RU2015124079A - Сопловой сегмент для газовой турбины, покрытый покрытием mcraly и накладками тбп - Google Patents
Сопловой сегмент для газовой турбины, покрытый покрытием mcraly и накладками тбп Download PDFInfo
- Publication number
- RU2015124079A RU2015124079A RU2015124079A RU2015124079A RU2015124079A RU 2015124079 A RU2015124079 A RU 2015124079A RU 2015124079 A RU2015124079 A RU 2015124079A RU 2015124079 A RU2015124079 A RU 2015124079A RU 2015124079 A RU2015124079 A RU 2015124079A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- moreover
- additional
- feather
- thermal barrier
- shelf
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
- C23C14/22—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material characterised by the process of coating
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
- C23C4/12—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the method of spraying
- C23C4/134—Plasma spraying
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
- C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
- C25D3/00—Electroplating: Baths therefor
- C25D3/02—Electroplating: Baths therefor from solutions
- C25D3/56—Electroplating: Baths therefor from solutions of alloys
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/288—Protective coatings for blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
- F05D2230/31—Layer deposition
- F05D2230/311—Layer deposition by torch or flame spraying
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
- F05D2230/31—Layer deposition
- F05D2230/312—Layer deposition by plasma spraying
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
- F05D2230/31—Layer deposition
- F05D2230/313—Layer deposition by physical vapour deposition
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
-
- 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
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/15—Heat shield
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/231—Preventing heat transfer
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Electrochemistry (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Claims (49)
1. Сопловой аппарат (100) для газовой турбины, содержащий
первое перо (101), содержащее первую спинку (107) и первое корыто (108),
второе перо (115), содержащее вторую спинку (118) и второе корыто (119),
внутренний бандаж (110) и
наружный бандаж (120),
причем первое перо (101) и второе перо (115) расположены между внутренним бандажом (110) и наружным бандажом (120),
причем первое перо (101) и второе перо (115) по меньшей мере частично покрыты покрытием MCrAlY, причем по меньшей мере первая спинка (107) содержит участок (104) покрытой поверхности, который покрыт термобарьерным покрытием и который представляет собой по меньшей мере часть всей поверхности первой спинки (107), и
причем по меньшей мере внутренний бандаж (110) или наружный бандаж (120) содержит дополнительный участок (106) покрытой поверхности, который покрыт дополнительным термобарьерным покрытием,
причем внутренний бандаж (110) содержит внутреннюю полку (111), и
причем наружный бандаж (120) содержит дополнительную внутреннюю полку (121),
причем внутренняя поверхность внутренней полки (111) и дополнительная внутренняя поверхность дополнительной внутренней полки (121) обтекаются во время работы газовой турбины рабочим телом газовой турбины,
причем внутренняя поверхность внутренней полки (111) и/или дополнительная внутренняя поверхность дополнительной внутренней полки (121) содержит(ат) дополнительный участок (106) покрытой поверхности,
причем первое перо (101) дополнительно содержит первую входную кромку (102) и первую выходную кромку (103),
причем второе перо (115) дополнительно содержит вторую входную кромку (116) и вторую выходную кромку (117),
причем дополнительный участок (106) покрытой поверхности находится на внутренней полке (111) и/или дополнительной внутренней полке (121) на участке, который расположен ниже по потоку от первой выходной кромки (103) и второй выходной кромки (117),
причем первое корыто (108) и второе корыто (119) свободны от термобарьерного покрытия, и
причем дополнительный участок (106) покрытой поверхности имеет ширину, простирающуюся от выходной кромки (112, 122) полки на расстояние от приблизительно 50% до приблизительно 80% размера от выходной кромки (112, 122) полки до выходной кромки (103, 117) пера,
причем термобарьерное покрытие и/или дополнительное термобарьерное покрытие содержит истончающийся участок (201),
причем на истончающемся участке (201) толщина термобарьерного покрытия плавно уменьшается в направлении к краю соответствующего участка (104) покрытой поверхности и/или дополнительного участка (106) покрытой поверхности.
2. Сопловой аппарат (100) по п. 1,
при этом термобарьерное покрытие имеет толщину от 0,10 мм до 0,75 мм, в частности, от 0,15 мм до 0,5 мм.
3. Сопловой аппарат (100) по п. 1,
причем первое перо (101) и второе перо (115) частично образуют область критического сечения, и при этом первое корыто (108) и второе корыто (119) свободны от термобарьерного покрытия в области критического сечения.
4. Сопловой аппарат (100) по п. 2,
причем первое перо (101) и второе перо (115) частично образуют область критического сечения, и при этом первое корыто (108) и второе корыто (119) свободны от термобарьерного покрытия в области критического сечения.
5. Сопловой аппарат (100) по любому из пп. 1-4, при этом протяженность участка (104) покрытой поверхности от выходной кромки (103, 117) в направлении к входной кромке (102, 116) составляет в диапазоне между 50% и 80% от размера в направлении между выходной кромкой (103, 117) и входной кромкой (102, 116) пера (101, 115).
6. Способ изготовления соплового аппарата (100) для газовой турбины, причем сопловой аппарат (100) содержит первое перо (101) с первой спинкой (107) и первым корытом (108), второе перо (115) со второй спинкой (118) и вторым корытом (119), внутренний бандаж (110) и наружный бандаж (120), причем первое перо (101) и второе перо (115) расположены между внутренним бандажом (110) и наружным бандажом (120),
при этом способ содержит
по меньшей мере частичное покрывание первого пера (101) и второго пера (115) покрытием MCrAlY,
покрывание участка (104) покрытой поверхности термобарьерным покрытием,
причем первый участок (104) покрытой поверхности образуют по меньшей мере на первой спинке (107), и
причем первый участок (104) покрытой поверхности представляет собой по меньшей мере часть всей поверхности первой спинки (107),
покрывание дополнительного участка (106) покрытой поверхности дополнительным термобарьерным покрытием,
причем по меньшей мере внутренний бандаж (110) или наружный бандаж (120) содержит дополнительный участок (106) покрытой поверхности,
причем внутренний бандаж (110) содержит внутреннюю полку (111), и
причем наружный бандаж (120) содержит дополнительную внутреннюю полку (121),
причем внутренняя поверхность внутренней полки (111) и дополнительная внутренняя поверхность дополнительной внутренней полки (121) обтекаются во время работы газовой турбины рабочим телом газовой турбины,
причем внутренняя поверхность внутренней полки (111) и/или дополнительная внутренняя поверхность дополнительной внутренней полки (121) содержит(ат) дополнительный участок (106) покрытой поверхности,
причем первое перо (101) дополнительно содержит первую входную кромку (102) и первую выходную кромку (103),
причем второе перо (115) дополнительно содержит вторую входную кромку (116) и вторую выходную кромку (117),
причем дополнительный участок (106) покрытой поверхности находится на внутренней полке (111) и/или дополнительной внутренней полке (121) на участке, который расположен ниже по потоку от первой выходной кромки (103) и второй выходной кромки (117), и
причем первое корыто (108) и второе корыто (119) свободны от термобарьерного покрытия, и
причем дополнительный участок (106) покрытой поверхности имеет ширину, простирающуюся от выходной кромки (112, 122) полки на расстояние от приблизительно 50% до приблизительно 80% размера от выходной кромки (112, 122) полки до выходной кромки (103, 117) пера,
причем термобарьерное покрытие и/или дополнительное термобарьерное покрытие содержит истончающийся участок (201),
причем на истончающемся участке (201) толщина термобарьерного покрытия плавно уменьшается в направлении к краю соответствующего участка (104) покрытой поверхности и/или дополнительного участка (106) покрытой поверхности.
7. Способ по п. 6,
причем термобарьерное покрытие наносят посредством процесса электронно-лучевого физического осаждения из газовой фазы или воздушно-плазменного напыления (APS).
8. Способ по п. 6,
причем покрытие MCrAlY наносят посредством гальванического осаждения.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP12198657 | 2012-12-20 | ||
EP12198657.4 | 2012-12-20 | ||
PCT/EP2013/076762 WO2014095758A1 (en) | 2012-12-20 | 2013-12-16 | Vane segment for a gas turbine coated with a mcraly coating and tbc patches |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015124079A true RU2015124079A (ru) | 2017-01-24 |
RU2627997C2 RU2627997C2 (ru) | 2017-08-14 |
Family
ID=47563079
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015124079A RU2627997C2 (ru) | 2012-12-20 | 2013-12-16 | СОПЛОВОЙ СЕГМЕНТ ДЛЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНЫ, ПОКРЫТЫЙ ПОКРЫТИЕМ MCrAlY И НАКЛАДКАМИ ТБП |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9719371B2 (ru) |
EP (1) | EP2935792B1 (ru) |
CN (1) | CN104870753B (ru) |
RU (1) | RU2627997C2 (ru) |
WO (1) | WO2014095758A1 (ru) |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9101225B2 (en) * | 2011-09-13 | 2015-08-11 | Kids Ii, Inc. | Convertible high chair |
WO2014121998A1 (de) * | 2013-02-05 | 2014-08-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennstofflanzen mit wärmedämmbeschichtung |
US10174626B2 (en) * | 2014-10-15 | 2019-01-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Partially coated blade |
EP3075954A1 (en) * | 2015-04-01 | 2016-10-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Vane segment for a gas turbine |
US10047613B2 (en) * | 2015-08-31 | 2018-08-14 | General Electric Company | Gas turbine components having non-uniformly applied coating and methods of assembling the same |
DE102015220371A1 (de) * | 2015-10-20 | 2017-04-20 | MTU Aero Engines AG | Innenringsystem, Leitschaufelkranz und Strömungsmaschine |
DE102015223576A1 (de) | 2015-11-27 | 2017-06-01 | Siemens Aktiengesellschaft | Lokale zweilagige Wärmedämmschicht |
US20170241273A1 (en) * | 2016-02-18 | 2017-08-24 | General Electric Company | System and Method for Simultaneously Depositing Multiple Coatings on a Turbine Blade of a Gas Turbine Engine |
CN106757007B (zh) * | 2016-12-30 | 2019-07-05 | 无锡透平叶片有限公司 | 一种风机叶片及其制备方法 |
US11033992B2 (en) | 2018-10-05 | 2021-06-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Double row compressor stators |
US10711621B1 (en) * | 2019-02-01 | 2020-07-14 | Rolls-Royce Plc | Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components and temperature management features |
FR3101108B1 (fr) * | 2019-09-24 | 2022-09-02 | Safran Helicopter Engines | Aube, notamment de turbomachine, partiellement recouverte en pied d’aube d’une bande de protection contre l’oxydation et la corrosion |
US20220349314A1 (en) * | 2021-05-03 | 2022-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Variable thickness machinable coating for platform seals |
US20230138749A1 (en) * | 2021-10-29 | 2023-05-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Selectively coated gas path surfaces within a hot section of a gas turbine engine |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5328331A (en) | 1993-06-28 | 1994-07-12 | General Electric Company | Turbine airfoil with double shell outer wall |
JP2851518B2 (ja) | 1993-11-05 | 1999-01-27 | 防衛庁技術研究本部長 | タービン動翼 |
US5525038A (en) | 1994-11-04 | 1996-06-11 | United Technologies Corporation | Rotor airfoils to control tip leakage flows |
US6066405A (en) * | 1995-12-22 | 2000-05-23 | General Electric Company | Nickel-base superalloy having an optimized platinum-aluminide coating |
US6077036A (en) * | 1998-08-20 | 2000-06-20 | General Electric Company | Bowed nozzle vane with selective TBC |
US6106231A (en) | 1998-11-06 | 2000-08-22 | General Electric Company | Partially coated airfoil and method for making |
US6126400A (en) | 1999-02-01 | 2000-10-03 | General Electric Company | Thermal barrier coating wrap for turbine airfoil |
US6296447B1 (en) * | 1999-08-11 | 2001-10-02 | General Electric Company | Gas turbine component having location-dependent protective coatings thereon |
FR2833035B1 (fr) * | 2001-12-05 | 2004-08-06 | Snecma Moteurs | Plate-forme d'aube de distributeur pour moteur a turbine a gaz |
US7595114B2 (en) | 2005-12-09 | 2009-09-29 | General Electric Company | Environmental barrier coating for a component and method for fabricating the same |
US7341427B2 (en) | 2005-12-20 | 2008-03-11 | General Electric Company | Gas turbine nozzle segment and process therefor |
DE102006048685A1 (de) | 2006-10-14 | 2008-04-17 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbinenschaufel einer Gasturbine |
US7846561B2 (en) | 2007-09-19 | 2010-12-07 | Siemens Energy, Inc. | Engine portions with functional ceramic coatings and methods of making same |
EP2128306B1 (en) * | 2008-05-26 | 2015-04-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Ceramic thermal barrier coating system with two ceramic layers |
US8206101B2 (en) | 2008-06-16 | 2012-06-26 | General Electric Company | Windward cooled turbine nozzle |
US8511993B2 (en) | 2009-08-14 | 2013-08-20 | Alstom Technology Ltd. | Application of dense vertically cracked and porous thermal barrier coating to a gas turbine component |
EP2362068A1 (en) | 2010-02-19 | 2011-08-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine airfoil |
-
2013
- 2013-12-16 US US14/652,108 patent/US9719371B2/en active Active
- 2013-12-16 RU RU2015124079A patent/RU2627997C2/ru active
- 2013-12-16 CN CN201380066984.7A patent/CN104870753B/zh active Active
- 2013-12-16 WO PCT/EP2013/076762 patent/WO2014095758A1/en active Application Filing
- 2013-12-16 EP EP13811177.8A patent/EP2935792B1/en active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2627997C2 (ru) | 2017-08-14 |
EP2935792A1 (en) | 2015-10-28 |
WO2014095758A1 (en) | 2014-06-26 |
EP2935792B1 (en) | 2018-05-16 |
CN104870753A (zh) | 2015-08-26 |
US20150322818A1 (en) | 2015-11-12 |
CN104870753B (zh) | 2017-03-15 |
US9719371B2 (en) | 2017-08-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2015124079A (ru) | Сопловой сегмент для газовой турбины, покрытый покрытием mcraly и накладками тбп | |
JP2015075107A5 (ru) | ||
US9862059B2 (en) | Surfacing of additively manufactured components and corresponding manufactured components of a turbomachine | |
JP2015212073A5 (ja) | 層状構造を有するシステム | |
EP2937513A3 (en) | Method of forming a component and corresponding component | |
WO2017080645A8 (en) | Turbine clearance control coatings and method | |
EP2631325A3 (en) | Coating and coating method for gas turbine component | |
MX341461B (es) | Un metodo para producir un producto de acero inoxidable. | |
EP3040522A3 (en) | Hot gas path component and methods of manufacture | |
WO2015047472A3 (en) | Conductive panel surface cooling augmentation for gas turbine engine combustor | |
US9121292B2 (en) | Airfoil and a method for cooling an airfoil platform | |
FR2972027B1 (fr) | Chambre annulaire de combustion de turbomachine comprenant des orifices de dilution ameliores | |
RU2014144984A (ru) | Конструкция аэродинамического профиля со связующим ptal покрытием и термобарьерным покрытием и соответствующий способ изготовления | |
WO2014042724A3 (en) | Turbine compressor blade tip resistant to metal transfer | |
RU2017105469A (ru) | Лопатка турбины | |
RU2015107543A (ru) | Конструкция лопаток турбины | |
JP2013238225A (ja) | タービンのガス流路をシールするためのシステム | |
EP3179043B1 (en) | Turbine component comprising a cooling passage embedded within the coating | |
WO2014197087A3 (en) | Component repair using brazed surface textured superalloy foil | |
EP3754045A4 (en) | THERMAL PROTECTIVE COATING, TURBINE ELEMENT, GAS TURBINE AND PROCESS FOR MANUFACTURING THERMAL PROTECTIVE COATING | |
EP2599961A3 (en) | Segmented thermally insulating coating | |
RU2014143493A (ru) | Лопатка турбины, а также соответствующий способ изготовления лопатки турбины | |
JP2013194667A5 (ru) | ||
EP3277930B1 (en) | Vane segment for a gas turbine | |
WO2015057309A3 (en) | Insert and standoff design for a gas turbine engine vane |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20220114 |