KR100251410B1 - 가스 터빈 엔진이 발화하는 동안의 용융물을 봉쇄하기 위한 피복 조직(coating scheme to contain molten matering during gas engine fires) - Google Patents

가스 터빈 엔진이 발화하는 동안의 용융물을 봉쇄하기 위한 피복 조직(coating scheme to contain molten matering during gas engine fires) Download PDF

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멜빈프렐링
디네시케이.겁타
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레비스 스테픈 이
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Abstract

가스 터빈 엔진에 있어서, 터빈 엔진 주변 범위 내의 용융물과 탄 티타늄 및 티타늄 합금을 봉쇄하는 방법 및 장치이다. 그 방법은, 제1단계로 외면으 압축기 케이싱의 내표면에 접착피복을 적용한다. 다음 무반응성의, 열적 절연의 세라믹 상측피복으로 접착피복을 오버스프레이 한다. 장치는, 터빈 엔진 주변 내에 터빈 엔진 화염을 봉쇄하기 위하여 가스 터빈 엔진의 적어도 일부분을 둘러싸는 접착피복과 세라믹 상측피복을 가진 기층을 포함하고 있다. 바람직하게, 접착피복은 Ni-Co-Cr-Al-Y 합금이며, 상측피복은 안정화 지르코니아이다.

Description

가스 터빔 엔진이 발화하는 동안의 용융물을 봉쇄하기 위한 피복 조직(COATING SCHEME TO CONTAIN MOLTEN MATERIAL DURING GAS ENGINE FIRES)
제1a도는 엔진의 내부와 외부의 구성요소를 보이는 가스 터빈 엔진의 측단면도.
제1b도는 엔진의 기류 경로와 공기흐름의 온도 프로필을 보이는 가스터빈 엔진의 측단면도.
제2도는 엔진에서 추방되는 용융물을 봉쇄하기 위해 배치된 종래의 드립 팬을 설명하는, 선행기술의 가스 터빈 엔진의 상세 측단면도.
제3도는 가스 터빈 엔진의 외면의 압축기 케이싱의 내표면에 적용된 방호피복을 보이는, 본 발명의 상세 측단면도.
제4a도는 기층(基層)에 적용된 본 발명의 방호피복을 보이는 분해 단면도; 그리고
제4b도는 기층에 적용된 본 발명의 방호피복의 입면 단면도이다.
*도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
8 : 가스 터빈 엔진 10 : 흡입구 구간
12 : 터빈/버너 구간 16 : 흡입구 안내 날개
18 : 로터 날개 20 : 압축기 케이싱
26 : 로터 디스크 30 : 스테이터 날개
36 : 외면의 압축기 케이싱 38 : 드립 팬
42 : 후단 44 : 외면의 압축기 케이싱의 내표면
46 : 방호피복 48 : 기층
52 : 접착피복 54 : 상측 피복
본 발명은 일반적으로 가스 터빈 엔진에 관한 것이며, 더 정확히 말하여, 터빈 엔진의 코어 안쪽으로 용융물을 봉쇄하는 데 사용되는 피복에 관한 것이다.
미국 연방항공국(FAA)은, 가스 터빈 엔진이 발화하는 경우에, 가능한 많은 용융물이 터빈 엔진의 코어 안쪽으로 봉쇄되기를 요구하고 있다. 이 요구는 연료전지, 비행제어 링크장치 및 표면들(유압제어장치 포함)따위, 터빈 엔진 환경 범위 내외 양측에 위치된 타의 항공기 구성요소들이, 터빈 엔진에서 추방되는 용융물에 노출되지 않는 것을 확실히 하는 필요 예방책인 것이다. 이러한 요구를 충족시키기 위하여, 터빈 엔진의 잠재적인 위험지역을 에워싸는 실드, 드립 팬, 블랭킷 및 타의 봉쇄 구조물을 포함하는 것이 일반적으로 필요하다. 이들 구조물은 특수하게 고안되어 봉쇄 구조물과 접촉하게 되는 용융물을 정지 및/또는 냉각하게 돼 있다.
터빈 엔진의 중량 대 성능 특성의 개량은, 부분적으로 엔진 구성요소를, 그리하여 엔진 전체로서는 강도와 구조적 일체성을 희생시키지 않고, 엔진 중량을 감소시키는 것을 필연적으로 수반한다. 이 때문에, 현대의 터빈 엔진 구성요소에는 티타늄 합금이 편입돼 왔다. 티타늄은 일반적으로 니켈 합금에 비해 무게가 가볍고 비교적 강한 것으로 생각되어, 그 것이 터빈 엔진에 또한 광범위하게 사용돼 왔다.
그러나, 티타늄 및 티타늄 합금은 엔진의 고압 압축기 구간과 같은 가스 터빈 엔진의 열구간에 존재하는 고온이나 압력에 노출되면 발화도 가능하기 때문에, 티타늄의 이용은 터빈 엔진의 냉영역에 한정되고 있는 것이다. 터빈 엔진의 고온부분의 티타늄의 사용은 티타늄 발화의 가능성을 증대시키게 되며 따라서 잠재적 엔진 화재의 봉쇄를 확실하게 하는 부가적인 안전장치에 대한 필요를 증대시키게 된다.
터빈 엔진 온도 프로필은, 그 것이 엔진 흡입구의 비교적 낮은 온도에서 엔진의 버너/터빈 구간의 더 뜨거운 온도로 증가하고 다음 엔진 배출구의, 아직 상대적으로 높은 온도로 약간 감소한다는 점에서 점진적이다. 중앙 한계온도(median threshold tempherature)는 터빈 엔진의 온도 프로필 범위 내에 존재하며, 그에 티타늄 및 티타늄 합금이, 만약 엔진의 부분에 가까이 즉 중앙 스레시홀드 온도에 위치되면, 아마도 발화할 것이고 그에 의해 비극적 엔진 고장을 유발하는 것이다. 중앙 스레시홀드 온도 포인트는, 엔진 출력 요구의 변화와, 엔진의 능률의 변화(즉, 방금 분해수리한 엔진과 대비해 분해수리 후 장시간 운행돼 온 엔진은 다시 배치된 온도 스레시홀드를 가질 수 있다), 및 팬 날개, 터빈 날개, 또는 베어링 고장 등을 포함하는, 또는 공기역학적 가열로 인한, 발생가능한 가벼운 기능부전으로 인해, 엔진 티타늄이 압축기 로터와, 스테이터, 및 중간 스레시홀드 온도 포인트에 상대적으로 가까이 위치될 수 있는 내측 및 외측 케이싱에 채용되기 때문에, 드립 팬들이 이들 구간에 관습적으로 사용되어 발화나 과열의 경우에 있어서의 용융물과 타의 물질을 봉쇄하게 된다. 팬들이 과열가능한 엔진의 구역을 둘러싸고 있으며 그로 인해 압축기 구간의 블리드 구멍(bleed holes)를 통해 용융물을 추방한다. 블리드 구멍들은 방빙용 온기, 및 항공기 실내 안락용 온 냉기 등을 포함한, 각종의 항공기 장치 용 압축공기를 빼내는 데 사용된다. 팬들은 일반적으로 팬에 접촉하게 되는 용융물의 예기 온도를 사실상 넘는 용융온도의 재료로 제조된다. 그러나, 팬의 용융온도가 팬에 접촉하게 되는 용융물의 온도보다 높다고 할지라도, 팬 질량이 불충분하면, 용융물이 팬을 연하게 만들어 경우에 따라서는 태워버리게 된다. 일단 팬을 통과하면, 터빈 엔진의 범위를 탈출하여 용융물은 압축기 케이싱을 태워버릴 수도 있다.
강철 드립팬 따위의 안전장치들의 부가적 무게와 부피는 엔진의 무게와 크기를 증대시킨다. 이 증대된 무게는 그 엔진이 설치되는 항공기의 성능과 능률에도 또한 영향을 미친다. 따라서, 금속 드립 팬의 사용은 항공기 경제와 성능을 증대시키기 위해 총 엔진 중량을 줄이는 목표와 모순된다. 게다가, 개선된 성능과 운행의 경제성을 가진 현대의 터빈 엔진이 소형 항공기에의 사용이 요망되는 경우, 강철 드립 팬의 배제는 소형 항공기에 사용하기에 충분히 작은, 치수 큰 엔진을 만들 수도 있다. 이러한 장점은 제한된 크기의 엔진 구간을 가진 구식 항공기에 신형 엔진을 개장함에 있어 특히 중요한 것이기도 하다.
따라서, 엔진에 특정의 무게를 추가함이 없이 그리고 종래의 안전장치에 관련된 공간을 피료로함이 없이 터빈 엔진 환경 내측에 용융물을 봉쇄하는 방법과 장치에 대한 필요가 없는 것이다.
본 발명은 터빈 엔진의 범위 내측에 용융물을 봉쇄하는 방법과 장치를 제공하는 것이다. 본 발명은 드립 팬 따위의 종래의 안전장치의 이용을 최소화함에 의하여 엔진의 무게를 또한 감소하며, 이들 안전장치에 소요되는 공간을 사용하지 않음에 의해 적어도 엔진 부분의 물리적 치수의 감소를 더 돕는다.
본 발명에 의하면, 절연 방호피복이 외면의 압축기 케이싱의 내표면에 적용된다. 그 피복은, 엔진 코어에서 추방되는 용융물의 외면의 케이싱 접속 가능성이 아주 놓은 엔진 구역에 바람직하게 적용된다. 그 방호피복은, 외면의 케이싱이 티타늄 및 /또는 티타늄 합금, 또는 다른 발화기능 재료를 포함하고 있으면, 용융물이 그 외면의 케이싱을 태워버리거나 발화할 수 있는 충분한 스레시홀드 온도에 도달하는 것을 예방한다. 본 발명의 방호피복은 바람직하게 엔진으로부터 추방되는 용융물의 온도보다 매우 놓은 온도와 또 압축기 케이싱을 태워버리거나 태울 원인이 되는 놓은 그러한 온도를 극복할 수 있는 재료를 포함하고 있다. 게다가, 그 피복은 바람직하게, 외면의 케이싱과 그리고 외면의 케이싱의 내표면에 들어와 머물기도 하는 어떤 용융물과는 무반응성이다. 본 발명의 방호피복은, 외면의 케이싱의 내표면에 적용되는 만큼, 외면의 케이싱의 부분이 되므로 외면의 케이싱에서 떨어져 사이띄인 종래의 드립 팬 및 타의 안전장치들과는 현저히 다르게, 케이싱 표면 상에 용융물을 응결시킨다. 상기 봉쇄 구조물은 일반적으로 안전장치와 외면의 케이싱 사이에 열공간(thermal air space)을 마련한다. 본 발명은 용융물이 케이싱의 온도를 충분히 증대시켜 외면의 케이싱을 태워버리거나 발화하게 되는 것을 방지한다.
본 발명의 우선 실시양태에 있어서는, 처음에 접착피복을 기층에 적용한다. 접착피복은 기층에는 달리 쉽게 접착하지 않는 열 장벽 피복에 대한 점착특성을 마련하고 있다. 그 다음 접착피복 위로 열 장벽 피복을 적용한다. 바람직하게 열 장벽 피복은 절 특성을 향상시켰으며 예를 들어, 그에 한정되지는 않으나, 이트륨안정화 지르코니아로 이루어져도 좋다. 그 열 장벽 피복은 바람직하게 접착피복 위로 플라즈마 분부되며, 접착피복은 기층과 열 장벽 피복 간의 접착제 역할을 한다.
접착피복과 열 장벽 피복의 두께는 피복이 적용되는 엔진의 특정 구간과, 압축기 케이싱을 함유하는 합금, 및 용해되게 되어 방호피복을 접촉하는 물질에 좌우된다. 본 발명의 우선 실시양태에서는, 접착피복은 약 0.005 인치 두께이고, 또 장벽 피복은 대략 0.035 인치 두께이다. 이러한 피복 형태는 2900°F를 초과하는 온도를 극복하게 되는 것이다.
본 발명은 제1a도에 보인 바와 같은 가스 터빈 엔진(8)에 사용된다. 방호 절연 피복(46)이 터빈/버너/ 구간(12)의 전방의, 외면의 압축기 케이싱(36)의 내표면에 적용돼 있다. 방호피복(46)은, 엔진의 가동중 가스 터빈 엔진(8)의 코어에서 방출되는 어떤 발화입자 및/또는 용융물이나 그렇지 않으면 내측의 디퓨저 케이싱의 범위를 탈출하는 발화입자로부터 압축기 케이싱(36)을 절연한다. 내측의 디퓨저 케이싱은 회전하는 압축기 날개에 가장 가까운 터빈 엔진의 고정부분인 것이다. 그러나 특히, 본 발명의 피복(46)은 비극적 엔진 고장중 용융물의 외면의 압축기 케이싱(36)을 태워버리는 것을 방지한다.
방호피복(46)의 사용은, 실드(도시되지 않음), 드립 팬(38)(제2도에 도시), 블랭킷(도시되지 않음) 및 타의 안전장치(도시되지 않음)를 포함하는, 종래의 안전장치 또는 봉쇄 구조물에 대한 필요를 감소시키거나 배제한다. 소요되는 상기 안전장치들의 숫적인 감소나 배제는 터빈 엔진(8)의 무게를 감소시키며, 따라서 항공기의 무게를 감소시킨다. 그러므로, 향상된 능률 및 운행의 경제가 본 발명이 사용되는 항공기로 달성될 수가 있다.
본 발명의 최량의 양태를 설명하기 위하여 방호 피복(46)이 PW 4000 계열의 가스 터빈 엔진의 외면의 압축기 케이싱(36)의 내표면(44)에 적용되어 있는 것으로서 설명하겠다. 이 점에 관해서는, 터빈 엔진(8)이 제1a도, 제1b도, 제3도 및 제4a도와 제4b도에 본 발명의 방호피복(46)을 적소에 가진 것을, 또 제2도에 종래의 안전장치들[즉, 드립 팬(38)]를 적소에 가진 것을 나타내어 있다. 압축기 케이싱, 상세히는 PW 4000 계열 엔진의 전방 흡입구(10)의 후단(42)에의 그의 사용과 관련하여 본 발명이 설명되지만, 기술분야에 숙련한 이들은, 방호피복(46)이 어떤 가스 터빈 엔진의 타의 부품 및 /또는 부분에 적용되어 여러가지의 타의 기층(substrates)을 디퓨저 케이싱의 내표면을 피복하는 것을 포함하여 용융 또는 연소물로부터 보호하고 절연하게 되어도 좋다는 것을, 쉬이 이해할 것이다. 게다가, 본 발명은 가스 터빈 엔진(8)에 관련되지 않은 항공산업 및 항공기 외의 타의 산업과 기술분야에 있어서의 타의 용도를 가지고 있다. 본 발명의 방호피복(46)은 기층을 과도한 열 및/또는 기층에 직접으로 와서 머물게 되는 용융물을 절연할 필요가 있는 곳이면 어느 곳에라도, 방호피복(46)이 존재하지 않으면, 적용할 수가 있다.
제1a도에 보인 여러가지의 구성요소는 연진 화염에 의해 야기될 수 도 있는 용융 물로부터의 방호를 필요로 한다. 종래의 가스 터빈 엔진(8)은 일반적으로 전단(50)과 후단(42)를 가진 전방 흡입구 구간(10)과, 버너/터빈 구간(12) 및 배기구 구간(14)를 포함하고 있다. 전방 흡입구 구간(10)은 티타늄 팬 날개(24)를 둘러싸 밀봉하는 티타늄 팬 날개 하우징(40)을 포함하고 있다. 팬 날개(24)의 곧장 뒤에는, 그들이 유입공기 흐름에 의해 조　촉하게 되도록 하기 위하여, 니켈 합금 흡입안내 날개(16)과, 티타늄 로터 날개(18)과, 터빈 로터 디스크(26)들, 및 티타늄 스테이터 날개(30)이 있다. 이들 구성요소는 일반적으로 내측의 디퓨저 압축기 케이싱(20)을 포함하는 티타늄 압축기 케이싱(20) 안에 들어 있다.
가동 중, 상기에 열거한 어떤 구성요소가 고장으로 인해 또는 엔진 흠입구(9)를 들어가는 외부 물질로 인해 손상되는(구부러지거나 절손되는) 수가 있다. 특정 구성요소의 손상은 그 구성요소가 압축기 케이싱에 대해 마찰을 일으킬 수도 있어, 과대한 마찰열을 일으키게 되고' 그 구성요소의 조각이 분리되기라도 하면, 그 조각은 가스 터빈 엔진(8) 내의 타의 구성요소들 사이에 끼이고 엔진의 타의 부분 특히 전방의 흠입구 구간(10)의 후단(42)에 이동하거나 그 어느 한쪽의 결과를 초래하는 수가 있다. 이동경로를 따라 어디에라도 입자들이 끼이게 되어 과도한 마찰열을 발생하게 된다. 만약, 엔진의 어떤 부분의 마찰열로 인해 특정의 티타늄 입자(또는 구성요소)의 온도가 그의 발화온도 또는 그 이상으로 증대하면, 그 입자는 타기 시작하게 될 것이며, 그의 끼인 위치로부터 자유 부동 또는 절손 이완되면, 그 입자는, 엔진(8)을 통해 가스 터빈 엔진(8)의 배기구 구간(14)로부터 입자가 추방되기 까지 이동을 계속하게 될 것이다. 그 입자가 영구히 끼이게 되거나, 또는 타의 구성요소를 손상하거나 불타게 하면, 완전한 또 비극적인 고장이 일어날 수 있는 것이다.
일반적으로, 엔진의 한 구간 내에 영구히 끼이게 되는 연소입자와 용융물은 터빈 엔진의 최대 제한구간, 즉, 전방 흡입구 구간(10)의 후단(42)으로 이동하고 말것이다. 가스 터빈 엔진(8)의 이 부분은 제1b도에 잘 나타내 있다. 후단(42)에 있어서는, 이 구간의 제한성으로 인해 최대의 마찰력을 일반적으로 야기하므로, 이 구간에 최대의 마찰열을 아마도 발생시킬 것이다. 게다가, 후단(42)의 중대한 제한은 연소 입자들과 용융물의 집적을 야기하는 경향이 있는 것이다. 이 점에 있어, 고장나거나 타버리게 되어 엔진 주변의 외부에 용융물을 방출하게 될 압축기 케이싱 구간(20)은, 전방의 흡입구 구간(10)의 후단(42)를 둘러싸는 압축기 케이싱의 구간이다.
잘못되기 시작한 어떤 엔진에 관계되는 후속의 원인으로, 가스 터빈 엔진을 통하는 기류의 흐름이 후단(42)에서 그의 가장 높은 압축상태에 도달한다. 따라서, 압축의 대단한 열이 어떤 발화 티타늄의 발열성을 가속하여 연소를 조장한다. 엔진고장이 진척으로, 용융물과 연소입자들이 내면의 압축기 케이싱(34)를 태워버리기에 족하게 후단(42)의 온도를 증대시키어, 방호책이 취해지지 않으면, 다음은 외면의 압축기 케이싱(36)을 태워버리게 된다. 그 때는, 연소입자들이 엔진 주변으로부터 방출되는 것이다. 따라서, 용융물에 의해 외면의 압축기 케이싱이 파괴되지 않게 확실히 하기 위하여, 종래의 안전장치나 본 발명의 방호 피복이나가 적소에 있어야 한다.
본 발명의 방호피복(46)에 대한 부가적 필요는, 가능한 한 버너/터빈에 가까이 티타늄 및 티타늄 합금을 사용하려는 욕구에서 발생한다. 엔진의 무게의 감소를 목적으로, 니켈 함금 따위의 타의 무거운 합금 대신에 사용될 수 있는 티타늄이 많을수록, 성취될 수있는 엔진의 총중량 감소도가 크다. 그러나, 티타늄 구성요소가 버너/터빈 구간(12)에 가까이 위치될수록, 그 구성요소가 그의 발화온도에 도달하게 될 가능성은 더 높으며, 그에 의해서 타며 비극적 엔진 고장을 야기한다.
가스 터빈 엔진의 버너/터빈 구역에 얼마나 가까이 티타늄 구성요소가 사용될 수 있느냐에 관한 설계결정은, 제1b도에 보인 바와 같이, 가스 터빈 엔진(8)의 온도 프로필에 의거하고 있다. 그러나, 컷오프 점을 정확히 산출하여 그 것을 지나서는 티타늄 구성요소를 더 이상 사용할 수 없게 하기 위하여 특정 엔진 구역의 정확한 온도를 산출하기는 어렵다. 한계 발화 온도(threshold ignition temperature)가 이루어짐직한 엔진의 구역들에 방호수단을 마련함에 의해서, 버너/터빈 구역에 가까이 티타늄 구성요소들을 사용할 수 있다. 티타늄 구성요소에 영향을 미치기에 충분하게 한계 발화 온도가 이동하는 결과, 엔진 화재가 억제되게 된다. 종래의 강철 드립 팬이나 타의 봉쇄 구조물의 대신, 이러한 목적을 위한 방호피복(46)의 사용은 이미 기술한 바와 같이, 중량과 부피를 감소하는 이익을 준다.
제3도를 보면, 제1도에 보인 가스 터빈 엔진(8), 특히, 전방 흡입구 구간(10)후부(42)의 상세 단면도가 도시돼 있다. 본 발명의 방호피복(46)은 바람직하게 외면의 압축기 케이싱(36)의 내표면에 적용돼 있다. 방호피복(46) 바로 하측 끝, 즉, 엔진의 저부 둘레의 엔진의 일측의 중간점으로부터 엔진의 타측의 중간점에까지 적용되어도 좋으며, 또는, 강철 드립 팬(38)에 비해 방호피복의 무게 잇점을 고려하여 외면의 압축기 케이싱(36)의 전체 내표면(44)에 적용하여도 좋다. 방호피복(46)은 안전여유의 향상 및/또는 이들 구성요소의 무게와 질량의 감소를 위하여 드립 팬(38)(제2도)과 압축기 케이싱들을 포함한, 가스 터빈 엔진의 타의 부분들에 적용되어도 좋다.
이제 제4a도와 제4b도를 참조하면, 기층(48)에 적용된, 본 발명의 방호피복(46)의 상세도와 분해도를 각각 보이고 있다. 본 발명의 방호피복(46)은 양호한 절연 특성과 바람직하게 피복에 와서 머물게 되는 용융물이나 기층(48)의 용해점과 관련된 온도보다 높은 용해온도를 가지고 있다. 게다가, 방호피복(46)은 기층(46) 및 그와 접촉상태로 되는 용융질과 무반응성이어야 한다. 일반적으로, 엔진에 내포된, 가장 높은 용해온도를 가진 재료는 티타늄 및 티타늄 합금, 그리고 터빈 구간의 코발트 합금이다. 이들 재료의 용해온도는 2900°F를 초과하게 된다.
그러므로 본 발명의 방호피복(46)은 바람직하게 실제로 2900°F 보다 높은 용해온도를 가진다.
본 발명의 일 실시 양태에 있어서, 방호피복(46)은 티타늄 기층이나 외면의 압축기 케이싱(36)의 내표면(44)에 적용된다. 방호피복(46)은 플라즈마 분무된, 대략 0.005 인치 두께의 금속 접착 피복(52)와 세라믹 상측 피복(54)를 포함하고 있다. 접착피복(52)는 니켈-알루미늄 합금(니켈 95%와 알류미늄 5%)이지만, 미국특허 제 Re 32, 121 호에 기재된 것과 같은 Ni-Co-Cr-Al-Y 합금이어도 좋다. 세라믹 피복은 티타늄 및 티타늄 합금에 곧장은 잘 점착하지 않으며, 접착피복(52)는 세라믹 상측 피복(54)와 티타늄 기층(48) 간의 접착제로서 작용한다.
접착피복(52)는 세락믹 상측 피복(54)으로 플래즈마 오버스프레이 되며, 그 것은 약 0,035 인치 두께의 이트리아 안정화 지르코니아를 바람직하게 함유하고 있다. 이트리아와 지르코니아의 조합을 사용하여 세라믹 상측 피복(53)에 대한 최량의 결과를 성취한 한편, 몰리브덴과 탄화 코발트 텅스텐을 함유하는 상측 피복을 사용하여 시험을 또한 행하였다. 이들 재료는, 이트리아 안정화 지르코니아의 하위이면서도, 본 발명의 범위 내에 사용될 수 있으며, 특별히 가치를 검도한 것과는 전혀 다른 타의 피복 기층에 잘 적합시킬 수도 있다. 이트리아나 마그네시아의 어느 것으로 부분 또는 완전 안정화한 지르코니아가 우선된다.
본 발명의 일 실시양태는 특정 기층(Ti-6-2-42)에 적용되는 것으로서 특정 두께(각각 0.005 인치와 0.035 인치)를 가진 특정 접착피복(52)(Ni-Co-Cr-Al-Y)와 특정 상측피복(54)(이트리아 안정화 지르코니아)를 사용하지만, 기술에 정통한 이들로서는 접착피복(52) 및/또는 상측피복(54)에 대한 다른 조성물과 두께들을 상이한 기층(48)에의 적용을 위해 사용할 수 있다는 것을 용이하게 이해할 것이다. 게다가 세라믹 상측피복(54)는 어떤 기층에 용이하게 접착하게 되어 접착피복(52)를 필요로 하지 않게 된다. 본 발명의 장점은 방호피복(46)의 절연/무반응 특성에서 비롯된다. 방호피복(46)은 종래의 드립 팬(38)이 그 대신 사용된다 할 때 결과하게 되는 약 85내지 100 파운드 보다 증대하게 적은 5 파운드 정도의 조금 만을 거대한 가스 터빈 엔진에 추가할 수가 있다.

Claims (18)

  1. 엔진의 적어도 일부를 둘러싸는 기층을 가진 가스 터빈 엔진에 있어서, 그 기층이 내표면과 외표면을 가지고 있고, 엔진에서 방출되는 연소물의 기층에의 침투를 방지하는 방법이, 기층의 내표면에 접착피복을 적용하기와, 접착피복에 연소물의 기대온도보다 높고 기층의 용해온도보다 높은 온도의 용해온도를 가진 절연 열 장벽 피복을 적용하기의 단계들로 이루어지는, 엔진에서 방출되는 연소물의 기층에의 침투를 방지하는 방법.
  2. 제1항에 있어서, 접착피복이 Ni-Co-Cr-Al-Y 합금으로 이루어져 있는, 엔진에서 방출되는 연소물의 기층에의 침투를 방지하는 방법.
  3. 제2항에 있어서, 절연 열 장벽 피복이 안정화 지르코니아 피복으로 이루어져 있는, 엔진에서 방출되는 연소물의 기층에의 침투를 방지하는 방법.
  4. 제3항에 있어서, 기층이 티타늄 및 티타늄 합금으로 이루어져 있고 열 장벽 피복 이하의 용해온도를 가지고 있는, 엔진에서 방출되는 연소물의 기층에의 침투를 방지하는 방법.
  5. 내면의 티퓨저 케이싱과 외면의 엔진 케이싱을 포함하고, 외면의 엔진 케이싱이 내표면과 외표면을 가지고 있는 가스 터빈 엔진에 있어서, 내면의 디퓨저 케이싱 내로부터 방출되는 연소물이 외면의 엔진 케이싱에 침투하는 것을 방지하는 방법이, 기층의 내표면에 접착피복을 적용하기와; 접착피복에 연소물의 기대온도보다 놓고 외면의 엔진 케이싱의 용해온도보다 높은 온도의 용해온도를 가진 절연 열 장벽 피복을 부가하기의 단계들로 이루어지는 방법.
  6. 제5항에 있어서, 접착피복이 Ni-Co-Cr-Al-Y 합금으로 이루어져 있는, 내면의 디퓨저 케이싱 내로부터 방출되는 연소물이 외면의 엔진 케이싱에 침투하는 것을 방지하는 방법.
  7. 제6항에 있어서, 절연 열 방벽 피복이 안정화 지르코니아 피복으로 이루어져 있는, 내면의 디퓨저 케이싱 내로부터 방출되는 연소물이 외면의 엔진 케이싱에 침투하는 것을 방지하는 방법.
  8. 제7항에 있어서, 외면의 엔진 케이싱이 티타늄 및 티타늄 합금으로 이루어져 있고 접착피복 이하의 낮은 용해온도를 가지고 있는, 내면의 디퓨저 케이싱 내로부터 방출되는 연소물이 외면의 엔진 케이싱에 침투하는 것을 방지하는 방법.
  9. 연소물이 가스 터빈 엔진으로부터 탈출하는 것을 방지하는 장치로서, 내표면과 외표면을 가진, 엔진의 적어도 일부를 둘러싸는 기층과; 연소물의 기대온도보다 높으며 기층의 용해온도보다 높은 용해온도를 가지고, 또 열적 절연 특성을 가진, 기층의 내표면에 적용되는 방호피복으로 이루어지는, 연소물이 가스 터빈 엔진으로부터 탈출하는 것을 방지하는 장치.
  10. 제9항에 있어서, 방호피복이 절연 열 장벽 피복으로 오버스프레이한 접착피복으로 이루어지고, 절연 열장벽 피복이 연소물의 기대온도와 기층의 용해온도보다 놓은 용해온도를 가진, 연소물이 가스 터빈 엔진으로부터 탈출하는 것을 방지하는 장치.
  11. 제10항에 있어서, 접착피복이 Ni-Co-Cr-Al-Y 합금으로 이루어져 있는, 연소물이 가스 터빈 엔진으로부터 탈출하는 것을 방지하는 장치.
  12. 제10항에 있어서, 절연 열 장벽 피복이 안정화 지르코니아 피복으로 이루어져 있는, 연소물이 가스 터빈 엔진으로부터 탈출하는 것을 방지하는 장치.
  13. 제9항에 있어서, 기층이 외면의 압축기 케이싱으로 이루어져 있고, 기층의 양 표면이 기스더빈 엔진의 외측 경계를 구성하고 외면의 압축기 케이싱이 티타늄 및 티타늄 합금으로 이루어져 있는, 연소물이 가스 터빈 엔진으로부터 탈출하는 것을 방지하는 장치.
  14. 연소물이 가스 터빈 엔진을 탈출하는 것을 방지하는 장치로서, 내면의 디퓨저 케이싱 및 내표면과 외표면을 가진 외면의 케이싱과; 내면의 디퓨저 케이싱의 부분을 둘러싸고, 내면의 디퓨저 케이싱으로부터 떨어져 사이 띄인, 내표면과 외표면을 가진 기층과; 그리고 기층의 내표면에 적용되고, 연소물의 기대온도보다 높고 기층의 용해온도보다 높은 용해온도를 가지고, 또 열적 절연 특성을 가진 방호피복.
  15. 제14항에 있어서, 방호피복이 절연 열 장벽 피복으로 오버스프레이된 접착피복으로 이루어져 있고, 절연 열 장벽 피복이 연소물의 기대온도보다 높고 기층의 용해온도보다 높은 용해온도를 가진, 연소물이 가스 터빈 엔진으로부터 탈출하는 것을 방지하는 장치.
  16. 제15항에 있어서, 접착피복이 Ni-Co-Cr-Al-Y 합금으로 이루어져 있는, 연소물이 가스 터빈 엔진으로부터 탈출하는 것을 방지하는 장치.
  17. 제15항에 있어서, 열 장벽 피복이 안정화 지르코니아 피복으로 이루어져 있는, 연소물이 가스 터빈 엔진으로부터 탈출하는 것을 방지하는 장치.
  18. 제14항에 있어서, 기층이 외면의 압축기 케이싱으로 이루어져 있고, 기층의 외표면이 가스 터빈 엔진의 외측 경계를 구성하고, 압축기 케이싱이 티타늄 및 티타늄 합금으로 이루어지는, 연소물이 가스 터빈 엔진으로부터 탈출하는 것을 방지하는 장치.
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