RU2115812C1 - Способ и устройство удержания расплавленного материала в процессе горения в газотурбинном двигателе (варианты) - Google Patents

Способ и устройство удержания расплавленного материала в процессе горения в газотурбинном двигателе (варианты) Download PDF

Info

Publication number
RU2115812C1
RU2115812C1 RU95101849A RU95101849A RU2115812C1 RU 2115812 C1 RU2115812 C1 RU 2115812C1 RU 95101849 A RU95101849 A RU 95101849A RU 95101849 A RU95101849 A RU 95101849A RU 2115812 C1 RU2115812 C1 RU 2115812C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
coating
substrate
engine
casing
binder
Prior art date
Application number
RU95101849A
Other languages
English (en)
Other versions
RU95101849A (ru
Inventor
Фрелинг Мелвин
Гапта Динеш
Original Assignee
Юнайтед Технолоджиз Корпорейшн
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Юнайтед Технолоджиз Корпорейшн filed Critical Юнайтед Технолоджиз Корпорейшн
Publication of RU95101849A publication Critical patent/RU95101849A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2115812C1 publication Critical patent/RU2115812C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • F02C7/25—Fire protection or prevention
    • 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
    • C23C4/02—Pretreatment of the material to be coated, e.g. for coating on selected surface areas
    • 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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
    • 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
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

Использование: группа изобретений относится к теплотехнике и касается конструирования покрытий, применяемых для удержания расплавленного материала в пределах оболочки газотурбинного двигателя. Сущность группы изобретений заключается в том, что разработаны варианты способа и устройства для удержания расплавленных материалов и воспламененных титана и титановых сплавов в пределах оболочки газотурбинного двигателя. Способ заключается в нанесении покрытия со связующим на внутреннюю поверхность внешнего кожуха компрессора, после чего на покрытие со связующим посредством плазменного напыления наносят термоизоляционное керамическое верхнее покрытие. Вышеуказанное устройство содержит субстрат, имеющий покрытие со связующим и керамическое верхнее покрытие и окружающий по крайней мере часть газотурбинного двигателя, для обеспечения удержания продуктов горения газотурбинного двигателя внутри его оболочки. В предпочтительном варианте покрытие со связующим может быть выполнено из сплава Ni-Со-Сr-Аl-V, а верхнее покрытие может содержать стабилизированный цирконий. 4 с. и 13 з.п.ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к теплотехнике и касается технологии конструирования покрытий, используемых для удержания расплавленного материала в пределах оболочки газотурбинных двигателей.
Известен способ предотвращения проникновения горящего материала, вытесненного из газотурбинного двигателя в субстрат, окружающий по меньшей мере часть двигателя, имеющий внутреннюю и внешнюю поверхности (FR, акцептованная заявка на патент N 2560641, кл. F 02 C 7/25, опубл. 1985).
Однако такой способ существенно увеличивает массу двигателя и требует дополнительного пространства для размещения защитных устройств.
Технический результат от реализации описываемого способа заключается в существенном уменьшении массы двигателя и в сокращении дополнительного пространства для размещения защитных устройств.
Этот технический результат достигается тем, что при реализации способа предотвращения проникновения горящего материала, вытесненного из газотурбинного двигателя в субстрат, окружающий по меньшей мере часть двигателя, имеющий внутреннюю и внешнюю поверхности, наносят на внутреннюю поверхность субстрата покрытие со связующим, и плазменным напылением наносят на покрытие, имеющее температуру плавления, превышающую температуру горящего материала и температуру плавления материала субстрата.
При реализации такого способа покрытие со связующим могут выполнять из сплава Ni-Co-Cr-Al-V.
В последнем случае реализации описываемого способа термоизоляционное покрытие могут выполнять в виде покрытия из стабилизированного циркония.
При этом субстрат может включать титан и титановые сплавы, а также может иметь температуру плавления ниже температуры плавления термоизоляционного защитного покрытия.
Известен способ предотвращения в газотурбинном двигателе проникновения горящего материала, вытесненного из внутреннего кожуха диффузора во внешний кожух двигателя, включающий нанесение на элементы конструкции двигателя защитного покрытия (FR, акцептованная заявка на патент N 2560641).
Однако такой способ также существенно увеличивает массу двигателя и требует дополнительного пространства для размещения защитных устройств.
Технический результат от реализации описываемого такого способа заключается в существенном уменьшении массы двигателя и сокращении дополнительного пространства для размещения защитных устройств.
При реализации последнего из вышеуказанных способов, здесь описываемых, такой технический результат достигается тем, что в случае реализации способа предотвращения в газотурбинном двигателе проникающего горящего материала, вытесненного из внутреннего кожуха диффузора во внешний кожух двигателя, включающего нанесение на элементы конструкции двигателя защитного покрытия, на внутреннюю поверхность внешнего кожуха двигателя наносят покрытие со связующим для оказания препятствующего воздействия проникновению горящего материала, вытесненного из внутреннего кожуха диффузора во внешний кожух двигателя, и на покрытие со связующим наносят термоизоляционное покрытие, имеющее температуру плавления, превышающую ожидаемую температуру горящего материала и температуру плавления внешнего кожуха двигателя.
При реализации последнего из вышеописываемых способов покрытие со связующим могут выполнять из сплава Ni-Co-Cr-Al-V.
В последнем случае реализации этого способа термоизоляционное покрытие могут выполнять в виде покрытия из стабилизированного циркония.
При этом внешний кожух двигателя может включать титан и его сплавы, а также может иметь температуру плавления ниже температуры плавления покрытия со связующим.
Известно также устройство для предотвращения утечки горящих материалов из газотурбинного двигателя, содержащее субстрат, окружающий по меньшей мере часть двигателя и имеющий внутреннюю и внешнюю поверхности (FR, акцептованная заявка на патент N 2560641).
Однако использование такого устройства существенно увеличивает массу двигателя и требует дополнительного пространства для размещения защитных устройств.
Технический результат от реализации описываемого устройства заключается в существенном уменьшении массы двигателя и в сокращении дополнительного пространства для размещения защитных устройств.
Такой технический результат достигается тем, что устройство для предотвращения утечки горящих материалов из газотурбинного двигателя, имеющее субстрат, окружающий по меньшей мере часть двигателя и обладающий внутренней и внешней поверхностями, содержит нанесенное на внутреннюю поверхность субстрата покрытие со связующим, на которое нанесено плазменным напылением термоизоляционное покрытие, имеющее температуру плавления, превышающую охлаждаемую температуру горящего материала и температуру плавления материала субстрата.
У такого устройства покрытие со связующим может быть выполнено из сплава Ni-Co-Cr-Al-V.
В последнем случае реализации описываемого устройства его термоизоляционное покрытие может быть выполнено в виде покрытия из стабилизированного циркония.
Кроме того, в случае выполнения покрытия со связующим из сплава Ni-Co-Cr-Al-V у такого описываемого устройства субстрат может включать внешний кожух компрессора, причем внешняя поверхность субстрата может определять внешнюю поверхность газотурбинного двигателя, а внешний кожух компрессора может включать титан и титановые сплавы.
Наряду с этим известно также устройство для предотвращения утечки горящих материалов из газотурбинного двигателя, содержащего внутренний кожух диффузора и внешний кожух двигателя, имеющий внутреннюю и внешнюю поверхности, субстрат, окружающий часть внутреннего кожуха диффузора, причем субстрат имеет внутреннюю поверхность, размещенную с зазором относительно внутреннего кожуха диффузора, и внешнюю поверхность (FR, акцептованная заявка на патент N 2560641).
Однако такое известное устройство также существенно в случае его применения увеличивает массу двигателя и требует дополнительного пространства для размещения защитных устройств.
Технический результат от реализации описываемого здесь другого устройства заключается в уменьшении массы двигателя в в случае применения такого устройства и в сокращении дополнительного пространства для размещения защитных устройств.
Такой технический результат при реализации другого из вышеупомянутых устройств достигается тем, что устройство для предотвращения утечки горящих материалов из газотурбинного двигателя, содержащее внутренний кожух диффузора и внешний кожух двигателя, имеющий внутреннюю и внешнюю поверхности, субстрат, окружающий часть внутреннего кожуха диффузора, при наличии у такого субстрата внутренней поверхности, размещенной с зазором относительно внутреннего кожуха диффузора, и внешней поверхности также содержит защитное изоляционное покрытие, нанесенное на внутреннюю поверхность субстрата, причем защитное покрытие имеет температуру плавления, превышающую ожидаемую температуру горящего материала и температуру плавления субстрата, и обладает термоизоляционными свойствами.
У такого устройства защитное изоляционное покрытие может содержать покрытие со связующим, на которое плазменным напылением нанесено термоизоляционное покрытие, имеющее более высокую температуру плавления, чем ожидаемая температура горячего материала и температура плавления субстрата.
В последнем случае реализации другого устройства, здесь описываемого, покрытие со связующим может быть выполнено из сплава Ni-Co-Cr-Al-V.
При этом термоизоляционное покрытие может быть выполнено в виде покрытия из стабилизированного циркония.
В том случае, когда другое из вышеуказанных описываемых устройств имеет защитное изоляционное покрытие, содержащее покрытие со связующим, на которое плазменным напылением нанесено термоизоляционное покрытие, имеющее более высокую температуру плавления, чем ожидаемая температура горящего материала и температура плавления субстрата, последний может включать внешний кожух компрессора, причем внешняя поверхность субстрата может определять внешнюю поверхность газотурбинного двигателя, а кожух компрессора может включать титан и титановые сплавы.
На фиг. 1 дан вид сбоку в разрезе газотурбинного двигателя, иллюстрирующий внутренние и внешние компоненты двигателя; на фиг. 2 - вид сбоку в разрезе газотурбинного двигателя, иллюстрирующий прохождение воздушного потока через двигатель и температурный профиль воздушного потока; на фиг. 3 - детальный вид сбоку в разрезе известного из предшествующего уровня техники газотурбинного двигателя, иллюстрирующий обычные поддоны для удержания расплавленных материалов, вытесняемых из двигателя; на фиг. 4 - детальный вид сбоку в разрезе устройства, соответствующего группе изобретений, иллюстрирующий защитное покрытие, нанесенное на внутреннюю поверхность внешнего кожуха компрессора газотурбинного двигателя; на фиг. 5 - аксонометрическое изображение с пространственным разделением элементов, иллюстрирующее защитное покрытие, соответствующее группе изобретений, нанесенное на субстрат; на фиг. 6 - вид сбоку в разрезе защитного покрытия, соответствующего группе изобретений, нанесенного на субстрат.
Описываемая группа изобретений использована в газотурбинном двигателе, показанном на фиг. 1.
Защитное изоляционное покрытие 46 нанесено на внутреннюю поверхность 44 внешнего кожуха 36 компрессора перед отсеком 12 турбины (камеры сгорания). Защитное покрытие 46 изолирует кожух 36 компрессора от любых воспламеняющихся частиц и/или расплавленного материала, вытесняемого из газотурбинного двигателя 8 во время его работы, или иных воспламеняющихся частиц, высвобождаемых из оболочки внутреннего кожуха диффузора, представляющего собой стационарную часть турбинного двигателя, ближайшую к вращающимся лопастям компрессора. Более конкретно, покрытие 46 согласно группе изобретений предотвращает возможность прожигания расплавленными материалами внешнего кожуха 36 компрессора или при катастрофическом отказе двигателя. Использование защитного покрытия 46 сокращает или исключает потребность в обычных защитных устройствах или удерживающих конструкциях, включая экраны (на чертежах не показаны), поддоны 38 (фиг. 3) или другие защитные средства (на чертежах не показаны). Исключение и/или сокращение количества таких необходимых защитных средств снижает массу турбинного двигателя 8, а значит, массу самолета. Повышение эффективности, экономичности работы может быть обеспечено для самолета, где использовано данное оборудование. В качестве наилучшего варианта реализации группы изобретений ниже будет описан пример такого защитного покрытия 46 в том виде, как оно нанесено на внутреннюю поверхность 44 внешнего кожуха 36 компрессора газотурбинного двигателя модели PW 4000. Турбинный двигатель 8 показан на фиг. 1, 2, 4 - 6 с установленным защитным покрытием 46, выполненным согласно группе изобретений, а на фиг. 2 - с обычными защитными устройствами (т. е. поддонами 38). Хотя группа изобретений здесь описана в связи с их использованием в конструкциях кожуха компрессора, в частности, заднего конца 42 отсека переднего воздухозаборника 10 двигателя модели PW 4000, ясно, что защитное покрытие 46 может быть использовано в любой другой части и/или отсеке любого газотурбинного двигателя для защиты и изолирования различных других подложек от расплавленных или горящих материалов, включая покрытие внутренней поверхности внутреннего кожуха диффузора.
Описываемая группа изобретений имеет и другие применения в авиационной промышленности, не связанные с газотурбинным двигателем 8, и в других областях техники. Защитное покрытие 46 применимо везде, где есть необходимость изолирования подложки от избыточного тепла и/или расплавленных материалов, которые могли бы прийти в непосредственный контакт с подложкой при отсутствии защитного покрытия 46. Компоненты, показанные на фиг. 1, требуют защиты от расплавленных материалов, которые могут возникать при работе двигателя. Традиционный газотурбинный двигатель 8 включает отсек переднего воздухосборника 10, имеющий передний конец 50 и задний конец 42, отсек 12 камеры сгорания (турбины) и отсек выхлопа 14. Отсек переднего воздухозаборника 10 содержит кожух 40 вентилятора с титановыми лопастями, окружающий и герметизирующий титановые лопасти 24 вентилятора. Непосредственно за лопастями 24 вентилятора, обеспечивая их контакт с набегающим воздушным потоком, находятся лопасти 16 входного направляющего аппарата из никелевого сплава, лопасти 18 ротора из титана, диски 26 ротора турбины и лопасти 30 статора из титана. Эти компоненты заключены в титановый кожух 20 компрессора, обычно включающий внутренний кожух диффузора и внешний кожух двигателя.
Во время работы двигателя любые из перечисленных выше компонентов могут быть повреждены (изогнуты или прорваны) вследствие усталости или из-за чужеродных предметов, попавших в воздухозаборник 9 двигателя. Повреждение определенного компонента может привести к его трению о кожух компрессора, тем самым создавая избыточное тепло, выделяющееся в результате трения. При отделении частей компонента эти части могут тормозиться другими компонентами газотурбинного двигателя 8 и/или мигрировать к другим отсекам двигателя, в частности к задней части 42 переднего воздухозаборника 10. В любом месте на своем пути перемещения эти частицы могут тормозиться и создавать избыточное тепло, обусловленное трением. Если вследствие обусловленного трением тепла в каком-либо отсеке двигателя температура частиц титана (или компонента) повысится до температуры его воспламенения или выше, то частица начнет гореть и при свободном истекании или при освобождении ее из связанного положения она начнет перемещаться по двигателю 8 до тех пор, пока не будет эжектирована из выхлопного отсека 14 газотурбинного двигателя 8. Если частица окажется заторможенной, или повредит, или воспламенит другие компоненты, то может произойти полный катастрофический отказ двигателя.
В общем случае горящие частицы и расплавленные материалы, которые будут задержаны внутри отсека двигателя, будут мигрировать назад к наиболее сильно ограничивающему отсеку турбинного двигателя, т.е. к заднему концу 42 отсека переднего воздухозаборника 10. Эта часть газотурбинного двигателя 8 лучше всего показана на фиг. 2. В зоне заднего конца 42 обычно возникают наибольшие силы трения, обусловленные ограничивающим характером этого отсека, так что наибольшее количество тепла, обусловленного трением, по-видимому, должно генерироваться в этом отсеке. Кроме того, значительное ограничение в зоне заднего конца 42 способствует аккумулированию горящих частиц и расплавленных материалов. Отсюда следует, что частью кожуха 20 компрессора, которая может быть повреждена или выжжена и вследствие этого обусловит вытеснение расплавленных материалов из внутреннего пространства двигателя, является участок кожуха компрессора, окружающий задний конец 42 отсека переднего воздухозаборника 10.
Еще одной причиной, которую следует иметь в виду для любого двигателя как причину возможного отказа, является то, что воздушный поток, протекающий в газотурбинном двигателе, достигает своего состояния наивысшего сжатия в заднем конце 42. Соответственно существенное тепло сжатия ускоряет нарастание тепла и способствует горению воспламененного титана. По мере развития такой критической для двигателя ситуации расплавленные материалы и горящие частицы увеличивают температуру в заднем конце 42 в достаточной степени, чтобы обусловить прогорание внутреннего кожуха 34 компрессора и, если не предпринять защитных мер, то и внешнего кожуха 36 компрессора. Горящие частицы затем вытесняются из внутреннего пространства двигателя. Соответственно либо традиционные защитные устройства, либо защитное покрытие, предусмотренное описываемой группой изобретений, должны быть использованы в конструкции двигателя, чтобы избежать прогорания внешнего кожуха компрессора под воздействием расплавленных материалов.
Дополнительная потребность в защитном покрытии 46, предусмотренном изобретением, вытекает из стремления использовать титан и титановые сплавы по возможности ближе к отсеку камеры сгорания/турбины. В целях сокращения веса двигателя чем больше титана использовано вместо других более тяжелых сплавов, например, никелевых сплавов, тем больше общее снижение веса для двигателя. Однако, чем ближе размещены компоненты из титана к отсеку 12 камеры сгорания/турбины, тем выше вероятность того, что компонент достигнет своей температуры воспламенения и приведет в результате к прожиганию и катастрафическому отказу двигателя. Конструктивные решения, связанные с тем, что несколько близко к отсеку камеры сгорания/турбины газотурбинного двигателя могут быть использованы титановые компоненты, основываются на учете температурного профиля газотурбинного двигателя 8, как показано на фиг. 2. Однако затруднительно определить точное значение температуры конкретного отсека двигателя, чтобы точно оценить граничную точку, за пределами которой титановые компоненты больше не могут использоваться. При условии обеспечения защитных мероприятий в отсеках двигателя, где, по всей вероятности, могут быть достигнуты пороговые температуры воспламенения, титановые компоненты могут быть использованы ближе к отсеку камеры сгорания/турбины. В случае, когда пороговая температура воспламенения мигрирует в достаточной мере для того, чтобы оказать воздействие на титановые компоненты, должны приниматься меры для удержания продуктов воспламенения двигателя. Использование защитного покрытия 46 для этой цели вместо обычных стальных поддонов или иных удерживающих конструкций обеспечивает существенный выигрыш в сокращении массы и объема, как уже упоминалось выше.
На фиг. 4 изображен боковой вид части газотурбинного двигателя 8, показанного на фиг. 1, и, в частности, иллюстрирована задняя часть 42 отсека переднего воздухозаборника 10. Защитное покрытие 46, предусмотренное описываемой группой изобретений, предпочтительнее нанести на внутреннюю поверхность 44 внешнего кожуха компрессора. Защитное покрытие может быть нанесено на нижние края, т.е. от средней точки на одной боковой стороне двигателя по нижней его части и до средней точки на другой его боковой стороне, или с учетом преимущества по массе защитного покрытия в сравнении со стальным поддоном 38 на всю внутреннюю поверхность 44 внешнего кожуха 36 компрессора. Защитное покрытие 46 может быть также нанесено на другие части газотурбинного двигателя, включающие поддоны 38 (фиг. 3) и кожух компрессора, чтобы улучшить запас по надежности и/или уменьшить массу этих компонентов.
На фиг. 5 и 6 показаны детальный вид и аксонометрическое изображение с пространственным разделением элементов (покомпонентно) защитного покрытия 46, соответствующего описываемой группе изобретений, нанесенного на подложку (субстрат) 48. Защитное покрытие 46 имеет хорошие изоляционные свойства и температуру плавления, предпочтительно превышающую температуру любого расплавленного материала, который может попасть на покрытие 46, а также температуру плавления подложки 48. Кроме того, материал защитного покрытия 46 не должен вступать в реакцию с материалами подложки 48 и с расплавленными материалами, имеющими возможность контакта с покрытием. В общем случае к конструктивным материалам двигателя, имеющим наивысшие температуры плавления, относятся титановые и никелевые сплавы, а также кобальтовые сплавы в турбинном отсеке. Температуры плавления этих материалов могут превышать 2900oF (1593,3oC), защитное покрытие 46, соответствующее изобретению, предпочтительно имеет температуру плавления существенно выше, чем 2900oF.
В одном из вариантов осуществления группы изобретений защитное покрытие 46 нанесено на титановую подложку, в частности, на внутреннюю поверхность 44 внешнего кожуха 36 компрессора. Защитное покрытие 46 включает нанесенное плазменным напылением металлическое покрытие со связующим 52, толщиной примерно 0,005 дюйма (0,127 мм), и верхнее керамическое покрытие 54. Покрытие со связующим 52 может быть выполнено из никель-алюминиевого сплава (95% Ni и 5% Al) или сплава вида Ni-Co-Cr-Al-V, например такого, как описано в патенте США Re 32,121. Керамические покрытия не обеспечивают хорошую адгезию к титану и титановым сплавам, и покрытие со связующим 52 действует как связующий агент между верхним керамическим покрытием 54 и титановой подложкой 48.
На покрытие со связующим 52 наносится плазменным напылением керамическое верхнее покрытие 54, которое в предпочтительном варианте содержит стабилизированный иттрием цирконий толщиной примерно 0,035 дюйма (0,889 мм). Хотя наилучший результат для керамического верхнего покрытия 54 был получен с использованием комбинации иттрия с цирконием, испытания также проводились и с использованием верхних покрытий, содержащих молибден и карбид кобальта-вольфрама. Эти материалы хотя и уступают стабилизированному иттрием цирконию, могут быть использованы в рамках объема описываемой группы изобретений и могут оказаться более пригодными для использования с подложками, иными, чем те, которые конкретно оценивались. Предпочтительным является цирконий, частично или полностью стабилизированный иттрием или магнием.
Хотя один из примеров осуществления настоящего изобретения использует конкретное покрытие со связующим 52 (Ni-Co-Cr-Al-V) и конкретное верхнее покрытие 54 (стабилизированный иттрием цирконий), имеющий конкретные значения толщины (0,005 дюйм и 0,035 дюйм), при нанесении на конкретную подложку (Ti - 6-2-42), специалисту в данной области техники должно быть ясно, что различные составы и толщины покрытия со связующим 52 и/или верхнего покрытия 54 могут быть использованы для нанесения на различные подложки 48. Кроме того, керамическое верхнее покрытие 54 может обеспечить необходимую адгезию с некоторыми подложками, не требуя для этого покрытия со связующим 52. Преимущества описываемой группы изобретений вытекают из свойств термоизоляции и нереакционноспособности защитного покрытия 46. Защитное покрытие 46 может добавить не более 5 фунтов (2,268 кг) к массе большого газотурбинного двигателя - существенно меньше, чем 85 - 100 фунтов (38,56 - 45,36 кг) дополнительной массы, являющейся результатом использования вместо этого обычных поддонов 38.

Claims (17)

1. Способ предотвращения проникновения горящего материала, вытесненного из газотурбинного двигателя, в субстрат, окружающий по меньшей мере часть двигателя, имеющий внутреннюю и внешнюю поверхности, отличающийся тем, что наносят на внутреннюю поверхность субстрата покрытие со связующим и плазменным напылением наносят на покрытие со связующим термоизоляционное защитное покрытие, имеющее температуру плавления, превышающую температуру горящего материала и температуру плавления материала субстрата.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что покрытие со связующим выполняют из сплава Ni - Co - Cr - Al - V.
3. Способ по п.2, отличающийся тем, что термоизоляционное защитное покрытие выполняют в виде покрытия из стабилизированного циркония.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что субстрат включает титан и титановые сплавы и имеет температуру плавления ниже температуры плавления термоизоляционного защитного покрытия.
5. Способ предотвращения в газотурбинном двигателе проникновения горящего материала, вытесненного из внутреннего кожуха диффузора во внешний кожух двигателя, включающий нанесение на элементы конструкции двигателя защитного покрытия, отличающийся тем, что наносят на внутреннюю поверхность внешнего кожуха двигателя покрытие со связующим для оказания препятствующего воздействия проникновению горящего материала, вытесненного из внутреннего кожуха диффузора во внешний кожух двигателя, и на покрытие со связующим наносят термоизоляционное покрытие, имеющее температуру плавления, превышающую ожидаемую температуру горящего материала и температуру плавления внешнего кожуха двигателя.
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что покрытие со связующим выполняют из сплава Ni -Co - Cr - Al - V.
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что термоизоляционное покрытие выполняют в виде покрытия из стабилизированного циркония.
8. Способ по п.7, отличающийся тем, что внешний кожух двигателя включает титан и его сплавы и имеет температуру плавления ниже температуры плавления покрытия со связующим.
9. Устройство для предотвращения утечки горящих материалов из газотурбинного двигателя, содержащее субстрат, окружающий по меньшей мере часть двигателя и имеющий внутреннюю и внешнюю поверхности, отличающееся тем, что содержит нанесенное на внутреннюю поверхность субстрата покрытие со связующим, на которое нанесено плазменным напылением термоизоляционное покрытие, имеющее температуру плавления, превышающую ожидаемую температуру горящего материала и температуру плавления материала субстрата.
10. Устройство по п.9, отличающееся тем, что покрытие со связующим выполняют из сплава Ni - Co - Cr - Al - V.
11. Устройство по п.10, отличающееся тем, что термоизоляционное покрытие выполнено в виде покрытия из стабилизированного циркония.
12. Устройство по п.9, отличающееся тем, что субстрат включает внешний кожух компрессора, причем внешняя поверхность субстрата определяет внешнюю поверхность газотурбинного двигателя, а внешний кожух компрессора включает титан и титановые сплавы.
13. Устройство для предотвращения утечки горящих материалов из газотурбинного двигателя. содержащее внутренний кожух диффузора и внешний кожух двигателя, имеющий внутреннюю и внешнюю поверхности, субстрат, окружающий часть внутреннего кожуха диффузора, причем субстрат имеет внутреннюю поверхность, размещенную с зазором относительно внутреннего кожуха диффузора, и внешнюю поверхность, отличающееся тем, что содержит защитное изоляционное покрытие, нанесенное на внутреннюю поверхность субстрата, причем защитное покрытие имеет температуру плавления, превышающую ожидаемую температуру горящего материала и температуру плавления субстрата, и обладает термоизоляционными свойствами.
14. Устройство по п.13, отличающееся тем, что защитное изоляционное покрытие содержит покрытие со связующим, на которое плазменным напылением нанесено термоизоляционное покрытие, имеющее более высокую температуру плавления, чем ожидаемая температура горящего материала и температура плавления субстрата.
15. Устройство по п. 14, отличающееся тем, что покрытие со связующим выполняют из сплава Ni - Co - Cr - Al - V.
16. Устройство по п.15, отличающееся тем, что термоизоляционное покрытие выполнено в виде покрытия из стабилизированного циркония.
17. Устройство по п.13, отличающееся тем, что субстрат включает внешний кожух компрессора, причем внешняя поверхность субстрата определяет внешнюю поверхность газотурбинного двигателя, при этом кожух компрессора включает титан и титановые сплавы.
RU95101849A 1994-02-16 1995-02-15 Способ и устройство удержания расплавленного материала в процессе горения в газотурбинном двигателе (варианты) RU2115812C1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US19704294A 1994-02-16 1994-02-16
US08/197,042 1994-02-16

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU95101849A RU95101849A (ru) 1996-11-20
RU2115812C1 true RU2115812C1 (ru) 1998-07-20

Family

ID=22727782

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU95101849A RU2115812C1 (ru) 1994-02-16 1995-02-15 Способ и устройство удержания расплавленного материала в процессе горения в газотурбинном двигателе (варианты)

Country Status (10)

Country Link
US (1) US5921751A (ru)
JP (1) JPH07279687A (ru)
KR (1) KR100251410B1 (ru)
AU (1) AU1875595A (ru)
DE (1) DE19505303C2 (ru)
FR (1) FR2716237B1 (ru)
GB (1) GB2286600B (ru)
RU (1) RU2115812C1 (ru)
TW (1) TW307811B (ru)
WO (1) WO1995022635A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2524782C2 (ru) * 2008-09-05 2014-08-10 Снекма Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1528343A1 (de) * 2003-10-27 2005-05-04 Siemens Aktiengesellschaft Keramischer Hitzeschildstein mit eingebetteten Verstärkungselementen zur Auskleidung einer Gasturbinenbrennkammerwand
US20100098923A1 (en) * 2006-10-05 2010-04-22 United Technologies Corporation Segmented abradable coatings and process (ES) for applying the same
CN101688310A (zh) * 2007-04-17 2010-03-31 苏舍美特科（美国）公司 保护涂层及其形成方法
FR2935625B1 (fr) * 2008-09-05 2011-09-09 Snecma Procede de fabrication d'une piece thermamecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane
US10280794B2 (en) 2013-03-15 2019-05-07 United Technologies Corporation Compartment shielding
EP2977590B1 (en) * 2014-07-25 2018-01-31 Ansaldo Energia Switzerland AG Compressor assembly for gas turbine
US9834835B2 (en) * 2015-02-18 2017-12-05 United Technologies Corporation Fire containment coating system for titanium

Family Cites Families (41)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1291939A (en) * 1970-11-30 1972-10-04 Rolls Royce Flame shield for a gas turbine engine
US4037751A (en) * 1973-04-18 1977-07-26 Summa Corporation Insulation system
US3981688A (en) * 1973-07-05 1976-09-21 Ford Motor Company Coating for rotary engine rotor housings and method of making
US3918925A (en) * 1974-05-13 1975-11-11 United Technologies Corp Abradable seal
US3951612A (en) * 1974-11-12 1976-04-20 Aerospace Materials Inc. Erosion resistant coatings
CA1068178A (en) * 1975-09-11 1979-12-18 United Technologies Corporation Thermal barrier coating for nickel base super alloys
US4055705A (en) * 1976-05-14 1977-10-25 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thermal barrier coating system
US4155680A (en) * 1977-02-14 1979-05-22 General Electric Company Compressor protection means
DE2826184A1 (de) * 1978-06-15 1979-12-20 Daimler Benz Ag Waermeisolation von gasturbinen- gehaeusen
US4247249A (en) * 1978-09-22 1981-01-27 General Electric Company Turbine engine shroud
DE2842410A1 (de) * 1978-09-29 1980-04-17 Daimler Benz Ag Gasturbinenanlage
SE8000480L (sv) * 1979-02-01 1980-08-02 Johnson Matthey Co Ltd Artikel lemplig for anvendning vid hoga temperaturer
US4273824A (en) * 1979-05-11 1981-06-16 United Technologies Corporation Ceramic faced structures and methods for manufacture thereof
US4269903A (en) * 1979-09-06 1981-05-26 General Motors Corporation Abradable ceramic seal and method of making same
US4289447A (en) * 1979-10-12 1981-09-15 General Electric Company Metal-ceramic turbine shroud and method of making the same
US4255495A (en) * 1979-10-31 1981-03-10 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Corrosion resistant thermal barrier coating
US4321311A (en) * 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings
DE3327216A1 (de) * 1983-07-28 1985-02-07 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verfahren zur anordnung einer waermedaemmschicht auf einem metallsubstrat
JPS6032964A (ja) * 1983-08-03 1985-02-20 Hitachi Metals Ltd 排気ポ−トライナ−の製造方法
US4535033A (en) * 1983-08-16 1985-08-13 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Thermal barrier coating system
DE3407946A1 (de) * 1984-03-03 1985-09-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur verhinderung der ausbreitung von titanfeuer bei turbomaschinen, insbesondere gasturbinen- bzw. gasturbinenstrahltriebwerken
DE3407945A1 (de) * 1984-03-03 1985-09-05 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verfahren und mittel zur vermeidung der entstehung von titanfeuer
US4599270A (en) * 1984-05-02 1986-07-08 The Perkin-Elmer Corporation Zirconium oxide powder containing cerium oxide and yttrium oxide
EP0186266A1 (en) * 1984-11-19 1986-07-02 Avco Corporation Erosion-resistant coating system
CH670874A5 (ru) * 1986-02-04 1989-07-14 Castolin Sa
US4861618A (en) * 1986-10-30 1989-08-29 United Technologies Corporation Thermal barrier coating system
IL84067A (en) * 1986-10-30 1992-03-29 United Technologies Corp Thermal barrier coating system
DE3638658C1 (de) * 1986-11-12 1988-04-21 Daimler Benz Ag Waermedaemmende Auskleidung fuer eine Gasturbine
US4838030A (en) * 1987-08-06 1989-06-13 Avco Corporation Combustion chamber liner having failure activated cooling and dectection system
US4902535A (en) * 1987-12-31 1990-02-20 Air Products And Chemicals, Inc. Method for depositing hard coatings on titanium or titanium alloys
US4900640A (en) * 1988-04-19 1990-02-13 Inco Limited Low coefficient of expansion alloys having a thermal barrier
JP2695835B2 (ja) * 1988-05-06 1998-01-14 株式会社日立製作所 セラミック被覆耐熱部材
US4916022A (en) * 1988-11-03 1990-04-10 Allied-Signal Inc. Titania doped ceramic thermal barrier coatings
DE3909609A1 (de) * 1989-03-23 1990-10-04 Freudenberg Carl Fa Huelsengummifeder
EP0416954B1 (en) * 1989-09-08 1994-06-22 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Abradable material for a turbo machine
US5238752A (en) * 1990-05-07 1993-08-24 General Electric Company Thermal barrier coating system with intermetallic overlay bond coat
DE4015010C2 (de) * 1990-05-10 1994-04-14 Mtu Muenchen Gmbh Metallbauteil mit einer wärmedämmenden und titanfeuerhemmenden Schutzschicht und Herstellungsverfahren
JPH05195251A (ja) * 1991-03-12 1993-08-03 Kawasaki Steel Corp 耐熱材料
DE4129080A1 (de) * 1991-09-02 1993-03-04 Jun Sepp Dipl Ing Zeug Schutzschicht gegen titanfeuer und verfahren zur herstellung der schicht
DE4226272C1 (de) * 1992-08-08 1994-02-10 Mtu Muenchen Gmbh Verfahren zur Behandlung von MCrAlZ-Schichten und mit dem Verfahren hergestellte Bauteile
DE19626262A1 (de) * 1996-06-29 1998-01-02 Btu Cottbus Meß- und Probennahmegerät MPG-1 "KAMA"

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
FR, акцептованная заявка, 2560641, кл. F 02 C 7/25, 1985. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2524782C2 (ru) * 2008-09-05 2014-08-10 Снекма Корпус компрессора, обладающий стойкостью к титановым пожарам, компрессор высокого давления, содержащий такой корпус, и двигатель летательного аппарата, оборудованный таким компрессором

Also Published As

Publication number Publication date
JPH07279687A (ja) 1995-10-27
DE19505303A1 (de) 1995-08-17
GB9503041D0 (en) 1995-04-05
GB2286600B (en) 1997-10-08
AU1875595A (en) 1995-09-04
RU95101849A (ru) 1996-11-20
FR2716237B1 (fr) 1996-05-31
FR2716237A1 (fr) 1995-08-18
TW307811B (ru) 1997-06-11
US5921751A (en) 1999-07-13
DE19505303C2 (de) 1998-02-26
GB2286600A (en) 1995-08-23
KR100251410B1 (ko) 2000-04-15
WO1995022635A1 (en) 1995-08-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US5735671A (en) Shielded turbine rotor
US4642027A (en) Method and structure for preventing the ignition of titanium fires
JP4070856B2 (ja) スロット冷却翼端を有するタービン動翼
US8511993B2 (en) Application of dense vertically cracked and porous thermal barrier coating to a gas turbine component
US6749396B2 (en) Failsafe film cooled wall
US6039537A (en) Turbine blade which can be subjected to a hot gas flow
US4155680A (en) Compressor protection means
US6135715A (en) Tip insulated airfoil
US6224337B1 (en) Thermal barrier coated squealer tip cavity
US4659282A (en) Apparatus for preventing the spreading of titanium fires in gas turbine engines
US20060257262A1 (en) Coated bucket damper pin
US6652228B2 (en) Gas turbine blade and gas turbine
JP2000027656A (ja) ガスタ―ビンエンジンの空気シ―ル、シ―ルシステムおよびセラミック被覆を施す方法。
US20070141385A1 (en) Method of coating gas turbine components
RU2115812C1 (ru) Способ и устройство удержания расплавленного материала в процессе горения в газотурбинном двигателе (варианты)
US8727712B2 (en) Abradable coating with safety fuse
JPH0715141B2 (ja) 耐熱部品
RU2281402C2 (ru) Металлическое изделие с выполненной за одно целое концевой полосой под сжатием и способ его изготовления
US8662838B2 (en) Compressor housing resistant to titanium fire, high-pressure compressor including such a housing and aircraft engine fitted with such a compressor
US11492692B2 (en) Thermal barrier coating with high corrosion resistance
US20110116912A1 (en) Zoned discontinuous coating for high pressure turbine component
EP2725120B1 (en) High temperature components with thermal barrier coatings for gas turbine
JPH11132465A (ja) タービン燃焼器部品用保護皮膜
JPH07238362A (ja) 高耐食性表面処理方法
Liebert et al. Further industrial tests of ceramic thermal barrier coatings