JP4322980B2 - ガス・タービン・エンジンのシール機構 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガス・タービン・エンジンにおける回転部材に施された摩耗コーティングに関し、より詳細には、クリアランス・ロスを最小にすることと回転部材の耐久性を改良することによって、エアシール研摩を高めるためのガス・タービン・エンジンの回転部材に施される摩耗コーティングに関する。
【0002】
【従来の技術】
ガス・タービン・エンジンは、エンジンの性能に不可欠な作動差圧を維持するための種々のロータリ・シール機構を一般的に有する。シール機構の一般的なタイプの一つには、固定されていて被研摩可能なシール面と摩擦関係に配置された、タービン・ブレードのような回転部材を含む。前記摩擦関係は、タービン・ブレードをバイパスする作動ガスの量を制限するシール面と、タービン・ブレードと、の間の微小な作動クリアランスを生じる。
【0003】
過大なクリアランスは、タービン・ブレードと、シール面と、の間に、不適切な大量の作動ガスが漏れることを許容してしまい、エンジン効率の減少になる。同様のシール機構は、圧縮機とタービン・セクションとの両方におけるガス・タービン・エンジンの内部側と外部側のエアシールとしても一般的に用いられる。望ましい微小で作動クリアランスを維持するために、回転部材、例えばタービン・ブレード、は、ペアをなしてシール面の研摩即ち切削が可能な研摩性末端部を一般的に有する。
【0004】
ガス・タービン・エンジンが組み付けられるときに、回転部材と、シール面と、の間に微小なクリアランスがある。エンジン運転中、シール面に対する摩擦と、上昇したエンジン温度と、遠心力のため、回転部材は、次第に伸長する。回転部材の研摩性末端部は、被研摩性シール面を研摩して、狭いクリアランスを形成する。ガス・タービン・エンジンに典型的にみられる圧力のサイクルと温度とに関連して、シール面と、研摩性末端部と、の間の意図的な接触は、シール面と研摩性末端部との両方に対する損傷や耐摩耗性の高い環境を生じる。
【0005】
シール面の浸食と破砕を制限し、これにより回転部材と、シール面と、の間の所望のクリアランスを維持するために、シール面は、比較的硬度があるが被研摩性の材料から一般的に製造される。例えば、フエルト金属、金属結合コーティング上にプラズマ・スプレーされたセラミック、窒化ボロン(BN)を含有するプラズマ・スプレーされたニッケル合金又はハニカム材料は、一般的にシール面材料である。回転部材が適切な研摩性末端部を有しないならば、ペアをなすシール面は、回転部材を実質的に摩耗させてしまう。前述のエンジン性能の低下とともに、回転部材、とりわけタービンと圧縮機ブレードは、修理したり、交換することが大変高価となるので、望ましくない。
【0006】
結果として、研摩性末端部を形成するのに用いられている前記材料は、ペアをなすシール面に比べて、一般的に、より硬い。例えば、アルミナ(Al2O3)(酸化ジルコニウム(Zr2O3)により強化された酸化アルミニウムを含む)と、電気メッキされた立方晶窒化ボロン(cBN)と、タングステン炭化コバルト(WC−Co)と、炭化シリコン(SiC)と、窒化シリコン(Si3N4)(金属マトリックスに共スプレーされた窒化シリコン粗粒を含む)と、酸化イットリウムによって安定化されたプラズマ・スプレーされた酸化ジルコニウム(Y2O3−Zr2O3)は、いくつかの用途における研摩性末端部に用いられている。より一般的な研摩性末端部としては、末端部キャップ、スプレーされた研摩性末端部、電気メッキされたcBN末端部の3つが挙げられる。
【0007】
末端部キャップは、摩耗粗粒と金属マトリックスを満たされた超合金の“ボート”を含む。前記摩耗粗粒は、炭化シリコン、窒化シリコン、酸化窒化シリコンアルミニウム(SiAlON)、さらにこれら材料の混合物であっても良い。前記金属マトリックスは、イットリウム、ハーフニウム、チタン、モリブデン、又はマンガンのような反応性の金属を含む、ニッケル、コバルト、又は鉄ベースの超合金であっても良い。前記“ボート”は、一過性液相結合技術(transient liquid phase bonding techniques)を用いて、タービン・ブレードのような回転部材の末端部に結合されている。末端部キャップと一過性液相結合技術とは、ポロニズ等による米国特許第3,678,570号、デュバル等による米国特許第4,038,041号、米国特許第4,122,992号、シルケ等による米国特許第4,152,488号、ジョンソン等による米国特許第4,249,913号、シャエファー等による米国特許第4,735,656号、ルッツ等による米国特許第4,802,828号に記載されている。
【0008】
末端部キャップは、いろいろな商業的用途に用いられているとはいえ、ブレード末端部に設置するのには、高価であり、設置に多少の困難を伴い得る。スプレーされた研摩性末端部としては、金属マトリックスによって取り囲まれる窒化シリコン又は炭化シリコンの摩耗粗粒をコーティングした酸化アルミニウムを一般的に含み、前記マトリックスは、粗粒が露出するように腐食で除去される。このような末端部は、イートン等による米国特許第4,610,698号、シルケ等による米国特許第4,152,488号、ジョンソン等による米国特許第4,249,913号、ヴォンテル等による米国特許第4,680,199号、パイクによる米国特許第4,468,242号、コンディット等による米国特許第4,741,973号、マタルース等による米国特許第4,744,725号に、記載されている。
【0009】
【発明が解決しようとする課題】
スプレーされた研摩性末端部に対しては、プラズマ・スプレーされたセラミック・コーティング又は、金属コーティングしたシールとともに、用いられる。スプレーされた研摩性末端部は、いろいろなエンジンにうまく用いられているとはいえ、これらは、製造するのが困難であり、新しいエンジン機構は、末端部から末端部までの摩耗粗粒の分布においていくつかの変型を示し得る。その上、スプレーされた研摩性末端部の耐久性は、予期される将来の用途に充分ではなくなるおそれもある。
【0010】
電気メッキされたcBN摩耗ブレード末端部は、電気メッキされた金属マトリックスによって取り囲まれる複数のcBN粗粒を一般に含む。前記マトリックスは、ニッケル、MCrAlY(Mは鉄、ニッケル、コバルト、又はニッケルとコバルトとの混合物、又は他の金属又は合金をあらわす。)であっても良い。cBNは、ダイアモンド以外の他のどの金属粗粒よりも硬いので、立方晶窒化ボロン末端部は、優れた研摩物である。
【0011】
電気メッキされたcBN末端部は、比較的低温の環境(すなわち、約1,500゜F(815℃)未満)である圧縮機の用途に良く適合している。しかしながら、タービン・セクション内がより高温になればなるほど、前記cBN粗粒とおそらく金属マトリックスでさえも酸化し得るので、同様の末端部は、タービンの用途での寿命が制約されるであろう。電気メッキされたcBN末端部は、スプレーされた研摩性末端部よりも製造するのが、一般的にあまり費用がかからないとはいえ、前記技術は、これらの実施を困難なもの、費用のかかるものにしがちである。
【0012】
それゆえに、産業界は、今日使用されているものよりも製造するのが、より安価であり、より耐久性があり、高度に摩耗のあるガス・タービン・エンジンのシール機構のための研摩性末端部を必要とする。
【0013】
【課題を解決するための手段】
本発明は、ガス・タービン・エンジンのシール機構のための研摩性末端部に関するものであり、前記機構は、今日使用されているものよりも製造するのが、より安価であり、より耐久性があり、高度に摩耗性がある。
【0014】
本発明の一実施形態において、固定側の非研摩性シール面へ摩擦関係にある研摩性末端部を備えた回転部材を有するガス・タービン・エンジンのシール機構を含む。研摩性末端部は、被研摩性シール面を研摩し得るように被研摩性シール面よりも硬く、回転部材上の、実質的に粗粒の無い面上に直接被覆された酸化ジルコニウム摩耗コーティングを含む。酸化ジルコニウム摩耗コーティングは、柱状構造を有しており、酸化ジルコニウムと約3重量%から約25重量%の安定剤を含む。前記安定剤は、酸化イットリウム又は、酸化マグネシウム又は、酸化カルシウム又は、これらの材料の混合物から選ばれ得る。
【0015】
また、本発明の他の実施形態では、研摩性末端部は、回転部材上の実質的に粗粒の無い面上に被覆された金属結合コーティングと、前記金属結合コーティングに設けられた酸化アルミニウム層と、前記酸化アルミニウム層上に被覆された柱状構造を有する酸化ジルコニウム摩耗コーティングと、を含み、前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングは、酸化ジルコニウムと、約3重量%から約25重量%の安定剤と、を含み、前記安定剤は、酸化イットリウムと、酸化マグネシウムと、酸化カルシウムと、これらの材料の混合物のうちから選ばれる得る。
【0016】
さらに、本発明の別の実施形態では、研摩性末端部を有したナイフエッジ又は、ガス・タービン・エンジン・ブレードを含む。
【0017】
前記研摩性末端部は柱状構造を有した酸化ジルコニウム摩耗コーティングを含み、前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングは、酸化ジルコニウムと、約3重量%から約25重量%の安定剤を含み、前記安定剤は、酸化イットリウムと、酸化マグネシウムと、酸化カルシウムと、これらの材料の混合物のうちから選ばれ得る。
【0018】
本発明のこれら或いは他の特徴と利点は、図面とともに後述の記述によってより明白になるであろう。
【0019】
【発明の実施の形態】
本発明の研摩性末端部は、回転と固定の部材間のクリアランスを狭く維持することが求められる耐摩耗性の高いガス・タービン・エンジンの用途に用いられ得る。例えば、本発明は、摩耗タービンや、圧縮機のブレード末端部や、タービンや、圧縮機のナイフエッジ部としての利用に個別に適応されている。本発明の摩耗ブレード末端部やナイフエッジ部は、内部側又は外部側のエアシールを形成するため、適合した被研摩性シール面とともに用いられ得る。
【0020】
図1は、圧縮機部4とタービン部6を含む一般的なガス・タービン・エンジン2を示す。圧縮機部4は、圧縮機ケース10の内部側に設けられた圧縮機ロータ8を含む。複数の圧縮機ブレード12(エンジン内の回転部材の一つ)は、ロータ8に装着され、複数の圧縮機のステータ(固定子)は、圧縮機ブレード12間に設けられる。同様に、タービン部6は、タービン・ケース18の内側に設けられたタービン・ロータ16を含む。複数のタービン・ブレード20(エンジン内の別の回転部材の一つ)は、ロータ16に装着され、複数のタービン・ベーン22は、タービン・ブレード20間に設けられる。
【0021】
図2は、圧縮機部4に係る外部側エアシール24と内部側エアシール26とを示す。それぞれの外部側エアシール24は、外部側被研摩性シール面30と摩擦関係にある圧縮機ブレード12の端末に設けられた研摩性末端部28を含む。この用途の目的のために、エンジンが組み付け後に起動される少なくとも一回、両者間のクリアランスが、前記2つの構成部間で直接接触可能であるときに、2つの構成部は、摩擦関係にある。それぞれの内部側エアシール26は、圧縮機ステータ14に設けられた内部側の被研摩性シール面36と摩擦関係にある圧縮機ナイフエッジ部34の端末部に設けられている研摩性末端部32を含む。当業者であれば、上述までの内容と同様になりうる外部側と内部側のエアシールが、圧縮機部4に付加された他のエンジン部やタービン部6において用いられ得ることが理解される。
【0022】
図3は、本発明の研摩性末端部28を有した本発明のタービン・ブレード20を示し、前記研摩性末端部は、タービン・ブレード20の端末40上に被覆された金属結合コーティング38と、前記結合コーティング38上のアルミナ(Al2O3)層42と、前記アルミナ層42上に被覆された酸化ジルコニウム摩耗コーティング44とを含む。本発明の研摩性末端部は、図示の回転部材上へ直接被覆されることも可能であり、前記回転部材の表面に拡散され或いはアンダーコーティングして被覆されることも可能である。例えば、本発明の研摩性末端部は、回転部材の表面に拡散されたアルミニウム化合物コーティングにわたって被覆され得る。
【0023】
しかしながら、本発明の研摩性末端部は、粗粒の摩耗機能の重複を避けるためや、前記構成部にさらにコストをかけるのを避けるために実質的に摩耗粗粒の無い面に施されるべきである。ナイフエッジ部34上の研摩性末端部32は、上述同様に構成され得る。どちらのケースにおいても、本発明の研摩性末端部28、32に施されている前記回転部材(すなわち、タービン・ブレード20、圧縮機ブレード12、圧縮機ナイフエッジ部34又はタービン・ナイフエッジ部(図示せず))は、一般的に、ニッケルベース又はコバルトベースの超合金又は、チタン合金を含む。
【0024】
図3には、金属結合コーティング38を含む本発明の研摩性末端部28を示しているが、前記金属結合コーティングを用いない構成をとることも可能であり、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44が、結合コーティング38なしに施されている回転部材にしっかりと付着するのであれば、前記結合コーティングは除去されても良い。結合コーティングなしで用いるならば、酸化アルミニウム層42に匹敵する付着酸化アルミニウム層を形成可能な合金から前記回転部材を作ることが望まれる。上記合金の一例は、5.0Cr−10Co−1.0Mo−5.9W−3.0Re−8.4Ta−5.65Al−0.25Hf−0.013Y、残部Niの公称組成比を有している。
【0025】
ほとんどの用途において、結合コーティング38は、研摩性末端部28、32と、回転部材と、の間に確実な付着を提供することに好ましく、また、酸化アルミニウム層42を形成するための確実な表面を提供することに好ましく、前記結合コーティングは、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44を施している。結合コーティング38を適切に選択することで、結合コーティング38からの酸化ジルコニウム摩耗コーティングの破砕と、エンジン操作中の全体の研摩性末端部28、32の破砕とが、抑制あるいは阻止される。
【0026】
酸化ジルコニウム摩耗コーティング44又は操作中の全体の摩擦材端部28、32の破砕は、回転部材と、被研摩性シール面と、の間の増加する作動クリアランスにより、回転部材の耐久性を減じ得て、エンジン性能を害し得る。
【0027】
本発明の金属結合コーティング38は、ガス・タービン・エンジンの回転部材と、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44と、の間の耐久性のある結合が形成できる周知の如何なる金属であっても良い。上記材料は、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44への確実な結合をもたらす酸化アルミニウムの付着層を形成するために充分なアルミニウムを一般的に含む。例えば、金属結合コーティング38は1種以上の貴金属を含有するアルミニウム化合物を含む拡散アルミニウム化合物よりなり、即ち、ニッケルアルミニウム合金又は、MCrAlY(Mは、鉄又は、ニッケル又は、コバルト又は、ニッケルとコバルトとの混合物である。)である。
【0028】
この用途での使用に関して、 前記MCrAlYという語句は、Si、Hf、Ta、Re又は、周知の貴金属などのような付加要素を含む構成物をも包含する。前記MCrAlYもまた、拡散アルミニウム化合物の層を含むことが可能で、とりわけ、1以上の貴金属を含むアルミニウム化合物である。より好ましくは、金属結合コーティング38は、公称組成比Ni−22Co−17Cr−12.5Al−0.25Hf−0.4Si−0.6YのMCrAlYを含むであろう。前記構成物は、グプタ等による米国特許(特許番号第4,585,481号及び訂正番号第32,121号)の双方に、より詳細に記述されている。
【0029】
金属結合コーティング38は、材料を被覆するための周知の何らかの方法によって被覆されればよい。例えば、前記結合コーティングは、低圧プラズマ・スプレー法(LPPS)、エアー・プラズマ・スプレー法(APS)、電子ビーム物理蒸着法(EB−PVD)、電子プレート法(electroplating)、カソード・アーク法(cathodic arc)など、他の方法によって被覆され得る。金属結合コーティング38は、充分に厚い回転部材に施されて、回転部材と、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44と、の間に大きな結合力を与え、また、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44に発生するクラックが回転部材に拡がっていくのを防止する。
【0030】
ほとんどの用途において、金属結合コーティング38は、約1mil(25μm)から約10mil(250μm)の厚さである。好ましくは、結合コーティング38は、約1mil(25μm)から約3mil(75μm)の厚さである。金属結合コーティング38を被覆した後に、付着の間に発生し得る間隙部や先端部を塞ぐために結合コーティング38をピーニングすることが望まれ、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44を受容する結合コーティング38を準備するために他の機械的操作や研削操作を実行する必要があろう。
【0031】
酸化アルミニウム層42は、時おり熱成長酸化物として記述されているのだが、均一層や付着層を生み出す如何なる方法によってでも、金属結合コーティング38や回転部材の上に形成され得る。金属結合コーティング38に関しては、酸化アルミニウム層42は、任意である。しかしながら、好ましくは、研摩性末端部28は、酸化アルミニウム層42を含む。例えば、酸化アルミニウム層42は、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44の使用以前の高温状態での金属結合コーティング38あるいは回転部材におけるアルミニウムの酸化によって形成され得る。それとは別に、酸化アルミニウム層42は、化学的蒸着法又は他の好適な周知の付着法によって被覆され得る。現時点においても、酸化アルミニウム層42の厚さは、その密度と均質性に大きく依存し得る。
【0032】
好ましくは、酸化アルミニウム層42は、約0.004mil(0.1μm)から約0.4mil(10μm)の厚さである。 酸化ジルコニウム摩耗コーティング44は、酸化イットリウム(Y2O3)又は、酸化マグネシウム(MgO)又は、酸化カルシウム(CaO)又は、これらの混合物のような安定剤と、酸化ジルコニウムとの混合物を含む。酸化イットリウムは、好ましい安定剤である。酸化ジルコニウム摩耗コーティング44は、特定のガス・タービン・エンジンにおいて得られるような動作温度範囲にわたって好ましくない酸化ジルコニウムの相変化を防ぐのに充分な酸化剤を含む。すなわち、前記相変化とは、好ましい正方結晶構造や立体結晶構造からあまり好ましくない単斜結晶構造への変化である。
【0033】
好ましくは、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44は、酸化ジルコニウムと、約3重量%から約25重量%の酸化イットリウムからなる。最も好ましくは、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44は、使用温度範囲に応じて、約6重量%から約8重量%の酸化イットリウム又は、約11重量%から約13重量%の酸化イットリウムを含む。
【0034】
図4に示すように、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44は、摩耗コーティング全体に均質に分散した複数の柱状セグメントを有し、その結果、摩耗コーティングに施されている面に対して垂直な前記摩耗コーティングの横断面は、一般的な物理的蒸着コーティングの柱状微小構造をあらわす。前記柱状構造の長さが、酸化ジルコニウム摩耗コーティング44の全厚となるようにされている。このようなコーティングは、ウリオン等による米国特許第4,321,310、ストラングマンによる米国特許第4,321,311号及び第4,401,697号及び第4,405,659号、第4,405,659号、ウリオン等による米国特許第4,405,660号及び第4,414,249号及び第5,262,245号の全ての公報に記載がなされている。
【0035】
いくつかの用途においては、ブレード20のプラットホーム48又は翼型面46上の熱防護コーティングとしての研摩性末端部38のために使用されるのと同一のコーティングを実質的に施すことが、望まれ得る。酸化ジルコニウム摩耗コーティング44は、EB−PVD又は、柱状コーティング構造を被覆するための周知である他の如何なる物理的蒸着方法によっても被覆され得る。好ましくは、本発明の摩耗コーティング44は、技術者とEB−PVD機器の利用性との要請からEB−PVD法が施されるであろう。
【0036】
上述のように、摩耗コーティング44は、金属結合コーティング38を覆って施されるか、又は、回転部材に直接に施され、両方のケースとも、好ましくは、酸化アルミニウム層42の結合を伴い得る。どちらのケースにおいても、摩耗コーティング44は、前記摩耗コーティングが施される表面に大きな結合力を与えるに充分な厚さが施されるべきである。ほとんどの用途にとって、摩耗コーティング44は、約5mil(125μm)から約50mil(1,250μm)の厚さであろう。好ましくは、摩耗コーティング44は、約5mil(125μm)から約25mil(625μm)の厚さである。
【0037】
タービンや圧縮機ブレードに施されるときには、設置された圧縮機やタービン・ロータのアッセンブリ研削を許容するために、比較的厚い摩耗コーティング44が望まれ得る。アッセンブリ研削は、被覆工程において耐久性のために、コーティングの厚さの改善における微小の変化量の補正をするためにブレード末端部から多少の摩耗コーティング44を除去する。比較的厚い摩耗コーティング44とともに開始することは、実質的に円形のロータを作り出すためのアッセンブリ研削手順を可能にし、同時に、充分に厚い最終的な摩耗コーティング44を保全することは、シール面を確実に研摩する。
【0038】
本発明の被研摩性シール面30、36は、ガス・タービン・エンジンの環境に良い適合性を備えた、周知のいかなる材料からも含まれ得て、摩耗コーティング44によって研摩され得る。また、このシール面は、実質的にグリッドがない、即ち粒子または粗粒を含まない。高圧タービン用途に関して、好ましい被研摩性シール材料は、金属結合コーティング(公称組成比、5.0Cr−10Co−1.0Mo−5.9W−3.0Re−8.4Ta−5.65Al−0.25Hf−0.013Y、残部Ni)と、多孔性のセラミック層(公称構成比、約7重量%の酸化イットリウムを含み安定化された酸化ジルコニウム)とを含む。
【0039】
前記結合コーティングは、プラズマ・スプレー法又は、高速オキシフエル被覆法(high velocity oxy-fuel deposition)のどちらによってでも、施され得る。セラミック層は、プラズマ・スプレーする約88重量%から約99重量%のセラミック・パウダーと約1重量%から約12重量%の芳香族ポリエステル樹脂の混合材によって被覆され得る。その後、前記セラミック層のポリエステル樹脂は、焼き出されて、多孔性構造が形成される。高圧圧縮機の用途のために、好ましい被研摩性シール材料は、ニッケルベースの超合金結合コーティングと、ニッケルベースの超合金,(公称組成比、9Cr−9W−6.8Al−3.25Ta−0.02C、残部、Niと耐酸化性増強剤の微量成分)と、表面コーティングへの窒化ボロンとの組合わせを含む。前記結合コーティングは、急速凝固率法(rapid solidification rate method)によって得れた粉末をプラズマ・スプレーすることによって形成され得る。前記表面コーティングは、前記結合コーティング粉末と窒化ボロン粉末との混合材をプラズマ・スプレーすることによって形成され得る。
【0040】
別の実施可能な被研摩性シール材料は、金属結合コーティング(公称組成比、Ni−6Al −18.5Cr)、金属/セラミック中間(graded)層(公称組成比、Co−23Cr−13Al−0.65Y/酸化アルミニウム)、緻密なセラミック中間層(公称組成比、約20重量%の酸化イットリウムによって安定化された酸化アルミニウム/酸化ジルコニウム)、さらに、多孔性セラミック層(公称組成比、約7重量%の酸化イットリウムによって安定化された酸化ジルコニウム)、の層を含むプラズマ・スプレーされた中間組成のセラミック材料を含む。これら中間層(graded layer)は、傾斜的に組成を変えるためのものである。他の実施可能なシール面の材料は、フエルト金属(felt metal)とハニカム材料とを含む。好適なシール面の材料は、ボスハート等による米国特許第4,481,237号、ボスハート等による米国特許第4,503,130号、グプタ等による米国特許第4,585,481号、マタルース等による米国特許第4,588,607号、バイン等による米国特許第4,936,745号、シレオ等による米国特許第5,536,022号、グプタ等による米国訂正特許第32,121号の全てに記述されている。後述の実験例は、本発明の技術的範囲を限定するものではない。
【0041】
実験例
本発明の柱状酸化ジルコニウムの研摩性末端部を従来の被覆技術によって、0.25インチ(0.64cm)×0.15インチ(0.38cm)の長方形状の摩擦リグ試料に形成した。前記末端部は、公称組成比、Ni− 22Co−17 Cr−12.5Al−0.25Hf−0.4Si−0.6Yより構成される厚さ約3mil(75μm)の低圧プラズマ・スプレーの金属結合コーティングを含む。被覆の後、前記金属結合コーティングは、約1,975゜F(1,079゜C)にて拡散熱処理され、重力補助ショット・ピーニング法(gravity assist shot peening)によって、ピーニングされた。厚さ約0.04mil(1μm)のTGO層を、従来手段によって、結合コーティングの表面上に成長させた。最終的に、7重量%の酸化イットリウムによって安定化された酸化ジルコニウムより構成される約5mil(125μm)の柱状セラミックが、従来の電子ビーム物理蒸着方法(electron beam physical vapor deposition process)によって形成された。
【0042】
前記コーティングされた試料は、シール材料と対向した摩擦リグの中へ配置され、前記シール材料は、 Ni−6Al −18.5Cr金属結合コーティングと、 Co−23Cr−13Al−0.65Yと酸化アルミニウムとからなる中間層と、安定剤として約20重量%の酸化イットリウムを含む酸化アルミニウムと酸化ジルコニウムとの緻密なセラミック中間層と、さらに、安定剤として酸化イットリウムを約7重量%を含む酸化ジルコニウム多孔性セラミック層との積層を構成した。前記摩擦リグは、雰囲気温度におけるシール面とともに起動され、1,000ft/s(305m/s)の末端部の速度と、前記末端部とシール面と、の間における10mil/s(254μm/s)の相互作用率とを生じるために操作される。前記試験は、前記端末部が20mil(508μm)の深さに到達するまで行われた。いったん、所望の深さに到達すれば、前記摩擦リグは、停止させられ、試料は、前記端末部とシール面の摩耗量を決定するための分析のため採取された。
【0043】
テスト結果を表1に示す。
【0044】
【表1】
前記直線摩耗量(W/I)は、前記回転部材から採取した摩耗端末部の直線量の、回転部材と固定部材とから共に採取した材料の直線量の合計に対する比である。W/I値が低くなればなるほど、研摩性末端部は、シール部材をより確実に研摩する。前記W/I比は、ブレード末端部の摩耗量を解析するための簡易かつ、有用な方法とはいえ、前記W/I比は、摩擦リグに用いられているシール面と試料の幾何学形状に依存してしまう。別の摩耗量の計測方法、すなわち、体積摩耗比(VWR)は、試料とシール面の幾何学形状に依存しない。VWRは、研摩性末端部の損失体積の、摩擦発生の間中に採取されたシール・コーティングの体積に対する比である。同様に、この比が低くなればなるほど、研摩性末端部は、シール部材をより確実に研摩することを示す。
【0045】
表2は、実験例1にて用いたのと同じシール面材料に対して摩擦されたときの、VWR試験結果と、従来技術の酸化アルミニウム末端部の値の比較であり、前記酸化アルミニウムは、酸化ジルコニウム、共スプレーのブレード末端部、スプレーされた研摩性末端部、cBN電気メッキされた末端部を含有し強化されされている。
【0046】
【表2】
摩擦リグ試験では、本発明の柱状酸化ジルコニウムの研摩性末端部は、電気メッキcBNされた末端部と同程度にまで良い結果は得られなかったが、本発明の末端部は、従来技術の末端部よりも確実に、より良い結果を得た。さらに、柱状酸化ジルコニウムの研摩性末端部は、cBN末端部よりも数々の利点を提供する。
【0047】
例えば、本発明の末端部は、酸化問題は起きにくい。
【0048】
柱状酸化ジルコニウムの研摩性末端部も、ブレードの翼型とプラットホーム上にEB−PVD温度防護コーティングとともに用いたときに、製造工程を簡略化できる。前述の製造工程の簡略化と同時に、他の研摩性末端部構造のための同様のデータと比較して、末端部域のコーティングと末端部との両方の一貫性を改善する。
【0049】
本発明は、詳細な説明に示された特定の実施形態に限定されない。
【0050】
請求範囲の発明の技術的思想を逸脱しない範囲内において、様々な変更や最適化が為され得る。
【図面の簡単な説明】
【図1】ガス・タービン・エンジンの切り欠き部を有した断面図である。
【図2】本発明の圧縮機に係る外部側と内部側のエア・シールに関する部分図である。
【図3】本発明の研摩性末端部を有するタービン・ブレードの斜視図である。
【図4】本発明の研摩性末端部の柱状構造に関する拡大図である。
【符号の説明】
20…タービン・ブレード
28…研摩性末端部
38…金属結合コーティング
40…タービン・ブレード末端部
42…酸化アルミ層
44…酸化ジルコニウム摩耗コーティング
46…翼型面
48…プラットホーム
Claims (20)
- 固定側の被研摩性シール面へ摩擦関係に設けられた研摩性末端部を備えた回転部材を有し、
前記研摩性末端部は、前記被研摩性シール面を研摩することが可能となるように、前記被研摩性シール面よりも硬度のある材質を含むガス・タービン・エンジンのシール機構であって、
前記研摩性末端部は、前記回転部材上の実質的に粗粒の無い面上に被覆された金属結合コーティングと、前記金属結合コーティングに設けられた酸化アルミニウム層と、前記酸化アルミニウム層上に被覆された柱状構造を有する酸化ジルコニウム摩耗コーティングと、を含み、
前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングは、酸化ジルコニウムと、約3重量%から約25重量%の安定剤とを含み、
前記安定剤は、酸化イットリウム、酸化マグネシウム、酸化カルシウム、これらの材料の混合物のうちから選ばれることを特徴とするガス・タービン・エンジンのシール機構。 - 前記金属結合コーティングは、拡散アルミニウム化合物、即ち、ニッケルとアルミニウムとによる合金、又は、MCrAlY(Mは、ニッケル、コバルト、鉄、又は、ニッケルとコバルトとの混合物)を含むことを特徴とする請求項1記載のシール機構。
- 前記回転部材は、タービン・ブレードであることを特徴とする請求項1記載のシール機構。
- 前記タービン・ブレードは、翼型部とプラット・ホーム部とを有し、
前記翼型部と、前記プラット・ホーム部との一方又は、その両方は、少なくとも部分的に、実質的に同一の構成を有する柱状熱防護コーティングが、前記研摩性末端部としてコーティングされていることを特徴とする請求項3記載のシール機構。 - 前記回転部材は、タービン・ロータに設けられたタービン・ロータ・ナイフエッジであり、
前記被研摩性シール面は、内部側のエアシールを形成するためにタービン・ベーンに設けられることを特徴とする請求項1記載のシール機構。 - 前記回転部材は、圧縮機ブレードであることを特徴とする請求項1記載のシール機構。
- 前記回転部材は、圧縮機ロータに設けられた圧縮機ロータ・ナイフエッジであり、
前記被研摩性シール面は、内部側のエアシールを形成するための圧縮機ステータに設けられることを特徴とする請求項1記載のシール機構。 - 固定側の被研摩性シール面へ摩擦関係に設けられた研摩性末端部を備えた回転部材を有し、
前記研摩性末端部は、前記被研摩性シール面を研摩することが可能であり、
前記被研摩性シール面よりも硬度のある材質を含むガス・タービン・エンジンのシール機構であって、
前記研摩性末端部は、柱状構造を有する酸化ジルコニウム摩耗コーティングを含み、
前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングは、酸化ジルコニウムと、約3重量%から約25重量%の安定剤と、を含み、
前記安定剤は、酸化イットリウム、酸化マグネシウム、酸化カルシウムと、これらの材料の混合物と、のうちから選ばれ、かつ、前記研摩性末端部は、前記回転部材上の実質的に粗粒の無い面上に被覆されることを特徴とするガス・タービン・エンジンのシール機構。 - 前記研摩性末端部は、前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングと、前記回転部材と、の間に設けられた酸化アルミニウム層を、さらに含むことを特徴とする請求項8記載のシール機構。
- 前記回転部材は、タービン・ブレードであることを特徴とする請求項8記載のシール機構。
- 前記タービン・ブレードは、翼型部とプラット・ホーム部とを有し、
前記翼型部又は、前記プラット・ホーム部又は、その両方は、少なくとも部分的に、前記研摩性末端部について同一の構成を有する柱状熱防護コーティングによってコーティングされることを特徴とする請求項10記載のシール機構。 - 前記回転部材は、タービン・ロータに設けられたタービン・ロータ・ナイフエッジであり、
前記被研摩性シール面は、内部側のエアシールを形成するためにタービン・ベーンに設けられることを特徴とする請求項8記載のシール機構。 - 前記回転部材は、圧縮機ブレードであることを特徴とする請求項8記載のシール機構。
- 前記回転部材は、圧縮機ロータに設けられた圧縮機ロータ・ナイフエッジであり、
前記被研摩性シール面は、内部側のエアシールを形成するための圧縮機ステータに設けられることを特徴とする請求項8記載のシール機構。 - 研摩性末端部を有するガス・タービン・エンジンのブレードであって、
前記研摩性末端部は、柱状構造を有する酸化ジルコニウム摩耗コーティングを含み、
前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングは、酸化ジルコニウムと、約3重量%から約25重量%の安定剤と、を含み、
前記安定剤は、酸化イットリウム、酸化マグネシウム、酸化カルシウムと、これらの材料の混合物とのうちから選ばれることを特徴とするガス・タービン・エンジンのブレード。 - 前記研摩性末端部は、拡散アルミニウム化合物、即ち、ニッケルとアルミニウムによる合金、又は、MCrAlY(Mは、ニッケル、コバルト、鉄、又は、ニッケルとコバルトとの混合物)より構成される金属結合コーティングを、さらに含み、
該金属結合コーティングは、前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングと、前記ブレードと、の間に設けられることを特徴とする請求項15記載のブレード。 - 前記研摩性末端部は、前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングと、前記ブレードと、の間に設けられた酸化アルミニウム層を、さらに含むことを特徴とする請求項15記載のブレード。
- 研摩性末端部を有するガス・タービン・エンジンのナイフエッジであって、
前記研摩性末端部は、柱状構造を有する酸化ジルコニウム摩耗コーティングを含み、
前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングは、酸化ジルコニウムと、約6重量%から約20重量%の安定剤と、を含み、
前記安定剤は、酸化イットリウムと、酸化マグネシウムと、酸化カルシウムと、これらの材料の混合物との一群から選ばれることを特徴とするガス・タービン・エンジンのナイフエッジ。 - 前記研摩性末端部は、拡散アルミニウム化合物、即ち、ニッケルとアルミニウムによる合金、又は、MCrAlY(Mは、ニッケル、コバルト、鉄、又は、ニッケルとコバルトとの混合物)より構成される金属結合コーティングを、さらに含み、
該金属結合コーティングは、前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングと、前記ナイフエッジと、の間に設けられることを特徴とする請求項18記載のナイフエッジ。 - 前記研摩性末端部は、前記酸化ジルコニウム摩耗コーティングと、前記ナイフエッジと、の間に設けられた酸化アルミニウム層を、さらに含むことを特徴とする請求項18記載のナイフエッジ。
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US6930066B2 (en) * | 2001-12-06 | 2005-08-16 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Highly defective oxides as sinter resistant thermal barrier coating |
DE59907046D1 (de) * | 1998-10-22 | 2003-10-23 | Siemens Ag | Erzeugnis mit wärmedämmschicht sowie verfahren zur herstellung einer wärmedämmschicht |
US20040124231A1 (en) * | 1999-06-29 | 2004-07-01 | Hasz Wayne Charles | Method for coating a substrate |
DE19937577A1 (de) | 1999-08-09 | 2001-02-15 | Abb Alstom Power Ch Ag | Reibungsbehaftete Gasturbinenkomponente |
US7150922B2 (en) * | 2000-03-13 | 2006-12-19 | General Electric Company | Beta-phase nickel aluminide overlay coatings and process therefor |
US6340500B1 (en) | 2000-05-11 | 2002-01-22 | General Electric Company | Thermal barrier coating system with improved aluminide bond coat and method therefor |
US6755619B1 (en) * | 2000-11-08 | 2004-06-29 | General Electric Company | Turbine blade with ceramic foam blade tip seal, and its preparation |
DE10140742B4 (de) * | 2000-12-16 | 2015-02-12 | Alstom Technology Ltd. | Vorrichtung zur Dichtspaltreduzierung zwischen einer rotierenden und einer stationären Komponente innerhalb einer axial durchströmten Strömungsmaschine |
JP3801452B2 (ja) | 2001-02-28 | 2006-07-26 | 三菱重工業株式会社 | 耐摩耗性コーティング及びその施工方法 |
KR100868392B1 (ko) * | 2001-03-02 | 2008-11-11 | 메소퓨얼 인코포레이티드 | 암모니아에 근거한 수소발생장치 및 사용방법 |
US7867300B2 (en) * | 2001-03-02 | 2011-01-11 | Intelligent Energy, Inc. | Ammonia-based hydrogen generation apparatus and method for using same |
US6939603B2 (en) * | 2001-03-22 | 2005-09-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Thermal barrier coating having subsurface inclusions for improved thermal shock resistance |
JP4712997B2 (ja) * | 2001-03-27 | 2011-06-29 | 京セラ株式会社 | 組み合わせ部材とその製造方法及びガスタービン用部品 |
US6586115B2 (en) * | 2001-04-12 | 2003-07-01 | General Electric Company | Yttria-stabilized zirconia with reduced thermal conductivity |
US6607789B1 (en) * | 2001-04-26 | 2003-08-19 | General Electric Company | Plasma sprayed thermal bond coat system |
US6660405B2 (en) * | 2001-05-24 | 2003-12-09 | General Electric Co. | High temperature abradable coating for turbine shrouds without bucket tipping |
US6537021B2 (en) * | 2001-06-06 | 2003-03-25 | Chromalloy Gas Turbine Corporation | Abradeable seal system |
JP2003148103A (ja) * | 2001-11-09 | 2003-05-21 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービンおよびその製造方法 |
DE10202810B4 (de) * | 2002-01-25 | 2004-05-06 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbinenlaufschaufel für den Läufer eines Gasturbinentriebwerks |
EP1555333A3 (de) * | 2002-04-10 | 2005-08-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Wärmedämmschichtsystem |
US8172913B2 (en) * | 2002-04-23 | 2012-05-08 | Vencill Thomas R | Array of planar membrane modules for producing hydrogen |
US7527661B2 (en) * | 2005-04-18 | 2009-05-05 | Intelligent Energy, Inc. | Compact devices for generating pure hydrogen |
RU2320775C2 (ru) * | 2002-09-24 | 2008-03-27 | Исикавадзима-Харима Хэви Индастриз Ко., Лтд. | Способ нанесения покрытия на скользящую поверхность жаропрочного элемента, жаропрочный элемент и электрод для электроразрядной обработки поверхности |
US9284647B2 (en) * | 2002-09-24 | 2016-03-15 | Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha | Method for coating sliding surface of high-temperature member, high-temperature member and electrode for electro-discharge surface treatment |
TWI272993B (en) * | 2002-10-09 | 2007-02-11 | Ishikawajima Harima Heavy Ind | Method for coating rotary member, rotary member, labyrinth seal structure and method for manufacturing rotary member |
US20060029494A1 (en) * | 2003-05-27 | 2006-02-09 | General Electric Company | High temperature ceramic lubricant |
US7220098B2 (en) * | 2003-05-27 | 2007-05-22 | General Electric Company | Wear resistant variable stator vane assemblies |
WO2004113587A1 (ja) * | 2003-06-10 | 2004-12-29 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | 金属部品、タービン部品、ガスタービンエンジン、表面処理方法、及び蒸気タービンエンジン |
US20050129511A1 (en) * | 2003-12-11 | 2005-06-16 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade tip with optimized abrasive |
DE102004001722A1 (de) * | 2004-01-13 | 2005-08-04 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbomaschinenschaufel und Verfahren zur Herstellung einer Schaufelspitzenpanzerung an Turbomaschinenschaufeln |
US7824159B2 (en) * | 2004-01-14 | 2010-11-02 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | Compressor, titanium-made rotor blade, jet engine and titanium-made rotor blade producing method |
US7578455B2 (en) * | 2004-08-09 | 2009-08-25 | General Motors Corporation | Method of grinding particulate material |
US20060051502A1 (en) * | 2004-09-08 | 2006-03-09 | Yiping Hu | Methods for applying abrasive and environment-resistant coatings onto turbine components |
DE102004050474A1 (de) | 2004-10-16 | 2006-04-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines mit einer Verschleißschutzbeschichtung beschichteten Bauteils |
US7282271B2 (en) * | 2004-12-01 | 2007-10-16 | Honeywell International, Inc. | Durable thermal barrier coatings |
US7510370B2 (en) * | 2005-02-01 | 2009-03-31 | Honeywell International Inc. | Turbine blade tip and shroud clearance control coating system |
US7473072B2 (en) * | 2005-02-01 | 2009-01-06 | Honeywell International Inc. | Turbine blade tip and shroud clearance control coating system |
JP2006291307A (ja) * | 2005-04-12 | 2006-10-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 回転機械の部品及び回転機械 |
US7543992B2 (en) * | 2005-04-28 | 2009-06-09 | General Electric Company | High temperature rod end bearings |
US7419363B2 (en) * | 2005-05-13 | 2008-09-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with ceramic tip |
DE602006020567D1 (de) * | 2005-06-17 | 2011-04-21 | Hitachi Ltd | Rotor für dampfturbine und verfahren zu dessen herstellung |
DE102005030266A1 (de) * | 2005-06-29 | 2007-01-18 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schaufel einer Turbomaschine mit einer Schaufelspitzenpanzerung |
US8603930B2 (en) | 2005-10-07 | 2013-12-10 | Sulzer Metco (Us), Inc. | High-purity fused and crushed zirconia alloy powder and method of producing same |
US20070274837A1 (en) * | 2006-05-26 | 2007-11-29 | Thomas Alan Taylor | Blade tip coatings |
US20080026160A1 (en) * | 2006-05-26 | 2008-01-31 | Thomas Alan Taylor | Blade tip coating processes |
US20080160172A1 (en) | 2006-05-26 | 2008-07-03 | Thomas Alan Taylor | Thermal spray coating processes |
US8512871B2 (en) * | 2006-05-30 | 2013-08-20 | United Technologies Corporation | Erosion barrier for thermal barrier coatings |
EP1865258A1 (de) * | 2006-06-06 | 2007-12-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Gepanzerte Maschinenkomponente und Gasturbine |
US7448843B2 (en) * | 2006-07-05 | 2008-11-11 | United Technologies Corporation | Rotor for jet turbine engine having both insulation and abrasive material coatings |
US7686570B2 (en) * | 2006-08-01 | 2010-03-30 | Siemens Energy, Inc. | Abradable coating system |
JP4830812B2 (ja) | 2006-11-24 | 2011-12-07 | 株式会社Ihi | 圧縮機動翼 |
US8038388B2 (en) * | 2007-03-05 | 2011-10-18 | United Technologies Corporation | Abradable component for a gas turbine engine |
DE102007047739B4 (de) * | 2007-10-05 | 2014-12-11 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenverdichter mit Anlaufschicht |
EP2068082A1 (de) * | 2007-12-04 | 2009-06-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Maschinenkomponente und Gasturbine |
US8366386B2 (en) * | 2009-01-27 | 2013-02-05 | United Technologies Corporation | Method and assembly for gas turbine engine airfoils with protective coating |
DE102009018685A1 (de) | 2009-04-23 | 2010-10-28 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zur Herstellung einer Panzerung einer Schaufelspitze sowie entsprechend hergestellte Schaufeln und Gasturbinen |
US8328507B2 (en) * | 2009-05-15 | 2012-12-11 | United Technologies Corporation | Knife edge seal assembly |
US20100327534A1 (en) * | 2009-06-26 | 2010-12-30 | General Electric Company | Magnetic brush seal system |
US20110164961A1 (en) * | 2009-07-14 | 2011-07-07 | Thomas Alan Taylor | Coating system for clearance control in rotating machinery |
US8852720B2 (en) * | 2009-07-17 | 2014-10-07 | Rolls-Royce Corporation | Substrate features for mitigating stress |
US20110086163A1 (en) * | 2009-10-13 | 2011-04-14 | Walbar Inc. | Method for producing a crack-free abradable coating with enhanced adhesion |
US9713912B2 (en) | 2010-01-11 | 2017-07-25 | Rolls-Royce Corporation | Features for mitigating thermal or mechanical stress on an environmental barrier coating |
US9598972B2 (en) | 2010-03-30 | 2017-03-21 | United Technologies Corporation | Abradable turbine air seal |
FR2962447B1 (fr) * | 2010-07-06 | 2013-09-20 | Snecma | Barriere thermique pour aube de turbine, a structure colonnaire avec des colonnes espacees |
US9169740B2 (en) * | 2010-10-25 | 2015-10-27 | United Technologies Corporation | Friable ceramic rotor shaft abrasive coating |
US8790078B2 (en) * | 2010-10-25 | 2014-07-29 | United Technologies Corporation | Abrasive rotor shaft ceramic coating |
US8770926B2 (en) * | 2010-10-25 | 2014-07-08 | United Technologies Corporation | Rough dense ceramic sealing surface in turbomachines |
US8770927B2 (en) | 2010-10-25 | 2014-07-08 | United Technologies Corporation | Abrasive cutter formed by thermal spray and post treatment |
US8936432B2 (en) | 2010-10-25 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Low density abradable coating with fine porosity |
US20120099971A1 (en) * | 2010-10-25 | 2012-04-26 | United Technologies Corporation | Self dressing, mildly abrasive coating for clearance control |
US8876470B2 (en) * | 2011-06-29 | 2014-11-04 | United Technologies Corporation | Spall resistant abradable turbine air seal |
US8944756B2 (en) | 2011-07-15 | 2015-02-03 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal assembly |
US8858167B2 (en) * | 2011-08-18 | 2014-10-14 | United Technologies Corporation | Airfoil seal |
US9068469B2 (en) * | 2011-09-01 | 2015-06-30 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines with abradable turbine seal assemblies |
ES2773743T3 (es) * | 2011-12-13 | 2020-07-14 | Mtu Aero Engines Gmbh | Paleta que tiene un conjunto de nervaduras con un recubrimiento abrasivo |
FR2985759B1 (fr) * | 2012-01-17 | 2014-03-07 | Snecma | Aube mobile de turbomachine |
US9133712B2 (en) | 2012-04-24 | 2015-09-15 | United Technologies Corporation | Blade having porous, abradable element |
FR2996874B1 (fr) * | 2012-10-11 | 2014-12-19 | Turbomeca | Ensemble rotor-stator pour moteur a turbine a gaz |
JP6067869B2 (ja) * | 2012-11-06 | 2017-01-25 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | タービンエアロフォイルのアブレイダブル皮膜システムおよび対応するタービンブレード |
US9598973B2 (en) | 2012-11-28 | 2017-03-21 | General Electric Company | Seal systems for use in turbomachines and methods of fabricating the same |
WO2014144152A1 (en) | 2013-03-15 | 2014-09-18 | Rolls-Royce Corporation | Improved coating interface |
US9926793B2 (en) | 2013-03-15 | 2018-03-27 | United Technologies Corporation | Blades and manufacture methods |
CN104234859B (zh) * | 2013-06-07 | 2016-08-31 | 常州兰翔机械有限责任公司 | 一种燃气涡轮起动机用燃油盖的制造方法 |
US10648668B2 (en) * | 2013-07-19 | 2020-05-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine ceramic component assembly and bonding material |
US9316110B2 (en) * | 2013-08-08 | 2016-04-19 | Solar Turbines Incorporated | High porosity abradable coating |
US20150093237A1 (en) * | 2013-09-30 | 2015-04-02 | General Electric Company | Ceramic matrix composite component, turbine system and fabrication process |
US20150118060A1 (en) * | 2013-10-25 | 2015-04-30 | General Electric Company | Turbine engine blades, related articles, and methods |
US9909428B2 (en) | 2013-11-26 | 2018-03-06 | General Electric Company | Turbine buckets with high hot hardness shroud-cutting deposits |
GB201403588D0 (en) | 2014-02-28 | 2014-04-16 | Rolls Royce Plc | Blade tip |
US10378450B2 (en) | 2014-05-27 | 2019-08-13 | United Technologies Corporation | Chemistry based methods of manufacture for MAXMET composite powders |
US9932839B2 (en) | 2014-06-04 | 2018-04-03 | United Technologies Corporation | Cutting blade tips |
US11066937B2 (en) | 2014-06-04 | 2021-07-20 | Raytheon Technologies Corporation | Cutting blade tips |
US20160238021A1 (en) * | 2015-02-16 | 2016-08-18 | United Technologies Corporation | Compressor Airfoil |
US20170016454A1 (en) * | 2015-02-25 | 2017-01-19 | United Technologies Corporation | Method for coating compressor blade tips |
US10344614B2 (en) | 2016-04-12 | 2019-07-09 | United Technologies Corporation | Active clearance control for a turbine and case |
DE102016206022A1 (de) * | 2016-04-12 | 2017-10-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Dichtung für Strömungsmaschinen |
GB201610768D0 (en) | 2016-06-21 | 2016-08-03 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine component with protective coating |
US10415579B2 (en) | 2016-09-28 | 2019-09-17 | General Electric Company | Ceramic coating compositions for compressor blade and methods for forming the same |
US10563662B2 (en) * | 2016-11-04 | 2020-02-18 | General Electric Company | Metal surface preparation |
DE102016222720A1 (de) * | 2016-11-18 | 2018-05-24 | MTU Aero Engines AG | Dichtungssystem für eine axiale Strömungsmaschine und axiale Strömungsmaschine |
US11078588B2 (en) | 2017-01-09 | 2021-08-03 | Raytheon Technologies Corporation | Pulse plated abrasive grit |
DE102017207238A1 (de) * | 2017-04-28 | 2018-10-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Dichtungssystem für Laufschaufel und Gehäuse |
US10731260B2 (en) * | 2017-06-12 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor with zirconia-toughened alumina coating |
US20180372111A1 (en) * | 2017-06-26 | 2018-12-27 | United Technologies Corporation | Compressor inner air seal and method of making |
CN107400847B (zh) * | 2017-09-07 | 2023-05-26 | 中国人民解放军陆军装甲兵学院 | 一种航空活塞发动机废旧汽缸组件再制造系统及工艺 |
US10544699B2 (en) | 2017-12-19 | 2020-01-28 | Rolls-Royce Corporation | System and method for minimizing the turbine blade to vane platform overlap gap |
US10995623B2 (en) | 2018-04-23 | 2021-05-04 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite turbine blade with abrasive tip |
US10927685B2 (en) * | 2018-07-19 | 2021-02-23 | Raytheon Technologies Corporation | Coating to improve oxidation and corrosion resistance of abrasive tip system |
US11028721B2 (en) | 2018-07-19 | 2021-06-08 | Ratheon Technologies Corporation | Coating to improve oxidation and corrosion resistance of abrasive tip system |
US11073028B2 (en) | 2018-07-19 | 2021-07-27 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine abrasive blade tips with improved resistance to oxidation |
US10954803B2 (en) * | 2019-01-17 | 2021-03-23 | Rolls-Royce Corporation | Abrasive coating for high temperature mechanical systems |
DE102019202926A1 (de) * | 2019-03-05 | 2020-09-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Zweilagige abrasive Schicht für Laufschaufelspitze, Verfahren Bauteil und Turbinenanordnung |
IT201900003691A1 (it) * | 2019-03-13 | 2020-09-13 | Nuovo Pignone Tecnologie Srl | Terminale abrasivo di una pala rotorica per un turboespansore |
US11686208B2 (en) | 2020-02-06 | 2023-06-27 | Rolls-Royce Corporation | Abrasive coating for high-temperature mechanical systems |
US11536151B2 (en) | 2020-04-24 | 2022-12-27 | Raytheon Technologies Corporation | Process and material configuration for making hot corrosion resistant HPC abrasive blade tips |
EP4170132A1 (de) | 2021-10-20 | 2023-04-26 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Schaufel für eine strömungsmaschine sowie verfahren zur herstellung einer schaufel, wobei die schaufel eine schaufelspitze mit einer anstreifschicht aufweist |
CN115418599A (zh) * | 2022-08-24 | 2022-12-02 | 昆山西诺巴精密模具有限公司 | 一种发动机叶轮的热障涂层及表面处理方法 |
Family Cites Families (38)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3678570A (en) | 1971-04-01 | 1972-07-25 | United Aircraft Corp | Diffusion bonding utilizing transient liquid phase |
US4038041A (en) | 1975-12-19 | 1977-07-26 | United Technologies Corporation | Composite interlayer for diffusion bonding |
US4152488A (en) | 1977-05-03 | 1979-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine blade tip alloy and composite |
US4468242A (en) | 1978-09-01 | 1984-08-28 | Ciba-Geigy Corporation | Oxime derivatives for promoting the growth of soybeans |
US4249913A (en) | 1979-05-21 | 1981-02-10 | United Technologies Corporation | Alumina coated silicon carbide abrasive |
US4414249A (en) | 1980-01-07 | 1983-11-08 | United Technologies Corporation | Method for producing metallic articles having durable ceramic thermal barrier coatings |
US4321310A (en) * | 1980-01-07 | 1982-03-23 | United Technologies Corporation | Columnar grain ceramic thermal barrier coatings on polished substrates |
US4321311A (en) | 1980-01-07 | 1982-03-23 | United Technologies Corporation | Columnar grain ceramic thermal barrier coatings |
US4405660A (en) | 1980-01-07 | 1983-09-20 | United Technologies Corporation | Method for producing metallic articles having durable ceramic thermal barrier coatings |
US4401697A (en) | 1980-01-07 | 1983-08-30 | United Technologies Corporation | Method for producing columnar grain ceramic thermal barrier coatings |
US4405659A (en) | 1980-01-07 | 1983-09-20 | United Technologies Corporation | Method for producing columnar grain ceramic thermal barrier coatings |
USRE32121E (en) | 1981-08-05 | 1986-04-22 | United Technologies Corporation | Overlay coatings for superalloys |
US4585481A (en) | 1981-08-05 | 1986-04-29 | United Technologies Corporation | Overlays coating for superalloys |
US4481237A (en) | 1981-12-14 | 1984-11-06 | United Technologies Corporation | Method of applying ceramic coatings on a metallic substrate |
US4503130A (en) | 1981-12-14 | 1985-03-05 | United Technologies Corporation | Prestressed ceramic coatings |
US4676994A (en) * | 1983-06-15 | 1987-06-30 | The Boc Group, Inc. | Adherent ceramic coatings |
US4744725A (en) | 1984-06-25 | 1988-05-17 | United Technologies Corporation | Abrasive surfaced article for high temperature service |
US4610698A (en) | 1984-06-25 | 1986-09-09 | United Technologies Corporation | Abrasive surface coating process for superalloys |
US4680199A (en) | 1986-03-21 | 1987-07-14 | United Technologies Corporation | Method for depositing a layer of abrasive material on a substrate |
US4741973A (en) | 1986-12-15 | 1988-05-03 | United Technologies Corporation | Silicon carbide abrasive particles having multilayered coating |
US4802828A (en) | 1986-12-29 | 1989-02-07 | United Technologies Corporation | Turbine blade having a fused metal-ceramic tip |
US4735656A (en) | 1986-12-29 | 1988-04-05 | United Technologies Corporation | Abrasive material, especially for turbine blade tips |
US4884820A (en) * | 1987-05-19 | 1989-12-05 | Union Carbide Corporation | Wear resistant, abrasive laser-engraved ceramic or metallic carbide surfaces for rotary labyrinth seal members |
US5262245A (en) | 1988-08-12 | 1993-11-16 | United Technologies Corporation | Advanced thermal barrier coated superalloy components |
US4880614A (en) † | 1988-11-03 | 1989-11-14 | Allied-Signal Inc. | Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer |
US4936745A (en) | 1988-12-16 | 1990-06-26 | United Technologies Corporation | Thin abradable ceramic air seal |
US5238752A (en) * | 1990-05-07 | 1993-08-24 | General Electric Company | Thermal barrier coating system with intermetallic overlay bond coat |
US5536022A (en) | 1990-08-24 | 1996-07-16 | United Technologies Corporation | Plasma sprayed abradable seals for gas turbine engines |
US5314304A (en) * | 1991-08-15 | 1994-05-24 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Abradeable labyrinth stator seal |
WO1993024672A1 (en) * | 1992-05-29 | 1993-12-09 | United Technologies Corporation | Ceramic thermal barrier coating for rapid thermal cycling applications |
US5603603A (en) * | 1993-12-08 | 1997-02-18 | United Technologies Corporation | Abrasive blade tip |
US5520516A (en) † | 1994-09-16 | 1996-05-28 | Praxair S.T. Technology, Inc. | Zirconia-based tipped blades having macrocracked structure |
US5645399A (en) | 1995-03-15 | 1997-07-08 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine case coated with thermal barrier coating to control axial airfoil clearance |
US5716720A (en) * | 1995-03-21 | 1998-02-10 | Howmet Corporation | Thermal barrier coating system with intermediate phase bondcoat |
JP3879048B2 (ja) * | 1995-08-30 | 2007-02-07 | 株式会社日立製作所 | 耐酸化耐食性被覆用合金、及び耐酸化耐食性被覆層を備えた耐熱部材 |
US6102656A (en) * | 1995-09-26 | 2000-08-15 | United Technologies Corporation | Segmented abradable ceramic coating |
US5932356A (en) * | 1996-03-21 | 1999-08-03 | United Technologies Corporation | Abrasive/abradable gas path seal system |
US5912087A (en) * | 1997-08-04 | 1999-06-15 | General Electric Company | Graded bond coat for a thermal barrier coating system |
-
1997
- 1997-11-26 US US08/979,065 patent/US6190124B1/en not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-10-14 SG SG1998004201A patent/SG71165A1/en unknown
- 1998-11-03 TW TW087118265A patent/TW411304B/zh not_active IP Right Cessation
- 1998-11-03 CA CA002252658A patent/CA2252658C/en not_active Expired - Fee Related
- 1998-11-24 EP EP98309624A patent/EP0919699B2/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-11-24 RU RU98121425/06A patent/RU2229031C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1998-11-24 UA UA98116228A patent/UA61908C2/uk unknown
- 1998-11-24 DE DE69826096T patent/DE69826096T3/de not_active Expired - Lifetime
- 1998-11-25 KR KR1019980050730A patent/KR100597498B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1998-11-26 JP JP33516798A patent/JP4322980B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1998-11-26 CN CN98125141A patent/CN1221067A/zh active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE69826096T3 (de) | 2012-01-12 |
UA61908C2 (en) | 2003-12-15 |
DE69826096T2 (de) | 2005-09-29 |
EP0919699A3 (en) | 2000-11-08 |
EP0919699B1 (en) | 2004-09-08 |
EP0919699B2 (en) | 2011-07-13 |
SG71165A1 (en) | 2000-03-21 |
TW411304B (en) | 2000-11-11 |
KR19990045567A (ko) | 1999-06-25 |
RU2229031C2 (ru) | 2004-05-20 |
EP0919699A2 (en) | 1999-06-02 |
CN1221067A (zh) | 1999-06-30 |
JPH11229810A (ja) | 1999-08-24 |
KR100597498B1 (ko) | 2006-08-30 |
DE69826096D1 (de) | 2004-10-14 |
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