MX2015006730A - Sistemas de sellado para uso en turbomaquinas y los metodos para la fabricacion de los mismos. - Google Patents

Abstract

Un sistema de sellado (200), para un aparato que incluye una porción giratoria con superficies aerodinámicas acopladas al mismo y una porción estacionaria con una superficie interior (188), incluye una porción abrasible (202) que incluye por lo menos una capa abrasible de un material abrasible formada sobre la superficie interior (188); el sistema de sellado (200) también incluye una porción abrasiva (204) dispuesta sobre por lo menos una porción de un sustrato de la superficie aerodinámica; la porción abrasiva (204) incluye por lo menos una capa abrasiva (212) formada en por lo menos una porción del sustrato y una pluralidad de partículas abrasivas (218) incrustadas dentro del revestimiento abrasivo (212); la pluralidad de partículas abrasivas (218) incluye por lo menos uno de carburo de tántalo (TaC), óxido de aluminio (AI2O3), y zirconio (ZrO2), nitruro de boro cúbico (cBN) y AI2O3 en proporciones predeterminadas, cBN, AI2O3 y Zr02 en proporciones predeterminadas, AI2O3 y ZrO2 fundidos juntos en proporciones predeterminadas, y TaC y AI2O3 en proporciones predeterminadas.

Description

SISTEMAS DE SELLADO PARA USO EN TURBOMÁQUINAS Y LOS MÉTODOS PARA LA FABRICACIÓN DE LOS MISMOS ANTECEDENTES DE LA INVENCIÓN El campo de la invención se relaciona en general a las turbomáquinas y, más especialmente, a sistemas de sellado de turbomáquinas que incluyen materiales abrasivos aplicados a una punta de una superficie aerodinámica y a materiales resistentes a temperatura alta y resistentes a la erosión aplicados a una porción estática, y a métodos para aplicar los mismos.

Por lo menos algunas turbomáquinas conocidas son motores de turbina que incluyen por lo menos un ensamble estacionario que se extiende sobre por lo menos un ensamble de rotor. El ensamble de rotor incluye por lo menos una fila de álabes o paletas de turbina, separadas circunferencialmente, giratorias y metálicas. También, por lo menos algunos motores de turbina conocidos son motores de turbina de gas que también incluyen por lo menos una fila de álabes de compresor separados circunferencialmente, giratorios y metálicos. Las paletas y los álabes incluyen superficies aerodinámicas metálicas que se extienden radialmente hacia afuera desde una plataforma hasta una punta metálica. Muchas de tales superficies aerodinámicas metálicas son fabricadas de materiales tales como aleaciones de níquel (Ni) y cobalto (Co).

Algunos ensambles estacionarios conocidos de motores de turbina incluyen superficies que forman refuerzos metálicos que pueden ser expuestos rutinariamente a un flujo de gas caliente. Algunas de tales superficies metálicas incluyen un revestimiento MCrAIY de base metálica y/o un revestimiento cerámico de barrera térmica (TBC, por sus siglas en inglés) que forma un refuerzo sobre el ensamble estacionario. Alternativamente, algunas tales superficies metálicas tienen aplicados compuestos cerámicos de matriz (CMC, por sus siglas en inglés) con, o sin, un revestimiento de barrera térmica protectora.

Las puntas metálicas y los refuerzos metálicos definen un espacio libre de punta entre los mismos. Sin embargo, tales motores de turbina que incluyen tanto refuerzos metálicos como paletas metálicas son configurados con espacios libres de punta que son lo suficientemente grandes para facilitar la operación del motor libre de frotación por el intervalo disponibles de las condiciones de operación del motor. Sin embargo, tales espacios libres de punta son sólo adecuados para motores de turbina de baja temperatura y de baja eficiencia y no serían adecuados para unidades de más alta temperatura que necesitan eficiencia más altas.

Algunos de los otros motores conocidos de turbina incluyen refuerzos abrasibles formados sobre el ensamble estacionario. Típicamente, tales refuerzos son formados con un revestimiento de barrera térmica abrasible, con diseño (TBC, por sus siglas en inglés), que incluye una forma de agrietamiento vertical denso (DVC, por sus siglas en inglés) de TBC. Las puntas no están revestidas y causan abrasión en los refuerzos a medida que el ensamble del rotor gira dentro del ensamble estacionario porque el valor de dureza de las puntas es mayor que el valor de dureza del revestimiento de refuerzo. Subsiguientemente, los refuerzos abrasibles y las puntas definen un espacio libre de punta entre los mismos. Los revestimientos de refuerzo de TBC abrasibles relativamente menos duros disminuyen un potencial para de daño a la paleta/álabe relativamente más duro. Sin embargo, a causa de la blandura relativa, tales revestimientos de refuerzo son propensos a la pérdida de material debido a la erosión particulada, especialmente a lo largo de los contornos con diseño. Para contrarrestar la erosión particulada, algunos motores de turbina incluyen DVC-TBCs resistentes a la erosión más robustos que son abrasibles por las paletas/álabes metálicos. Sin embargo, debido a la dureza aumentada, tales refuerzos revestidos de DVC-TBC facilitan el aumento en el desgaste de la punta de la paleta/álabe durante la frotación, y han mostrado la tendencia al astlllamiento debido a los aumentos en la temperatura inducida por el frotamiento.

Algunos de los motores de turbina conocidos restantes incluyen revestimientos de refuerzo de TBC abrasible semejantes formados sobre el ensamble estacionario y las puntas de paleta/álabe incluyen un material abrasivo formado en el mismo que tiene un mayor valor de dureza que el material de paleta/álabe y el revestimiento abrasible. El material abrasivo causa la abrasión de los revestimientos de refuerzo a medida que el ensamble de rotor gira dentro del ensamble estacionario. Los revestimientos de refuerzo abrasibles y las puntas abrasivas definen un espacio libre de punta entre los mismos. El espacio libre de la punta es suficientemente pequeño para facilitar reducir el flujo axial por el motor de la turbina que se desvía a los álabes y a las paletas, con lo cual se facilita una eficiencia y desempeño aumentados del motor de turbina. El espacio libre de la punta es también suficientemente grande para facilitar la operación del motor libre de frotamiento por el intervalo disponible de las condiciones de operación del motor. Además, como se describe arriba, muchos de tales materiales de TBC son DVC-TBCs resistentes a la erosión y han mostrado la tendencia al astlllamiento debido a los aumentos en la temperatura inducida por el frotamiento.

Además, algunos de esos motores de turbina conocidos que incluye refuerzos de TBC abrasible y un material abrasivo formados en las paletas/álabes, utilizan ya sea carburo de silicio (SiC) o nitruro de boro cúbico (cBN) para el material abrasivo debido a sus características de dureza. Sin embargo, para temperaturas encima de aproximadamente 927 grados centígrados (1700 grados Fahrenheit (°F), el cBN se vuelve inestable y es propenso a la oxidación. También, mientras que el SiC está mejor adaptado para sobrevivir a temperaturas por encima de aproximadamente 927°C (1700° F), los abrasivos de SiC incluyen silicio libre que puede atacar a los sustratos de la aleación de Ni/Co.

BREVE DESCRIPCION DE LA INVENCION En un aspecto, se proporciona un sistema de sellado. El sistema de sellado es para un aparato que Incluye una porción giratoria con superficies aerodinámicas acopladas al mismo y una porción estacionarla con una superficie Interior. El sistema de sellado Incluye una porción abraslble que Incluye por lo menos una capa abrasible de un material abraslble formado sobre la superficie interior. El sistema de sellado también incluye una porción abrasiva dispuesta sobre por lo menos una porción de un sustrato de la superficie aerodinámica. La porción abrasiva incluye por lo menos una capa abrasiva formada en por lo menos una porción del sustrato y una pluralidad de partículas abrasivas incrustadas dentro del revestimiento abrasivo. La pluralidad de partículas abrasivas puede incluir substancial mente todo de uno de carburo de tántalo (TaC), óxido de alúmina (Al2O3), o zlrconla (Zr02). También, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir nltruro de boro cúbico (cBN) y Al203 en proporciones predeterminadas. Además, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir cBN, Al203 y Zr02 en proporciones predeterminadas. Además, la pluralidad de partículas abrasivas puede Incluir Al203 y Zr02 fusionados juntos en proporciones predeterminadas. También, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir TaC y a Al203 en proporciones predeterminadas.

En un aspecto adicional, un método para ensamblar un sistema de sellado para un aparato incluye proporcionar una porción giratoria. La porción giratoria incluye por lo menos un ensamble de superficie aerodinámica acoplado al mismo y el por lo menos un ensamble de superficie aerodinámica incluye un sustrato. El método incluye extender una porción estacionaria sobre la por lo menos una porción de la porción giratoria. La porción estacionaria incluye una superficie interior. El método también Incluye formar por lo menos una capa de material abrasible en por lo menos una porción de la superficie interior. El método Incluye además formar por lo menos una capa de matriz en por lo menos una porción del sustrato. La por lo menos una capa de matriz incluye una pluralidad de partículas abrasivas incrustadas dentro de la por lo menos una capa de matriz. La pluralidad de partículas abrasivas puede incluir substancialmente todo de uno de carburo de tántalo (TaC), óxido de aluminio (Al203), o zirconia (Zr02). También, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir nitruro de boro cúbico (cBN) y Al203 en proporciones predeterminadas. Además, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir cBN, Al203 y Zr02 en proporciones predeterminadas. Además, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir Al203 y Zr02 fusionados juntos en proporciones predeterminadas. También, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir TaC y a Al203 en proporciones predeterminadas.

En otro aspecto, se proporciona un método para operar un aparato que incluye una porción giratoria y una porción estacionaria que se extiende sobre por lo menos una porción de la porción giratoria. La porción estacionaria incluye una superficie interior y la porción giratoria incluye por lo menos un ensamble de superficie aerodinámica acoplada al mismo. El método incluye inducir una rotación en el elemento giratorio de manera que una porción de abrasión de un sistema de sellado se frote contra una porción abrasible del sistema de sellado. La porción abrasible incluye por lo menos una capa de por lo menos uno de zirconia estabilizada con itria (YSZ) verticalmente fracturada, densa (DVC) y zirconia estabilizada con disprosia (DySZ) verticalmente fracturada, densa (DVC) formada en la porción estacionaria. La porción abrasible tiene un primer valor de dureza. La porción abrasiva incluye una pluralidad de partículas abrasivas incrustadas dentro de la por lo menos una capa de matriz. La pluralidad de partículas abrasivas tiene un segundo valor de dureza que es mayor que el primer valor de dureza. La pluralidad de partículas abrasivas puede incluir substancialmente todo de uno de carburo de tántalo (TaC), óxido de aluminio (Al2O3), o zirconia (Zr02). También, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir nitruro de boro cúbico (cBN) y Al203 en proporciones predeterminadas. Además, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir cBN, AI2O3 y Zr02 en proporciones predeterminadas. Además, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir Al203 y Zr02 fundidos juntos en proporciones predeterminadas. También, la pluralidad de partículas abrasivas puede incluir TaC y a Al203 en proporciones predeterminadas. El método también incluye retirar por lo menos una porción de la porción abrasible con la porción abrasiva.

BREVE DESCRIPCIÓN DE LOS DIBUJOS Estas y otras características, aspectos y ventajas de la presente invención se entenderá mejor cuando se lea la siguiente descripción detallada con referencia a los dibujos anexos en los cuales los caracteres similares representan partes similares a través de las figuras, en donde: La Figura 1 es un diagrama esquemático de un motor de turbina de gas ejemplar.

La Figura 2 es una vista esquemática de una paleta de turbina ejemplar que puede ser utilizada con el motor de turbina de gas mostrado en la Figura 1.

La Figura 3 es una vista esquemática de un sistema de sellado ejemplar que puede ser utilizado con el motor de turbina de gas mostrado en la Figura 1.

La Figura 4 es una vista esquemática ampliada del sistema de sellado ejemplar mostrado en la Figura 3.

La Figura 5 es una vista esquemática ampliada de un sistema de sellado ejemplar alternativo que puede ser utilizado con el motor de turbina de gas mostrado en la Figura 3.

La Figura 6 es una vista esquemática ampliada de otro sistema de sellado ejemplar alternativo que puede ser utilizado con el motor de turbina de gas mostrado en la Figura 3.

La Figura 7 es una vista esquemática ampliada de incluso otro sistema de sellado ejemplar alternativo que puede ser utilizado con el motor de turbina de gas mostrado en la Figura 3.

La Figura 8 es un diagrama de flujo de un método ejemplar de ensamblado de un sistema de sellado que puede ser utilizado con el motor de turbina de gas mostrado en la Figura 3.

La Figura 9 es una continuación del método de ensamblado de un sistema de sellado en la Figura 8.

La Figura 10 es una vista esquemática de una porción ejemplar de un refuerzo abrasible ejemplar con una superficie substancialmente suavizada que puede ser utilizada con el motor de turbina de gas mostrado en la Figura 3.

La Figura 11 es una vista esquemática ampliada de la porción del refuerzo abrasible mostrado en la Figura 10 tomada a lo largo de la línea 11-11.

La Figura 12 es una vista esquemática de una porción ejemplar de un refuerzo abrasible ejemplar con una superficie con diseño que puede ser utilizada con el motor de turbina de gas mostrado en la Figura 3.

La Figura 13 es una vista esquemática ampliada de la porción del refuerzo abrasible mostrado en la Figura 12 tomada a lo largo de la línea 13-13.

A menos que de otro modo sea indicado, los dibujos proporcionados en la presente pretenden ilustrar las características inventivas clave de la invención. Estas características inventivas clave se consideran aplicables en una gran variedad de sistemas que comprenden una o más modalidades de la invención. Como tal, los dibujos no pretenden para incluir todas las características convencionales conocidas por ésos de conocimientos ordinarios en la téenica que son requeridas para la práctica de la invención.

DESCRIPCIÓN DETALLADA DE LA INVENCIÓN En la especificación siguiente y en las reivindicaciones, se hará referencia a varios términos, que serán definidos para que tengan los significados siguientes.

Las formas singulares "un", "una", y "el", "la" incluyen los plurales, a menos que el contexto dicte claramente lo contrario.

"Opcional" u "opcionalmente" significa que el acontecimiento o circunstancia subsiguientemente descrito puede o no puede ocurrir, y que la descripción incluye casos donde el acontecimiento ocurre y casos en donde no ocurre.

El lenguaje de aproximación, como es utilizado en la presente a través de la especificación y reivindicaciones, puede ser aplicado para modificar cualquier representación cuantitativa que podría variar permisiblemente sin tener como resultado un cambio en la función básica a la que se relaciona. Por consiguiente, un valor modificado por un término o términos, tal como "aproximadamente" y "substancialmente", no será limitado al valor preciso especificado. En por lo menos algunos casos, el lenguaje de aproximación puede corresponder a la precisión de un instrumento para medir el valor. Aquí y a través de la especificación y reivindicaciones, las limitaciones del intervalo pueden ser combinadas y/o intercambiadas, tales intervalos son identificados e incluyen todos los sub-intervalos contenidos en los mismos a menos que el contexto o el lenguaje indique lo contrario.

La Figura 1 es una vista esquemática de una máquina rotatoria, es decir, una turbomáquina, y más específicamente, un motor de turbina. En la modalidad ejemplar, el motor de turbina es un motor de turbina de gas 100. Alternativamente, la máquina rotatoria es cualquier otro motor de turbina y/o máquina rotatoria, incluyendo, sin limitación, un motor de turbina de vapor, un compresor centrífugo, y un turbocompresor. En la modalidad ejemplar, el motor de turbina de gas 100 incluye una sección de toma de aire 102, y una sección del compresor 104 que está acoplada corriente abajo de, y en comunicación de flujo con la sección de toma 102. La sección del compresor 104 está encerrada dentro de un armazón de compresor 105. Una sección del combustor 106 está acoplada corriente abajo de, y en comunicación de flujo con, la sección del compresor 104, y una sección de turbina 108 está acoplada corriente abajo de, y en comunicación de flujo con, la sección de combustor 106. El motor de la turbina 108 está encerrado dentro de un armazón de turbina 109 e incluye una sección de escape 110 que está corriente abajo de la sección de turbina 108. Además, en la modalidad ejemplar, la sección de turbina 108 está acoplada a la sección del compresor 104 a través de un ensamble de rotor 112 que incluye, sin limitación, un rotor de compresor, o árbol motor 114 y un rotor de turbina, o árbol motor 115.

En la modalidad ejemplar, la sección de combustor 106 incluye una pluralidad de ensambles de combustor, es decir, los combustores 116 que cada uno está acoplado en comunicación de flujo con la sección del compresor 104. La sección de combustor 106 también incluyen por lo menos un ensamble de boquilla de combustible 118. Cada combustor 116 está en comunicación de flujo con por lo menos un ensamble de boquilla de combustible 118. Además, en la modalidad ejemplar, la sección de turbina 108 y la sección del compresor 104 están acopladas giratoriamente a una carga 120 a través de árbol motor 114. Por ejemplo, la carga 120 puede incluir, sin limitación, un generador eléctrico y/o una aplicación de impulsor mecánico, por ejemplo, una bomba. Alternativamente, un motor de turbina de gas 100 puede ser un motor de avión.

También, en la modalidad ejemplar, la sección del compresor 104 incluye por lo menos un ensamble de álabe de compresor 122 y por lo menos un ensamble estacionario adyacente de aspa 123. Cada combinación del ensamble de álabe de compresor 122 y el ensamble estacionario adyacente de aspa 123 define una etapa del compresor 130. También, cada ensamble de álabe del compresor 122 incluye una pluralidad de álabes de compresor (no mostrada en la Figura 1) y cada ensamble estacionario de aspa 123 incluye una pluralidad de aspas de compresor (no mostrada en la Figura 1). Además, cada ensamble de álabe de compresor 122 está acoplado removiblemente al árbol motor del compresor 114 y cada ensamble estacionario de aspa 123 está acoplado removlblemente a, y apoyado por, el armazón del compresor 105.

Además, en la modalidad ejemplar, la sección de turbina 108 incluye por lo menos un álabe de turbina, es decir, el ensamble de paleta 124 y por lo menos un ensamble estacionario adyacente de boquilla 125. Cada combinación del ensamble de paleta de turbina 124 y el ensamble estacionario adyacente de boquilla 125 definen una etapa de la turbina 140. También, cada ensamble de paleta de turbina 124 incluye una pluralidad de paletas de turbina (no mostrada en la Figura 1) y cada ensamble estacionario de boquilla 125 incluye una pluralidad de boquillas de turbina (no mostrada en la Figura 1). Además, cada ensamble de paleta de turbina 124 está acoplada removiblemente al árbol motor de la turbina 115 y cada ensamble estacionario de boquilla 125 está acoplado removiblemente a, y apoyado por, el armazón de la turbina 109.

En la operación, la sección de toma de aire 102 envía por un canal aire 150 hacia la sección del compresor 104. La sección dei compresor 104 comprime el aire de entrada 150 a presiones y temperaturas más altas antes de descargar aire comprimido 152 hacia la sección del combustor 106. El aire comprimido 152 es enviado por un canal al ensamble de boquilla de combustible 118, mezclado con combustible (no mostrado), y quemado dentro de cada combustor 116 para generar gases de combustión 154 que son enviados por un canal corriente abajo hacia la sección de la turbina 108. Los gases de combustión 154 generados dentro de los combustores 116 son enviados por un canal corriente abajo hacia la sección de la turbina 108. Después de chocar con el ensamble de paleta de turbina 124, la energía térmica se convierte a energía giratoria mecánica que es utilizada para impulsar el ensamble del rotor 112. La sección de la turbina 108 impulsa la sección del compresor 104 y/o carga 120 a través de árboles motores 114 y 115, y el los gases de escape 156 son descargados por la sección de escape 110 a la atmósfera ambiente.

La Figura 2 es una vista esquemática de una paleta de turbina ejemplar 160 que puede ser utilizada con el motor de la turbina de gas 100 (mostrado en la Figura 1). La paleta de la turbina 160 incluye una porción de raíz 162 y una porción de superficie aerodinámica 164 acoplada a la porción de raíz 162. La porción de superficie aerodinámica 164 define una porción de punta de superficie aerodinámica 166, un borde delantero 168, y una orilla de arrastre 170. Cada paleta de la turbina 160 está acoplada removiblemente al árbol motor de la turbina 115 del ensamble del rotor 112 (ambos mostrados en la Figura 1) a través de un sistema de cola de milano (no mostrado). Un arreglo y configuración semejantes pueden ser utilizados para cada álabe de compresor 180 que está acoplado removiblemente al árbol motor del compresor 114 (mostrado en la Figura 1).

La Figura 3 es una vista esquemática de un sistema de sellado ejemplar 200 que puede ser utilizado con un motor de turbina de gas 100. El sistema de sellado 200 puede ser utilizado con la sección del compresor 104 y con la sección de la turbina 108. El motor de turbina de gas 100 incluye una pluralidad de etapas de compresor 130 y una pluralidad de etapas de turbina 140. Cada etapa de compresor 130 incluye una pluralidad de álabes de compresor 180 y cada etapa de turbina 140 incluye una pluralidad de paletas de turbina 160. Cada álabe del compresor 180 incluye un sustrato de punta de superficie aerodinámica 182 y cada paleta de turbina 160 incluye un sustrato de punta de superficie aerodinámica 184. Los sustratos de punta de superficie aerodinámica 182 y 184 son formados de una de una aleación a base de níquel (Ni) y una aleación a base de cobalto (Co). Alternativamente, los sustratos de punta de superficie aerodinámica 182 y 184 son formados de cualquier material que permite la operación del motor de turbina de gas 100 y el sistema de sellado 200 como se describe en la presente. El armazón del compresor 105 incluye una superficie interior 186 y el armazón de la turbina 109 incluye una superficie Interior 188.

En la modalidad ejemplar, y centrándose en la sección de la turbina 108, el sistema de sellado 200 incluye una porción abrasible, es decir, refuerzo 202 formado sobre la superficie interior 188. Alternativamente, el refuerzo 202 puede ser formados sobre un revestimiento de unión estatórico estándar. El refuerzo abrasible 202 tiene un primer valor de dureza. El sistema de sellado 200 también incluye una porción abrasiva 204 dispuesta sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184. La porción abrasiva 204 tienen un segundo valor de dureza que es mayor que el primer valor de dureza. En la operación del motor de turbina de gas 100, un movimiento giratorio 206 es inducido en el árbol motor de la turbina 115 de manera que la porción abrasiva 204 se frote contra el refuerzo abrasible 202 y un vacío de espacio libre 208 sea definido entre la porción abrasiva 204 formada en la porción de punta de superficie aerodinámica 166 y el refuerzo abrasible 202 formado en el armazón de la turbina 109. El refuerzo abrasible 202 es frotado para definir una de una superficie substancialmente suavizada y una superficie con diseño (ninguna se muestra). Alternativamente, la superficie substancialmente suavizada y/o superficie con diseño pueden ser formadas durante la fabricación del refuerzo abrasible 202 (discutido más adelante). El vacío del espacio libre 208 tiene un intervalo predeterminada de valores que facilita reducir un flujo de líquido de trabajo (no mostrado en la Figura 3) entre la paleta de la turbina 160 y el armazón de la turbina 109, con lo cual aumenta una eficiencia de motor de turbina de gas 100, al también reducir la frotación de la paleta de la turbina 160 con el armazón de la turbina 109, con lo cual aumenta una esperanza de vida útil de las paletas de la turbina 160. Alternativamente, más que formar un refuerzo abrasible 202 directamente en la superficie 188, una primera capa de un material de alta temperatura es formado en la superficie 188. Tal primera capa puede ser formada de materiales que incluyen, sin limitación, una aleación de cromo-aluminio-itrio (MCrAIY), donde M incluye por lo menos uno de níquel (Ni), cobalto (Co), y hierro (Fe) en cualquier combinación. Subsiguientemente, el refuerzo abrasible 202 es formado sobre la primera capa.

La Figura 4 es una vista esquemática ampliada del sistema de sellado ejemplar 200 tomado a lo largo del área 4 (mostrada en la Figura 3). Los objetos en la Figura 4 no están mostrados a escala. En la modalidad ejemplar, y centrándose en la sección de la turbina 108 (mostrada en las Figuras 1 y 3), el sistema de sellado 200 incluye el refuerzo abrasible 202 formado sobre la superficie interior 188. En algunas modalidades, el refuerzo abrasible 202 está formado de ciconia estabilizada con itria (DVC) agrietada verticalmente, densa (YSZ) que tiene un valor de porosidad de menos de 5%. Alternativamente, en otras modalidades, el refuerzo abrasible 202 es formado de zirconia estabilizada con disprosia DVC (DySZ) que tiene un valor de porosidad de menos de 5%. También, alternativamente, el refuerzo abrasible 202 está formados de un de YSZ y DySZ estándar con porosidades de menos de 35%, y preferiblemente menos de 25%.

En la modalidad ejemplar, el refuerzo abrasible 202 se extiende desde la superficie interior 188 hacia la paleta de la turbina 160 y tiene un espesor 210 de por lo menos aproximadamente 500 mieras (m) (20 mils, es decir, 0.020 pulgadas)) y tiene una cara de superficie 211. Alternativamente, el refuerzo abrasible 202 tiene cualquier valor de espesor 210 que permite la operación del sistema de sellado 200 como se describe en la presente. También, en la modalidad ejemplar, el refuerzo abrasible 202 se forma rociando por lo menos una capa (no mostrada) de cualquiera de DVC YSZ o DVC DySZ en la superficie interior 188. El refuerzo abrasible 202 tiene un intervalo de valores de dureza de Vickers (HV0.3) entre aproximadamente 400 y aproximadamente 1200.

El sistema de sellado 200 también incluye una porción abrasiva 204 dispuesta sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184. En la modalidad ejemplar, la porción abrasiva 204 incluye por lo menos una capa de matriz abrasiva 212 que tiene un espesor 214 dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). La capa de matriz abrasiva 212 define una superficie de capa de matriz abrasiva 216. La porción abrasiva 204 puede ser formadas directamente en el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 o formada en capas de un revestimiento de estándar de unión de superficie aerodinámica.

También, en la modalidad ejemplar, la capa de matriz abrasiva 212 incluye una capa única de matriz formada de uno de materiales metálicos y materiales cerámicos. Alternativamente, la capa de matriz abrasiva 212 incluye cualquier número de capas que permiten la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 200 como se describe en la presente. En algunas modalidades, los materiales metálicos de matriz pueden ser MCrAIY. En otras modalidades, los materiales metálicos de matriz pueden ser una aleación de cromo-aluminio (MCrAIX), donde M incluye por lo menos uno de níquel (Ni), cobalto (Co), y hierro (Fe) en cualquier combinación, y X incluye por lo menos uno de hafnio (Hf), Y, Si, y tántalo (Ta) en cualquier combinación. Además, en la modalidad ejemplar, la capa de matriz abrasiva 212 es formada formando ya sea una capa de matriz de MCrAIY o una capa de matriz de MCrAIX mediante un procedimiento electrolítico. En algunas otras modalidades, la capa de matriz abrasiva 212 puede ser formada de materiales metálicos que pueden incluir aleaciones incluyendo por lo menos dos de Ni, aluminio (Al), y platino (Pt) en cualquier combinación mediante un procedimiento electrolítico. Alternativamente, los materiales metálicos de matriz pueden ser cualquier material metálico formado en el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 mediante cualquier método que permita la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 200 como se describe en la presente. La capa de matriz abrasiva metálica 212 tiene un intervalo de valores de dureza de Vickers entre aproximadamente 400 y aproximadamente 1200.

Además, en algunas modalidades, la capa de matriz abrasiva 212 está formada de materiales cerámicos que incluyen por lo menos uno de zirconia estabilizada con itria (YSZ), alúmina endurecida con zirconia, zirconia endurecida con alúmina, Al2O3, y hafnia (Hf02). Tal capa de matriz abrasiva a base de cerámica 212 puede ser formada mezclando por lo menos uno de Si, titanio (Ti), tungsteno (W), boro (B) y zirconio (Zr) con por lo menos uno de cromo níquel (NiCr) y Ni para formar una cobresoldadura. Alternativamente, los materiales cerámicos de matriz pueden ser cualquier material cerámico formado en el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 por cualquier método que permita la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 200 como se describe en la presente. La capa de matriz abrasiva cerámica 212 tiene un intervalo de valores de dureza de Vickers entre aproximadamente 400 y aproximadamente 1200.

También, en la modalidad ejemplar, la porción abrasiva 204 incluye una pluralidad de partículas abrasivas 218 incrustadas dentro de la capa de matriz abrasiva 212. Las partículas abrasivas 218 pueden incluir substancialmente todo de uno de carburo de tántalo (TaC), óxido de aluminio (Al203), o ziconia (Zr02). También, las partículas abrasivas 218 pueden incluir nitruro de boro cúbico (cBN) y Al203 en proporciones predeterminadas. Además, las partículas abrasivas 218 pueden incluir cBN, Al203 y Zr02 en proporciones predeterminadas. Además, las partículas abrasivas 218 pueden incluir a Al203 y Zr02 fundidos juntos en proporciones predeterminadas. También, las partículas abrasivas 218 pueden incluir TaC y a Al203 en proporciones predeterminadas. Además, las partículas abrasivas 218 pueden incluir aluminio policristalino (sol-gel) Las partículas abrasivas 218 tienen un intervalo de valores de dureza de Vickers entre aproximadamente 1000 y aproximadamente 4800. Los valores de dureza de las partículas abrasivas 218 son mayores que los valores de dureza de la capa de matriz abrasiva 212, que a su vez son mayores que los valores de dureza del refuerzo abrasible 202.

Además, en la modalidad ejemplar, las partículas abrasivas 218 son dimensionadas para tener un diámetro equivalente 220 dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). También, las partículas abrasivas 218 a medida que son incrustadas dentro de la capa de matriz abrasiva 212 son separados una de la otra con un espaciado equivalente 222 que varía de entre aproximadamente 20 m (menos que un mil) y aproximadamente 500 m (20 mils). Las partículas abrasivas 218 son mostrados como substancialmente esféricas. Sin embargo, las partículas abrasivas 218 pueden tener cualquier forma y configuración que permite la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 200 como se describe en la presente, incluyendo, sin limitación, multi-facetado.

Alternativamente, la capa de matriz abrasiva 212 es formada por un procedimiento de dos etapas. La primera etapa incluye formar un compuesto de cobresoldadura (no mostrado) que incluye mezclar por lo menos uno de Si, Ti, W, B, y Zr con por lo menos uno de NiCr y Ni. La primera etapa también incluye aplicar el compuesto de cobresoldadura al sustrato 184. La primera etapa incluye además cobresoldar una pluralidad de partículas abrasivas 218 al sustrato 184. La segunda etapa incluye formar un compuesto electrolítico (no mostrado) que incluye formar un compuesto de matriz de MCrAIY (no mostrado). La segunda etapa también incluye aplicar el compuesto electrolítico a las partículas abrasivas 218 cobresoldadas al sustrato 184 y llenar por lo menos una porción del espaciamiento entre las mismas con el compuesto de matriz de MCrAIY. La segunda etapa incluye además utilizar métodos electrolíticos para terminar de formar la capa de matriz abrasiva 212 con partículas abrasivas incrustadas 218.

La porción abrasiva 204 tienen un valor de dureza que es mayor que el valor de dureza del refuerzo abrasible 202. En la operación del motor de turbina de gas 100, un movimiento giratorio 206 (mostrado en la Figura 3) es inducido en el árbol motor de la turbina 115 (mostrado en la Figura 3) de manera que la porción abrasiva 204 se frota contra el refuerzo abrasible 202 y un vacío de espacio libre 208 es definido entre el refuerzo abrasible 202 y la porción abrasiva 204. Como se muestra en la figura 4, las partículas abrasivas 218 pueden variar en posición con respecto a la superficie de capa de matriz abrasiva 216 radialmente, axialmente, y circunferencialmente. Por lo tanto, el refuerzo abrasible 202 puede ser frotado para definir una de una superficie substancialmente suavizada y una superficie con diseño (ninguna se muestra). El vacío del espacio libre 208 tiene un intervalo predeterminada de valores que facilita reducir un flujo de líquido de trabajo (no mostrado en la Figura 4) entre la paleta de la turbina 160 y el armazón de la turbina 109 (ambos mostrados en la Figura 3), con lo cual aumentan una eficiencia del motor de turbina de gas 100, al también reducir el frotamiento de paleta de la turbina 160 con el armazón de la turbina 109, con lo cual aumenta una esperanza de vida útil de las paletas de la turbina 160.

La Figura 5 es una vista esquemática ampliada de un sistema de sellado ejemplar alternativo 300 que puede ser utilizado con el motor de turbina de gas 100 tomado a lo largo del área 4 (ambos mostrados en la Figura 3). Los objetos en la Figura 5 no están mostrados a escala.

En la modalidad ejemplar, y centrándose en la sección de la turbina 108 (mostrada en las Figuras 1 y 3), el sistema de sellado 300 incluye el refuerzo abrasible 202 formado sobre la superficie interior 188. El refuerzo abrasible 202 tiene una cara de superficie 211.

El sistema de sellado 300 también incluye una porción abrasiva 304 dispuesta sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184. La porción abrasiva 304 puede ser formadas directamente en el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 o formada en capas de un revestimiento de estándar de unión de superficie aerodinámica. En la modalidad ejemplar, la porción abrasiva 304 incluye por lo menos una capa de matriz abrasiva 312 que tiene un espesor 314 dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). La capa de matriz abrasiva 312 define una superficie de capa de matriz abrasiva 316. También, en la modalidad ejemplar, la capa de matriz abrasiva 312 incluye una capa única de matriz formada de uno de los materiales metálicos y materiales cerámicos substancialmente semejantes a esos descritos para la capa de matriz abrasiva 212 (mostrada en la Figura 4). Alternativamente, la capa de matriz abrasiva 312 incluye cualquier número de capas que permiten la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 300 como se describe en la presente.

Además, en la modalidad ejemplar, la porción abrasiva 304 incluye una pluralidad de partículas abrasivas 318 incrustadas dentro de la capa de matriz abrasiva 312. Las partículas abrasivas 318 son substancialmente semejantes a las partículas abrasivas 218 (mostradas en la Figura 4) con respecto a materiales y tamaño, es decir, las partículas abrasivas 318 son dimensionadas para tener un diámetro equivalente 320 dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). También, las partículas abrasivas 318 a medida que son incrustadas dentro de la capa de matriz abrasiva 312 son separadas una de la otra con un espaciado equivalente 322 que varía de entre aproximadamente 20 m (menos que un mil) y aproximadamente 500 m (20 mils). Las partículas abrasivas 318 son mostrados como substancialmente esféricas. Sin embargo, las partículas abrasivas 318 pueden tener cualquier forma y configuración que permite la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 300 como se describe en la presente, incluyendo, sin limitación, multi-facetado.

Por contraste al sistema de sellado 200, las partículas abrasivas 318 son incrustadas dentro de la capa de matriz abrasiva 312 de manera que por lo menos una porción de las partículas abrasivas 318 se extienda más allá de la superficie de la capa de matriz abrasiva 316 una distancia 324. En la modalidad ejemplar, la distancia 324 están dentro de un intervalo de entre aproximadamente 0% y 40% de diámetro equivalente 320. El refuerzo abrasible 202 es frotados para definir un vacío de espacio libre 326 de manera que una distancia 328 sea definida entre la superficie de capa de matriz abrasiva 316 y la superficie de cara abrasible 211. La distancia 328 es dimensionada para facilitar reducir un potencial de contacto entre la capa de matriz abrasiva 312 y el refuerzo abrasible 202. El vacío del espacio libre 326 tiene un intervalo predeterminada de valores que facilita reducir un flujo de líquido de trabajo (no mostrado en la Figura 5) entre la paleta de la turbina 160 y el armazón de la turbina 109 (ambos mostrados en la Figura 3), con lo cual aumentan una eficiencia del motor de turbina de gas 100, al también reducir el frotamiento de paleta de la turbina 160 con el armazón de la turbina 109, con lo cual aumenta una esperanza de vida útil de las paletas de la turbina 160. También, el sistema de sellado 300 facilita disminuir los costos asociados con la formación de una capa más delgada de la capa de matriz abrasiva 312. Además, aumentando la distancia 328 se facilita el uso de capas de matriz abrasivas menos densas 312.

La Figura 6 es una vista esquemática ampliada de otro sistema de sellado ejemplar alternativo 400 que puede ser utilizado con el motor de turbina de gas 100 tomado a lo largo del área 4 (ambos mostrados en la Figura 3). Los objetos en la Figura 6 no están mostrados a escala. En la modalidad ejemplar, y centrándose en la sección de la turbina 108 (mostrada en las Figuras 1 y 3), el sistema de sellado 400 incluye el refuerzo abrasible 202 formado sobre la superficie interior 188. El refuerzo abrasible 202 tiene una cara de superficie 211.

El sistema de sellado 400 también incluye una porción abrasiva 404 dispuesta sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184. La porción abrasiva 404 puede ser formadas directamente en el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 o formada en capas de un revestimiento de estándar de unión de superficie aerodinámica. En la modalidad ejemplar, la porción abrasiva 404 incluye por lo menos una capa de matriz abrasiva 412 que tiene un espesor 414 dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). La capa de matriz abrasiva 412 define una superficie de capa de matriz abrasiva 416. También, en la modalidad ejemplar, la capa de matriz abrasiva 412 incluye una capa única de matriz formada de uno de los materiales metálicos y materiales cerámicos substancialmente semejantes a esos descritos para la capa de matriz abrasiva 212 (mostrada en la Figura 4).

Además, en esta modalidad ejemplar alternativa, la porción abrasiva 404 incluye una pluralidad de partículas abrasivas sin revestir 418 incrustadas dentro de la capa de matriz abrasiva 412. Las partículas abrasivas sin revestir 418 son substancialmente semejantes a las partículas abrasivas 218 (mostradas en la Figura 4) con respecto a materiales y tamaño, es decir, las partículas abrasivas 418 son dimensionadas para tener un diámetro equivalente 420 dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). También, las partículas abrasivas 418 a medida que son incrustadas dentro de la capa de matriz abrasiva 412 son separadas una de la otra con un espaciado equivalente 422 que varía de entre aproximadamente 20 m (menos que un mil) y aproximadamente 500 m (20 mils). Las partículas abrasivas sin revestir 418 son mostradas como substancialmente esféricas. Sin embargo, las partículas abrasivas sin revestir 418 pueden tener cualquier forma y configuración que permite la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 400 como se describe en la presente, incluyendo, sin limitación, multi-facetado.

Además, en esta modalidad ejemplar alternativa, por lo menos una porción de la pluralidad de partículas abrasivas sin revestir 418 son revestidas con por lo menos una capa de revestimiento 428 para formar una pluralidad de partículas abrasivas revestidas 430. Las partículas abrasivas revestidas 430 incluyen unas partículas abrasivas sin revestir 418 con un diámetro equivalente 432 dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). Las partículas abrasivas revestidas 430 también incluyen la capa de revestimiento 428 que tiene un valor de espesor 434 que varía de entre aproximadamente 0.5 m (0.02 miles) y aproximadamente 20 m (0.8 miles). Las partículas abrasivas revestidas 430 son mostradas con una dimensión que incluye el diámetro equivalente 432 y el espesor del revestimiento 434 que es substancialmente equivalente al diámetro equivalente 420. Alternativamente, las partículas abrasivas revestidas 430 incluyen cualquier dimensión que permita la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 400 como se describen en la presente. También, el sistema de sellado 400 incluye cualquier proporción de partículas abrasivas revestidas 430 a partículas abrasivas sin revestir 418 que permita la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 400 como se describen en la presente.

En esta modalidad ejemplar alternativa, las partículas abrasivas revestidas 430 incluyen las partículas abrasivas sin revestir 418 que son formadas de carburo de silicio (SiC). También, la capa de revestimiento 428 es un material inerte, externo, de revestimiento de partícula que incluye, sin limitación, Al2O3 y mullita. La capa de revestimiento 428 facilita disminuir un potencial para la interacción química entre el material de SiC de las partículas abrasivas sin revestir 418 y el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184.

El refuerzo abrasible 202 es frotados para definir un vacío de espacio libre 426 entre la superficie de capa de matriz abrasiva 416 y la cara de la superficie abrasible 211. El vacío de espacio libre 426 es dimensionado para facilitar reducir un potencial de contacto entre la capa de matriz abrasiva 412 y el refuerzo abrasible 202. El vacío del espacio libre 426 tiene un intervalo predeterminada de valores que facilita reducir un flujo de líquido de trabajo (no mostrado en la Figura 6) entre la paleta de la turbina 160 y el armazón de la turbina 109 (ambos mostrados en la Figura 3), con lo cual aumentan una eficiencia del motor de turbina de gas 100, al también reducir el frotamiento de paleta de la turbina 160 con el armazón de la turbina 109, con lo cual aumenta una esperanza de vida útil de las paletas de la turbina 160.

La Figura 7 es una vista esquemática ampliada de todavía otro sistema de sellado ejemplar alternativo 500 que puede ser utilizado con el motor de turbina de gas 100 (mostrado en la Figura 3). Los objetos en la Figura 7 no están mostrados a escala. En la modalidad ejemplar, y centrándose en la sección de la turbina 108 (mostrada en las Figuras 1 y 3), el sistema de sellado 500 incluye el refuerzo abrasible 202 formado sobre la superficie interior 188. El refuerzo abrasible 202 tiene una cara de superficie 211.

El sistema de sellado 500 también incluye una porción abrasiva 504 dispuesta sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184. La porción abrasiva 504 puede ser formadas directamente en el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 o formada en capas de un revestimiento de estándar de unión de superficie aerodinámica. En la modalidad ejemplar, la porción abrasiva 504 incluye por lo menos una capa de matriz abrasiva 512 que tiene un espesor 514 dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). La capa de matriz abrasiva 512 define una superficie de capa de matriz abrasiva 516. También, en la modalidad ejemplar, la capa de matriz abrasiva 512 incluye una capa única de matriz formada de uno de los materiales metálicos y materiales cerámicos substancialmente semejantes a esos descritos para la capa de matriz abrasiva 212 (mostrada en la Figura 4). Alternativamente, la capa de matriz abrasiva 512 incluye cualquier número de capas que permiten la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 500 como se describe en la presente.

Además, en la modalidad ejemplar, la porción abrasiva 504 incluye una pluralidad de partículas abrasivas 518 incrustadas dentro de la capa de matriz abrasiva 512. Las partículas abrasivas 518 son substancialmente semejantes a las partículas abrasivas 218 (mostradas en la Figura 4) con respecto a materiales y tamaño, es decir, las partículas abrasivas 518 son dimensionadas para tener un diámetro equivalente 520 dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). También, las partículas abrasivas 518 a medida que son incrustadas dentro de la capa de matriz abrasiva 512 son separadas una de la otra con un espaciado equivalente 522 que varía de entre aproximadamente 20 m (menos que un mil) y aproximadamente 500 m (20 mils). Las partículas abrasivas 518 son mostrados como substancialmente esféricas. Sin embargo, las partículas abrasivas 518 pueden tener cualquier forma y configuración que permite la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 500 como se describe en la presente, incluyendo, sin limitación, multi-facetado.

Además, en esta modalidad ejemplar alternativa, por lo menos una porción de la pluralidad de partículas abrasivas 518 es formados de SiC. Por lo tanto, para facilitar disminuir un potencial para la interacción química entre el material de SiC de partículas abrasivas 518 y el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184, la porción abrasiva 504 incluye una capa intermedia 536 formada entre la capa de matriz abrasiva 512 y el sustrato 184. En esta modalidad ejemplar alternativa, la capa intermedia 536 es formada de materiales cerámicos que incluyen por lo menos uno de zirconia estabilizada con itria (YSZ), alúmina endurecida con zirconia, zirconia endurecida con alúmina, Al2O3, y hafnia (Hf02). Tal capa intermedia a base de cerámica 536 puede ser formada mezclando por lo menos uno de Si, Ti, W, B, y Zr con por lo menos uno de NiCr y Ni para formar una matriz de cobresoldadura. Alternativamente, los materiales cerámicos de matriz pueden ser cualquier material cerámico formado en el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 por cualquier método que permita la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 500 como se describe en la presente. También, alternativamente, la capa intermedia 536 pueden ser formada de cualquier material, incluyendo, sin limitación, metálico, y por cualquier método que permita la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 500 como se describen en la presente. La capa intermedia 536 define un espesor de capa 538 que tiene cualquier valor que permita la operación del motor de turbina de gas 100 y del sistema de sellado 500 como se describe en la presente. En la modalidad ejemplar, el espesor de la capa 538 tiene un valor entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 76.2 m (3 mils).

El refuerzo abrasible 202 es frotados para definir un vacío de espacio libre 526 entre la superficie de capa de matriz abrasiva 516 y la cara de la superficie abrasible 211. El vacío de espacio libre 526 es dimensionado para facilitar reducir un potencial de contacto entre la capa de matriz abrasiva 512 y el refuerzo abrasible 202. El vacío del espacio libre 526 tiene un intervalo predeterminada de valores que facilita reducir un flujo de líquido de trabajo (no mostrado en la Figura 7) entre la paleta de la turbina 160 y el armazón de la turbina 109 (ambos mostrados en la Figura 3), con lo cual aumentan una eficiencia del motor de turbina de gas 100, al también reducir el frotamiento de paleta de la turbina 160 con el armazón de la turbina 109, con lo cual aumenta una esperanza de vida útil de las paletas de la turbina 160.

La Figura 8 es un diagrama de flujo de un método ejemplar 600 del ensamblaje del sistema de sellado 200, 300, 400, y 500 (mostrado en las Figuras 4, 5, 6, y 7, respectivamente) que puede ser utilizado con el motor de turbina de gas 100 (mostrado en la Figura 3). La Figura 9 es una continuación del método 600.

En la modalidad ejemplar, y centrándose en la sección de la turbina 108 (mostrada en las Figuras 1 y 3), el refuerzo abrasible 202 (mostrado en las Figuras 3, 4, 5, 6, y 7) es formado 602 sobre la superficie interior 188 (mostrada en las Figuras 3, 4, 5, 6, y 7). En algunas modalidades, el refuerzo abrasible 202 es formado por rociado térmico 604 en por lo menos una capa de DVC YSZ que tiene un valor de la porosidad de menos de 5% en la superficie interior 188. Alternativamente, en otras modalidades, el refuerzo abrasible 202 es formado por rociado térmico 606 de por lo menos una capa de DVC DySZ que tiene un valor de porosidad de menos de 5% en la superficie interior 188. También, alternativamente, cualquiera de un YSZ o DySZ estándar puede ser utilizado teniendo un valor de porosidad de menos de 35%, y preferiblemente menos de 25%. Los valores predeterminados de porosidad determinan las características abrasibles del refuerzo abrasible 202 para causar una abrasión efectiva mediante la porción abrasiva 204 (mostrada en las Figuras 3, 4, 5, 6, y 7). La por lo menos una capa de refuerzo abrasible 202 es formada 608 hasta que un espesor 210 (mostrado en las Figuras 3, 4, 5, 6, y 7) de por lo menos aproximadamente 700 m (28 mlls) es alcanzado con una cara de superficie 211 (mostrada en las Figuras 3, 4, 5, 6, y 7). Alternativamente, el refuerzo abrasible 202 tiene cualquier valor de espesor 210 que permite la operación del sistema de sellado 200 como se describe en la presente. El refuerzo abrasible 202 tienen una intervalo predeterminada de valores de dureza de Vickers entre aproximadamente 400 y aproximadamente 1200.

También, en la modalidad ejemplar, porción abrasiva 204, 304, 404, y 504 son dispuestos 620 sobre sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 (ambos mostrado en las Figuras 3, 4, 5, 6, y 7) de paleta de turbina 160 (mostrado en la Figura 3).

En algunas modalidades, un método de cobresoldadura 630 es utilizado para facilitar disponer 620 la porción que abrasiva 204, 304, 404, y 504 sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184. El método de cobresoldadura 630 incluye formar 632 una matriz de cobresoldadura de materiales cerámicos que incluyen por lo menos uno de YSZ, alúmina endurecida con zirconia, zirconia endurecida con alúmina, Al2O3, y Hf02. También, ei método de cobresoldadura 630 incluye mezclar 634 por lo menos uno de Si, Ti, W, B, y Zr con por lo menos uno de NiCr y Ni para facilitar el formado 632 de la matriz de cobresoldadura. Alternativamente, los materiales cerámicos de matriz pueden ser cualquier material cerámico formado en el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 que permite la operación del motor de turbina de gas 100 y de los sistemas de sellado 200, 300, 400, y 500 como se describe en la presente.

El método de cobresoldadura 630 incluye además seleccionar 636 la pluralidad de partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 (mostrada en las Figuras 4, 5, 6, y 7, respectivamente) a ser utilizada. Las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir substancialmente todo el TaC. También, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir cBN y a Al203 en proporciones predeterminadas. Además, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir cBN, Al203 y Zr02 en proporciones predeterminadas. Además, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir el TaC y Al203 en proporciones predeterminadas. También, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir el TaC y a Al203 en proporciones predeterminadas. Además, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir alúmina policristalina (sol-gel) Ejemplos de proporciones predeterminadas, o de los porcentajes de cBN y Al203 incluyen, sin limitación, los intervalos entre aproximadamente 20% y aproximadamente 50% de cBN y los intervalos entre aproximadamente 80% y aproximadamente 50% de Al 03. También, los ejemplos de proporciones predeterminadas, o de los porcentajes de TaC y Al203 incluyen, sin limitación, los intervalos entre aproximadamente 20% y aproximadamente 80% de TaC y los intervalos entre aproximadamente 80% y aproximadamente 20% de Al203. Las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 son dimensionadas para tener un diámetro equivalente 220, 320, 420, y 520, respectivamente, dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). La pluralidad de partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 es incrustada 638 dentro de la matriz de cobresoldadura para formar la porción abrasiva sin cobresoldadura 204, 304, 404, y 504 que es aplicado 640 al sustrato de punta de superficie aerodinámica 184. Las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 son separadas una de la otra con un espaciamiento equivalente 222, 322, 422, y 522, respectivamente, que varía entre aproximadamente 20 m (menos que un mil) y aproximadamente 500 m (20 mils).

La paleta de la turbina 160 con la porción abrasiva sin cobresoldadura 204, 304, 404, y 504 son cobresoldadas 642 para formar la porción abrasiva cobresoldada 204, 304, 404, y 504. Con la terminación de la cobresoldadura 640, la porción abrasiva 204, 304, 404, y 504 incluye por lo menos una capa de matriz abrasiva 212, 312, 412, y 512, respectivamente, que tiene un espesor 214, 314, 414, y 514, respectivamente, dentro de un intervalo de entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). La capa de matriz abrasiva 212, 312, 412, y 512 define una superficie de capa de matriz abrasiva 216, 316, 416, y 516, respectivamente.

También, con la terminación de la cobresoldadura 640, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 tienen un intervalo de valores de dureza de Vickers entre aproximadamente 1000 y aproximadamente 4800. La capa de matriz abrasiva cerámica 212, 312, 412, y 512 tiene un intervalo de valores de dureza de Vickers entre aproximadamente 400 y aproximadamente 1200. Por lo tanto, los valores de dureza de las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 son mayores que los valores de dureza de la capa de matriz abrasiva 212, 312, 412, y 512, respectivamente, que a su vez son mayores que los valores de dureza del refuerzo abrasible 202.

En algunas modalidades, una porción de partículas abrasivas sin revestir 418 puede ser formada de SiC con un diámetro equivalente 432 y revestida con por lo menos una capa de revestimiento 428 para formar una pluralidad de partículas abrasivas revestidas 430 (todo mostrado en la Figura 6). También, en algunas modalidades, una capa de revestimiento de unión, es decir, una capa subyacente de cerámica puede ser formada sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 antes de aplicar 638 la porción abrasiva sin cobresoldadura 204 al sustrato de punta de la superficie aerodinámica 184 para disminuir un potencial para el contacto entre las partículas abrasivas sin revestir 418 (formadas de SIC) y/o las partículas abrasivas revestidas 430 y el sustrato 184.

En algunas modalidades, un método electrolítico 650 es utilizado para facilitar disponer 620 la porción abrasiva 204, 304, 404, y 504 sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184. El método electrolítico 650 incluye formar 652 una solución electrolítica que incluye uno de MCrAIY y MCrAIX y puede incluir materiales metálicos, por ejemplo, sin limitación, Ni, Al, y Pt en cualquier combinación. El método electrolítico 650 también incluyen seleccionar 654 la pluralidad de partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 (mostrada en las Figuras 4, 5, 6, y 7, respectivamente) a ser utilizada.

Las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir substancialmente todo uno de carburo de tántalo (TaC), óxido de aluminio (Al2O3), o ziconia (Zr02). También, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir nitruro de boro cúbico (cBN) y Al203 en proporciones predeterminadas. Además, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir cBN, Al203 y Zr02 en proporciones predeterminadas. Además, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir a Al203 y Zr02 fundidos juntos en proporciones predeterminadas. También, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir el TaC y a Al203 en proporciones predeterminadas. Además, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 pueden incluir alúmina policristalina (sol-gel) Ejemplos de proporciones predeterminadas, o de los porcentajes de cBN y Al203 incluyen, sin limitación, los intervalos entre aproximadamente 20% y aproximadamente 50% de cBN y los intervalos entre aproximadamente 80% y aproximadamente 50% de Al203. También, los ejemplos de proporciones predeterminadas, o de los porcentajes de TaC y Al203 incluyen, sin limitación, los intervalos entre aproximadamente 20% y aproximadamente 80% de TaC y los intervalos entre aproximadamente 80% y aproximadamente 20% de Al203. Las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 son dimensionadas para tener un diámetro equivalente 220, 320, 420, y 520, respectivamente, dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). La pluralidad de partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 es mezclada 656 dentro de la solución electrolítica. El sustrato de la punta de superficie aerodinámica 184 es posicionada 658 dentro de la solución electrolítica para formar la porción abrasiva 204, 304, 404, y 504 en el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184. Las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 y la capa de matriz abrasiva metálica 212, 312, 412, y 512, respectivamente, son depositadas 660 en el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184.

Con la terminación del método electrolítico 650, la paleta de la turbina 160 incluye la porción abrasiva 204, 304, 404, y 504 que incluye por lo menos una capa de matriz abrasiva metálica 212, 312, 412, y 512, respectivamente, teniendo un espesor 214, 314, 414, y 514, respectivamente, dentro de un intervalo de entre aproximadamente 50.8 m (2 mils) y aproximadamente 500 m (20 mils). La capa de matriz abrasiva 212, 312, 412, y 512 define una superficie de capa de matriz abrasiva 216, 316, 416, y 516, respectivamente. Además, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 son separadas una de la otra con un espaciamiento equivalente 222, 322, 422, y 522, respectivamente, que varía entre aproximadamente 20 m (menos que un mil) y aproximadamente 500 m (20 mils).

También, con la terminación del método electrolítico 650, las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 tienen un intervalo de valores de dureza de Vickers entre aproximadamente 1000 y aproximadamente 4800. La capa de matriz abrasiva metálica 212, 312, 412, y 512 tiene un intervalo de valores de dureza de Vickers de entre aproximadamente 300 y aproximadamente 500. Por lo tanto, los valores de dureza de las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 son mayores que los valores de dureza de la capa de matriz abrasiva 212, 312, 412, y 512, respectivamente, que a su vez son mayores que los valores de dureza del refuerzo abrasible 202.

En algunas modalidades, una porción de partículas abrasivas sin revestir 418 puede ser formada de SiC con un diámetro equivalente 432 y revestidas con por lo menos una capa de revestimiento 428 para formar una pluralidad de partículas abrasivas revestidas 430. También, en algunas modalidades, una capa de revestimiento de unión, es decir, una capa subyacente de cerámica puede ser formada sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 antes de posicionar 658 el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 en la solución electrolítica para disminuir un potencial de contacto entre las partículas abrasivas sin revestir 418 (formadas de SiC) y/o las partículas abrasivas revestidas 430 y el sustrato 184.

En algunas modalidades, la porción abrasiva 204, 304, 404, y 504 está dispuesta 620 sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 por un procedimiento híbrido de dos etapas 670 que incluye porciones tanto del método electrolítico como del de cobresoldadura. La primera etapa incluye formar 672 un compuesto de cobresoldadura que incluye mezclar por lo menos uno de Si, Ti, W, B, y Zr con por lo menos uno de NiCr y Ni. La primera etapa también incluye mezclar 674 una pluralidad de partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 dentro del compuesto de cobresoldadura. La primera etapa incluye además aplicar 676 el compuesto de cobresoldadura al sustrato 184. La primera etapa también incluye la cobresoldadura 678. La segunda etapa incluye formar 680 un compuesto electrolítico que incluye MCrAIY. La segunda etapa también incluye posicionar 682 el sustrato 184 en el compuesto electrolítico y llenar 684 por lo menos una porción del espaciamiento entre las partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 con el compuesto de matriz de MCrAIY. La segunda etapa incluye además utilizar los métodos que electrolíticos para terminar de formar la capa de matriz abrasiva 212, 312, 412, y 512 con partículas abrasivas incrustadas 218, 318, 418, y 518 como se describe arriba para los métodos 630 y 650 individualmente.

En algunas modalidades, la porción abrasiva 204, 304, 404, y 504 es dispuesta 620 sobre el sustrato de punta de superficie aerodinámica 184 por rociado térmico 690. Una solución de rocío térmico es mezclada 692 que incluye uno de MCrAIY y MCrAIX y puede incluir materiales metálicos, por ejemplo, sin limitación, Ni, Al, y Pt en cualquier combinación. El método de rociado térmico 690 también incluye mezclar 694 la pluralidad de partículas abrasivas 218, 318, 418, y 518 que incluye substancialmente todo el Al2O3 en la solución de rocío térmico. El rocío caliente es aplicado 696 en el sustrato 184 y la matriz fundida y las partículas de Al203 se enfrían 698 en el mismo para formar la capa de matriz abrasiva 212, 312, 412, y 512 con las partículas abrasivas incrustadas 218, 318, 418, y 518 como se describe arriba.

La Figura 10 es una vista esquemática de una porción ejemplar 700 del refuerzo abrasible 202 con una superficie substancialmente suavizada 702 que puede ser utilizada con el motor de turbina de gas 100 (mostrado en la Figura 3). La Figura 11 es una vista esquemática ampliada de la porción 700 del refuerzo abrasible 202 tomada a lo largo de la línea 11-11 (mostrada en la Figura 10). En la modalidad ejemplar, la porción 700 del refuerzo abrasible 202 incluye por lo menos una capa 704 de DVC DySZ formada sobre la misma. Durante la operación del motor de turbina de gas 100, la superficie 702 de capa de DVC DySZ 704 es expuesta directamente a los gases calientes de la combustión 152 (mostrado en la Figura 1). También, en la modalidad ejemplar, la capa 704 tiene un espesor 706 que tiene un intervalo entre aproximadamente 0.5 milímetros (mm) (20 mils) y aproximadamente 1.5 mm (60 mils), con un espesor preferido de aproximadamente 1 mm (40 mils). La capa de DVC DySZ 704 tiene un valor de porosidad de menos de 5%. Además, en la modalidad ejemplar, la capa de DVC DySZ 704 es formada sobre una primera capa 708 de un material de alta temperatura, por ejemplo, sin limitación, un TBC, formado en la superficie interior del armazón de la turbina 188. Alternativamente, la capa de DVC DySZ 704 es formada directamente en la superficie 188. La capa 708 tienen un espesor 710 que tiene un intervalo entre aproximadamente 0.05 milímetros (mm) (2 mils) y aproximadamente 0.15 mm (6 mils), con un espesor preferido de aproximadamente 0.1 mm (4 mils).

La Figura 12 es una vista esquemática de una porción ejemplar 750 del refuerzo ejemplar abrasible 202 con una superficie con diseño 752 que puede ser utilizada con el motor de turbina de gas 100 (mostrado en la Figura 3). La Figura 13 es una vista esquemática ampliada de la porción 750 del refuerzo abrasible 202 tomada a lo largo de la línea 13-13 (mostrada en la Figura 12). En la modalidad ejemplar, la porción 750 del refuerzo abrasible 202 incluye por lo menos una capa con diseño 754 de DVC YSZ formada en el mismo. La capa con diseño 754 es formada como una pluralidad de montículos 756 con un pico 758 que define una altura 760. La altura 760 tiene un intervalo entre aproximadamente 1 mm (40 mils) y aproximadamente 1.5 mm (60 mils), con una altura preferida de aproximadamente 1.25 mm (50 mils).

También, en la modalidad ejemplar, la porción 750 del refuerzo abrasible 202 incluye por lo menos una capa 762 de DVC YSZ formada en la que se forma la capa con diseño 754 de DVC YSZ. La capa 762 de DVC YSZ define una superficie substancialmente suavizada 764. Durante la operación del motor de turbina de gas 100, los montículos 754 de DVC YSZ y la superficie 764 de la capa de DVC YSZ 762 son expuestos directamente a los gases calientes de combustión 152 (mostrados en la Figura 1). La capa 762 tienen un espesor 766 que tiene un intervalo entre aproximadamente 0.5 milímetros (mm) (20 mils) y aproximadamente 1.5 mm (60 mils), con un espesor preferido de aproximadamente 1 mm (40 mils).

Las capas de DVC YSZ 754 y 762 tienen un valor de porosidad menor de 5%. Además, en la modalidad ejemplar, la capa de DVC YSZ 762 es formada sobre una primera capa 768 de un material de alta temperatura, por ejemplo, sin limitación, un TBC, formado en la superficie Interior del armazón de la turbina 188. Alternativamente, la capa de DVC YSZ 762 es formada directamente en la superficie 188. La capa 768 tienen un espesor 770 que tiene un intervalo entre aproximadamente 5 milímetros (mm) (200 mils) y aproximadamente 15 mm (600 mils), con un espesor preferido de aproximadamente 10 mm (400 mils).

La superficie con diseño 752 puede ser formada por cualquier método que permite la operación del motor de turbina de gas 100 como se describe en la presente, Incluyendo, sin limitación, operaciones de maquinado, enmascarado parcial, y variar los parámetros del procedimiento de fabricación.

Haciendo referencia a las Figuras 10 a 13, el formado del refuerzo abrasible 202 como se describe en la presente facilita un aumento en la resistencia a la erosión sobre los abrasibles comúnmente utilizados debido a los valores relativamente bajos de porosidad del refuerzo 202. Además, el uso de los materiales de DVC facilita aumentar una esperanza de vida del refuerzo 202. Además, en algunos casos, los materiales abrasibles de DVC DySZ pueden ser preferidos sobre los materiales de DVC YSZ. Por ejemplo, los materiales abrasible de DVC DySZ aumentan una resistencia térmica del ciclo y la resistencia a la erosión de los refuerzos abrasibles en comparación con los materiales abrasibles de DVC YSZ. También, los materiales abrasibles de DVC DySZ también pueden ser utilizados como una porción de un sistema de TBC mejorado a causa de la conductividad térmica baja del DVC DySZ en comparación con el DVC YSZ.

Mientras que lo anterior describe una pluralidad de modalidades para un sistema de sellado para un ensamble de paleta de turbina, tales modalidades también pueden ser utilizadas con ensambles de álabe de compresor.

Los sistemas de sellado antes descritos proporcionan un método rentable para sellar las turbomáquinas durante la operación. Las modalidades descritas en la presente facilitan definir un espacio libre de punta de superficie aerodinámica que facilita aumentar una eficiencia de las turbomáquinas, disminuyendo un potencial para la frotación de la superficie aerodinámica contra las porciones estacionarias, y disminuir un potencial para la erosión y astillamiento de los refuerzos abrasible. Específicamente, los sistemas y los métodos descritos en la presente utilizan materiales densos abrasibles para los refuerzos más que revestimientos estándar de barrera térmica (TBCs). Por lo tanto, el revestimiento del refuerzo descrito en la presente tiene un valor de dureza suficiente para disminuir la erosión particulada, especialmente a lo largo de los contornos con diseño. También, específicamente, los sistemas y los métodos descritos en la presente utilizan partículas abrasivas ancladas en cualquiera de una matriz cerámica o metálica de manera que los valores de dureza de las partículas abrasivas sean mayores que los valores de dureza de los materiales abrasibles densos. Por lo tanto, específicamente, las partículas abrasivas endurecidas se cortan en los materiales abrasibles densos, con lo cual disminuye un potencial para el desgaste acelerado de la punta de la superficie aerodinámica y la frotación inducida por la temperatura y el subsiguiente astillamiento de los refuerzos. Además, los materiales seleccionados para formar las partículas abrasivas endurecidas son ambientalmente estables de manera que ellos no se oxiden a temperaturas de operación elevadas y arriba de aproximadamente 927°C (1700° F). Además, los materiales que son utilizados para formar las partículas abrasivas endurecidas son compatibles con el material de base en los sustratos de superficie aerodinámica, y/o las partículas abrasivas endurecidas son encerradas en un revestimiento de barrera ambiental, y/o una capa subyacente de cerámica es formado sobre el sustrato de superficie aerodinámica para disminuir un potencial de contacto entre las partículas abrasivas endurecidas y el sustrato. También, las partículas abrasivas endurecidas son dimensionadas para extenderse una distancia predeterminada de una superficie de la matriz de anclaje para disminuir un potencial para el contacto entre la matriz y los materiales abrasibles densos.

Un efecto téenico ejemplar de los métodos y los sistemas descritos en la presente incluye por lo menos uno de: (a) aumentar una eficiencia de las turbomáquinas sobre una gran variedad de condiciones de funcionamiento; (b) disminuir un potencial para el frotado de la superficie aerodinámica contra las porciones estacionarias de las turbomáquinas; (c) disminuir un potencial para la erosión y astillamiento de los refuerzos abrasibles; y (d) disminuir un potencial para el frotamiento inducido por la temperatura entre las porciones estacionarias y giratorias de las turbomáquinas.

Las modalidades ejemplares de los sistemas de sellado para operar las turbomáquinas y los métodos de operación y formación de los sistemas son descritos arriba a detalle. Los sistemas de sellado y los métodos de operación y formación de tales sistemas no son limitados a las modalidades específicas descritas en la presente, sino más bien, los componentes de los sistemas y/o los pasos de los métodos pueden ser utilizados independiente y separadamente de otros componentes y/o pasos descritos en la presente. Por ejemplo, los métodos también pueden ser utilizados en combinación con otros sistemas que requieren un sellado operacional, y los métodos no se limitan a practicar sólo con los sistemas de sellado y turbomáquinas y los métodos como se describen en la presente. Más bien, la modalidad ejemplar puede ser aplicada y puede ser utilizada con respecto a muchas otras aplicaciones de sellado.

Aunque las características específicas de varias modalidades de la invención puedan ser mostradas en algunos dibujos y no en otros, esto es sólo por conveniencia. De acuerdo con los principios de la invención, cualquier característica de un dibujo puede ser mencionada y/o reclamada en combinación con cualquier característica de cualquier otro dibujo.

Claims (20)

NOVEDAD DE LA INVENCIÓN REIVINDICACIONES

1.- Un sistema de sellado para un aparato que incluye una porción giratoria y una porción estacionaria que se extiende sobre por lo menos una porción de la porción giratoria, la porción estacionaria incluye una superficie interior, la porción giratoria incluye por lo menos un ensamble de superficie aerodinámica acoplado al mismo, en donde el por lo menos un ensamble de superficie aerodinámica incluye un sustrato, dicho sistema de sellado comprende: una porción abrasible que comprende por lo menos una capa abrasible de un material abrasible formado sobre por lo menos una porción de la superficie interior; y una porción abrasiva dispuesta sobre por lo menos una porción del sustrato, dicha porción abrasiva comprende: por lo menos una capa abrasiva formada en por lo menos una porción de dicho sustrato; y una pluralidad de partículas abrasivas incrustadas dentro de dicha por lo menos una capa abrasiva, dicha pluralidad de partículas abrasivas comprende por lo menos uno de: substancialmente todo de uno de carburo de tántalo (TaC), óxido de aluminio (Al2O3), y zirconio (Zr02); nitruro de boro cúbico (cBN) y Al203 en proporciones predeterminadas; cBN, Al203, y Zr02 en proporciones predeterminadas; Al203 y Zr02 fundidos juntos en proporciones predeterminadas; y TaC y Al203 en proporciones predeterminadas.

2.- El sistema de sellado de conformidad con la reivindicación 1, caracterizado además porque dicha pluralidad de partículas abrasivas comprende adicionalmente por lo menos uno de: dicha pluralidad de partículas abrasivas dimensionadas en un intervalo entre aproximadamente 50.8 mieras (m) y aproximadamente 500 m; y dicha pluralidad de partículas abrasivas separadas una de la otra con un intervalo de espaciamiento entre aproximadamente 20 m y aproximadamente 500 m.

3.- El sistema de sellado de conformidad con la reivindicación 1 o la reivindicación 2, caracterizado además porque dicha por lo menos una capa abrasiva define una superficie de capa abrasiva, por lo menos una porción de dicha pluralidad de partículas abrasivas se extiende más allá de dicha superficie de capa abrasiva una distancia dentro de un intervalo entre aproximadamente 0 % del dimensionamiento de la partícula y 40 % del dimensionamlento de la partícula.

4.- El sistema de sellado de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado además porque dicha por lo menos una capa abrasiva comprende por lo menos una de por lo menos una capa metálica y por lo menos una capa cerámica.

5.- El sistema de sellado de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado además porque dicha por lo menos una capa abrasiva tiene un primer valor de dureza y dicha pluralidad de partículas abrasivas tiene un segundo valor de dureza, en donde el segundo valor de dureza es mayor que el primer valor de dureza.

6.- El sistema de sellado de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado además porque dicha pluralidad de partículas abrasivas comprende adlcionalmente por lo menos algunas partículas de carburo de silicio (SiC) que comprenden un revestimiento inerte externo de partícula que comprende por lo menos uno de Al2O3 y mullita.

7.- El sistema de sellado de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado además porque dicha por lo menos una capa abrasiva comprende por lo menos uno de zirconio estabilizada con itria (YSZ), alúmina endurecida con zirconio, zirconio endurecida con alúmina, Al203, y hafnio (Hf02).

8.- El sistema de sellado de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado además porque dicha por lo menos una capa abrasiva comprende por lo menos uno de: una aleación de cromo-aiuminio-itrio (MCrAIY), en donde M comprende por lo menos uno de níquel (Ni), cobalto (Co), y hierro (Fe) en cualquier combinación de los mismos; una aleación de cromo-aluminio (MCrAIX), en donde M comprende por lo menos uno de níquel (Ni), cobalto (Co), y hierro (Fe) en cualquier combinación de los mismos, y X comprende por lo menos uno de hafnio (Hf), Y, Si, y Ta en cualquier combinación de los mismos; y una aleación que comprende por lo menos dos de níquel (Ni), aluminio (Al), y platino (Pt) en cualquier combinación de los mismos.

9.- El sistema de sellado de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado además porque dicha por lo menos una capa abrasiva tiene un espesor dentro de un intervalo entre aproximadamente 50.8 m y aproximadamente 500 m.

10.- El sistema de sellado de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado además porque dicha porción abrasible comprende por lo menos uno de: zirconio estabilizado con itrio (YSZ) agrietado verticalmente, denso (DVC); y zirconio estabilizado con disprosio (DySZ) agrietado vertical mente, denso (DVC).

11.- El sistema de sellado de conformidad con la reivindicación 10, caracterizado además porque dicho DVC YSZ tiene un valor de porosidad menor que 5 %.

12.- El sistema de sellado de conformidad con la reivindicación 10, caracterizado además porque dicho DVC DySZ tiene un valor de porosidad menor que 5 %.

13.- El sistema de sellado de conformidad con cualquiera de las reivindicaciones anteriores, caracterizado además porque dicha porción abrasible está formada con un espesor de por lo menos aproximadamente 500 m.

14.- Un método de ensamblaje de un sistema de sellado para un aparato, dicho método comprende: proporcionar una porción giratoria, en donde la porción giratoria incluye por lo menos un ensamble de superficie aerodinámica acoplada al mismo, el por lo menos un ensamble de superficie aerodinámica incluye un sustrato; extender una porción estacionaria sobre la por lo menos una porción de la porción giratoria, en donde la porción estacionaria incluye una superficie interior; formar por lo menos una capa de material abrasible en por lo menos una porción de ia superficie interior; y formar por lo menos una capa de matriz en por lo menos una porción del sustrato, en donde la por lo menos una capa de matriz incluye una pluralidad de partículas abrasivas incrustadas dentro de la por lo menos una capa de matriz, en donde la pluralidad de partículas abrasivas incluye por lo menos uno de: substancialmente todo de uno de carburo de tántalo (TaC), óxido de aluminio (Al2O3), y zirconio (Zr02); nitruro de boro cúbico (cBN) y Al203 en proporciones predeterminadas; cBN, AI203Í y Zr02 en proporciones predeterminadas; Al203 y Zr02 fundidos juntos en proporciones predeterminadas; y TaC y Al203 en proporciones predeterminadas.

15.- El método de conformidad con la reivindicación 14, caracterizado además porque formar por lo menos una capa de material abrasible en la superficie interior comprende rociar por lo menos uno de zirconio estabilizado con itrio (YSZ) agrietado verticalmente, denso (DVC) y zirconio estabilizado con disprosio (DySZ) agrietado verticalmente, denso (DVC) en la superficie interior, en donde la por lo menos una capa de material abrasible tiene un primer valor de dureza, y la pluralidad de partículas abrasivas tiene un segundo valor de dureza, el segundo valor de dureza es mayor que el primer valor de dureza.

16.- El método de conformidad con la reivindicación 14 o la reivindicación 15, caracterizado además porque formar por lo menos una capa de matriz comprende formar una matriz de soldadura que comprende mezclar por lo menos uno de silicio (Si), titanio (Ti), tungsteno (W), boro (B) y zirconio (Zr) con por lo menos uno de níquel cromo (NiCr) y Ni.

17.- El método de conformidad con la reivindicación 14 o la reivindicación 15, caracterizado además porque formar por lo menos una capa de matriz comprende: formar una matriz de aleación de cromo-aluminio-itrio (MCrAIY), en donde M comprende por lo menos uno de níquel (Ni), cobalto (Co), y hierro (Fe) en cualquier combinación de los mismos; y formar por lo menos una capa dé matriz de MCrAIY por un procedimiento electrolítico.

18.- El método de conformidad con la reivindicación 14 o la reivindicación 15, caracterizado además porque formar por lo menos una capa de matriz comprende: formar un compuesto de soldadura que comprende mezclar por lo menos uno de silicio (Si), titanio (Ti), tungsteno (W), boro (B) y zirconio (Zr) con por lo menos uno de níquel cromo (NiCr) y Ni; aplicar el compuesto de soldadura a la por lo menos una porción del sustrato; soldar la pluralidad de partículas al sustrato; formar un compuesto electrolítico que comprende formar un compuesto de matriz de MCrAIY, en donde M comprende por lo menos uno de níquel (Ni), cobalto (Co), y hierro (Fe) en cualquier combinación de los mismos; y aplicar el compuesto electrolítico a las partículas soldadas y llenar por lo menos una porción del espaciamiento entre las mismas.

19.- Un método para operar un aparato que incluye una porción giratoria y una porción estacionaria que se extiende sobre por lo menos una porción de la porción giratoria, la porción estacionaria incluye una superficie interior, la porción giratoria incluye por lo menos un ensamble de superficie aerodinámica acoplada al mismo, dicho método comprende: inducir una rotación en el elemento giratorio de manera que una porción abrasiva de un sistema de sellado se frote contra una porción abrasible del sistema de sellado, en donde la porción abrasible incluye por lo menos una capa de por lo menos uno de zirconio estabilizado con itrio (YSZ) agrietado verticalmente, denso (DVC) y zirconio estabilizado con disprosio (DySZ) agrietado verticalmente, denso (DVC) formado en la porción estacionaria, la porción abrasible tiene un primer valor de dureza, y la porción abrasiva incluye una pluralidad de partículas abrasivas incrustadas dentro de por lo menos una capa de matriz, en donde la pluralidad de partículas abrasivas tiene un segundo valor de dureza que es mayor que el primer valor de dureza, y la pluralidad de partículas abrasivas incluye por lo menos uno de: substancialmente todo de uno de carburo de tántalo (TaC), óxido de aluminio (Al2O3), y zirconio (Zr02); nitruro de boro cúbico (cBN) y Al203 en proporciones predeterminadas; cBN, Al203, y Zr02 en proporciones predeterminadas; Al203 y Zr02 fundidos juntos en proporciones predeterminadas; y TaC y Al203 en proporciones predeterminadas; y retirar por lo menos una porción de la porción abrasible con la porción abrasiva.

20.- El método de conformidad con la reivindicación 19, caracterizado además porque la porción abrasible está formada con por lo menos una de una superficie substancialmente suavizada y una superficie con diseño.