RU2004136269A - Использование напыленного покрытия для достижения неравномерных уплотненных зазоров в турбомашинах - Google Patents
Использование напыленного покрытия для достижения неравномерных уплотненных зазоров в турбомашинах Download PDFInfo
- Publication number
- RU2004136269A RU2004136269A RU2004136269/06A RU2004136269A RU2004136269A RU 2004136269 A RU2004136269 A RU 2004136269A RU 2004136269/06 A RU2004136269/06 A RU 2004136269/06A RU 2004136269 A RU2004136269 A RU 2004136269A RU 2004136269 A RU2004136269 A RU 2004136269A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- specified
- coating
- main element
- interphase
- essentially
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
-
- 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
-
- 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
- F05D2230/90—Coating; Surface treatment
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/55—Seals
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
- Y10T428/12201—Width or thickness variation or marginal cuts repeating longitudinally
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
- Y10T428/12389—All metal or with adjacent metals having variation in thickness
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/12—All metal or with adjacent metals
- Y10T428/12493—Composite; i.e., plural, adjacent, spatially distinct metal components [e.g., layers, joint, etc.]
- Y10T428/12771—Transition metal-base component
- Y10T428/12861—Group VIII or IB metal-base component
- Y10T428/12944—Ni-base component
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
- Y10T428/24942—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including components having same physical characteristic in differing degree
- Y10T428/2495—Thickness [relative or absolute]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
- Y10T428/26—Web or sheet containing structurally defined element or component, the element or component having a specified physical dimension
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Claims (10)
1. Элемент (20) статора для турбинной сборки (40), содержащий
а) кольцевой основной элемент (60), имеющий внутреннюю поверхность (80), которая представляет собой по существу круг (90) в осевом поперечном сечении (100); и
б) покрытие (120), нанесенное на указанную внутреннюю поверхность (80) указанного основного элемента (60), причем указанное покрытие (120) имеет межфазную поверхность (140), находящуюся в контакте с указанной внутренней поверхностью (80) указанного основного элемента (60), и внешнюю поверхность (160), противоположную указанной межфазной поверхности (140), и при этом указанное покрытие (120) имеет толщину (180), которая варьируется в зависимости от окружного положения (200) вдоль указанной внутренней поверхности (80) указанного основного элемента (60).
2. Элемент (20) статора по п.1, в котором указанная внешняя поверхность (160) указанного покрытия (120) представляет собой по существу эллипс (220) в осевом поперечном сечении (100).
3. Элемент статора (20) по п.1, в котором толщина (180) указанного покрытия (120) составляет вплоть до примерно 3 мм.
4. Элемент (20) статора по п.1, в котором указанное покрытие (120) содержит истираемый материал (130).
5. Элемент (20) статора по п.4, в котором указанный истираемый материал (130) содержит фазу металлической матрицы и по меньшей мере одну вторичную фазу.
6. Элемент (20) статора по п.5, в котором указанная фаза металлической матрицы содержит по меньшей мере один сплав, выбранный из группы, состоящей из CoNiCrAlY, NiCrFeAl и NiCrAl.
7. Элемент (20) статора по п.1, в котором указанный основной элемент (60) включает в себя по меньшей мере один элемент из бандажа лопаток, кожуха турбины и кольцевого соплового аппарата турбины.
8. Элемент (20) статора для турбинной сборки (40), содержащий
а) кольцевой основной элемент (60), имеющий внутреннюю поверхность (80), которая представляет собой по существу круг (90) в осевом поперечном сечении (100); и
б) покрытие (120), содержащее истираемый материал (130), нанесенное на указанную внутреннюю поверхность (80) указанного основного элемента (60) и имеющее межфазную поверхность (140), находящуюся в контакте с указанной внутренней поверхностью (80) указанного основного элемента (60), и внешнюю поверхность (160), противоположную указанной межфазной поверхности (140), причем указанная внешняя поверхность (160) указанного покрытия (120) представляет собой по существу эллипс (220) в осевом поперечном сечении (100), имеющий большую ось (280), простирающуюся между верхним (300) и нижним (320) участками указанного основного элемента (60).
9. Способ изготовления элемента (20) статора для турбинной сборки (40), включающий в себя
а) обеспечение кольцевого основного элемента (60), имеющего внутреннюю поверхность (80), которая представляет собой по существу круг (90) в осевом поперечном сечении (100); и
б) нанесение покрытия (120) на указанную внутреннюю поверхность (80) указанного основного элемента (60), причем указанное покрытие (120) имеет межфазную поверхность (140), находящуюся в контакте с указанной внутренней поверхностью (80) указанного основного элемента (60), и внешнюю поверхность (160), противоположную указанной межфазной поверхности (140), и при этом указанное покрытие (120) имеет толщину (180), которую варьируют в зависимости от окружного положения (200) вдоль указанной внутренней поверхности (80) указанного основного элемента (60).
10. Способ изготовления элемента (20) статора для турбинной сборки (40), включающий в себя
а) обеспечение кольцевого основного элемента (60), имеющего внутреннюю поверхность (80), которая представляет собой по существу круг (90) в осевом поперечном сечении (100); и
б) нанесение с помощью метода термического напыления на указанную внутреннюю поверхность (80) указанного основного элемента (60) покрытия (120), содержащего истираемый материал (130) и имеющего межфазную поверхность (140), находящуюся в контакте с указанной внутренней поверхностью (80) указанного основного элемента (60), и внешнюю поверхность (160), противоположную указанной межфазной поверхности (140), причем указанная внешняя поверхность (160) указанного покрытия (120) представляет собой по существу эллипс (220) в осевом поперечном сечении (100), имеющий большую ось (280), простирающуюся между верхним (300) и нижним (320) участками указанного основного элемента (60).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/735,504 US7255929B2 (en) | 2003-12-12 | 2003-12-12 | Use of spray coatings to achieve non-uniform seal clearances in turbomachinery |
US10/735,504 | 2003-12-12 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2004136269A true RU2004136269A (ru) | 2006-05-20 |
RU2362021C2 RU2362021C2 (ru) | 2009-07-20 |
Family
ID=34523105
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2004136269/06A RU2362021C2 (ru) | 2003-12-12 | 2004-12-10 | Элемент статора турбины (варианты) и способ его изготовления (варианты) |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7255929B2 (ru) |
EP (1) | EP1541807A2 (ru) |
JP (1) | JP2005171999A (ru) |
CN (1) | CN1626774A (ru) |
RU (1) | RU2362021C2 (ru) |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE10356953B4 (de) * | 2003-12-05 | 2016-01-21 | MTU Aero Engines AG | Einlaufbelag für Gasturbinen sowie Verfahren zur Herstellung desselben |
GB0705696D0 (en) * | 2007-03-24 | 2007-05-02 | Rolls Royce Plc | A method of repairing a damaged abradable coating |
EP2189630A1 (de) * | 2008-11-19 | 2010-05-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine, Leitschaufelträger für eine solche Gasturbine und Gas- bzw. Dampfturbinenanlage mit einer solchen Gasturbine |
US8177494B2 (en) * | 2009-03-15 | 2012-05-15 | United Technologies Corporation | Buried casing treatment strip for a gas turbine engine |
US8118995B2 (en) | 2009-03-31 | 2012-02-21 | General Electric Company | Process for inhibiting fouling in hydrocarbon processing |
US20110086163A1 (en) * | 2009-10-13 | 2011-04-14 | Walbar Inc. | Method for producing a crack-free abradable coating with enhanced adhesion |
CN101950181B (zh) * | 2010-08-23 | 2012-06-20 | 西安航空动力股份有限公司 | 涡轮叶片热障涂层厚度控制方法 |
CN102061945A (zh) * | 2010-11-23 | 2011-05-18 | 中国北车集团大连机车研究所有限公司 | 增压器油气封新结构 |
US20120177484A1 (en) * | 2011-01-07 | 2012-07-12 | General Electric Company | Elliptical Sealing System |
US8973373B2 (en) | 2011-10-31 | 2015-03-10 | General Electric Company | Active clearance control system and method for gas turbine |
US20130115867A1 (en) * | 2011-11-08 | 2013-05-09 | General Electric Company | Enclosure system and method for applying coating |
US20130256992A1 (en) * | 2012-03-27 | 2013-10-03 | General Electric Company | Brush seal system with elliptical clearance |
US10215033B2 (en) | 2012-04-18 | 2019-02-26 | General Electric Company | Stator seal for turbine rub avoidance |
US9833869B2 (en) * | 2013-02-11 | 2017-12-05 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal surface |
DE102013212741A1 (de) * | 2013-06-28 | 2014-12-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine und Hitzeschild für eine Gasturbine |
WO2016010663A1 (en) * | 2014-07-14 | 2016-01-21 | General Electric Comapny | Elliptical sealing system |
CN104357792B (zh) * | 2014-11-14 | 2017-01-25 | 北京矿冶研究总院 | 钛合金耐高温氧化抗微动磨损涂层材料、涂层及制备方法 |
US10815783B2 (en) * | 2018-05-24 | 2020-10-27 | General Electric Company | In situ engine component repair |
KR102049051B1 (ko) * | 2018-08-22 | 2019-11-26 | 엘지전자 주식회사 | 팬 모터 및 그 제조방법 |
WO2020129234A1 (ja) * | 2018-12-21 | 2020-06-25 | 三菱重工エンジン&ターボチャージャ株式会社 | ターボ機械 |
CN115213077A (zh) * | 2022-05-17 | 2022-10-21 | 沈阳航空航天大学 | 航空发动机机匣安装边变厚度静密封涂层及制备方法 |
Family Cites Families (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3923431A (en) * | 1972-12-26 | 1975-12-02 | Abbey Harold | Sealed slide plates for rotary internal combustion engine |
JPS62126225A (ja) * | 1985-11-25 | 1987-06-08 | Hitachi Ltd | タ−ビン過給機のタ−ビンケ−ス |
JPS63147903A (ja) * | 1986-12-09 | 1988-06-20 | Isuzu Motors Ltd | タ−ビンケ−シング構造 |
US4779421A (en) * | 1987-08-13 | 1988-10-25 | Fellows Oscar L | Hot gas engine |
US4923377A (en) * | 1987-09-11 | 1990-05-08 | Cavalleri Robert J | Self-machining seal ring leakage prevention assembly for rotary vane device |
US5127795A (en) * | 1990-05-31 | 1992-07-07 | General Electric Company | Stator having selectively applied thermal conductivity coating |
US5181826A (en) * | 1990-11-23 | 1993-01-26 | General Electric Company | Attenuating shroud support |
US5104288A (en) * | 1990-12-10 | 1992-04-14 | Westinghouse Electric Corp. | Dual plane bolted joint for separately-supported segmental stationary turbine blade assemblies |
DE59205187D1 (de) * | 1992-10-05 | 1996-03-07 | Asea Brown Boveri | Leitschaufeleinhängung für axialdurchströmte Turbomaschine |
US5439348A (en) * | 1994-03-30 | 1995-08-08 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness |
GB9513252D0 (en) * | 1995-06-29 | 1995-09-06 | Rolls Royce Plc | An abradable composition |
JPH11315784A (ja) * | 1998-04-30 | 1999-11-16 | Tochigi Fuji Ind Co Ltd | 流体機械 |
US6161836A (en) * | 1998-08-25 | 2000-12-19 | General Electric Company | Brush seal and rotary machine containing such brush seal |
US6089825A (en) | 1998-12-18 | 2000-07-18 | United Technologies Corporation | Abradable seal having improved properties and method of producing seal |
US6352264B1 (en) | 1999-12-17 | 2002-03-05 | United Technologies Corporation | Abradable seal having improved properties |
US6334617B1 (en) | 2000-03-02 | 2002-01-01 | United Technologies Corporation | Composite abradable material |
US6341938B1 (en) * | 2000-03-10 | 2002-01-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for minimizing thermal gradients within turbine shrouds |
US6418618B1 (en) * | 2000-04-11 | 2002-07-16 | General Electric Company | Method of controlling the side wall thickness of a turbine nozzle segment for improved cooling |
US6446976B1 (en) * | 2000-09-06 | 2002-09-10 | Flowserve Management Company | Hydrodynamic face seal with grooved sealing dam for zero-leakage |
JP4698847B2 (ja) * | 2001-01-19 | 2011-06-08 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン分割環 |
US6533285B2 (en) | 2001-02-05 | 2003-03-18 | Caterpillar Inc | Abradable coating and method of production |
US6547522B2 (en) | 2001-06-18 | 2003-04-15 | General Electric Company | Spring-backed abradable seal for turbomachinery |
US20020192014A1 (en) * | 2001-06-19 | 2002-12-19 | Alvin De Villiers | Connector for a flexible rod |
US6655696B1 (en) * | 2002-06-28 | 2003-12-02 | General Electric Company | Seal carrier for a rotary machine and method of retrofitting |
US7260892B2 (en) * | 2003-12-24 | 2007-08-28 | General Electric Company | Methods for optimizing turbine engine shell radial clearances |
GB0403941D0 (en) * | 2004-02-21 | 2004-03-24 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine blade containment assembly |
-
2003
- 2003-12-12 US US10/735,504 patent/US7255929B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-12-06 EP EP04257584A patent/EP1541807A2/en not_active Withdrawn
- 2004-12-10 JP JP2004358224A patent/JP2005171999A/ja active Pending
- 2004-12-10 RU RU2004136269/06A patent/RU2362021C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2004-12-10 CN CN200410100268.9A patent/CN1626774A/zh active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2005171999A (ja) | 2005-06-30 |
CN1626774A (zh) | 2005-06-15 |
RU2362021C2 (ru) | 2009-07-20 |
US7255929B2 (en) | 2007-08-14 |
EP1541807A2 (en) | 2005-06-15 |
US20050129976A1 (en) | 2005-06-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2004136269A (ru) | Использование напыленного покрытия для достижения неравномерных уплотненных зазоров в турбомашинах | |
US7553130B1 (en) | Nozzle ring adhesive bonded blading for aircraft engine compressor | |
EP2586990B1 (en) | Integrated case and stator | |
RU2013105274A (ru) | Внешний кожух компрессора осевой турбомашины | |
US11572795B2 (en) | System and method for manufacture of abrasive coating | |
JPS646321B2 (ru) | ||
EP0799367B1 (en) | Turbomachinery abradable seal | |
EP3061850B1 (en) | Hard phaseless metallic coating for compressor blade tip | |
RU2006140332A (ru) | Гребешок для лабиринтного уплотнения и способ его изготовления | |
EP1475515A3 (en) | Apparatus for controlling rotor blade tip clearances in a gas turbine engine | |
US20170016454A1 (en) | Method for coating compressor blade tips | |
RU2600837C2 (ru) | Лопаточный узел со связующим ptal покрытием и термобарьерным покрытием и соответствующий способ изготовления | |
CA2358673A1 (en) | Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress | |
JP2007182885A (ja) | ターボ機械の圧縮機の可変ピッチ羽根の案内ピボットのための摩耗防止装置 | |
RU2700848C2 (ru) | Способ изготовления компонента турбомашины, компонент турбомашины и турбомашина | |
US20170096906A1 (en) | Sealing fin armoring and method for the production thereof | |
JPH065043B2 (ja) | 放射方向すきまを制御するための手段を有しているターボ機関 | |
US20130300067A1 (en) | System for sealing a gas path in a turbine | |
CN105814281B (zh) | 装有叶片的转子 | |
US10662517B2 (en) | Aluminum fan blade tip prepared for thermal spray deposition of abrasive by laser ablation | |
RU2006139854A (ru) | Роторный узел паровой турбины, а также паровая турбина, содержащая такой роторный узел | |
US10823199B2 (en) | Galvanic corrosion resistant coating composition and methods for forming the same | |
JP6459050B2 (ja) | ガスタービン部品、ガスタービン部品の中間構造体、ガスタービン、ガスタービン部品の製造方法、及びガスタービン部品の修理方法 | |
US20180311685A1 (en) | Method for applying a protective coating by spraying and corresponding installation | |
CN103154524B (zh) | 轴向涡轮机压缩器的外壳 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20101211 |