * 2007-03-05 2008-09-18 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン構成要素およびガスタービンエンジン
JP2009228018A (ja) * 2008-03-19 2009-10-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遮熱コーティング材、これを備えたタービン部材及びガスタービン、並びに遮熱コーティング材の製造方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4289446A (en) * 1979-06-27 1981-09-15 United Technologies Corporation Ceramic faced outer air seal for gas turbine engines
US4936745A (en) * 1988-12-16 1990-06-26 United Technologies Corporation Thin abradable ceramic air seal
IN187185B (ja) * 1995-04-25 2002-02-23 Siemens Ag
US6190124B1 (en) * 1997-11-26 2001-02-20 United Technologies Corporation Columnar zirconium oxide abrasive coating for a gas turbine engine seal system
US20050129511A1 (en) * 2003-12-11 2005-06-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade tip with optimized abrasive
US20080145694A1 (en) * 2006-12-19 2008-06-19 David Vincent Bucci Thermal barrier coating system and method for coating a component
US9447503B2 (en) * 2007-05-30 2016-09-20 United Technologies Corporation Closed pore ceramic composite article

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02196109A (ja) * 1989-01-25 1990-08-02 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービンのシュラウド構造
JPH0893402A (ja) * 1994-09-16 1996-04-09 Praxair St Technol Inc マクロクラック構造を有するジルコニア基材先端を備えたブレード及びその製造法
JP2005350341A (ja) * 2004-05-06 2005-12-22 United Technol Corp <Utc> 一体化セラミック／金属部材およびその作成方法
JP2006104577A (ja) * 2004-10-04 2006-04-20 United Technol Corp <Utc> セグメント化ガドリニアジルコニア被膜およびその形成方法、セグメント化セラミック被覆システムならびに被膜部品
JP2007327139A (ja) * 2006-06-08 2007-12-20 Sulzer Metco Us Inc 摩耗性を有するジスプロシア安定化ジルコニア
JP2008215347A (ja) * 2007-03-05 2008-09-18 United Technol Corp <Utc> ガスタービンエンジン構成要素およびガスタービンエンジン
JP2009228018A (ja) * 2008-03-19 2009-10-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遮熱コーティング材、これを備えたタービン部材及びガスタービン、並びに遮熱コーティング材の製造方法

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2021505810A (ja) * 2017-12-06 2021-02-18 サフラン・エアクラフト・エンジンズ ターボ機械内壁用特性勾配付コーティング
JP7223759B2 (ja) 2017-12-06 2023-02-16 サフラン・エアクラフト・エンジンズ ターボ機械内壁用特性勾配付コーティング
JP2022517824A (ja) * 2019-01-25 2022-03-10 ヌオーヴォ・ピニォーネ・テクノロジー・ソチエタ・レスポンサビリタ・リミタータ ロータブレードの周囲にシュラウドリングを有するタービン、及びタービン内の作動流体の漏出を制限する方法
JP7285327B2 (ja) 2019-01-25 2023-06-01 ヌオーヴォ・ピニォーネ・テクノロジー・ソチエタ・レスポンサビリタ・リミタータ ロータブレードの周囲にシュラウドリングを有するタービン、及びタービン内の作動流体の漏出を制限する方法

Also Published As

Publication number Publication date
US10329928B2 (en) 2019-06-25
EP2917502A1 (fr) 2015-09-16
RU2015117610A (ru) 2016-12-10
RU2647007C2 (ru) 2018-03-13
WO2014057194A1 (fr) 2014-04-17
CN104718349B (zh) 2018-03-30
IN2015DN03013A (ja) 2015-10-02
PL2917502T3 (pl) 2019-12-31
CA2887901A1 (fr) 2014-04-17
CA2887901C (fr) 2020-09-15
FR2996874B1 (fr) 2014-12-19
US20150267544A1 (en) 2015-09-24
CN104718349A (zh) 2015-06-17
JP6290224B2 (ja) 2018-03-07
EP2917502B1 (fr) 2019-08-07
FR2996874A1 (fr) 2014-04-18
KR102139395B1 (ko) 2020-07-29
KR20150067359A (ko) 2015-06-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6290224B2 (ja) ガスタービンエンジン用のロータ−ステータアセンブリ
US9598973B2 (en) Seal systems for use in turbomachines and methods of fabricating the same
KR102630007B1 (ko) 터빈 틈새 제어 코팅 및 방법
US9511436B2 (en) Composite composition for turbine blade tips, related articles, and methods
US9260784B2 (en) Blade tip coating that can be rubbed off
CN105177392A (zh) 燃气涡轮机部件和用于制造燃气涡轮机部件的方法
US20190054537A1 (en) Method for manufacturing a turbine shroud for a turbomachine
Doleker et al. Comparison of oxidation behavior of shot-peened plasma spray coatings with cold gas dynamic spray coatings
EP2882551B1 (fr) Revetement en materiau abradable a faible rugosite de surface
US20210317584A1 (en) Method for manufacturing an abradable layer
Mohammad et al. Criteria for abradable coatings to enhance the performance of gas turbine engines
EP3611350B1 (en) Turbine abrasive blade tips with improved resistance to oxidation
US11225878B1 (en) Abradable composite material and method of making the same
CN108374171B (zh) 一种成分为(YSZ@Ni)7/(NiCoCrAlY)3抗循环氧化的热障涂层
JP2023554044A (ja) 熱的および研磨的に負荷をかけられるタービンブレードのためのコーティング

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20160907

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20170622

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20170704

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20170928

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20171005

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: 20180109

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20180207

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 6290224

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees