JPS595808A - ガスタ−ビンエンジンのセラミツクフエ−シングされた外側エアシ−ル - Google Patents

ガスタ−ビンエンジンのセラミツクフエ−シングされた外側エアシ−ル

Info

Publication number
JPS595808A
JPS595808A JP58109109A JP10910983A JPS595808A JP S595808 A JPS595808 A JP S595808A JP 58109109 A JP58109109 A JP 58109109A JP 10910983 A JP10910983 A JP 10910983A JP S595808 A JPS595808 A JP S595808A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
seal
ceramic
edge region
air seal
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
JP58109109A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH0133644B2 (ja
Inventor
ハリ−・エドウイン・イ−トン
リチヤ−ド・チヤ−ルズ・ノヴアク
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.)
RTX 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 JPS595808A publication Critical patent/JPS595808A/ja
Publication of JPH0133644B2 publication Critical patent/JPH0133644B2/ja
Granted 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S277/00—Seal for a joint or juncture
    • Y10S277/935—Seal made of a particular material
    • Y10S277/943—Ceramic or glass

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、ガスタービンエンジンの外側エアシールに係
り、更に詳細には研＠司能なセラミック材料をコーティ
ングされた１アシールに係る。
本発明の概念は、ガスタービンエンジン工業に於てガス
タービンエンジンのタービン部で（費用されるべく開発
されたものであるが、当工業、及び他の工業に於ても広
く適用され得るものである。
最近のガスタービンエンジンに於ては、摂氏１０９３度
以上の温度をもつ作動媒体ガスが、該媒体ガスより動力
を引き出すためのタービン興例を横切って流れている。
外側エアシールと呼ばれるシュラウドはそれぞれのター
ビン買例の周囲を囲み、作動ガスがブレード先端部のと
ころから漏洩することを抑えている。
−いくつかのガスタービンエンジンの外側エアシールは
、高温の作動ガスから該エアシールを保護するための熱
連断コーティングを表面に施された金属基質ににつで形
成されている。セラミック材料が有効な熱絶縁体であり
、かかるシール材料として広く応用されていることは、
一般的に知られている。セラミックコーティングが損わ
れない限り、該セラミックはそれが接着されている金属
の望ましくない劣化損傷を防ぐことができる。
タービンの過酷な環境の中で長期間の確実な運転が可能
な耐久性のある構造が要求されている。
この要求は特に耐熱能力、及び熱衝撃に対する良！Ｉ＋
’　＜＞抵抗力に対りるものである。史に加えて、シー
ルのタービンへの適用に於てその構造は、シールと１］
−タブレードとの１べり接触の了も少時に於（破壊的な
干渉を防ぐための表面の適切なω（層性と、特にシール
の前縁領域に於Ｃ１作動カスに運ばれ（入射づる粒子に
よるシールの過度の摩耗を防ぐＩこめの耐Ｉローション
竹とを右しなｉ］ればなら４１い。高温の作動ガス自体
が−Ｌ　Ｄ−ジ三１ン作川を有用るよ−うな丁ンジンち
ある。。
ロラミツクノ丁−シングされたシールｌ＼応用司能な概
念が下記の米国特許に記載されＣいる。
〃　第３，８１７，７１９号、　　［高温研磨性月利と
削成方法」〃　第３，８７９．８３１　！３．　　　ｆ
ニツクルハ、−ス＾濡ｒｔｌｌ磨ｆ１祠１１」７Ｉ　　
第３，９１１，８９１号、　　［金属表面」−ディング
及び適用法１ｒＪ　　第３，９１８，９２５号、　　［
研＠１１シール−１〃　第３，９７５，１６５月、　　
（高温研磨性シール適用に於（］る］金属−セラミック
グレー１〜構とイの製造法］ 〃　第４，１０９，０１３号、　　［金属−セラミック
カスタービンシールの応力解放−１ ｎ　　第４，１Ｇ３，０７１号、　　［耐摩耗二Ｊ−テ
ィングの作製方法」！／　第４，２８９．４４Ｇ号、　
　［ガスタービン１ンジンのレラミッタフＴ−シングさ
れた外側１アシール１ 」−記載［〔記−載）うＶでいる多くの祠オ゛３１及び
定法／は有効であることが知られているが、それらによ
′＼って作られた構造は過酷な環境Ｆへの適用に際し　
゛（潜在能力を最大限に引き出しているとはいえない。
（！　ｑ＊　＜　％□１８、−ア＞　−／Ｌ／　／、（
７）Ｊ　ｍ　ｋ：い。１３４、ア、−１１，ｊ’（７）
、Ｊ’Ｃ’）Ｉ□１、い。７６゜７２、ヶｌＦｆ　ｔ４
：お１□７８ユ１．ｊ□　運ばれる粒子に対する良好な
耐′［１ｊ−シコン性ど）１ のバランスが残る問題点である３１、／６／ 本発明によれば、タービン外側］アシールーめ−６ラミ
ツクフエーシング月利はシールの前縁部に於て成る一つ
の表面密度を、Ｊ、／こ〜での後流に於てこれより低い
表面密度を有づるよ）←二形成されＣいる。これにより
、密度の高い領域では異物粒子による工［ｌ−ジョンに
対する耐摩耗性が増し、口密度の低い領域は【」−タブ
レードの通過により容易に研ＩＰ＋ｇれることになる。
本発明の一つの詳細な実施例によれば、セラミックフＪ
−シング祠料は密度を変えた複数の層により形成され、
最上層が最も低密度でありその前縁領域に光沢のある面
を有している。
本弁明の二］ニな特徴は、外側１アシールの前縁領域の
セラミックが高い表面密度を（ｊりることである。少く
ども一つの実施例によれば、高い表面密度は多孔質のし
ラミックに光沢をっりく）こと（こｊ、り達成される。
本発明の実施例の他の特徴は、シールの中間領域に於て
多孔質のセラミックを用い、該多孔質セラミックと金属
材料との間に高密度のレラミック層を使用していること
Ｃある。
本発明の主な効果は、前縁領域に於てシールが１０−ジ
ョンを受１）難くなることである。作動媒体の流れに運
ばれる粒子は前縁領域に於て光沢をつりられた表面に跳
返され、重大な王「コーションを発生させずに済む。一
方、ロータブレード先端部イ１近のシールの良好な研磨
性は、表面の光沢かつ（）られていない部分の多孔性（
こより維持され−Ｃいる。
以下に添イ４の図を参照しつつ、本発明を実施例につい
て詳細に説明づる。
ガスタービン１ンジンのターヒン外側■アシールの実施
例を選び、その実施例に関し本発明を説四重る。かかる
ガスタービンエンジンが第１図に図示されている。
ガスタービンエンジンは主として圧ｍ機部１ｏ、燃焼器
部１２、及びタービン部１４により形成されている。ロ
ータ組立体１６はエンジン内に軸線方向に貫通して延在
している。ロータブレード、例えば図示されているブレ
ード１８は、ロータ組立体状に何列かに配置され、作動
ガスの流れる流路２０を横切って外方に延在している。
ロータブレードはそれぞれ先端部２２を有づる。
ケーシング２Ｇを有するステータ組立体２４はロータ組
立体１６を収容している。外側エフシール２８はロータ
ブレードの先端部２２の周囲を囲んでいる。それぞれの
外側エフシールは従来通り複数の弓形のセグメントによ
り形成され、エンジンの内側で端と端とが接する形で配
置されている。
本発明の概念に従って組立てられた外側エアシールセグ
メント３０の一部が第２図に図示されている。エンジン
流路２０の作動ガスは、上流端部或いは前縁部３２より
下流端部或いは後縁部３４までシール部を通過覆る。領
域を特定する目的で、シールの表面は前縁領域３６、中
間領域３８、及び後縁領域４０に分割される。中間領域
は木質的には通過するロータブレードにより擦られるシ
ール面の部分を含んでいる。前縁領域は該中間領域の前
方に位置し、後縁領域は該中間領域の後方に位置する。
図示されている構造に於て、それぞれの外側エアシール
セグメント３０は金属基質４２に隣接して形成されてい
る。種類分けをされ１Ｃ金属／セラミツク材料の複数の
層が該基質に接着されてセラミックフェーシングされた
シールを形成する。図−示されているように、複数の層
はニッケルークロム−アルミニウム合金の接＠］−ティ
ング４４、酸化ジルコニウム（Ｚｒ　Ｏｘ　）とコバル
ト−クロム−アルミニウムーイツトリウム合金（ＣＯＣ
ｒ△ＩＹ）を混合した二つの中間層４６、酸化ジルコニ
ウム（ＺｒＯｐ）の高密度の全セラミック層４８、及び
酸化ジルコニウム（Ｚｒ　０２　）の多孔質の全セラミ
ック層５０を含んでいる。各層の材料とその応用技術は
本件と同一の譲受人を有する出願中米国特許第　　　　
　　　　号に更に詳細に記述されている。
外側エアシール構造にセラミックの層を使用する目的は
二つある。第一は、タービンの高温の作動ガスから前記
基質を保護するための熱衝壁を提供することである。第
二の目的は、周囲をシールによって囲まれたロータブレ
ードの熱変形に対して破壊的な干渉なしに適応できる研
磨可能なシールを提供することである。材料に望まれる
特徴は、通過するロータブレードに衝突された場合の良
好な研磨性とエロージョンに対する良好な抵抗力とを含
む。この二つの特徴は均一に形成された構造に於て必ず
しも両立しない。同一構造で両方の特徴を達成すること
が本発明の目的である。エンジン流路の作動ガスは塵埃
などの異物粒子を含有し、また該媒体ガスがタービン部
に到達するまでにエンジン燃焼器のカーボン粒子をも含
んでいることがある。かかる粒子が外側エアシールの表
面に衝突すると、そこの材料が多孔質で且中程度或いは
低い強度を有する場合特にエロージョンを生じ易い。高
温の作動ガス自体がエロージョン作用を有するようなエ
ンジンもある。
従って本発明のシールは、ロータブレード上方に位置す
る中間領域３８に於（）るセラミックの表面密度に比較
して、前縁領域３６に於て高い表面密度のセラミックの
部分を有するように組立てられる。これにより、ブレー
ドティップ上方で必要な研磨性を損うことなく耐エロー
ジヨン性が改善される。
第２図に図示されるような形式に於て高い表面密度の部
分は、例えばプラズマトーチやレーザによる局部的加熱
を有するエネルギ照射技術によっ−で作製される。表面
のセラミックは照射されたエネルギによって溶解し、冷
却の後非常に密度の高い状態と光沢のある外見を呈する
。この光沢のある部分に衝突する粒子やガスは殆どエロ
ージョンを発生させず、表面で跳返る。
光沢をつけられた高密度材料の深さは、セラミックが特
に最表面に於゛Ｃ高い密度を有するように、０、１２７
〜０．２５４１１１１１１のＡ−ダとすることが望まし
い。これにより深くても浅くても良いが、その深さは第
一に十分な部品前ωに亙り耐エロージヨン性をもたげる
ために大きくとる必要があり、第二に該高密度部が接着
された多孔質の基質との間に熱的不適合性が生ずる程大
き過ぎてもい番プない。熱的不適合性は光沢のある層と
基質との境界に横方向の亀裂を発生させ、結果として光
沢のある材料のスポーリングを発生させる。前述の範囲
内に深さがとられれば、基質内の好ましい縦方向の亀裂
網が光沢をつけられた表面を貫通し易くスポーリングは
回避される。実施例の幾つかによれば、第３図に図示の
如く後縁領域４０にも同様に高密度の光沢をつけられた
セラミック部を配置することが望ましい。
本発明の利点は他の形式、例えば第４図に図示されてい
る構造に於ても付随的に達成が可能である。第一のセラ
ミック層を含む高密度のヒラミツクが前縁領域３６に於
て厚みをもち表面に露出するように配置されている。圏
５０の多孔質ヒラミックはブレード先端部に残存してい
る。第５図に図示されている如く、高密度のセラミック
が後縁領域に於て表面に露出するように配置されること
も可能である。
酸化ジルコニウム（ＺＩ’Ｏｐ）セラミックの有効な高
密度化は以下の表に示１条件の下で、ＭＥＴＣＯ７ｍｌ
＋ガンをＧＥ型ノズルと共に使用したプラズマガン溶解
を行うことにより達成された。
ｉ＞ 材料片との距離　　　　　３１．７５１１１１１１電流
　　　　　　　　　　６８０Ａ。
電圧　　　　　　　　　　７５Ｖ アークガス 一次−ガス　　　　　　　窒素 一４カ０．３４４１ｙｌ　Ｐａ −流ｍ　　　　　　　　２２６５．３６ｄｍ　／ｈｏｕ
ｒ二次−ガス　　　　　　　水素 圧力　　　　　　　０．３４４ＭＰａ ｔｅ！　　　　　　　　１４１５，８５ｄｍ　／ｈｏｕ
ｒ熱Ｊと走］Ｌ 速度　　　　　　　　　　１８．３ｍ　、’ｍ１１１走
査回数　　　　　　　　１ 各走査量の送り　　　　　３．１７ｍｍ１１Ｌｌ凰１ 開始渦反　　　　　　　　室温 終了温度　　　　　　　　室温 冷却　　　　　　　　　　なし 第６図の顕微鏡写真は加熱の及んだ深さを示している。
高密度化の効果は、深さ約０．１．２７ｍｍまでの加熱
の場合深さ０．０２５ｍｍまでの部分で最大である。
以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はこれらの実施例に限定されるものでは
なく、本発明の範囲内にて種々の実施例が可能であるこ
とは当業省にとって明らｆ）Ｘであろう。
【図面の簡単な説明】
第１図はガスタービンエンジンの簡略化された側面図で
あり、外側エアシールとタービンブレードとの関係を示
すためにタービンケーシングの一部が削り員かれている
。 第２図は、第１図の外側エアシールの部分的な解図的透
視図であり、シールの前縁領域に表面密度の高い部分が
図示されている。 第３図は、第１図の外側エアシールの部分的な解図的透
視図であり、シールの前縁領域と後縁領域の両方に表面
密度の高い部分が図示されている。 第４図は、第２図の構造の伯の一つの実施例Ｃある。第
５図は、第３図の構造の他の一つの実施例である。第６
図は、表面下深さ約０．１２７ｍｍまでを高密度化され
たセラミックコーチＣフグの顕微鏡写真である。 １０・・・圧縮機部、１２・・・燃焼器部、、１４・・
・タービン部、１６・・・ロータ組立体、１８・・・〇
−タブレード、２０・・・流路、２２・・・ブレード先
端部、２４・・・ステータ組立体、２６・・・ケーシン
グ、２８・・・外側エアシール、３０・・・外側エアシ
ールセグメント、３２・・・前縁、３４・・・後縁、３
６・・・前縁領域。 ３８・・・中間領域、４０・・・後縁領域、４２・・・
金属基質、４４・・・接着］−フイング、／Ｉ６・・・
中間層、４８・・・高密度の全セラミック層、５０・・
・多孔質の全セラミック層、５２・・・前縁部の光沢を
つりられた高密度セラミック層、５４・・・１殺縁部の
光沢をつけられた高密度セラミック装置 特許出願人　　ユナイテッド・チクノロシーズ・］−ボ
レイション

Claims (1)

    【特許請求の範囲】
  1. ガスタービンエンジンのタービンロータブレードの周囲
    を囲み、前記ブレードの前方の前縁領域、前記ブレード
    に面した中間領域、及び前記ブレードの後方に後縁領域
    を有づる外側エアシールにして、シールの前記中間領域
    に於てよりもシールの前記前縁領域に於てより高い表面
    密度を一右する研磨可能なセラミックコーティングを含
    んで（することを特徴とする外側エアシール。
JP58109109A 1982-06-17 1983-06-17 ガスタ−ビンエンジンのセラミツクフエ−シングされた外側エアシ−ル Granted JPS595808A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/389,304 US4422648A (en) 1982-06-17 1982-06-17 Ceramic faced outer air seal for gas turbine engines
US389304 1995-02-16

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS595808A true JPS595808A (ja) 1984-01-12
JPH0133644B2 JPH0133644B2 (ja) 1989-07-14

Family

ID=23537701

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP58109109A Granted JPS595808A (ja) 1982-06-17 1983-06-17 ガスタ−ビンエンジンのセラミツクフエ−シングされた外側エアシ−ル

Country Status (14)

Country Link
US (1) US4422648A (ja)
JP (1) JPS595808A (ja)
BE (1) BE897012A (ja)
CA (1) CA1213833A (ja)
DE (1) DE3321477A1 (ja)
ES (1) ES523263A0 (ja)
FR (1) FR2528908B1 (ja)
GB (1) GB2121884B (ja)
IL (1) IL68994A0 (ja)
IT (1) IT1163508B (ja)
MX (1) MX156511A (ja)
NL (1) NL189316C (ja)
SE (1) SE451269B (ja)
SG (1) SG32185G (ja)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0267003U (ja) * 1988-11-08 1990-05-21
JP2013139788A (ja) * 2012-01-04 2013-07-18 General Electric Co <Ge> タービンエンジン用シールの研削性の変更
JP2016205384A (ja) * 2015-04-17 2016-12-08 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ シュラウド及びロータの耐久性に影響を与えるポロシティ変動型皮膜

Families Citing this family (57)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4551064A (en) * 1982-03-05 1985-11-05 Rolls-Royce Limited Turbine shroud and turbine shroud assembly
US4566700A (en) * 1982-08-09 1986-01-28 United Technologies Corporation Abrasive/abradable gas path seal system
US4650395A (en) * 1984-12-21 1987-03-17 United Technologies Corporation Coolable seal segment for a rotary machine
DE3579684D1 (de) * 1984-12-24 1990-10-18 United Technologies Corp Abschleifbare dichtung mit besonderem erosionswiderstand.
DE3535106A1 (de) * 1985-10-02 1987-04-16 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur aeusseren ummantelung der laufschaufeln von axialgasturbinen
US4713300A (en) * 1985-12-13 1987-12-15 Minnesota Mining And Manufacturing Company Graded refractory cermet article
US5080557A (en) * 1991-01-14 1992-01-14 General Motors Corporation Turbine blade shroud assembly
GB9325135D0 (en) * 1993-12-08 1994-02-09 Rolls Royce Plc Manufacture of wear resistant components
US5439348A (en) * 1994-03-30 1995-08-08 United Technologies Corporation Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness
GB9726710D0 (en) * 1997-12-19 1998-02-18 Rolls Royce Plc Turbine shroud ring
SG72959A1 (en) * 1998-06-18 2000-05-23 United Technologies Corp Article having durable ceramic coating with localized abradable portion
DE19950417A1 (de) * 1999-10-20 2001-04-26 Abb Patent Gmbh Turbinenbauteil
US6435824B1 (en) * 2000-11-08 2002-08-20 General Electric Co. Gas turbine stationary shroud made of a ceramic foam material, and its preparation
DE10121019A1 (de) * 2001-04-28 2002-10-31 Alstom Switzerland Ltd Gasturbinendichtung
DE10225532C1 (de) * 2002-06-10 2003-12-04 Mtu Aero Engines Gmbh Schichtsystem für die Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine
US6758653B2 (en) 2002-09-09 2004-07-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
US6933061B2 (en) 2002-12-12 2005-08-23 General Electric Company Thermal barrier coating protected by thermally glazed layer and method for preparing same
GB2397307A (en) * 2003-01-20 2004-07-21 Rolls Royce Plc Abradable Coatings
DE10334698A1 (de) * 2003-07-25 2005-02-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Deckbandsegment für eine Strömungsmaschine
DE102004031255B4 (de) * 2004-06-29 2014-02-13 MTU Aero Engines AG Einlaufbelag
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
US20070237629A1 (en) * 2006-04-05 2007-10-11 General Electric Company Gas turbine compressor casing flowpath rings
US7665955B2 (en) * 2006-08-17 2010-02-23 Siemens Energy, Inc. Vortex cooled turbine blade outer air seal for a turbine engine
US8528339B2 (en) 2007-04-05 2013-09-10 Siemens Energy, Inc. Stacked laminate gas turbine component
US20090053554A1 (en) * 2007-07-11 2009-02-26 Strock Christopher W Thermal barrier coating system for thermal mechanical fatigue resistance
US20090053045A1 (en) * 2007-08-22 2009-02-26 General Electric Company Turbine Shroud for Gas Turbine Assemblies and Processes for Forming the Shroud
US8100640B2 (en) 2007-10-25 2012-01-24 United Technologies Corporation Blade outer air seal with improved thermomechanical fatigue life
US8534995B2 (en) * 2009-03-05 2013-09-17 United Technologies Corporation Turbine engine sealing arrangement
US8105014B2 (en) * 2009-03-30 2012-01-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine article having columnar microstructure
GB0911500D0 (en) 2009-07-03 2009-08-12 Rolls Royce Plc Rotor blade over-tip leakage control
EP2317079B1 (en) * 2009-10-30 2020-05-20 Ansaldo Energia Switzerland AG Abradable coating system
US9062565B2 (en) * 2009-12-31 2015-06-23 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine containment device
US8613590B2 (en) * 2010-07-27 2013-12-24 United Technologies Corporation Blade outer air seal and repair method
US8727712B2 (en) 2010-09-14 2014-05-20 United Technologies Corporation Abradable coating with safety fuse
DE102010048147B4 (de) * 2010-10-11 2016-04-21 MTU Aero Engines AG Schichtsystem zur Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine und Verfahren zum Herstellen eines derartigen Schichtsystems
CN102094165B (zh) * 2010-12-27 2012-07-04 北京工业大学 高耐磨机械密封动环及其制备方法
US9995165B2 (en) 2011-07-15 2018-06-12 United Technologies Corporation Blade outer air seal having partial coating
US9062558B2 (en) * 2011-07-15 2015-06-23 United Technologies Corporation Blade outer air seal having partial coating
US9169739B2 (en) * 2012-01-04 2015-10-27 United Technologies Corporation Hybrid blade outer air seal for gas turbine engine
US9737933B2 (en) 2012-09-28 2017-08-22 General Electric Company Process of fabricating a shield and process of preparing a component
DE102013212741A1 (de) * 2013-06-28 2014-12-31 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine und Hitzeschild für eine Gasturbine
US9551353B2 (en) 2013-08-09 2017-01-24 General Electric Company Compressor blade mounting arrangement
WO2015050706A1 (en) * 2013-10-02 2015-04-09 United Technologies Corporation Segmented ceramic coating interlayer
EP3052787B1 (en) 2013-10-02 2021-12-15 Raytheon Technologies Corporation Air seal system and method for forming an air seal system
US10132185B2 (en) * 2014-11-07 2018-11-20 Rolls-Royce Corporation Additive process for an abradable blade track used in a gas turbine engine
US10247027B2 (en) * 2016-03-23 2019-04-02 United Technologies Corporation Outer airseal insulated rub strip
US10494945B2 (en) 2016-04-25 2019-12-03 United Technologies Corporation Outer airseal abradable rub strip
US11209010B2 (en) * 2017-02-13 2021-12-28 Raytheon Technologies Corporation Multilayer abradable coating
FR3067405B1 (fr) * 2017-06-13 2020-08-14 Safran Aircraft Engines Turbomachine et procede d'etancheite par soufflage d'air
US10294962B2 (en) 2017-06-30 2019-05-21 United Technologies Corporation Turbine engine seal for high erosion environment
US10858950B2 (en) * 2017-07-27 2020-12-08 Rolls-Royce North America Technologies, Inc. Multilayer abradable coatings for high-performance systems
US10900371B2 (en) 2017-07-27 2021-01-26 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Abradable coatings for high-performance systems
US11149744B2 (en) * 2017-09-19 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine seal for high erosion environment
US10808565B2 (en) * 2018-05-22 2020-10-20 Rolls-Royce Plc Tapered abradable coatings
US11215070B2 (en) * 2019-12-13 2022-01-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Dual density abradable panels
US11566531B2 (en) 2020-10-07 2023-01-31 Rolls-Royce Corporation CMAS-resistant abradable coatings

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5756383A (en) * 1980-08-15 1982-04-03 Sylvania Electric Prod Si3n4 ceramic product with low density outer layer and method thereof

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3126149A (en) * 1964-03-24 Foamed aluminum honeycomb motor
US3001806A (en) * 1954-10-14 1961-09-26 Macks Elmer Fred Seal
US3339933A (en) * 1965-02-24 1967-09-05 Gen Electric Rotary seal
US3836156A (en) * 1971-07-19 1974-09-17 United Aircraft Canada Ablative seal
US3778184A (en) * 1972-06-22 1973-12-11 United Aircraft Corp Vane damping
US4295786A (en) * 1978-08-04 1981-10-20 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Composite seal for turbomachinery
US4257735A (en) * 1978-12-15 1981-03-24 General Electric Company Gas turbine engine seal and method for making same
GB2053367B (en) * 1979-07-12 1983-01-26 Rolls Royce Cooled shroud for a gas turbine engine
US4280975A (en) * 1979-10-12 1981-07-28 General Electric Company Method for constructing a turbine shroud
IT1163729B (it) * 1979-10-15 1987-04-08 Pozzi L Mecc Scambiatore termico a tamburo rotante
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
GB2081817B (en) * 1980-08-08 1984-02-15 Rolls Royce Turbine blade shrouding

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5756383A (en) * 1980-08-15 1982-04-03 Sylvania Electric Prod Si3n4 ceramic product with low density outer layer and method thereof

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0267003U (ja) * 1988-11-08 1990-05-21
JP2013139788A (ja) * 2012-01-04 2013-07-18 General Electric Co <Ge> タービンエンジン用シールの研削性の変更
JP2016205384A (ja) * 2015-04-17 2016-12-08 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ シュラウド及びロータの耐久性に影響を与えるポロシティ変動型皮膜

Also Published As

Publication number Publication date
FR2528908A1 (fr) 1983-12-23
IL68994A0 (en) 1983-10-31
IT8321591A0 (it) 1983-06-13
SE8303368L (sv) 1983-12-18
GB2121884B (en) 1985-02-13
MX156511A (es) 1988-09-05
JPH0133644B2 (ja) 1989-07-14
SE8303368D0 (sv) 1983-06-14
DE3321477A1 (de) 1983-12-29
ES8404731A1 (es) 1984-05-16
CA1213833A (en) 1986-11-12
IT1163508B (it) 1987-04-08
GB8316166D0 (en) 1983-07-20
ES523263A0 (es) 1984-05-16
GB2121884A (en) 1984-01-04
BE897012A (fr) 1983-10-03
SE451269B (sv) 1987-09-21
FR2528908B1 (fr) 1985-11-29
NL189316B (nl) 1992-10-01
US4422648A (en) 1983-12-27
NL189316C (nl) 1993-03-01
DE3321477C2 (ja) 1992-09-03
SG32185G (en) 1985-11-15
NL8302143A (nl) 1984-01-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS595808A (ja) ガスタ−ビンエンジンのセラミツクフエ−シングされた外側エアシ−ル
US4726104A (en) Methods for weld repairing hollow, air cooled turbine blades and vanes
US11732595B2 (en) Abrasive tip blade manufacture methods
EP0256790B1 (en) Ceramic lined turbine shroud and method of its manufacture
US8266801B2 (en) Method for producing abrasive tips for gas turbine blades
US6616410B2 (en) Oxidation resistant and/or abrasion resistant squealer tip and method for casting same
JPS6133969B2 (ja)
JP2006036632A (ja) ７ＦＡ＋ｅ第１段アブレイダブル被膜及びその作製方法
US20110020113A1 (en) Seal Structure for Preventing Leakage of Gases Across a Gap Between Two Components in a Turbine Engine
JPH0448867B2 (ja)
CN105246641A (zh) 用于制造和修复热障的方法和装置
GB2317899A (en) Abradable seal assembly
JPH0715141B2 (ja) 耐熱部品
US20160122552A1 (en) Abrasive Rotor Coating With Rub Force Limiting Features
US20190076930A1 (en) Method for manufacturing an abradable plate and repairing a turbine shroud
JP6947851B2 (ja) スキーラ先端を備えるタービンブレードおよび高密度酸化物分散強化層
US10843271B2 (en) Method for manufacturing a turbine shroud for a turbomachine
Mohammad et al. Criteria for abradable coatings to enhance the performance of gas turbine engines
JP3851161B2 (ja) ガスタービン燃焼器
US11371366B2 (en) Turbine blade having an oxidation-resistance blade airfoil tip
Nava et al. Ceramic Abradable Coatings for Applications up to 1100° C
KR20230001530A (ko) 마찰 시의 터빈 블레이드 팁 레일 마모 및 냉각을 해결하기 위한 시스템
Howe et al. Advanced engine seals for low leakage and long life