KR102170569B1 - 터보 기계에 사용하기 위한 시일 시스템 및 그 제조 방법 - Google Patents

터보 기계에 사용하기 위한 시일 시스템 및 그 제조 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR102170569B1
KR102170569B1 KR1020157016152A KR20157016152A KR102170569B1 KR 102170569 B1 KR102170569 B1 KR 102170569B1 KR 1020157016152 A KR1020157016152 A KR 1020157016152A KR 20157016152 A KR20157016152 A KR 20157016152A KR 102170569 B1 KR102170569 B1 KR 102170569B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
polishable
abrasive particles
polishing
layer
seal system
Prior art date
Application number
KR1020157016152A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20150088278A (ko
Inventor
파샤드 그하스리푸르
아이아코포 조반네티
마시모 지아노치
크리슈나머시 아난드
누오 솅
니콜 바바라 피체
루크 스테파니 르블랑
웨인 찰스 하츠
워렌 아서 넬슨
폴 매튜 토마스
데니스 마이클 그레이
Original Assignee
누보 피그노네 에스알엘
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 누보 피그노네 에스알엘 filed Critical 누보 피그노네 에스알엘
Publication of KR20150088278A publication Critical patent/KR20150088278A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102170569B1 publication Critical patent/KR102170569B1/ko

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
    • 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
    • F01D5/28—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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
    • F02B37/00—Engines characterised by provision of pumps driven at least for part of the time by exhaust
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/44—Free-space packings
    • F16J15/445—Free-space packings with means for adjusting the clearance
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/40—Application in turbochargers
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • 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
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • 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
    • F05D2300/226—Carbides
    • 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
    • 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
    • F05D2300/506—Hardness
    • 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)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Polishing Bodies And Polishing Tools (AREA)
  • Ceramic Products (AREA)

Abstract

날개가 결합된 회전 가능부 및 내면(188)을 구비한 고정부를 포함하는 장치를 위한 시일 시스템(200)은, 내면(188)의 상측에 형성되는 연마 가능 재료로 이루어진 적어도 하나의 연마 가능 층을 포함하는 연마 가능부(202)를 포함한다. 시일 시스템(200)은 날개의 기판의 적어도 일부의 상측에 배치되는 연마부(204)를 포함한다. 상기 연마부(204)는 기판의 적어도 일부 상에 형성된 적어도 하나의 연마 층(212), 그리고 상기 연마 층(212)의 내부에 매립된 복수 개의 연마 입자(218)를 포함한다. 상기 복수 개의 연마 입자(218)는 탄화 탄탈륨(TaC), 산화 알루미늄(Al2O3), 그리고 지르코니아(ZrO2) 중 적어도 하나와, 기설정된 비율의 입방정질화붕소(cBN) 및 Al2O3, 기설정된 비율의 cBN, Al2O3, 그리고 ZrO2, 기설정된 비율의 함께 용융된 Al2O3 및 ZrO2, 그리고 기설정된 비율의 TaC 및 Al2O3 을 포함한다.

Description

터보 기계에 사용하기 위한 시일 시스템 및 그 제조 방법{SEAL SYSTEMS FOR USE IN TURBOMACHINES AND METHODS OF FABRICATING THE SAME}
본 발명의 분야는 개괄적으로 터보 기계에 관한 것으로, 보다 구체적으로, 날개(airfoil)의 선단에 도포된 연마 재료 및 고정부에 도포된 고온 저항성 및 내부식성 재료를 포함하는 터보 기계 시일 시스템 및 그 응용 방법에 관한 것이다.
공지된 적어도 일부 터보 기계는 적어도 하나의 로터 조립체 상측에서 연장되는 적어도 하나의 고정 조립체(stationary assembly)를 포함하는 터빈 엔진이다. 로터 조립체는 적어도 하나의 열의 원주 방향으로 이격 배치된, 회전 가능한, 금속제 터빈 블레이드(blade) 또는 버킷(bucket)을 포함한다. 또한, 공지된 적어도 일부 터빈 엔진은 또한 적어도 하나의 열의 원주 방향으로 이격 배치된, 회전 가능한, 금속제 압축기 블레이드를 포함하는 가스 터빈 엔진이다. 버킷과 블레이드는 플랫폼으로부터 금속제 선단으로 반경 방향 외측으로 연장되는 금속제 날개를 포함한다. 이러한 금속제 날개 중 대다수는 니켈(Ni) 및 코발트(Co) 합금과 같은 재료로 제조된다.
터빈 엔진의 공지된 일부 고정 조립체는 고온 가스 플럭스에 일상적으로 노출될 수도 있는 금속제 쉬라우드(shroud)를 형성하는 표면을 포함한다. 이러한 금속제 표면 중 일부는, 고정 조립체 상측에 쉬라우드를 형성하는 도포 금속계 MCrAlY 코팅 및/또는 도포 세라믹 열 차단 코팅(TBC:thermal barrier coating)을 포함한다. 대안으로, 이러한 일부 금속제 표면은 보호 열 차단 코팅을 구비하거나 구비하지 않은 도포 세라믹 매트릭스 합성물(CMC:ceramic matrix composite)을 포함한다.
금속제 선단과 금속제 쉬라우드는 그 사이에 선단 간극을 형성한다. 그러나, 금속제 쉬라우드 및 금속제 버킷을 모두 포함하는 이러한 터빈 엔진의 경우, 이용 가능한 엔진 작동 조건 범위에 걸쳐 러빙(rubbing) 방지 엔진 작동을 촉진하기에 충분할 정도로 큰 선단 간극을 갖추도록 구성된다. 그러나, 이러한 선단 간극은 저온의 저효율 터빈 엔진에만 적당하며 더 높은 효율을 필요로 하는 더 고온의 유닛에는 적당하지 않다.
그 외 다른 공지의 터빈 엔진 중 일부는 고정 조립체 상측에 형성되는 연마 가능 쉬라우드를 포함한다. 통상, 이러한 쉬라우드에는 열 차단 코팅(TBC) 형태의 조밀 수직 크랙킹(DVC:dense vertical cracking)을 포함하는 패턴화된 연마 가능 열 차단 코팅이 형성되어 있다. 선단은 코팅되어 있지 않으며, 선단의 경도 값이 쉬라우드 코팅의 경도 값보다 크기 때문에 로터 조립체가 고정 조립체 내부에서 회전함에 따라 선단에 의해 쉬라우드가 연마된다. 이어서, 연마 가능 쉬라우드와 선단은 그 사이에 선단 간극을 형성한다. 연마 가능 TBC 쉬라우드 코팅의 경도가 비교적 낮기 때문에 비교적 경도가 높은 버킷/블레이드의 손상 가능성이 낮다. 그러나, 상대적인 연성으로 인해, 이러한 쉬라우드 코팅은, 특히, 패턴화된 윤곽부를 따라 입자 부식으로 인한 재료 손실이 발생하기 쉽다. 입자 부식을 방지하기 위해, 일부 터빈 엔진은 금속제 버킷/블레이드에 의해 연마되는 더 견고한 내부식성 DVC-TBC를 포함한다. 그러나, 경도 증가로 인해, 이러한 DVC-TBC와 같은 코팅 쉬라우드의 경우, 러빙 동안 버킷/블레이드 선단의 마모 증가가 촉진되며, 러빙에 의해 야기되는 온도 상승으로 인해 파손되기 쉬운 경향을 보여 왔다.
나머지 공지의 터빈 엔진 중 일부는 고정 조립체 상측에 형성되는 유사한 연마 가능 TBC 쉬라우드 코팅을 포함하며, 버킷/블레이드 선단의 상측에는 버킷/블레이드 재료와 연마 가능 코팅보다 경도 값이 높은 연마 재료가 형성되어 있다. 연마 재료는 로터 조립체가 고정 조립체 내부에서 회전함에 따라 쉬라우드 코팅을 연마시킨다. 연마 가능 쉬라우드 코팅과 연마성 선단은 그 사이에 선단 간극을 형성한다. 선단 간극은 블레이드와 버킷을 우회하는 터빈 엔진을 통한 축 방향 유동 감소를 촉진함으로써, 터빈 엔진의 효율 및 성능 증가를 촉진하기에 충분할 정도로 작다. 선단 간극은 또한, 이용 가능한 엔진 작동 조건 범위에 걸쳐 러빙 방지 엔진 작동을 촉진하기에 충분할 정도로 크다. 또한, 전술한 바와 같이, 다수의 이러한 TBC 재료는 내부식성 DVC-TBC이며, 러빙에 의해 야기되는 온도 상승으로 인해 파손되기 쉬운 경향을 보여 왔다.
또한, 연마 가능 TBC 쉬라우드; 그리고 버킷/블레이드 상에 형성되는 연마 재료를 포함하는 이러한 공지의 터빈 엔진 중 일부는, 그 경도 특성으로 인해 연마 재료용 탄화 규소(SiC) 또는 입방정질화붕소(cBN)를 사용한다. 그러나, 대략 927℃(1700℉)를 초과하는 온도에서는 cBN이 불안정해지며 산화되기 쉽다. 또한, 대략 927℃(1700℉)를 초과하는 온도에서 생존하기에는 SiC가 더 적당하긴 하지만, SiC는 Ni/Co 합금 기판을 공격할 수도 있는 자유 규소를 포함하고 있다.
본 발명의 목적은 날개의 선단에 도포된 연마 재료 및 고정부에 도포된 고온 저항성 및 내부식성의 재료를 포함하는 터보 기계 시일 시스템 및 그 응용 방법을 제공하는 것이다.
일 양태에 있어서, 시일 시스템이 제공된다. 시일 시스템은 날개가 결합된 회전 가능부 및 내면을 구비한 고정부를 포함하는 장치를 위한 것이다. 사일 시스템은 상기 내면의 상측에 형성되는 연마 가능 재료로 이루어진 적어도 하나의 연마 가능 층을 포함하는 연마 가능부를 포함한다. 시일 시스템은 또한, 날개의 기판의 적어도 일부의 상측에 배치된 연마부를 포함한다. 상기 연마부는 기판의 적어도 일부 상에 형성된 적어도 하나의 연마 층, 그리고 연마 층의 내부에 매립된 복수 개의 연마 입자를 포함한다. 상기 복수 개의 연마 입자는 실질적으로 전체를 구성하는 탄화 탄탈륨(TaC), 산화 알루미늄(Al2O3), 그리고 지르코니아(ZrO2) 중 하나를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 입방정질화붕소(cBN) 및 Al2O3를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 cBN, Al2O3, 그리고 ZrO2를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 함께 용융된 Al2O3 및 ZrO2를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 TaC 및 Al2O3를 포함할 수도 있다.
다른 양태에 있어서, 장치용 시일 시스템의 조립 방법은 회전 가능부를 제공하는 단계를 포함한다. 회전 가능부는, 여기에 결합된 적어도 하나의 날개 조립체를 포함하며, 적어도 하나의 날개 조립체는 기판을 포함한다. 방법은 회전 가능부의 적어도 일부의 상측에서 고정부가 연장되도록 하는 단계를 포함한다. 고정부는 내면을 포함한다. 방법은 또한, 상기 내면의 적어도 일부 상에 연마 가능한 재료로 이루어진 적어도 하나의 층을 형성하는 단계를 포함한다. 방법은 또한, 상기 기판의 적어도 일부 상에 적어도 하나의 매트릭스 층을 형성하는 단계를 포함한다. 적어도 하나의 매트릭스 층은 적어도 하나의 매트릭스 층의 내부에 매립된 복수 개의 연마 입자를 포함한다. 복수 개의 연마 입자는 실질적으로 전체를 구성하는 탄화 탄탈륨(TaC), 산화 알루미늄(Al2O3), 그리고 지르코니아(ZrO2) 중 하나를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 입방정질화붕소(cBN) 및 Al2O3를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 cBN, Al2O3, 그리고 ZrO2를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 함께 용융된 Al2O3 및 ZrO2를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 TaC 및 Al2O3를 포함할 수도 있다.
또 다른 양태에 있어서, 회전 가능부 및 상기 회전 가능부의 적어도 일부의 상측에서 연장되는 고정부를 포함하는 장치의 작동 방법이 제공된다. 상기 고정부는 내면을 포함하며, 상기 회전 가능부는, 여기에 결합된 적어도 하나의 날개 조립체를 포함한다. 상기 방법은 시일 시스템의 연마부가 상기 시일 시스템의 연마 가능부에 맞대어 러빙되도록 상기 회전 가능 부재의 회전을 야기하는 단계를 포함한다. 상기 연마 가능부는 상기 고정부 상에 형성된 조밀 수직 크랙킹(DVC) 이트리아 안정화 지르코니아(YSZ) 및 조밀 수직 크랙킹(DVC) 디스프로시아 안정화 지르코니아(DySZ) 중 적어도 하나로 이루어진 적어도 하나의 층을 포함한다. 상기 연마 가능부는 제 1 경도 값을 갖는다. 상기 연마부는 적어도 하나의 매트릭스 층의 내부에 매립된 복수 개의 연마 입자를 포함한다. 상기 복수 개의 연마 입자는 상기 제 1 경도 값보다 큰 제 2 경도 값을 갖는다. 상기 복수 개의 연마 입자는, 실질적으로 전체를 구성하는 탄화 탄탈륨(TaC), 산화 알루미늄(Al2O3), 그리고 지르코니아(ZrO2) 중 하나를 포함한다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 입방정질화붕소(cBN) 및 Al2O3를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 cBN, Al2O3, 그리고 ZrO2를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 함께 용융된 Al2O3 및 ZrO2를 포함할 수도 있다. 또한, 복수 개의 연마 입자는 기설정된 비율의 TaC 및 Al2O3를 포함할 수도 있다. 상기 방법은 또한, 상기 연마부에 의해 상기 연마 가능부의 적어도 일부를 제거하는 단계를 포함한다.
본 발명의 터보 기계 시일 시스템 및 그 응용 방법은 광범위한 작동 조건에서의 터보 기계의 효율 증가, 터보 기계의 고정부에 대한 날개 러빙 가능성 감소, 연마 가능 쉬라우드의 부식성 및 파손 가능성 감소, 그리고 터보 기계의 고정부 및 회전부 사이의 온도로 인한 러빙 가능성 감소 효과를 달성한다.
본 발명의 이러한 그리고 그 외 다른 특징, 양태 및 장점은, 전체 도면에 걸쳐 동일한 도면 부호가 동일한 부품을 나타내고 있는 첨부 도면을 참조하여 아래의 상세한 설명을 읽음으로써 더 잘 이해될 것이다.
도 1은 예시적인 가스 터빈 엔진의 개략도이다.
도 2는 도 1에 도시된 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수도 있는 예시적인 터빈 버킷의 개략도이다.
도 3은 도 1에 도시된 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수도 있는 예시적인 시일 시스템의 개략도이다.
도 4는 도 3에 도시된 예시적인 시일 시스템의 개략적인 확대도이다.
도 5는 도 3에 도시된 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수도 있는 변형예의 예시적인 시일 시스템의 개략적인 확대도이다.
도 6은 도 3에 도시된 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수도 있는 다른 변형예의 예시적인 시일 시스템의 개략적인 확대도이다.
도 7은 도 3에 도시된 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수도 있는 또 다른 변형예의 예시적인 시일 시스템의 개략적인 확대도이다.
도 8은 도 3에 도시된 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수도 있는 시일 시스템의 예시적인 조립 방법의 순서도이다.
도 9는 도 8의 시일 시스템의 조립 방법을 연속하여 나타낸 도면이다.
도 10은 도 3에 도시된 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수도 있는 실질적으로 평활한 표면을 구비한 예시적인 연마 가능 쉬라우드의 예시적인 일부의 개략도이다.
도 11은 도 10에 도시된 연마 가능 쉬라우드의 일부를 선 11-11을 따라 취한 개략적인 확대도이다.
도 12는 도 3에 도시된 가스 터빈 엔진과 함께 사용될 수도 있는 패턴화된 표면을 구비한 예시적인 연마 가능 쉬라우드의 예시적인 일부의 개략도이다.
도 13은 도 12에 도시된 연마 가능 쉬라우드의 일부를 선 13-13을 따라 취한 개략적인 확대도이다.
달리 지시되어 있지 않은 한, 본 명세서에 제공된 도면은 본 발명의 독창적인 핵심 특징을 예시하기 위한 것이다. 이러한 독창적인 핵심 특징은 본 발명의 하나 이상의 실시예를 포함하는 상당히 다양한 시스템에 적용 가능할 것으로 판단된다. 이에 따라, 도면은, 당 업계의 숙련자라면 알 수 있는, 본 발명의 실시를 위해 필요한 모든 종래 기술의 특징을 포함하여야 하는 것은 아니다.
아래의 상세한 설명 및 특허청구범위에서, 아래의 의미를 갖도록 정의되는 다수의 용어를 참조한다.
단수 형태는 문맥에서 명확하게 달리 지시되어 있지 않은 한 복수의 의미를 포함한다.
"선택적인(optional)" 또는 "선택적으로(optionally)"는 이후 설명되는 사건 또는 환경이 발생할 수도 있고 발생하지 않을 수도 있음을 의미하며, 또한, 아래의 설명은 사건이 발생하는 예 및 사건이 발생하지 않는 예를 모두 포함함을 의미한다.
상세한 설명 및 특허청구범위 전체에 걸쳐 사용되고 있는 바와 같은 근사값을 나타내는 언어는 관련 기본 기능의 변경을 초래하지 않으면서 변화가 허용될 수 있는 임의의 양적 표현을 수식하도록 적용될 수도 있다. 이에 따라, "대략(about)" 및 "실질적으로(substantially)"와 같은 용어(들)에 의해 수식되는 값은 정확한 특정 값으로 제한되어야 하는 것은 아니다. 적어도 일부 예에서, 근사값을 나타내는 언어는 값을 측정하기 위한 기구의 정확도에 대응할 수도 있다. 여기서 그리고 발명의 상세한 설명 및 특허청구범위 전체에 걸쳐, 범위 제한치가 조합 및/또는 교환될 수도 있으며, 이러한 범위는 내용 또는 언어가 달리 지시하지 않는 한 식별이 가능하며 모든 하위 범위를 포함한다.
도 1은 회전식 기계, 즉, 터보 기계, 더욱 구체적으로 터빈 엔진의 개략도이다. 예시적인 실시예에서, 터빈 엔진은 가스 터빈 엔진(100)이다. 대안으로, 회전식 기계는, 이로만 제한되는 것은 아니지만, 스팀 터빈 엔진, 원심 압축기 및 터보 과급기를 포함하는 임의의 다른 터빈 엔진 및/또는 회전식 기계이다. 예시적인 실시예에서, 가스 터빈 엔진(100)은 흡기부(102) 및 흡기부(102)의 하류에 유동 연통 방식으로 결합되는 압축부(104)를 포함한다. 압축부(104)는 압축기 케이싱(105)에 의해 둘러싸여 있다. 연소부(106)가 압축부(104)의 하류에 유동 연통 방식으로 결합되며, 터빈부(108)가 연소부(106)의 하류에 유동 연통 방식으로 결합된다. 터빈 엔진(108)은 터빈 케이싱(109)에 의해 둘러싸여 있으며 터빈부(108)의 하류에 있는 배기부(110)를 포함한다. 또한, 예시적인 실시예에서, 터빈부(108)가 로터 조립체(112)를 통해 압축부(104)에 결합되며, 로터 조립체는, 이로만 제한되는 것은 아니지만, 압축기 로터 또는 구동 샤프트(114)와 터빈 로터 또는 구동 샤프트(115)를 포함한다.
예시적인 실시예에서, 연소부(106)는 복수 개의 연소기 조립체, 즉, 각각 압축부(104)와 유동 연통 방식으로 결합되는 연소기(116)를 포함한다. 연소부(106)는 또한, 적어도 하나의 연료 노즐 조립체(118)를 포함한다. 각각의 연소기(116)는 적어도 하나의 연료 노즐 조립체(118)와 유동 연통 관계이다. 또한, 예시적인 실시예에서, 터빈부(108)와 압축부(104)가 구동 샤프트(114)를 통해 로드(120)에 회전 가능하게 결합된다. 예를 들어, 로드(120)는, 이로만 제한되는 것은 아니지만, 전기 발생기 및/또는 기계식 구동부 용례, 예를 들어, 펌프를 포함할 수도 있다. 대안으로, 가스 터빈 엔진(100)은 항공기 엔진일 수도 있다.
또한, 예시적인 실시예에서, 압축부(104)는 적어도 하나의 압축기 블레이드 조립체(122)와 적어도 하나의 이웃한 고정 베인 조립체(123; stationary vane assembly)를 포함한다. 압축기 블레이드 조립체(122)와 이웃한 고정 베인 조립체(123)의 각각의 조합이 압축단(130)을 형성한다. 또한, 각각의 압축기 블레이드 조립체(122)는 복수 개의 압축기 블레이드(도 1에 도시하지 않음)를 포함하며, 각각의 고정 베인 조립체(123)는 복수 개의 압축기 베인(도 1에 도시하지 않음)을 포함한다. 또한, 각각의 압축기 블레이드 조립체(122)는 압축기 구동 샤프트(114)에 제거 가능하게 결합되며, 각각의 고정 베인 조립체(123)는 압축기 케이싱(105)에 제거 가능하게 결합되어 이 압축기 케이싱에 의해 지지된다.
또한, 예시적인 실시예에서, 터빈부(108)는 적어도 하나의 터빈 블레이드, 즉, 버킷 조립체(124) 및 적어도 하나의 이웃한 고정 노즐 조립체(125)를 포함한다. 터빈 버킷 조립체(124) 및 이웃한 고정 노즐 조립체(125)의 각각의 조합이 터빈단(140)을 형성한다. 또한, 각각의 터빈 버킷 조립체(124)는 복수 개의 터빈 버킷(도 1에 도시하지 않음)을 포함하며, 각각의 고정 노즐 조립체(125)는 복수 개의 터빈 노즐(도 1에 도시하지 않음)을 포함한다. 또한, 각각의 터빈 버킷 조립체(124)는 터빈 구동 샤프트(115)에 제거 가능하게 결합되며, 각각의 고정 노즐 조립체(125)는 터빈 케이싱(109)에 제거 가능하게 결합되어 이 터빈 케이싱에 의해 지지된다.
작동 시에, 흡기부(102)는 채널을 통해 공기(150)를 압축부(104)로 보낸다. 압축부(104)는 유입 공기(150)를 더 높은 압력 및 온도로 압축한 다음, 압축 공기(152)를 연소부(106)로 배출한다. 압축 공기(152)는 연료 노즐 조립체(118)로 채널을 통해 이동하여 연료(도시하지 않음)와 혼합된 다음 각각의 연소기(116)의 내부에서 연소되어 연소 가스(154)를 발생시키며, 연소 가스는 터빈부(108)를 향해 하류로 채널 이동된다. 연소기(116)의 내부에서 발생된 연소 가스(154)는 터빈부(108)를 향해 하류로 채널 이동된다. 터빈 버킷 조립체(124)와 충돌한 후, 열 에너지는 로터 조립체(112)를 구동시키기 위해 사용되는 기계적 회전 에너지로 전환된다. 터빈부(108)가 구동 샤프트(114, 115)를 통해 압축부(104) 및/또는 로드(120)를 구동시키며, 배기 가스(156)가 배기부(110)를 통해 대기 중으로 배출된다.
도 2는 가스 터빈 엔진(100)(도 1에 도시됨)과 함께 사용될 수도 있는 예시적인 터빈 버킷(160)의 개략도이다. 터빈 버킷(160)은 기저부(162; root portion) 및 기저부(162)에 결합된 날개부(164)를 포함한다. 날개부(164)는 날개 선단부(166), 전단 가장자리(168), 그리고 후단 가장자리(170)를 형성한다. 각각의 터빈 버킷(160)이 도브테일(dovetail) 시스템(도시하지 않음)을 통해 로터 조립체(112)의 터빈 구동 샤프트(115)(도 1에 모두 도시됨)에 제거 가능하게 결합된다. 유사한 배열 및 구성은, 압축기 구동 샤프트(114)(도 1에 도시됨)에 제거 가능하게 결합된 각각의 압축기 블레이드(180)에 대해 사용될 수도 있다.
도 3은 가스 터빈 엔진(100)과 함께 사용될 수도 있는 예시적인 시일 시스템(200)의 개략도이다. 시일 시스템(200)은 압축부(104) 및 터빈부(108)와 함께 사용될 수도 있다. 가스 터빈 엔진(100)은 복수 개의 압축단(130) 및 복수 개의 터빈단(140)을 포함한다. 각각의 압축단(130)은 복수 개의 압축기 블레이드(180)를 포함하며, 각각의 터빈단(140)은 복수 개의 터빈 버킷(160)을 포함한다. 각각의 압축기 블레이드(180)는 날개 선단 기판(182)을 포함하며, 각각의 터빈 버킷(160)은 날개 선단 기판(184)을 포함한다. 날개 선단 기판(182, 184)은 니켈(Ni)계 합금 및 코발트(Co)계 합금 중 하나로 형성된다. 대안으로, 날개 선단 기판(182, 184)은 본 명세서에서 전술한 바와 같은 가스 터빈 엔진(100)과 시일 시스템(200)의 작동을 가능하게 하는 임의의 재료로 형성된다. 압축기 케이싱(105)은 내면(186)을 포함하며, 터빈 케이싱(109)은 내면(188)을 포함한다.
터빈부(108)를 중심으로 한 예시적인 실시예에서, 시일 시스템(200)은 연마 가능부, 즉, 내면(188)의 상측에 형성되는 쉬라우드(202)를 포함한다. 대안으로, 쉬라우드(202)는 표준형 고정 본드 코트(bond coat)의 상측에 형성될 수도 있다. 연마 가능 쉬라우드(202)는 제 1 경도 값을 갖는다. 시일 시스템(200)은 또한, 날개 선단 기판(184)의 상측에 배치되는 연마부(204)를 포함한다. 연마부(204)는 제 1 경도 값보다 큰 제 2 경도 값을 갖는다. 가스 터빈 엔진(100)의 작동 시에, 연마부(204)가 연마 가능 쉬라우드(202)에 맞대어 러빙됨으로써 날개 선단부(166)에 형성된 연마부(204)와 터빈 케이싱(109)에 형성된 연마 가능 쉬라우드(202) 사이에 간극(208)이 형성되도록, 터빈 구동 샤프트(115)에서 회전 운동(206)이 야기된다. 연마 가능 쉬라우드(202)가 러빙됨으로써 실질적으로 평활한 표면과 패턴화된 표면(모두 도시되어 있지 않음) 중 하나를 형성한다. 대안으로, 실질적으로 평활한 표면 및/또는 패턴화된 표면이 연마 가능 쉬라우드(202)(아래에 추가로 논의됨)의 제조 동안 형성될 수도 있다. 간극(208)은 또한, 터빈 케이싱(109)과 터빈 버킷(160)의 러빙을 감소시켜 터빈 버킷(160)의 유효 예상 수명을 증가시키면서, 터빈 버킷(160)과 터빈 케이싱(109) 사이의 작동 유체(도 3에 도시하지 않음)의 유동 감소를 촉진하여 가스 터빈 엔진(100)의 효율을 증가시키는 기설정된 범위의 값을 갖는다. 대안으로, 표면(188)에 직접 연마 가능 쉬라우드(202)를 형성하는 것이 아니라, 고온 재료로 이루어진 제 1 층이 표면(188)에 형성된다. 이러한 제 1 층은, 이로만 제한되는 것은 아니지만, 크롬-알루미늄-이트륨 합금(MCrAlY)을 포함(여기서, M은 임의의 조합으로 니켈(Ni), 코발트(Co), 및 철(Fe) 중 적어도 하나를 포함)하는 재료로 형성될 수도 있다. 이어서, 연마 가능 쉬라우드(202)가 제 1 층의 상측에 형성된다.
도 4는 영역(4)(도 3에 도시됨)을 따라 취한 예시적인 시일 시스템(200)의 개략적인 확대도이다. 도 4에는 구성 요소가 실제 크기로 도시되어 있지 않다. 터빈부(108)(도 1 및 도 3에 도시됨)를 중심으로 한 예시적인 실시예에서, 시일 시스템(200)은 내면(188)의 상측에 형성되는 연마 가능 쉬라우드(202)를 포함한다. 일부 실시예에 있어서, 연마 가능 쉬라우드(202)가 5% 미만의 다공도 값을 갖는 조밀 수직 크랙킹(DVC) 이트리아 안정화 지르코니아(YSZ)로 형성된다. 대안으로, 다른 실시예에 따라, 연마 가능 쉬라우드(202)는 5% 미만의 다공도 값을 갖는 디소프로시아 안정화 지르코니아(DySZ)로 형성된다. 또한, 대안으로, 연마 가능 쉬라우드(202)가 35% 미만의, 바람직하게는 25% 미만의 다공도를 갖는 표준 YSZ 및 DySZ 중 하나로 형성된다.
예시적인 실시예에서, 연마 가능 쉬라우드(202)는 내면(188)으로부터 터빈 버킷(160)을 향해 연장되며, 적어도 대략 500 미크론(μ)(20mils, 즉, 0.020inch)의 두께(210)를 갖고 표면(211)을 구비한다. 대안으로, 연마 가능 쉬라우드(202)는 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 시일 시스템(200)의 작동을 가능하게 하는 두께 값(210)을 갖는다. 또한, 예시적인 실시예에서, 연마 가능 쉬라우드(202)는 내면(188) 상에 DVC YSZ 또는 DVC DySZ의 적어도 하나의 층(도시하지 않음)을 분무 방식으로 처리하여 형성된다. 연마 가능 쉬라우드(202)는 대략 400 내지 대략 1200의 범위의 비커(Vicker) 경도(HV0 .3)를 갖는다.
시일 시스템(200)은 또한, 날개 선단 기판(184)의 상측에 배치된 연마부(204)를 포함한다. 예시적인 실시예에서, 연마부(204)는 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위의 두께(214)를 갖는 적어도 하나의 연마 매트릭스 층(212)을 포함한다. 연마 매트릭스 층(212)은 연마 매트릭스 층 표면(216)을 형성한다. 연마부(204)는 날개 선단 기판(184)에 직접 형성될 수도 있고 표준 날개 본드 코트의 층에 형성될 수도 있다.
또한, 예시적인 실시예에서, 연마 매트릭스 층(212)은 금속 재료 및 세라믹 재료 중 하나로 형성된 단일 매트릭스 층을 포함한다. 대안으로, 연마 매트릭스 층(212)은 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 가스 터빈 엔진(100)과 시일 시스템(200)의 작동을 가능하게 하는 임의의 개수의 층을 포함한다. 일부 실시예에 있어서, 금속제 매트릭스 재료는 MCrAlY이다. 다른 실시예에 있어서, 금속 매트릭스 재료는 크롬-알루미늄 합금(MCrAlX)(여기서, M은 임의의 조합으로 니켈(Ni), 코발트(Co), 및 철(Fe) 중 적어도 하나를 포함하며 X는 임의의 조합으로 하프늄(Hf), Y, Si, 및 탄탈륨(Ta) 중 적어도 하나를 포함)일 수도 있다. 또한, 예시적인 실시예에서, 연마 매트릭스 층(212)은 전해 공정을 통해 MCrAlX 매트릭스 층 또는 MCrAlY 매트릭스 층을 형성함으로써 형성된다. 일부 다른 실시예에 있어서, 연마 매트릭스 층(212)은 전해 공정을 통해 임의의 조합으로 Ni, 알루미늄(Al) 및 플라티늄(Pt) 중 적어도 두 개를 포함하는 합금을 포함할 수도 있는 금속 재료로 형성될 수도 있다. 대안으로, 금속 매트릭스 재료는 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 가스 터빈 엔진(100)과 시일 시스템(200)의 작동을 가능하게 하는 임의의 방법에 의해 날개 선단 기판(184)에 형성된 임의의 금속 재료일 수도 있다. 금속 연마 매트릭스 층(212)은 대략 400 내지 대략 1200 범위의 비커 경도 값을 갖는다.
또한, 일부 실시예에 있어서, 연마 매트릭스 층(212)은 이트리아 안정화 지르코니아(YSZ), 지르코니아 강화 알루미나, 알루미나 강화 지르코니아, Al2O3, 그리고 하프니아(HfO2) 중 적어도 하나를 포함하는 세라믹 재료로 형성된다. 이러한 세라믹계 연마 매트릭스 층(212)은, 납땜 매트릭스를 형성하도록, Si, 티타늄(Ti), 텅스텐(W), 붕소(B) 및 지르코늄(Zr) 중 적어도 하나와 니켈 크롬(NiCr) 및 Ni 중 적어도 하나를 혼합하여 형성될 수도 있다. 대안으로, 세라믹 매트릭스 재료는 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 가스 터빈 엔진(100)과 시일 시스템(200)의 작동을 가능하게 하는 임의의 방법에 의해 날개 선단 기판(184)에 형성된 임의의 세라믹 재료일 수도 있다. 세라믹 연마 매트릭스 층(212)은 대략 400 내지 대략 1200의 범위의 비커 경도 값을 갖는다.
또한, 예시적인 실시예에서, 연마부(204)는 연마 매트릭스 층(212)에 매립된 복수 개의 연마 입자(218)를 포함한다. 연마 입자(218)는 실질적으로 전체가 탄화 탄탈늄(TaC), 산화 알루미늄(Al2O3), 또는 지르코니아(ZrO2) 중 하나를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218)는 입방정질화붕소(cBN) 및 Al2O3를 기설정된 비율로 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218)는 cBN, Al2O3 및 ZrO2를 기설정된 비율로 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218)는 함께 용융된 Al2O3 및 ZrO2를 기설정된 비율로 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218)는 TaC 및 Al2O3를 기설정된 비율로 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218)는 다결정질 알루미나(졸-겔)를 포함할 수도 있다.
연마 입자(218)는 대략 1000 내지 대략 4800의 범위의 비커 경도 값을 갖는다. 연마 입자(218)의 경도 값은 연마 매트릭스 층(212)의 경도 값보다 크며, 다시 연마 매트릭스 층의 경도 값이 연마 가능 쉬라우드(202)의 경도 값보다 크다.
또한, 예시적인 실시예에서, 연마 입자(218)는 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위의 등가의 직경(220)을 갖는 크기를 갖는다. 또한, 연마 매트릭스 층(212)의 내부에 매립된 바와 같은 연마 입자(218)는 대략 20μ(1mil 미만) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위인 등가의 이격 거리(222)로 서로 분리된다. 연마 입자(218)는 실질적으로 구형으로 도시되어 있다. 그러나, 연마 입자(218)는, 이로만 제한되는 것은 아니며, 다면체를 비롯하여, 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같이 시일 시스템(200)과 가스 터빈 엔진(100)의 작동을 가능하게 하는 임의의 형상 및 구성을 가질 수도 있다.
대안으로, 연마 매트릭스 층(212)이 2단계 공정을 통해 형성된다. 제 1 단계는 Si, Ti, W, B 및 Zr 중 적어도 하나와 NiCr 및 Ni 중 적어도 하나를 혼합하는 단계를 포함하는 납땜 화합물(도시하지 않음)을 형성하는 단계를 포함한다. 제 1 단계는 또한, 기판(184)에 납땜 화합물을 도포하는 단계를 포함한다. 제 1 단계는 또한, 기판(184)에 복수 개의 연마 입자(218)를 납땜하는 단계를 포함한다. 제 2 단계는 MCrAlY 매트릭스 화합물(도시하지 않음)을 형성하는 단계를 포함하는 전해 화합물(도시하지 않음)을 형성하는 단계를 포함한다. 제 2 단계는 또한, 기판(184)에 납땜된 연마 입자(218)에 전해 화합물을 도포하는 단계 및 상기 이격 공간의 적어도 일부에 MCrAlY 매트릭스 화합물을 충전하는 단계를 포함한다. 제 2 단계는 또한, 전해 방법을 사용하여 매립 연마 입자(218)로 연마 매트릭스 층(212)을 마감 형성하는 단계를 추가로 포함한다.
연마부(204)는 연마 가능 쉬라우드(202)의 경도 값보다 큰 경도 값을 갖는다. 가스 터빈 엔진(100)의 작동 시에, 터빈 구동 샤프트(115)(도 3에 도시됨)에서 회전 운동(206)(도 3에 도시됨)이 야기되어 연마부(204)가 연마 가능 쉬라우드(202)에 맞대어 러빙되며 연마 가능 쉬라우드(202)와 연마부(204) 사이에 간극(208)이 형성된다. 도 4에 도시된 바와 같이, 연마 입자(218)는 연마 매트릭스 층 표면(216)에 대해 반경 방향으로, 축 방향으로, 그리고 원주 방향으로 위치가 변할 수도 있다. 따라서, 연마 가능 쉬라우드(202)는 실질적으로 평활한 표면 및 패턴화된 표면(모두 다 도시하지 않음) 중 하나를 형성하도록 러빙될 수도 있다. 간극(208)은, 터빈 케이싱(109)과 터빈 버킷(160) 사이의 러빙을 감소시켜 터빈 버킷(160)의 유효 예상 수명을 증가시키면서, 터빈 버킷(160)과 터빈 케이싱(109)(도 3에 모두 도시됨) 사이에서의 작동 유체(도 4에 도시하지 않음)의 유동 감소를 촉진하여 가스 터빈 엔진(100)의 효율을 증가시키는 기설정된 범위의 값을 갖는다.
도 5는 영역(4)을 따라 취한 가스 터빈 엔진(100)과 함께 사용될 수도 있는 다른 변형예의 예시적인 시일 시스템(300)(도 3에 모두 도시됨)의 개략적인 확대도이다. 도 5에서 구성 요소가 실제 크기로 도시되어 있지 않다. 터빈부(108)(도 1 및 도 3에 도시됨)를 중심으로 한 예시적인 실시예에서, 시일 시스템(300)은 내면(188)의 상측에 형성된 연마 가능 쉬라우드(202)를 포함한다. 연마 가능 쉬라우드(202)는 표면(211)을 갖는다.
시일 시스템(300)은 또한, 날개 선단 기판(184)의 상측에 배치된 대안적인 연마부(304)를 포함한다. 연마부(304)는 날개 선단 기판(184)에 직접 형성될 수도 있고 표준 날개 본드 코트의 층에 형성될 수도 있다. 예시적인 실시예에서, 연마부(304)는 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위 이내의 두께(314)를 갖는 적어도 하나의 연마 매트릭스 층(312)을 포함한다. 연마 매트릭스 층(312)은 연마 매트릭스 층 표면(316)을 형성한다. 또한, 예시적인 실시예에서, 연마 매트릭스 층(312)은 연마 매트릭스 층(212)(도 4에 도시됨)에 대하여 설명된 바와 실질적으로 유사한 금속 재료 및 세라믹 재료 중 하나로 형성된 단일 매트릭스 층을 포함한다. 대안으로, 연마 매트릭스 층(312)은 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 가스 터빈 엔진(100)과 시일 시스템(300)의 작동을 가능하게 하는 임의의 개수의 층을 포함한다.
또한, 예시적인 실시예에서, 연마부(304)는 연마 매트릭스 층(312)의 내부에 매립된 복수 개의 연마 입자(318)를 포함한다. 연마 입자(318)는 재료 및 크기에 대해 연마 입자(218)(도 4에 도시됨)와 실질적으로 유사하며, 즉, 연마 입자(318)는 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위 이내의 등가의 직경(320)을 갖는 크기로 형성된다. 또한, 연마 매트릭스 층(312)의 내부에 매립된 바와 같은 연마 입자(318)는 대략 20μ(1mil 미만) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위의 등가의 간격(322)으로 서로 분리된다. 연마 입자(318)는 실질적으로 구형으로 도시되어 있다. 그러나, 연마 입자(318)가, 이로써 제한되는 것은 아니며, 다면체를 비롯하여, 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 시일 시스템(300)과 가스 터빈 엔진(100)의 작동을 가능하게 하는 임의의 형상 및 구성을 가질 수도 있다.
시일 시스템(200)과 대조적으로, 연마 입자(318)의 적어도 일부가 연마 매트릭스 층 표면(316)을 초과하여 거리(324)에 걸쳐 연장되도록 연마 입자(318)가 연마 매트릭스 층(312)의 내부에 매립된다. 예시적인 실시예에서, 거리(324)는 등가의 직경(320)의 대략 0% 내지 40%의 범위 이내이다. 연마 매트릭스 층 표면(316)과 연마 가능 표면(211) 사이에 거리(328)가 획정되도록 연마 가능 쉬라우드(202)가 러빙되어 간극(326)을 형성한다. 거리(328)는 연마 매트릭스 층(312)과 연마 가능 쉬라우드(202) 사이의 접촉 가능성의 감소를 촉진하는 크기이다. 간극(326)은 터빈 케이싱(109)과 터빈 버킷(160)의 러빙을 감소시켜 터빈 버킷(160)의 유효 예상 수명을 증가시키면서, 터빈 버킷(160)과 터빈 케이싱(109)(도 3에 모두 도시함) 사이의 작동 유체(도 5에 도시하지 않음)의 유동 감소를 촉진하여 가스 터빈 엔진(100)의 효율을 증가시키는 기설정된 범위의 값을 갖는다. 또한, 시일 시스템(300)은 연마 매트릭스 층(312)의 더 얇은 층의 형성과 연관된 비용 감소를 촉진한다. 또한, 거리(328)를 증가시킴으로써 덜 조밀한 연마 매트릭스 층(312)의 사용을 촉진한다.
도 6은 영역(4)을 따라 취한 가스 터빈 엔진(100)과 함께 사용될 수도 있는 다른 변형예의 예시적인 시일 시스템(400)(도 3에 모두 도시됨)의 개략적인 확대도이다. 도 6에는 구성 요소가 실제 크기로 도시되어 있지 않다. 터빈부(108)(도 1 및 도 3에 도시됨)를 중심으로 한 예시적인 실시예에서, 시일 시스템(400)은 내면(188)의 상측에 형성되는 연마 가능 쉬라우드(202)를 포함한다. 연마 가능 쉬라우드(202)는 표면(211)을 구비한다.
시일 시스템(400)은 또한, 날개 선단 기판(184)의 상측에 배치된 대안적인 연마부(404)를 포함한다. 연마부(404)는 날개 선단 기판(184)에 직접 형성될 수도 있고 표준 날개 본드 코트의 층에 형성될 수도 있다. 예시적인 실시예에서, 연마부(404)는 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위 이내의 두께(414)를 갖는 적어도 하나의 연마 매트릭스 층(412)을 포함한다. 연마 매트릭스 층(412)은 연마 매트릭스 층 표면(416)을 형성한다. 또한, 예시적인 실시예에서, 연마 매트릭스 층(412)은 연마 매트릭스 층(212)(도 4에 도시됨)에 대하여 설명된 바와 실질적으로 유사한 금속 재료 및 세라믹 재료 중 하나로 형성된 단일 매트릭스 층을 포함한다.
또한, 이러한 변형예의 예시적인 실시예에서, 연마부(404)는 연마 매트릭스 층(412)의 내부에 매립된 복수 개의 비코팅 연마 입자(418)를 포함한다. 비코팅 연마 입자(418)는 재료 및 크기에 대해 연마 입자(218)(도 4에 도시됨)와 실질적으로 유사하며, 즉, 비코팅 연마 입자(418)는 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위 이내의 등가의 직경(420)을 갖는 크기로 형성된다. 또한, 연마 매트릭스 층(412)의 내부에 매립된 바와 같은 비코팅 연마 입자(418)는 대략 20μ(1mil 미만) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위의 등가의 간격(422)으로 서로 분리된다. 비코팅 연마 입자(418)는 실질적으로 구형으로 도시되어 있다. 그러나, 비코팅 연마 입자(418)는, 이로써 제한되는 것은 아니며, 다면체를 비롯하여, 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 시일 시스템(400)과 가스 터빈 엔진(100)의 작동을 가능하게 하는 임의의 형상 및 구성을 가질 수도 있다.
또한, 이러한 변형예의 예시적인 실시예에서, 복수 개의 비코팅 연마 입자(418) 중 적어도 일부가 적어도 하나의 코팅 층(428)으로 코팅되어 복수 개의 코팅 연마 입자(430)를 형성한다. 코팅 연마 입자(430)는 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위 이내의 등가의 직경(432)을 갖는 비코팅 연마 입자(418)를 포함한다. 코팅 연마 입자(430)는 또한, 대략 0.5μ(0.02mils) 내지 대략 20μ(0.8mils)의 범위의 두께(434)의 값을 갖는 코팅 층(428)을 포함한다. 코팅 연마 입자(430)는 등가의 직경(432), 그리고 등가의 직경(420)과 실질적으로 등가의 코팅 두께(434)를 포함하는 크기를 갖는 것으로 도시되어 있다. 대안으로, 코팅 연마 입자(430)는 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 시일 시스템(400)과 가스 터빈 엔진(100)의 작동을 가능하게 하는 임의의 크기를 포함한다. 또한, 시일 시스템(400)은 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 시일 시스템(400)과 가스 터빈 엔진(100)의 작동을 가능하게 하는, 코팅 연마 입자(430) 대 비코팅 연마 입자(418)의 임의의 비율을 포함한다.
이러한 변형예의 예시적인 실시예에서, 코팅 연마 입자(430)는 탄화 규소(SiC)로 형성되는 비코팅 연마 입자(418)를 포함한다. 또한, 코팅 층(428)은, 이로써 제한되는 것은 아니지만, Al2O3 및 멀라이트를 포함하는 외부 비활성 입자 코팅 재료이다. 코팅 층(428)은 SiC 재료의 비코팅 연마 입자(418)와 날개 선단 기판(184) 사이의 화학적 상호 작용 가능성의 감소를 촉진한다.
연마 가능 쉬라우드(202)가 러빙되어 연마 매트릭스 층 표면(416)과 연마 가능 표면(211) 사이에 간극(426)을 형성한다. 간극(426)은 연마 매트릭스 층(412)과 연마 가능 쉬라우드(202) 사이의 접촉 가능성 감소를 촉진하는 크기이다. 간극(426)은 터빈 케이싱(109)과 터빈 버킷(160)의 러빙을 감소시켜 터빈 버킷(160)의 유효 예상 수명을 증가시키면서, 터빈 버킷(160)과 터빈 케이싱(109)(도 3에 모두 도시함) 사이의 작동 유체(도 6에 도시하지 않음)의 유동 감소를 촉진하여 가스 터빈 엔진(100)의 효율을 증가시키는 기설정된 범위의 값을 갖는다.
도 7은 가스 터빈 엔진(100)(도 3에 모두 도시됨)과 함께 사용될 수도 있는 또 다른 변형예의 예시적인 시일 시스템(500)의 개략적인 확대도이다. 도 7에는 구성 요소가 실제 크기로 도시되어 있지 않다. 터빈부(108)(도 1 및 도 3에 도시됨)를 중심으로 한 예시적인 실시예에서, 시일 시스템(500)은 내면(188)의 상측에 형성되는 연마 가능 쉬라우드(202)를 포함한다. 연마 가능 쉬라우드(202)는 표면(211)을 갖는다.
시일 시스템(500)은 또한, 날개 선단 기판(184)의 상측에 배치된 변형예의 연마부(504)를 포함한다. 연마부(504)는 날개 선단 기판(184)에 직접 형성될 수도 있고 표준 날개 본드 코트의 층에 형성될 수도 있다. 예시적인 실시예에서, 연마부(504)는 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위 이내의 두께(514)를 갖는 적어도 하나의 연마 매트릭스 층(512)을 포함한다. 연마 매트릭스 층(512)은 연마 매트릭스 층 표면(516)을 형성한다. 또한, 예시적인 실시예에서, 연마 매트릭스 층(512)은 연마 매트릭스 층(212)(도 4에 도시됨)에 대하여 설명된 바와 실질적으로 유사한 금속 재료 및 세라믹 재료 중 하나로 형성된 단일 매트릭스 층을 포함한다. 대안으로, 연마 매트릭스 층(512)은 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 시일 시스템(500)과 가스 터빈 엔진(100)의 작동을 가능하게 하는 임의의 개수의 층을 포함한다.
또한, 예시적인 실시예에서, 연마부(504)는 연마 매트릭스 층(512)에 매립된 복수 개의 연마 입자(518)를 포함한다. 연마 입자(518)는 재료 및 크기에 대하여 연마 입자(218)(도 4에 도시됨)와 실질적으로 유사하며, 즉, 연마 입자(518)는 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위 이내의 등가의 직경(520)을 갖는 크기로 형성된다. 또한, 연마 매트릭스 층(512)의 내부에 매립된 바와 같은 연마 입자(518)는 대략 20μ(1mil 미만) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위의 등가의 간격(522)으로 서로 분리된다. 연마 입자(518)는 실질적으로 구형으로 도시되어 있다. 그러나, 연마 입자(518)는, 이로써 제한되는 것은 아니며, 다면체를 비롯하여, 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 시일 시스템(500)과 가스 터빈 엔진(100)의 작동을 가능하게 하는 임의의 형상 및 구성을 가질 수도 있다.
또한, 이러한 변형예의 예시적인 실시예에서, 복수 개의 연마 입자(518) 중 적어도 일부는 SiC로 형성된다. 따라서, 연마 입자(518)의 SiC 재료와 날개 선단 기판(184) 사이의 화학적 상호 작용 가능성의 감소를 촉진하기 위하여, 연마부(504)는 연마 매트릭스 층(512)과 기판(184) 사이에 형성되는 중간 층(536)을 포함한다. 이러한 변형예의 예시적인 실시예에서, 중간 층(536)은 이트리아 안정화 지르코니아(YSZ), 지르코니아 강화 알루미나, 알루미나 강화 지르코니아, Al2O3, 그리고 하프니아(HfO2) 중 적어도 하나를 포함하는 세라믹 재료로 형성된다. 이러한 세라믹계 중간 층(536)이 납땜 매트릭스를 형성하도록 Si, Ti, W, B 및 Zr 중 적어도 하나와 NiCr 및 Ni 중 적어도 하나를 혼합하여 형성될 수도 있다. 대안으로, 세라믹 재료는 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 가스 터빈 엔진(100)과 시일 시스템(500)의 작동을 가능하게 하는 임의의 방법에 의해 날개 선단 기판(184)에 형성된 임의의 세라믹 재료일 수도 있다. 또한, 대안으로, 중간 층(536)은, 이로써 제한되는 것은 아니지만, 금속을 비롯한 임의의 재료를 이용하여, 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 가스 터빈 엔진(100)과 시일 시스템(500)의 작동을 가능하게 하는 임의의 방법에 의해 형성될 수도 있다. 중간 층(536)은 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 가스 터빈 엔진(100)과 시일 시스템(500)의 작동을 가능하게 하는 임의의 값을 갖는 층 두께(538)를 형성한다. 예시적인 실시예에서, 층 두께(538)는 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 76.2μ(3mils)의 값을 갖는다.
연마 가능 쉬라우드(202)가 러빙되어 연마 매트릭스 층 표면(516)과 연마 가능 표면(211) 사이에 간극(526)을 형성한다. 간극(526)은 연마 매트릭스 층(512)과 연마 가능 쉬라우드(202) 사이의 접촉 가능성의 감소를 촉진하는 크기이다. 간극(526)은 터빈 케이싱(109)과 터빈 버킷(160)의 러빙을 감소시켜 터빈 버킷(160)의 유효 예상 수명을 증가시키면서, 터빈 버킷(160)과 터빈 케이싱(109)(도 3에 모두 도시함) 사이의 작동 유체(도 7에 도시하지 않음)의 유동 감소를 촉진하여 가스 터빈 엔진(100)의 효율을 증가시키는 기설정된 범위의 값을 갖는다.
도 8은 가스 터빈 엔진(100)(도 3에 도시됨)과 함께 사용될 수도 있는 시일 시스템(200, 300, 400, 500)(도 4, 도 5, 도 6 및 도 7에 각각 도시됨)을 조립하기 위한 예시적인 방법(600)의 순서도이다. 도 9는 방법(600)을 연속하여 나타낸 도면이다.
터빈부(108)(도 1 및 도 3에 도시됨)를 중심으로 한 예시적인 실시예에서, 연마 가능 쉬라우드(202)(도 3, 도 4, 도 5, 도 6 및 도 7에 도시됨)가 내면(188)(도 3, 도 4, 도 5, 도 6 및 도 7에 도시됨)의 상측에 형성된다(602). 일부 실시예에 있어서, 연마 가능 쉬라우드(202)는 내면(188) 상에 5% 미만의 다공도 값을 갖는 DVC YSZ로 이루어진 적어도 하나의 층을 열적 분무(thermal spray) 처리하여 형성된다(604). 대안으로, 다른 실시예에 따라, 연마 가능 쉬라우드(202)는 내면(188) 상에 5% 미만의 다공도 값을 갖는 DVC DySZ로 이루어진 적어도 하나의 층을 열적 분무 처리하여 형성된다(606). 또한, 대안으로, 35% 미만의 그리고 바람직하게는 25% 미만의 다공도 값을 갖는 표준형 YSZ 또는 DySZ가 사용될 수도 있다. 기설정된 다공도 값이 연마부(204)(도 3, 도 4, 도 5, 도 6 및 도 7에 도시됨)에 의한 효과적인 연마를 위한 연마 가능 쉬라우드(202)의 연마 가능 특징을 결정한다. 표면(211)(도 3, 도 4, 도 5, 도 6 및 도 7에 도시됨)에 의해 적어도 대략 700μ(28mils)의 두께(210)(도 3, 도 4, 도 5, 도 6 및 도 7에 도시됨)가 달성될 때까지 연마 가능 쉬라우드(202)의 적어도 하나의 층이 형성된다(608). 대안으로, 연마 가능 쉬라우드(202)는 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 시일 시스템(200)의 작동을 가능하게 하는 임의의 두께 값(210)을 갖는다. 연마 가능 쉬라우드(202)는 대략 400 내지 대략 1200 사이의 기설정된 범위의 비커 경도 값을 갖는다.
또한, 예시적인 실시예에서, 연마부(204, 304, 404, 504)가 터빈 버킷(160)(도 3에 도시됨)의 날개 선단 기판(184)(도 3, 도 4, 도 5, 도 6 및 도 7에 모두 도시됨)의 상측에 배치된다(620).
일부 실시예에 있어서, 날개 선단 기판(184) 상에서의 연마부(204, 304, 404, 504)의 배치(620)를 촉진하도록 납땜 방법(630)이 사용된다. 납땜 방법(630)은 YSZ, 지르코니아 강화 알루미나, 알루미나 강화 지르코니아, Al2O3, HfO2 중 적어도 하나를 포함하는 세라믹 재료로 납땜 매트릭스를 형성하는 단계(632)를 포함한다. 또한, 납땜 방법(630)은 납땜 매트릭스의 형성(632)을 촉진하기 위하여 NiCr 및 Ni 중 적어도 하나와 Si, Ti, W, B 및 Zr 중 적어도 하나를 혼합하는 단계(634)를 포함한다. 대안으로, 세라믹 매트릭스 재료는 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 시일 시스템(200, 300, 400, 500)과 가스 터빈 엔진(100)의 작동을 가능하게 하는 날개 선단 기판(184)에 형성된 임의의 세라믹 재료일 수도 있다.
납땜 방법(630)은 사용될 복수 개의 연마 입자(218, 318, 418, 518)(도 4, 도 5, 도 6 및 도 7에 각각 도시됨)를 선택하는 단계(636)를 더 포함한다. 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 실질적으로 전체가 TaC를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 기설정된 비율의 cBN 및 Al2O3를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 기설정된 비율의 cBN, Al2O3 , 및 ZrO2를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 기설정된 비율의 TaC 및 Al2O3를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 기설정된 비율의 TaC 및 Al2O3를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 다결정질 알루미나(졸-겔)를 포함할 수도 있다.
cBN 및 Al2O3의 기설정된 비율 또는 백분율의 예는, 이로써 제한되는 것은 아니지만, 대략 20% 내지 대략 50%의 범위의 cBN 및 대략 80% 내지 대략 50%의 범위의 Al2O3를 포함한다. 또한, TaC 및 Al2O3의 기설정된 비율 또는 백분율의 예는, 이로써 제한되는 것은 아니지만, 대략 20% 내지 대략 80%의 범위의 TaC 및 대략 80% 내지 대략 20%의 범위의 Al2O3를 포함한다. 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 각각 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위 이내의 등가의 직경(220, 320, 420, 520)을 갖는 크기로 형성된다. 복수 개의 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 납땜 매트릭스의 내부에 매립되어 비납땜 연마부(204, 304, 404, 504)를 형성하며(638), 이 비납땜 연마부가 선단 기판(184)에 도포된다(640). 연마 입자(218, 318, 418, 518)가 각각 대략 20μ(1mil 미만) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위의 등가의 간격(222, 322, 422, 522)을 두고 서로 분리된다.
비납땜 연마부(204, 304, 404, 504)를 구비한 터빈 버킷(160)이 납땜 연마부(204, 304, 404, 504)를 형성하도록 납땜 처리된다(642). 납땜(640)의 완료 시에, 연마부(204, 304, 404, 504)는 각각 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위의 두께(214, 314, 414, 514)를 갖는 적어도 하나의 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)을 각각 포함한다. 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)은 각각 연마 매트릭스 층 표면(216, 316, 416, 516)을 형성한다.
또한, 납땜(640)의 완료 시에, 연마 입자(218, 318, 418, 518)가 대략 1000 내지 대략 4800의 범위의 비커 경도 값을 갖는다. 세라믹 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)은 대략 400 내지 대략 1200의 범위의 비커 경도 값을 갖는다. 따라서, 연마 입자(218, 318, 418, 518)의 경도 값이 각각 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)의 경도 값보다 크며, 다시 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)의 경도 값이 연마 가능 쉬라우드(202)의 경도 값보다 크다.
일부 실시예에 있어서, 비코팅 연마 입자(418)의 일부가 등가의 직경(432)을 갖는 SiC로 형성될 수도 있으며 적어도 하나의 코팅 층(428)으로 코팅되어 복수 개의 코팅 연마 입자(430)(도 6에 모두 도시됨)를 형성한다. 또한, 일부 실시예에 있어서, 비코팅 연마 입자(418)(SiC로 형성) 및/또는 코팅 연마 입자(430) 그리고 기판(184) 사이의 접촉 가능성을 감소시키기 위하여, 날개 선단 기판(184)에 비납땜 연마부(204)를 도포(638)하기 전에, 본드 코팅 층, 즉, 세라믹 하부층이 날개 선단 기판(184)의 상측에 형성될 수도 있다.
일부 실시예에 있어서, 날개 선단 기판(184) 상에서의 연마부(204, 304, 404, 504)의 배치(620)를 촉진하도록 전해 방법(650)이 사용된다. 전해 방법(650)은, MCrAlY 및 MCrAlX 중 하나를 포함하며, 이로써 제한되는 것은 아니지만, 예를 들어, 임의의 조합의 Ni, Al 및 Pt의 금속 재료를 포함할 수도 있는 전해액을 형성하는 단계(652)를 포함한다. 전해 방법(650)은 또한, 사용될 복수 개의 연마 입자(218, 318, 418, 518)(도 4, 도 5, 도 6 및 도 7에 각각 도시됨)를 선택하는 단계(654)를 포함한다.
연마 입자(218, 318, 418, 518)는 실질적으로 전체가 탄화 탄탈늄(TaC), 산화 알루미늄(Al2O3) 또는 지르코니아(ZrO2) 중 하나를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 기설정된 비율의 입방정질화붕소(cBN) 및 Al2O3를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 기설정된 비율의 cBN, Al2O3, 및 ZrO2를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 기설정된 비율의, 함께 용융되는 Al2O3 및 ZrO2를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 기설정된 비율의 TaC 및 Al2O3를 포함할 수도 있다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 다결정질 알루미나(졸-겔)를 포함할 수도 있다.
cBN 및 Al2O3의 기설정된 비율 또는 백분율의 예는, 이로써 제한되는 것은 아니지만, 대략 20% 내지 대략 50%의 범위의 cBN 및 대략 80% 내지 대략 50%의 범위의 Al2O3를 포함한다. 또한, TaC 및 Al2O3의 기설정된 비율 또는 백분율의 예는, 이로써 제한되는 것은 아니지만, 대략 20% 내지 대략 80%의 범위의 TaC 및 대략 80% 내지 대략 20%의 범위의 Al2O3를 포함한다. 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 각각 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위 이내의 등가의 직경(220, 320, 420, 520)을 갖는 크기로 형성된다. 복수 개의 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 전해액 내에서 혼합된다(656). 날개 선단 기판(184)이 전해액 내에 배치되어 날개 선단 기판(184) 상에 연마부(204, 304, 404, 504)를 형성한다(658). 연마 입자(218, 318, 418, 518)와 금속 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)이 각각 날개 선단 기판(184)에 배치된다(660).
전해 방법(650)의 완료 시에, 터빈 버킷(160)은 대략 50.8μ(2mils) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위 이내의 두께(214, 314, 414, 514)를 각각 갖는 적어도 하나의 금속 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)을 포함하는 연마부(204, 304, 404, 504)를 포함한다. 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)은 각각 연마 매트릭스 층 표면(216, 316, 416, 516)을 형성한다. 또한, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 각각 대략 20μ(1mil 미만) 내지 대략 500μ(20mils)의 범위의 등가의 간격(222, 322, 422, 522)을 두고 서로 분리된다.
또한, 전해 방법(650)의 완료 시에, 연마 입자(218, 318, 418, 518)는 대략 1000 내지 대략 4800의 범위의 비커 경도 값을 갖는다. 금속 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)은 대략 300 내지 대략 500의 범위의 비커 경도 값을 갖는다. 따라서, 연마 입자(218, 318, 418, 518)의 경도 값이 각각 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)의 경도 값보다 크며, 다시 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)의 경도 값이 연마 가능 쉬라우드(202)의 경도 값보다 크다.
일부 실시예에 있어서, 비코팅 연마 입자(418)의 일부가 등가의 직경(432)을 갖는 SiC로 형성될 수도 있으며 적어도 하나의 코팅 층(428)으로 코팅되어 복수 개의 코팅 연마 입자(430)를 형성한다. 또한, 일부 실시예에 있어서, 비코팅 연마 입자(418)(SiC로 형성) 및/또는 코팅 연마 입자(430) 그리고 기판(184) 사이의 접촉 가능성을 감소시키기 위하여, 날개 선단 기판(184)을 전해액에 배치(658)하기 전에, 본드 코팅 층, 즉, 세라믹 하부층이 날개 선단 기판(184)의 상측에 형성될 수도 있다.
일부 실시예에 있어서, 연마부(204, 304, 404, 504)가 전해 방법 및 납땜 방법의 일부를 포함하는 2단계 혼성 공정(670)을 통해 날개 선단 기판(184)의 상측에 배치된다(620). 제 1 단계는 Si, Ti, W, B 및 Zr 중 적어도 하나와 NiCr 및 Ni 중 적어도 하나를 혼합하는 단계를 포함하는 납땜 화합물을 형성하는 단계(672)를 포함한다. 제 1 단계는 또한, 납땜 화합물 내에 복수 개의 연마 입자(218, 318, 418, 518)를 혼합하는 단계(674)를 포함한다. 제 1 단계는 또한, 기판(184)에 납땜 화합물을 도포하는 단계(676)를 추가로 포함한다. 제 1 단계는 또한 납땜 단계(678)를 포함한다. 제 2 단계는 MCrAlY를 포함하는 전해 화합물을 형성하는 단계(680)를 포함한다. 제 2 단계는 또한, 전해 화합물에 기판(184)을 배치하는 단계(682), 그리고 연마 입자(218, 318, 418, 518) 사이의 공간 중 적어도 일부에 MCrAlY 매트릭스 화합물을 충전하는 단계(684)를 포함한다. 제 2 단계는 또한, 각각의 방법(630, 650)에 대해 전술한 바와 같이 전해 방법을 사용하여 매립 연마 입자(218, 318, 418, 518)로 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)을 마감 형성하는 단계를 추가로 포함한다.
일부 실시예에 있어서, 연마부(204, 304, 404, 504)가 열적 분무 처리(690)를 통해 날개 선단 기판(184)의 상측에 배치된다(620). MCrAlY 및 MCrAlX 중 하나를 포함하며, 예를 들면, 이로써 제한되는 것은 아니지만, 임의의 조합의 Ni, Al 및 Pt의 금속 재료를 포함할 수도 있는 열적 분무액이 혼합된다(692). 열적 분무 방법(690)은 또한, 실질적으로 전체적으로 Al2O3를 포함하는 복수 개의 연마 입자(218, 318, 418, 518)를 열적 분무액에 혼합하는 단계(694)를 포함한다. 기판(184)에 대해 고온 분무(hot spray)의 도포가 이루어지며(696), 그 상측에서 용융 매트릭스 및 Al2O3 입자의 냉각이 이루어져(698), 전술한 바와 같이 매립 연마 입자(218, 318, 418, 518)를 구비한 연마 매트릭스 층(212, 312, 412, 512)을 형성한다.
도 10은 가스 터빈 엔진(100)(도 3에 도시됨)과 함께 사용될 수도 있는 실질적으로 평활한 표면(702)을 구비한 연마 가능 쉬라우드(202)의 예시적인 일부(700)의 개략도이다. 도 11은 선 11-11(도 10에 도시됨)을 따라 취한 연마 가능 쉬라우드(202)의 일부(700)의 개략적인 확대도이다. 예시적인 실시예에서, 연마 가능 쉬라우드(202)의 부분(700)은 상측에 DVC DySZ로 이루어진 적어도 하나의 층(704)을 포함한다. 가스 터빈 엔진(100)의 작동 중에, DVC DySZ 층(704)의 표면(702)이 고온 연소 가스(152)(도 1에 도시됨)에 직접 노출된다. 또한, 예시적인 실시예에서, 층(704)은 대략 0.5mm(20mils) 내지 대략 1.5mm(60mils)의 범위의, 바람직하게는 대략 1mm(40mils)의 두께(706)를 갖는다. DVC DySZ 층(704)의 다공도 값은 5% 미만이다. 또한, 예시적인 실시예에서, DVC DySZ 층(704)은, 예를 들어, 이로써 제한되는 것은 아니지만, 터빈 케이싱 내면(188)에 형성된 TBC와 같은 고온 재료로 이루어진 제 1 층(708)의 상측에 형성된다. 대안으로, DVC DySZ 층(704)이 표면(188) 상에 직접 형성된다. 층(708)은 대략 0.05mm(2mils) 내지 대략 0.15mm(6mils)의 범위의, 바람직하게는 대략 0.1mm(4mils)의 두께(710)를 갖는다.
도 12는 가스 터빈 엔진(100)(도 3에 도시됨)과 함께 사용될 수도 있는 패턴화된 표면(752)을 갖춘 예시적인 연마 가능 쉬라우드(202)의 예시적인 일부(750)의 개략도이다. 도 13은 선 13-13(도 12에 도시됨)을 따라 취한 연마 가능 쉬라우드(202)의 일부(750)의 개략적인 확대도이다. 예시적인 실시예에서, 연마 가능 쉬라우드(202)의 부분(750)은 상측에 형성된 DVC YSZ로 이루어진 적어도 하나의 패턴화된 층(754)을 포함한다. 패턴화된 층(754)은 높이(760)를 획정하는 정점(758)을 갖는 복수 개의 언덕부(756; mound)로서 형성된다. 높이(760)는 대략 1mm(40mils) 내지 대략 1.5mm(60mils)의 범위이며, 바람직하게는 대략 1.25mm(50mils)이다.
또한, 예시적인 실시예에서, 연마 가능 쉬라우드(202)의 부분(750)은 상측에 DVC YSZ로 이루어진 패턴화된 층(754)이 형성되는, DVC YSZ로 이루어진 적어도 하나의 층(762)을 포함한다. DVC YSZ로 이루어진 층(762)은 실질적으로 평활한 표면(764)을 형성한다. 가스 터빈 엔진(100)의 작동 중에, DVC YSZ로 이루어진 언덕부(754)와 DVC YSZ 층(762)의 표면(764)이 직접 고온 연소 가스(152)(도 1에 도시됨)에 노출된다. 층(762)은 대략 0.5mm(20mils) 내지 대략 1.5mm(60mils)의 범위의, 바람직하게는 대략 1mm(40mils)의 두께(766)를 갖는다.
DVC YSZ 층(754, 762)의 다공도 값은 5% 미만이다. 또한, 예시적인 실시예에서, DVC YSZ 층(762)은, 예를 들어, 이로써 제한되는 것은 아니지만, 터빈 케이싱 내면(188)에 형성된 TBC와 같은 고온 재료로 이루어진 제 1 층(768)의 상측에 형성된다. 대안으로, DVC YSZ 층(762)이 표면(188)에 직접 형성된다. 층(768)은 대략 5mm(200mils) 내지 대략 15mm(600mils)의 범위의, 바람직하게는 대략 10mm(400mils)의 두께(770)를 갖는다.
패턴화된 표면(752)은, 이로써 제한되는 것은 아니지만, 기계 가공 작업, 부분 마스킹, 그리고 제조 공정 매개 변수 변경을 비롯하여, 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 가스 터빈 엔진(100)의 작동을 가능하게 하는 임의의 방법을 통해 형성될 수도 있다.
도 10 내지 도 13을 참조하면, 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 연마 가능 쉬라우드(202)의 형성은 쉬라우드(202)의 비교적 낮은 다공도 값으로 인해 공통으로 사용되는 연마제를 능가하는 내부식성의 향상을 가능하게 한다. 또한, DVC 재료의 사용은 쉬라우드(202)의 예상 수명 증가를 촉진한다. 또한, 일부 경우에 있어서, DVC DySZ 연마 가능 재료가 DVC YSZ 재료보다 바람직할 수도 있다. 예를 들어, DVC DySZ 연마 가능 재료는 DVC YSZ 연마 가능 재료와 비교하여 연마 가능 쉬라우드의 열 사이클 저항성 및 내부식성을 증가시킨다. 또한, DVC DySZ 연마 가능 재료는 또한, DVC YSZ와 비교하여 DVC DySZ의 낮은 열 전도도로 인해 개선된 TBC 시스템의 일부로서 역시 사용될 수도 있다.
터빈 버킷 조립체용 시일 시스템의 복수 개의 실시예가 위에 설명되어 있긴 하지만, 이러한 실시예는 또한 압축기 블레이드 조립체와 함께 사용될 수도 있다.
전술한 시일 시스템은 작동 중인 터보 기계를 밀봉하기 위한 비용 효율적인 방법을 제공한다. 본 명세서에 설명된 실시예는 터보 기계의 효율 증가, 고정부에 대한 날개의 러빙 가능성, 연마 가능 쉬라우드의 부식 및 파손 가능성을 감소시키는, 날개 선단 간극의 형성을 촉진한다. 구체적으로, 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 시스템 및 방법은 표준 열 차단 코팅(TBC)이 아닌 쉬라우드용의 조밀 연마 가능 재료를 사용한다. 따라서, 본 명세서에 설명된 쉬라우드 코팅은, 특히, 패턴화된 윤곽부를 따라 입자 부식을 감소시키기에 충분한 경도 값을 갖는다. 또한, 구체적으로, 본 명세서에 설명된 시스템 및 방법은, 연마 입자의 경도 값이 조밀 연마 가능 재료의 경도 값보다 크게 되도록 세라믹 또는 금속 매트릭스에 정착된 연마 입자를 사용한다. 따라서, 구체적으로, 경성 연마 입자가 조밀 연마 가능 재료로 절단되어, 날개 선단 마모 가속화 및 쉬라우드의 온도로 인해 야기되는 러빙 및 후속 파손 가능성을 감소시킨다. 또한, 경성 연마 입자를 형성하도록 선택된 재료는 대략 927℃(1700℉) 이상의 높은 작동 온도에서 산화되지 않도록 환경적으로 안정하다. 또한, 경성 연마 입자를 형성하기 위해 사용되는 재료는 날개 기판의 기본 재료와 호환 가능하며, 및/또는 경성 연마 입자는 환경 차단 코팅으로 둘러싸여 있고, 및/또는 세라믹 하부 층은 날개 기판의 상측에 형성되어 경성 연마 입자와 기판 사이의 접촉 가능성을 감소시킨다. 또한, 경성 연마 입자는 매트릭스와 조밀 연마 가능 재료 사이의 접촉 가능성을 감소시키기 위해 정착 매트릭스의 표면으로부터 기설정된 거리로 연장되는 크기로 형성된다.
본 명세서에서 설명되고 있는 방법 및 시스템의 예시적인 기술적 효과는, (a) 광범위한 작동 조건에서의 터보 기계의 효율 증가, (b) 터보 기계의 고정체 부분에 대한 날개 러빙 가능성 감소, (c) 연마 가능 쉬라우드의 부식성 및 파손 가능성 감소, 및 (d) 터보 기계의 고정부와 회전부 사이에서의 온도로 인한 러빙 가능성 감소 중 적어도 하나를 포함한다.
터보 기계를 작동시키기 위한 시일 시스템 및 이러한 시스템의 작동 및 형성 방법의 예시적인 실시예가 위에 상세히 설명되어 있다. 시일 시스템 및 이러한 시스템의 작동 및 형성 방법이 본 명세서에서 설명된 특정 실시예로 제한되는 것은 아니며, 오히려, 시스템의 구성 요소 및/또는 방법의 단계는 본 명세서에서 설명된 다른 전술한 구성 요소 및/또는 단계와 별개로 독립적으로 사용될 수도 있다. 예를 들어, 방법은 또한 작동상 밀봉 및 방법을 필요로 하는 다른 시스템과 조합하여 사용될 수도 있으며, 본 명세서에서 설명되고 있는 바와 같은 단지 시일 시스템 및 터보 기계와 함께 실시하는 것으로 제한되는 것은 아니다. 오히려, 예시적인 실시예가 다른 다수의 밀봉 용례와 연관되어 실시 및 사용될 수 있다.
본 발명의 다양한 실시예의 특정한 특징이 몇몇 도면에 도시되고 다른 도면에는 도시되어 있지 않을 수도 있긴 하지만, 이것은 단지 편의를 위한 것이다. 본 발명의 원리에 따르면, 도면의 임의의 특징이 임의의 다른 도면의 임의의 특징과 조합하여 참조 및/또는 청구될 수도 있다.
188: 내면 200: 시일 시스템
202: 연마 가능부 204: 연마부
212: 연마층 218: 연마 입자

Claims (23)

  1. 기판을 포함하는 적어도 하나의 날개 조립체(airfoil assembly)가 결합되는 회전 가능부 및 상기 회전 가능부의 적어도 일부의 상측에서 연장되며 내면을 갖는 고정부를 포함하는 장치를 위한 시일 시스템으로서,
    상기 내면의 적어도 일부의 상측에 형성되는 연마 가능 재료로 이루어진 적어도 하나의 연마 가능 층을 포함하는 연마 가능부로서, 연마 가능 표면을 포함하는 연마 가능부;
    상기 기판의 적어도 일부의 상측에 배치된 연마부
    를 포함하고, 상기 연마부는,
    상기 기판의 적어도 일부 상에 형성된 적어도 하나의 연마 층으로서, 연마 층 표면을 형성하는 적어도 하나의 연마 층;
    상기 적어도 하나의 연마 층 내에 매립된 복수 개의 연마 입자로서, 복수 개의 연마 입자 중 적어도 일부는 복수 개의 연마 입자의 등가의 직경의 0%를 초과하고 40% 이하인 제1 소정 거리로 상기 연마 층 표면을 초과하여 연장되고, 복수 개의 연마 입자는 20μ 내지 500μ의 범위의 간격으로 서로 분리되는 것인 복수 개의 연마 입자
    를 포함하며, 상기 복수 개의 연마 입자는,
    전체를 구성하는 탄화 탄탈륨(TaC), 산화 알루미늄(Al2O3), 및 지르코니아(ZrO2) 중 어느 하나;
    기설정된 비율의 입방정질화붕소(cBN) 및 Al2O3;
    기설정된 비율의 cBN, Al2O3, 및 ZrO2;
    기설정된 비율의, 함께 용융된 Al2O3 및 ZrO2;
    기설정된 비율의 TaC 및 Al2O3
    중 적어도 하나를 포함하고,
    상기 연마부는, 상기 연마 가능부에 대해 러빙(rubbing)되어 상기 연마부와 상기 연마 가능부 사이에 간극을 형성하며, 또한 상기 연마 층 표면과 상기 연마 가능 표면 사이에 제2 소정 거리를 형성하고, 상기 간극은 기설정된 범위의 값을 갖고, 상기 제1 소정 거리 및 제2 소정 거리는 상기 연마 층과 상기 연마 가능부 사이의 접촉 가능성을 감소시키는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 복수 개의 연마 입자는 50.8 미크론(μ) 내지 500μ의 범위의 크기를 갖는 것을 특징으로 하는 것인 시일 시스템.
  3. 삭제
  4. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 연마 층은 금속 층 및 세라믹 층 중 적어도 하나를 포함하는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  5. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 연마 층은 제 1 경도 값을 가지며, 상기 복수 개의 연마 입자는 제 2 경도 값을 갖고, 상기 제 2 경도 값이 상기 제 1 경도 값보다 큰 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  6. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 복수 개의 연마 입자는 적어도 일부 탄화 규소(SiC) 입자를 추가로 포함하고, 적어도 일부 탄화 규소(SiC) 입자는 Al2O3와 멀라이트(mullite) 중 적어도 하나를 포함하는 외부 비활성 입자 코팅을 포함하는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  7. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 연마 층은, 이트리아 안정화 지르코니아(YSZ), 지르코니아 강화 알루미나, 알루미나 강화 지르코니아, Al2O3 , 그리고 하프니아(HfO2) 중 적어도 하나를 포함하는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  8. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 연마 층은,
    크롬-알루미늄-이트륨 합금(MCrAlY)(여기서, M은 임의의 조합으로 니켈(Ni), 코발트(Co) 및 철(Fe) 중 적어도 하나를 포함함);
    크롬-알루미늄 합금(MCrAlX)(여기서, M은 임의의 조합으로 니켈(Ni), 코발트(Co), 및 철(Fe) 중 적어도 하나를 포함하며, X는 임의의 조합으로 하프늄(Hf), Y, Si, 및 Ta 중 적어도 하나를 포함함);
    임의의 조합으로 니켈(Ni), 알루미늄(Al) 및 플라티늄(Pt) 중 적어도 두 개를 포함하는 합금
    중 적어도 하나를 포함하는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  9. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 연마 층은 50.8μ 내지 500μ의 범위의 두께를 갖는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  10. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 연마 가능부는,
    조밀 수직 크랙킹(DVC; Dense Vertically Cracked) 이트리아-안정화 지르코니아(YSZ);
    조밀 수직 크랙킹(DVC) 디스프로시아 안정화 지르코니아(DySZ)
    중 적어도 하나를 포함하는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  11. 제 10 항에 있어서, 상기 DVC YSZ는 5% 미만의 다공도 값을 갖는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  12. 제 10 항에 있어서, 상기 DVC DySZ는 5% 미만의 다공도 값을 갖는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  13. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 상기 연마 가능부는 적어도 500μ의 두께로 형성되는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  14. 기판을 포함하는 적어도 하나의 날개 조립체가 결합된 회전 가능부를 제공하는 단계;
    상기 회전 가능부의 적어도 일부의 상측에서, 내면을 포함하는 고정부가 연장되도록 하는 단계;
    상기 내면의 적어도 일부 상에 연마 가능 재료로 이루어진 적어도 하나의 층을 포함하고, 또한 연마 가능 표면을 포함하는 연마 가능부를 형성하는 단계;
    상기 기판의 적어도 일부 상에 연마 층 표면을 포함하는 적어도 하나의 매트릭스 층을 포함하는 연마부를 형성하는 단계로서, 적어도 하나의 매트릭스 층은 적어도 하나의 매트릭스 층에 매립되는 복수 개의 연마 입자를 포함하며, 상기 복수의 연마 입자 중 적어도 일부는 복수 개의 연마 입자의 등가의 직경의 0%를 초과하고 40% 이하인 제1 소정 거리로 상기 연마 층 표면을 초과하여 연장되고, 복수 개의 연마 입자는 20μ 내지 500μ의 범위의 간격으로 서로 분리되는 것인 단계
    를 포함하며, 상기 적어도 하나의 매트릭스 층은 상기 적어도 하나의 매트릭스 층 내에 매립된 복수 개의 연마 입자를 포함하고, 상기 복수 개의 연마 입자는,
    전체를 구성하는 탄화 탄탈륨(TaC), 산화 알루미늄(Al2O3), 및 지르코니아(ZrO2) 중 어느 하나;
    기설정된 비율의 입방정질화붕소(cBN) 및 Al2O3;
    기설정된 비율의 cBN, Al2O3, 및 ZrO2;
    기설정된 비율의, 함께 용융된 Al2O3, 및 ZrO2;
    기설정된 비율의 TaC 및 Al2O3
    중 적어도 하나를 포함하고,
    상기 연마부는, 상기 연마 가능부에 대해 러빙(rubbing)되어 상기 연마부와 상기 연마 가능부 사이에 간극을 형성하며, 또한 상기 연마 층 표면과 상기 연마 가능 표면 사이에 제2 소정 거리를 형성하고, 상기 간극은 기설정된 범위의 값을 갖고, 상기 제1 소정 거리 및 제2 소정 거리는 상기 연마 층과 상기 연마 가능부 사이의 접촉 가능성을 감소시키는 것을 특징으로 하는, 장치를 위한 시일 시스템 조립 방법.
  15. 제 14 항에 있어서, 상기 내면 상에 연마 가능 재료로 이루어진 적어도 하나의 층을 형성하는 단계는, 내면 상에 조밀 수직 크랙킹(DVC) 이트리아 안정화 지르코니아(YSZ) 및 조밀 수직 크랙킹(DVC) 디스프로시아 안정화 지르코니아(DySZ) 중 적어도 하나를 분무하는 단계를 포함하며, 상기 연마 가능 재료로 이루어진 적어도 하나의 층은 제 1 경도 값을 가지며, 상기 복수 개의 연마 입자는 제 2 경도 값을 갖고, 상기 제 2 경도 값이 상기 제 1 경도 값보다 큰 것을 특징으로 하는, 장치를 위한 시일 시스템 조립 방법.
  16. 제 14 항 또는 제 15 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 매트릭스 층을 형성하는 단계는, 규소(Si), 티타늄(Ti), 텅스텐(W), 붕소(B), 및 지르코늄(Zr) 중 적어도 하나와 니켈 크롬(NiCr) 및 Ni 중 적어도 하나를 혼합하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 장치를 위한 시일 시스템 조립 방법.
  17. 제 14 항 또는 제 15 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 매트릭스 층을 형성하는 단계는,
    크롬-알루미늄-이트륨 합금(MCrAlY) 매트릭스(여기서, M은 임의의 조합으로 니켈(Ni), 코발트(Co) 및 철(Fe) 중 적어도 하나를 포함함)를 형성하는 단계;
    전해 공정을 통해 적어도 하나의 MCrAlY 매트릭스 층을 형성하는 단계
    를 포함하는 것을 특징으로 하는, 장치를 위한 시일 시스템 조립 방법.
  18. 제 14 항 또는 제 15 항에 있어서, 상기 적어도 하나의 매트릭스 층을 형성하는 단계는,
    규소(Si), 티타늄(Ti), 텅스텐(W), 붕소(B), 및 지르코늄(Zr) 중 적어도 하나와 니켈 크롬(NiCr) 및 Ni 중 적어도 하나를 혼합하는 단계를 포함하는, 납땜 화합물(brazing compound)을 형성하는 단계;
    상기 기판의 적어도 일부에 상기 납땜 화합물을 도포하는 단계;
    상기 기판에 복수 개의 입자를 납땜하는 단계;
    MCrAlY 매트릭스 화합물(여기서, M은 임의의 조합으로 니켈(Ni), 코발트(Co) 및 철(Fe) 중 적어도 하나를 포함함)을 형성하는 단계를 포함하는, 전해 화합물을 형성하는 단계;
    납땜 입자(brazed particle)에 상기 전해 화합물을 도포하여 납땜 입자들 사이의 공간의 적어도 일부를 충전하는 단계
    를 포함하는 것을 특징으로 하는, 장치를 위한 시일 시스템 조립 방법.
  19. 회전 가능부 및 이 회전 가능부의 적어도 일부의 상측에서 연장되며 내면을 갖는 고정부를 포함하며, 상기 회전 가능부는, 여기에 결합된 적어도 하나의 날개 조립체를 포함하는 것인 장치를 작동하는 방법으로서,
    시일 시스템의 연마부가 상기 시일 시스템의 연마 가능부에 맞대어 러빙(rubbing)되도록 회전 가능 부재의 회전을 야기하는 단계
    를 포함하며,
    제 1 경도 값을 갖는 상기 연마 가능부는 연마 가능 표면을 포함하고, 또한 상기 고정부 상에 형성된 조밀 수직 크래킹(DVC) 이트리아 안정화 지르코니아(YSZ) 및 조밀 수직 크래킹(DVC) 디스프로시아 안정화 지르코니아(DySZ) 중 적어도 하나로 이루어진 적어도 하나의 층을 포함하며, 상기 연마부는 적어도 하나의 매트릭스 층 내에 매립된 복수 개의 연마 입자를 포함하고, 적어도 하나의 매트릭스 층은 연마 층 표면을 형성하며, 복수 개의 연마 입자 중 적어도 일부는 복수 개의 연마 입자의 등가의 직경의 0%를 초과하고 40% 이하인 제1 소정 거리로 상기 연마 층 표면을 초과하여 연장되고, 복수 개의 연마 입자는 20μ 내지 500μ의 범위의 간격으로 서로 분리되며,
    상기 복수 개의 연마 입자는 상기 제 1 경도 값보다 큰 제 2 경도 값을 가지고, 상기 복수 개의 연마 입자는,
    전체를 구성하는 탄화 탄탈륨(TaC), 산화 알루미늄(Al2O3), 및 지르코니아(ZrO2) 중 어느 하나;
    기설정된 비율의 입방정질화붕소(cBN) 및 Al2O3;
    기설정된 비율의 cBN, Al2O3, 및 ZrO2;
    기설정된 비율의, 함께 용융된 Al2O3, 및 ZrO2;
    기설정된 비율의 TaC 및 Al2O3
    중 적어도 하나를 포함하며,
    상기 연마부로 상기 연마 가능부의 적어도 일부를 제거하는 단계; 및
    상기 연마 가능부와 상기 연마부 사이에 간극을 형성하는 단계로서, 상기 간극은 기설정된 범위의 값을 갖고, 상기 연마 층 표면과 상기 연마 가능 표면 사이에 제2 소정 거리를 형성하며, 상기 제1 소정 거리 및 제2 소정 거리는 상기 연마 층과 상기 연마 가능부 사이의 접촉 가능성을 감소시키는 것인 단계
    를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 장치 작동 방법.
  20. 제 19 항에 있어서, 상기 연마 가능부에는 평활한 표면과 패턴화된 표면 중 적어도 하나가 형성되는 것을 특징으로 하는 장치 작동 방법.
  21. 제 1 항에 있어서, 상기 간극은 상기 고정부와 상기 회전 가능부 사이에서 작동 유체의 흐름을 감소시키는 것을 특징으로 하는 시일 시스템.
  22. 제 14 항에 있어서, 상기 간극은 상기 고정부와 상기 회전 가능부 사이에서 작동 유체의 흐름을 감소시키는 것을 특징으로 하는 장치를 위한 시일 시스템 조립 방법.
  23. 제 19 항에 있어서, 상기 간극은 상기 고정부와 상기 회전 가능부 사이에서 작동 유체의 흐름을 감소시키는 것을 특징으로 하는 장치 작동 방법.
KR1020157016152A 2012-11-28 2013-11-27 터보 기계에 사용하기 위한 시일 시스템 및 그 제조 방법 KR102170569B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/687,369 2012-11-28
US13/687,369 US9598973B2 (en) 2012-11-28 2012-11-28 Seal systems for use in turbomachines and methods of fabricating the same
PCT/EP2013/074893 WO2014083069A1 (en) 2012-11-28 2013-11-27 Seal systems for use in turbomachines and methods of fabricating the same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20150088278A KR20150088278A (ko) 2015-07-31
KR102170569B1 true KR102170569B1 (ko) 2020-10-28

Family

ID=49726728

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020157016152A KR102170569B1 (ko) 2012-11-28 2013-11-27 터보 기계에 사용하기 위한 시일 시스템 및 그 제조 방법

Country Status (11)

Country Link
US (1) US9598973B2 (ko)
EP (1) EP2925971B1 (ko)
JP (1) JP6340010B2 (ko)
KR (1) KR102170569B1 (ko)
CN (1) CN104937217A (ko)
AU (1) AU2013351191A1 (ko)
BR (1) BR112015012277B8 (ko)
CA (1) CA2891497A1 (ko)
MX (1) MX2015006730A (ko)
TR (1) TR201905293T4 (ko)
WO (1) WO2014083069A1 (ko)

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160356165A1 (en) * 2014-02-14 2016-12-08 United Technologies Corporation Abrasive Tip Blade Manufacture Methods
EP3143259B1 (en) 2014-05-15 2020-08-05 Nuovo Pignone S.r.l. Method of manufacturing a component of a turbomachine, component of a turbomachine and turbomachine
US10072506B2 (en) * 2014-06-30 2018-09-11 Rolls-Royce Corporation Coated gas turbine engine components
US10786875B2 (en) * 2014-07-02 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Abrasive preforms and manufacture and use methods
DE102015202070A1 (de) 2015-02-05 2016-08-25 MTU Aero Engines AG Gasturbinenbauteil
US20160237832A1 (en) * 2015-02-12 2016-08-18 United Technologies Corporation Abrasive blade tip with improved wear at high interaction rate
US20160305319A1 (en) * 2015-04-17 2016-10-20 General Electric Company Variable coating porosity to influence shroud and rotor durability
US10030532B2 (en) * 2015-04-22 2018-07-24 United Technologies Corporation Abradable seal with thermally conductive microspheres
US11268183B2 (en) * 2015-05-06 2022-03-08 Raytheon Technologies Corporation Method of forming an abrasive coating on a fan blade tip
US10052724B2 (en) * 2016-03-02 2018-08-21 General Electric Company Braze composition, brazing process, and brazed article
US10544698B2 (en) * 2016-06-20 2020-01-28 United Technologies Corporation Air seal abrasive coating and method
US10415579B2 (en) * 2016-09-28 2019-09-17 General Electric Company Ceramic coating compositions for compressor blade and methods for forming the same
US10294962B2 (en) * 2017-06-30 2019-05-21 United Technologies Corporation Turbine engine seal for high erosion environment
US10900371B2 (en) 2017-07-27 2021-01-26 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Abradable coatings for high-performance systems
US10858950B2 (en) 2017-07-27 2020-12-08 Rolls-Royce North America Technologies, Inc. Multilayer abradable coatings for high-performance systems
US11149744B2 (en) * 2017-09-19 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine seal for high erosion environment
US11976013B2 (en) * 2017-09-27 2024-05-07 Rolls-Royce Corporation Composite coating layer for ceramic matrix composite substrate
JP6939682B2 (ja) 2018-04-06 2021-09-22 トヨタ自動車株式会社 内燃機関
JP2019183716A (ja) * 2018-04-06 2019-10-24 トヨタ自動車株式会社 内燃機関
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
US10808565B2 (en) * 2018-05-22 2020-10-20 Rolls-Royce Plc Tapered abradable coatings
US11028721B2 (en) * 2018-07-19 2021-06-08 Ratheon Technologies Corporation Coating to improve oxidation and corrosion resistance of abrasive tip system
FR3085172B1 (fr) 2018-08-22 2021-03-05 Safran Aircraft Engines Revetement abradable pour aubes tournantes d'une turbomachine
CN109236382A (zh) * 2018-09-11 2019-01-18 大唐淮北发电厂 一种汽轮机轴封及其低压外缸缸面处的密封方法
US12116285B2 (en) 2018-10-05 2024-10-15 Fuji Chemical Industries Co., Ltd. Porous silica particle composition
US11015474B2 (en) 2018-10-19 2021-05-25 Raytheon Technologies Corporation Geometrically segmented abradable ceramic thermal barrier coating with improved spallation resistance
US11686208B2 (en) 2020-02-06 2023-06-27 Rolls-Royce Corporation Abrasive coating for high-temperature mechanical systems
FR3115811B1 (fr) * 2020-10-30 2023-02-24 Safran Ceram Assemblage pour turbine comprenant des secteurs avec languettes d’étanchéité lamifiées
CN113215513B (zh) * 2021-05-11 2022-06-03 成都中科翼能科技有限公司 用于燃气轮机零件可磨耗Al/BN封严涂层新后处理工艺
US11976571B1 (en) * 2022-12-13 2024-05-07 Rtx Corporation Machinable coating with thermal protection

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030203224A1 (en) * 2001-07-30 2003-10-30 Diconza Paul Josesh Thermal barrier coating of intermediate density
US20040208749A1 (en) * 2001-06-13 2004-10-21 Mitsubishi Heavy Industries Ltd. Method of forming abrasion-resistant layer on rotor blade, an abrasion-resistant layer and a method of regenerating the same, and a gas turbine

Family Cites Families (81)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4227703A (en) * 1978-11-27 1980-10-14 General Electric Company Gas seal with tip of abrasive particles
US4249913A (en) * 1979-05-21 1981-02-10 United Technologies Corporation Alumina coated silicon carbide abrasive
IL75564A (en) * 1984-06-25 1988-02-29 United Technologies Corp Abrasive surfaced article for high temperature service
US4851188A (en) * 1987-12-21 1989-07-25 United Technologies Corporation Method for making a turbine blade having a wear resistant layer sintered to the blade tip surface
US4936745A (en) 1988-12-16 1990-06-26 United Technologies Corporation Thin abradable ceramic air seal
US5059095A (en) * 1989-10-30 1991-10-22 The Perkin-Elmer Corporation Turbine rotor blade tip coated with alumina-zirconia ceramic
US5064727A (en) 1990-01-19 1991-11-12 Avco Corporation Abradable hybrid ceramic wall structures
GB2241506A (en) * 1990-02-23 1991-09-04 Baj Ltd Method of producing a gas turbine blade having an abrasive tip by electrodepo- sition.
US5134032A (en) 1991-02-25 1992-07-28 General Electric Company Abrasive particle and rotary seal therewith
US5453329A (en) 1992-06-08 1995-09-26 Quantum Laser Corporation Method for laser cladding thermally insulated abrasive particles to a substrate, and clad substrate formed thereby
US5551959A (en) 1994-08-24 1996-09-03 Minnesota Mining And Manufacturing Company Abrasive article having a diamond-like coating layer and method for making same
US5704759A (en) 1996-10-21 1998-01-06 Alliedsignal Inc. Abrasive tip/abradable shroud system and method for gas turbine compressor clearance control
US5951892A (en) * 1996-12-10 1999-09-14 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method of making an abradable seal by laser cutting
US6946208B2 (en) 1996-12-10 2005-09-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Sinter resistant abradable thermal barrier coating
US5935407A (en) * 1997-11-06 1999-08-10 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method for producing abrasive tips for gas turbine blades
US6190124B1 (en) 1997-11-26 2001-02-20 United Technologies Corporation Columnar zirconium oxide abrasive coating for a gas turbine engine seal system
SG72959A1 (en) 1998-06-18 2000-05-23 United Technologies Corp Article having durable ceramic coating with localized abradable portion
JP3426987B2 (ja) 1998-11-13 2003-07-14 三菱重工業株式会社 高温用耐食・耐摩耗コーティング部材及び製造方法並びにガスタービン翼
US6089825A (en) 1998-12-18 2000-07-18 United Technologies Corporation Abradable seal having improved properties and method of producing seal
DE19859477B4 (de) 1998-12-22 2005-06-23 Mtu Aero Engines Gmbh Verschleißschutzschicht
US6432487B1 (en) 2000-12-28 2002-08-13 General Electric Company Dense vertically cracked thermal barrier coating process to facilitate post-coat surface finishing
US6533285B2 (en) 2001-02-05 2003-03-18 Caterpillar Inc Abradable coating and method of production
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
JP2002256808A (ja) * 2001-02-28 2002-09-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼エンジン、ガスタービン及び研磨層
JP3790440B2 (ja) * 2001-05-24 2006-06-28 三菱重工業株式会社 燃焼エンジン動翼の製造方法
US6537021B2 (en) 2001-06-06 2003-03-25 Chromalloy Gas Turbine Corporation Abradeable seal system
US6547522B2 (en) 2001-06-18 2003-04-15 General Electric Company Spring-backed abradable seal for turbomachinery
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
JP4058294B2 (ja) 2002-04-30 2008-03-05 株式会社荏原製作所 回転部材の耐摩耗表面処理方法、羽根車及びその羽根車を有する流体機械
US6887530B2 (en) 2002-06-07 2005-05-03 Sulzer Metco (Canada) Inc. Thermal spray compositions for abradable seals
US6884470B2 (en) 2002-10-03 2005-04-26 General Electric Company Application method for abradable material
US6887528B2 (en) 2002-12-17 2005-05-03 General Electric Company High temperature abradable coatings
US20050003172A1 (en) 2002-12-17 2005-01-06 General Electric Company 7FAstage 1 abradable coatings and method for making same
US6916529B2 (en) * 2003-01-09 2005-07-12 General Electric Company High temperature, oxidation-resistant abradable coatings containing microballoons and method for applying same
US6808756B2 (en) 2003-01-17 2004-10-26 Sulzer Metco (Canada) Inc. Thermal spray composition and method of deposition for abradable seals
DE502004010739D1 (de) 2003-12-17 2010-03-25 Sulzer Metco Us Inc Strömungsmaschine mit einer keramischen Anstreifschicht
US7165946B2 (en) 2004-06-21 2007-01-23 Solar Turbine Incorporated Low-mid turbine temperature abradable coating
US7927189B2 (en) 2004-08-16 2011-04-19 United Technologies Corporation Superabrasive tool
US7614847B2 (en) 2004-11-24 2009-11-10 General Electric Company Pattern for the surface of a turbine shroud
US7449254B2 (en) 2005-01-21 2008-11-11 General Electric Company Environmental barrier coating with physical barrier layer for silicon-comprising materials
US7354651B2 (en) 2005-06-13 2008-04-08 General Electric Company Bond coat for corrosion resistant EBC for silicon-containing substrate and processes for preparing same
US7442444B2 (en) 2005-06-13 2008-10-28 General Electric Company Bond coat for silicon-containing substrate for EBC and processes for preparing same
ATE405686T1 (de) 2005-06-16 2008-09-15 Sulzer Metco Us Inc Aluminiumoxid dotierter verschleissbarer keramischer werkstoff
EP1743957A1 (de) 2005-07-14 2007-01-17 Sulzer Metco (US) Inc. Verfahren zum Behandeln der Schaufelspitze einer Turbinenschaufel sowie mit einem solchen Verfahren behandelte Turbinenschaufel
US20080107920A1 (en) * 2006-01-06 2008-05-08 Raymond Grant Rowe Thermal barrier coated articles and methods of making the same
CA2585992C (en) 2006-06-08 2014-06-17 Sulzer Metco (Us) Inc. Dysprosia stabilized zirconia abradable
US7604455B2 (en) 2006-08-15 2009-10-20 Siemens Energy, Inc. Rotor disc assembly with abrasive insert
US8017240B2 (en) 2006-09-28 2011-09-13 United Technologies Corporation Ternary carbide and nitride thermal spray abradable seal material
US8038388B2 (en) 2007-03-05 2011-10-18 United Technologies Corporation Abradable component for a gas turbine engine
EP2171124B1 (en) * 2007-05-04 2011-09-14 MTU Aero Engines AG Method for manufacturing an abrasive coating on a gas turbine component
JP5074123B2 (ja) * 2007-08-08 2012-11-14 株式会社日立製作所 高温耐摩耗性部材及び高温用耐摩耗部材の製造方法
US8047773B2 (en) 2007-08-23 2011-11-01 General Electric Company Gas turbine shroud support apparatus
US20100028711A1 (en) * 2008-07-29 2010-02-04 General Electric Company Thermal barrier coatings and methods of producing same
US8365405B2 (en) 2008-08-27 2013-02-05 United Technologies Corp. Preforms and related methods for repairing abradable seals of gas turbine engines
GB0822703D0 (en) 2008-12-15 2009-01-21 Rolls Royce Plc A component having an abrasive layer and a method of applying an abrasive layer on a component
US8309197B2 (en) 2008-12-17 2012-11-13 Teledyne Scientific & Imaging, Llc Integral abradable seals
EP2202264B1 (fr) 2008-12-24 2018-04-18 Safran Aero Boosters SA Procédé de fabrication par moulage d'un élément structurel de machine avec une surface abradable
JP5112286B2 (ja) * 2008-12-26 2013-01-09 株式会社東芝 蒸気タービン翼及び蒸気タービン
DE102009012945A1 (de) 2009-03-12 2010-09-16 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Herstellung einer abrasiven Beschichtung und Bauteil für eine Turbomaschine
US8186946B2 (en) 2009-04-17 2012-05-29 United Technologies Corporation Abrasive thermal coating
US8172519B2 (en) 2009-05-06 2012-05-08 General Electric Company Abradable seals
JP5210984B2 (ja) 2009-06-29 2013-06-12 株式会社日立製作所 タービン用高信頼性メタルシール材
US20110164961A1 (en) 2009-07-14 2011-07-07 Thomas Alan Taylor Coating system for clearance control in rotating machinery
WO2011008211A1 (en) 2009-07-16 2011-01-20 Bell Helicopter Textron Inc. Method of applying abrasion resistant materials to rotors
KR20110008398A (ko) 2009-07-20 2011-01-27 삼성전자주식회사 막 구조물, 이를 포함하는 커패시터 및 그 제조 방법
US20110027573A1 (en) 2009-08-03 2011-02-03 United Technologies Corporation Lubricated Abradable Coating
IT1396362B1 (it) 2009-10-30 2012-11-19 Nuovo Pignone Spa Macchina con righe in rilievo che possono essere abrase e metodo.
EP2317079B1 (en) 2009-10-30 2020-05-20 Ansaldo Energia Switzerland AG Abradable coating system
GB2475850A (en) 2009-12-02 2011-06-08 Rolls Royce Plc An Abrasive Layer and a Method Of Applying an Abrasive Layer on a Turbomachine Component
IT1397706B1 (it) 2009-12-22 2013-01-24 Nuovo Pignone Spa Tenuta che si puo' abradere con spostamento assiale.
DE102009060570A1 (de) 2009-12-23 2011-07-28 Lufthansa Technik AG, 22335 Verfahren zum Herstellen einer Rotor/Statordichtung einer Gasturbine
JP5767248B2 (ja) 2010-01-11 2015-08-19 ロールス−ロイス コーポレイション 環境障壁コーティングに加わる熱又は機械的応力を軽減するための特徴体
JP5490736B2 (ja) 2010-01-25 2014-05-14 株式会社日立製作所 セラミックアブレーダブルコーテイングを有するガスタービン用シュラウド
WO2011100311A1 (en) 2010-02-09 2011-08-18 Rolls-Royce Corporation Abradable ceramic coatings and coating systems
SG173932A1 (en) 2010-02-25 2011-09-29 United Technologies Corp Repair of a coating on a turbine component
DE102010010595A1 (de) 2010-03-08 2011-09-08 Lufthansa Technik Ag Verfahren zur Reparatur von Dichtsegmenten in der Rotor-/Statordichtung einer Gasturbine
CH702980A1 (de) 2010-03-31 2011-10-14 Alstom Technology Ltd Dichtstruktur an einem Deckband einer Turbinenlaufschaufel.
DE102010019958B4 (de) 2010-05-08 2016-05-04 MTU Aero Engines AG Verfahren zur Herstellung eines Einlaufbelags
US8770926B2 (en) 2010-10-25 2014-07-08 United Technologies Corporation Rough dense ceramic sealing surface in turbomachines
US9169740B2 (en) 2010-10-25 2015-10-27 United Technologies Corporation Friable ceramic rotor shaft abrasive coating
US20120099971A1 (en) 2010-10-25 2012-04-26 United Technologies Corporation Self dressing, mildly abrasive coating for clearance control

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040208749A1 (en) * 2001-06-13 2004-10-21 Mitsubishi Heavy Industries Ltd. Method of forming abrasion-resistant layer on rotor blade, an abrasion-resistant layer and a method of regenerating the same, and a gas turbine
US20030203224A1 (en) * 2001-07-30 2003-10-30 Diconza Paul Josesh Thermal barrier coating of intermediate density

Also Published As

Publication number Publication date
TR201905293T4 (tr) 2019-05-21
US9598973B2 (en) 2017-03-21
JP2016508202A (ja) 2016-03-17
CA2891497A1 (en) 2014-06-05
WO2014083069A1 (en) 2014-06-05
CN104937217A (zh) 2015-09-23
BR112015012277B8 (pt) 2022-10-18
EP2925971B1 (en) 2019-01-09
AU2013351191A1 (en) 2015-07-09
MX2015006730A (es) 2015-08-06
US20140147242A1 (en) 2014-05-29
JP6340010B2 (ja) 2018-06-06
KR20150088278A (ko) 2015-07-31
BR112015012277B1 (pt) 2021-12-07
EP2925971A1 (en) 2015-10-07
BR112015012277A2 (pt) 2018-12-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102170569B1 (ko) 터보 기계에 사용하기 위한 시일 시스템 및 그 제조 방법
CA2581908C (en) Repair of hpt shrouds with sintered preforms
JP6538323B2 (ja) タービンシュラウドの表面パターンの３ｄ印刷法
US8186946B2 (en) Abrasive thermal coating
US9511436B2 (en) Composite composition for turbine blade tips, related articles, and methods
JP4166977B2 (ja) 耐高温腐食合金材、遮熱コーティング材、タービン部材、及びガスタービン
CN109424369B (zh) 包括涂层系统的涡轮叶片和形成涡轮叶片的方法
US8876481B2 (en) Turbine airfoil component assembly for use in a gas turbine engine and methods for fabricating same
US9574282B2 (en) Abrasive thermal coating
EP1710398A1 (en) Turbine component other than airfoil having ceramic corrosion resistant coating and methods for making same
US10794211B2 (en) Seal geometries for reduced leakage in gas turbines and methods of forming
EP3149227B1 (en) Lanthanum molybdate abradable coatings
CN105443165B (zh) 可磨耗密封件及用于形成可磨耗密封件的方法
EP3575559A1 (en) Tapered abradable coatings
US20160199930A1 (en) Combined braze and coating method for fabrication and repair of mechanical components
US20090123722A1 (en) Coating system
JP6313762B2 (ja) 低表面粗度を有する材料からなる摩耗性コーティング
EP2540973A1 (en) Seal system for a gas turbine
EP2574545A2 (en) Wear Resistant Coating and Use Thereof
JP2010151267A (ja) シール構造、およびこれを用いたガスタービン
US6702553B1 (en) Abradable material for clearance control
US10954803B2 (en) Abrasive coating for high temperature mechanical systems
EP3421729B1 (en) Alumina seal coating with interlayer
CN116892422A (zh) 氧化钇稳定的氧化锆浆料及其施加方法

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant