RU2229031C2 - Устройство уплотнения газотурбинного двигателя (варианты), лопатка газотурбинного двигателя и острая кромка газотурбинного двигателя - Google Patents

Устройство уплотнения газотурбинного двигателя (варианты), лопатка газотурбинного двигателя и острая кромка газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2229031C2
RU2229031C2 RU98121425/06A RU98121425A RU2229031C2 RU 2229031 C2 RU2229031 C2 RU 2229031C2 RU 98121425/06 A RU98121425/06 A RU 98121425/06A RU 98121425 A RU98121425 A RU 98121425A RU 2229031 C2 RU2229031 C2 RU 2229031C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
abrasive
coating
sealing surface
tip
rotating element
Prior art date
Application number
RU98121425/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU98121425A (ru
Inventor
Мелвин ФРИЛИНГ (US)
Мелвин Фрилинг
Диниш К. ГУПТА (US)
Диниш К. Гупта
Кин ЛАГО (US)
Кин Лаго
МАСИ-МАРСИН Женин Т. ДЕ (US)
Маси-Марсин Женин Т. Де
Original Assignee
Юнайтед Текнолоджис 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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=25526667&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2229031(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Юнайтед Текнолоджис Корпорейшн filed Critical Юнайтед Текнолоджис Корпорейшн
Publication of RU98121425A publication Critical patent/RU98121425A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2229031C2 publication Critical patent/RU2229031C2/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
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
    • C23C28/321—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/32—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer
    • C23C28/321—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer
    • C23C28/3215—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one pure metallic layer with at least one metal alloy layer at least one MCrAlX layer
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • 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
    • C23C28/00—Coating for obtaining at least two superposed coatings either by methods not provided for in a single one of groups C23C2/00 - C23C26/00 or by combinations of methods provided for in subclasses C23C and C25C or C25D
    • C23C28/30—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer
    • C23C28/34—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates
    • C23C28/345—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer
    • C23C28/3455—Coatings combining at least one metallic layer and at least one inorganic non-metallic layer including at least one inorganic non-metallic material layer, e.g. metal carbide, nitride, boride, silicide layer and their mixtures, enamels, phosphates and sulphates with at least one oxide layer with a refractory ceramic layer, e.g. refractory metal oxide, ZrO2, rare earth oxides or a thermal barrier system comprising at least one refractory oxide layer
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F05D2300/2118—Zirconium oxides
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/606—Directionally-solidified crystalline structures

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Sealing Devices (AREA)

Abstract

Изобретение относится к устройству уплотнения газотурбинного двигателя. Устройство включает вращающийся элемент, имеющий абразивную законцовку, находящуюся в состоянии трения с неподвижной истираемой уплотняющей поверхностью. Абразивная законцовка содержит абразивное покрытие на основе оксида циркония, имеющее столбчатую структуру, которое является более твердым, чем истираемая уплотняющая поверхность, так что абразивная законцовка может срезать истираемую уплотняющую поверхность. Такое выполнение уплотнения позволит повысить его абразивность, долговечность и понизить стоимость. 4 с. и 16 з.п. ф-лы, 4 ил., 2 табл.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Представленное изобретение имеет отношение в основном к абразивным покрытиям, которые применяются для вращающихся элементов в газотурбинных двигателях, чтобы усилить герметичность уплотнения, минимизируя, таким образом, потери через зазор и увеличивая долговечность вращающихся элементов.
Уровень техники
Газотурбинные двигатели обычно включают в себя разнообразные системы вращающихся уплотнений, чтобы обеспечивать разность рабочих давлений, которая является определяющей для характеристик двигателя. Один обычный тип устройства уплотнения содержит вращающийся элемент типа лопатки турбины, расположенной в состоянии трения в контакте с неподвижной истираемой уплотняющей поверхностью. В состоянии трения создается малый рабочий зазор между лопаткой турбины и уплотняющей поверхностью с тем, чтобы ограничить количество рабочего газа, который обходит лопатку турбины. Слишком большой зазор может позволить нежелательно большим количествам рабочего газа выходить между лопаткой турбины и уплотняющей поверхностью, тем самым уменьшая эффективность двигателя. Подобные устройства обычно используются во внутренних и внешних (в радиальном направлении относительно центральной оси) воздушных уплотнениях компрессора и секций турбины.
Чтобы обеспечить желаемый малый рабочий зазор, вращающийся элемент, например, лопатка турбины, обычно имеет абразивную законцовку, способную к срезанию (подрезанию) уплотняющей поверхности, с которой она соприкасается. Когда газотурбинный двигатель собран, между вращающимся элементом и уплотняющей поверхностью остается малый зазор. Во время работы двигателя вращающийся элемент удлиняется из-за центробежных сил и увеличивающейся температуры двигателя и трется об уплотняющую поверхность. Абразивная законцовка вращающегося элемента срезает уплотняющую поверхность, формируя непроницаемый зазор. Умышленный контакт между абразивной законцовкой и уплотняющей поверхностью совместно с цикличностью температур и давлений, типичной для газотурбинных установок, создает условия для повышенного износа как уплотняющей поверхности, так и абразивной законцовки.
Чтобы ограничить эрозию и выкрашивание уплотняющей поверхности, тем самым обеспечивая желательный зазор между вращающимся элементом и уплотняющей поверхностью, уплотняющая поверхность обычно изготавливается из относительно твердых, слабо изнашиваемых материалов. Например, пористый металл, керамика, плазменно напыленная на металлическое связывающее покрытие, напыляемый в плазме сплав никеля, содержащий нитрид бора (BN), или сотоподобный материал - обычные материалы для уплотнения поверхности.
Если вращающийся элемент не имеет соответствующую абразивную законцовку, уплотняющая поверхность, с которой он связан, может вызывать значительный износ вращающегося элемента. В дополнение к снижению характеристик двигателя, это нежелательно еще и потому, что вращающиеся элементы, особенно, лопатки турбины и компрессора, могут быть очень дороги для восстановления или замены. В результате материалы, используемые для изготовления абразивных насадок, обычно тверже, чем уплотняющие поверхности, с которыми они связаны. Например, материалы типа оксида алюминия (Аl2О3), включающего оксид циркония (Zr2O3), ожесточающего оксид алюминия; покрытого гальванически кубического BN (кВМ); карбида вольфрама-кобальта (WC-Co); карбида кремния (SiC); нитрида кремния (Si3N4), в том числе частиц нитрида кремния, напыляемых на металлическую матрицу; и плазменно нанесенного оксида циркония, стабилизируемого оксидом иттрия (Y2O3-ZrO2), используются для абразивных насадок при некоторых применениях. Три из наиболее обычных вида абразивных законцовок - накладки (насадки), напыленные абразивные законцовки и гальванически покрытые кBN законцовки.
Верхняя часть насадки обычно состоит из "лодочки" из жаропрочного сплава, заполненной абразивными частицами и металлической матрицей. Абразивными частицами могут быть карбид кремния, нитрид кремния, кремний - алюминийоксинитрид (SiAlON) и смеси этих материалов. Металлическая матрица может быть жаропрочным сплавом на базе Ni, Co, или Ре, который включает в себя химически активный металл типа Y, Hf, Ti, Мо, или Мn. "Лодочка" присоединяется к торцу (периферии) вращающегося элемента, такого, как лопатка турбины, при помощи технологии соединения переходом в жидкую фазу. Насадки и технологии соединения переходом в жидкую фазу описаны в патентах США 3678570 на имя Полониса и др.; 4038041 на имя Дуваля и др.; 4122992 на имя Дуваля и др.; 4152488 на имя Шилке и др.; 4249913 на имя Джонсона и др.; 4735656 на имя Шауфера и др.; и 4802828 на имя Рутза и др. Хотя насадки использовались во многих коммерческих применениях, они могут быть дорогостоящими и несколько громоздкими для установки на торцах лопаток. Попытка решения этих проблем предпринималась в патенте США 4802828, ближайшем аналоге каждого из изобретений, заявленных в ниже приведенной формуле данного изобретения. В этом патенте предлагается имеющая улучшенную износостойкость абразивная законцовка для вращающихся элементов газотурбинного двигателя, в частности лопаток газотурбинного двигателя, имеющих острую кромку. Вращающийся элемент с абразивной законцовкой и окружающая его неподвижная истираемая уплотняющая поверхность образуют устройство уплотнения газотурбинного двигателя, причем абразивная законцовка содержит материал более твердый, чем истираемая уплотняющая поверхность, а вращающийся элемент установлен с возможностью непосредственного контакта абразивной законцовки и неподвижной уплотняющей поверхности и подрезания абразивной законцовкой неподвижной уплотняющей поверхности. Абразивная законцовка образована керамическими частицами, вплавленными в металлическую матрицу. Повышение износостойкости достигается за счет изготовления абразивной законцовки заливкой абразивного материала в полость, образованную стенками лопатки в ее внешней торцевой части в виде оболочки. Подобное усовершенствование хотя и несколько повышает износостойкость, но не в достаточной степени и за счет абразивных качеств законцовки.
Напыляемая абразивная законцовка обычно включает оксид алюминия, покрытый абразивными частицами карбида кремния или нитрида кремния, окруженными металлической матрицей, которая затем травится, чтобы обнажить частицы. Такие законцовки описаны в патентах США 4610698 на имя Итон и др.; 4152488 на имя Шилке и др.; 4249913 на имя Джонсона и др.; 4680199 на имя Вонтелла и др.; 4468242 на имя Пайка; 4741973 на имя Кондита и др.; и 4744725 на имя Матариз и др. Напыляемые абразивные законцовки часто сочетаются с плазменно напыляемыми керамическими или металлическими плакированными уплотнениями. Хотя напыляемые абразивные законцовки успешно использовались во многих двигателях, они могут быть трудно воспроизводимы, и новые металлоконструкции двигателя могут демонстрировать некоторые отклонения в распределении зернистости абразива от законцовки к законцовке. Кроме того, долговечность напыляемых абразивных насадок может быть недостаточной для некоторых рассмотренных приложений.
Гальванически покрытая кBN абразивная законцовка лопатки обычно включает множество абразивных частиц кBN, окруженных гальванически покрытой металлической матрицей. Матрицей может быть никель, MCrAlY, где М - это Fe, Ni, Co, или смесь Ni и Со, или другого металла или сплава. Законцовки из кубического нитрида бора - превосходные режущие устройства, потому что кBN тверже, чем любой другой материал абразивных частиц, кроме алмаза. Гальванически покрытые законцовки из кBN полностью подходят для применений в компрессоре из-за относительно низкой температуры (то есть меньше чем приблизительно 1500°F [815°C]) среды.
Подобные законцовки, однако, могут иметь ограниченный ресурс в газотурбинных приложениях, потому что более высокая температура в секциях турбины может быть причиной окисления абразивных частиц кBN и, возможно, даже металлической матрицы. Хотя гальванически покрытые кBN законцовки обычно менее дорогостоящие, чем напыляемые абразивные законцовки, используемая технология изготовления может быть трудна и дорогостояща в осуществлении.
Поэтому промышленность нуждается в абразивных законцовках для устройств уплотнений газотурбинных двигателей, которые были бы высоко абразивны, более долговечны, и менее дороги в производстве, чем имеющиеся в наличии в настоящее время.
Сущность изобретения
Настоящее изобретение относится к абразивным законцовкам для устройств уплотнений газотурбинных двигателей, которые являются высоко абразивными, более долговечными и менее дорогими в производстве, чем имеющиеся в наличии в настоящее время. Данный технический результат достигается в заявленных согласно изобретению устройствах уплотнения газотурбинного двигателя, лопатке газотурбинного двигателя и острой кромке газотурбинного двигателя, описанных ниже.
Один аспект изобретения включает устройство уплотнения газотурбинного двигателя с вращающимся элементом, имеющим абразивную законцовку, причем вращающийся элемент установлен с возможностью непосредственного контакта абразивной законцовки с неподвижной истираемой уплотняющей поверхностью по крайней мере при первом (после сборки) запуске двигателя. Абразивная законцовка содержит материал более твердый, чем истираемая уплотняющая поверхность так, что абразивная законцовка может подрезать истираемую уплотняющую поверхность, и включает в себя абразивное покрытие на основе оксида циркония, нанесенное непосредственно на в основном свободную от частиц поверхность вращающегося элемента. Абразивное покрытие на основе оксида циркония имеет столбчатую структуру и включает в себя оксид циркония и от приблизительно 3 мас.% до приблизительно 25 мас.% стабилизатора. Стабилизатором может быть оксид иттрия, оксид магния, оксид кальция или смесь этих материалов.
В другом аспекте изобретения абразивная законцовка включает в себя металлическое связывающее покрытие, нанесенное на в основном свободную от абразивных частиц поверхность вращающегося элемента, слой оксида алюминия, расположенный на металлическом связывающем покрытии и абразивное покрытие на основе оксида циркония со столбчатой структурой, нанесенное на слой оксида алюминия. Абразивное покрытие на основе оксида циркония содержит оксид циркония и от приблизительно 3 мас.% до приблизительно 25 мас.% стабилизатора, которым может быть оксид иттрия, оксид магния, оксид кальция или смесь этих материалов.
В предпочтительных вариантах выполнения изобретения металлическое связывающее покрытие включает диффузионный алюминид, сплав Ni и Аl, или MCrALY, где М означает Ni, Co, Fe, или смесь Ni и Со. Вращающийся элемент может быть лопаткой турбины или компрессора, или острой кромкой ротора компрессора или турбины, а истираемая уплотняющая поверхность расположена соответственно на направляющих лопатках турбины или статоре компрессора с формированием внутреннего воздушного уплотнения. Лопатка турбины имеет профилированную часть и платформу, причем профилированная часть и/или платформа могут быть по крайней мере частично покрыты теплозащитным покрытием столбчатой структуры, имеющим в основном тот же самый состав, что и абразивная законцовка. Такое выполнение позволяет, в частности, исключить отдельную стадию нанесения теплозащитного покрытия, что даст дополнительное упрощение технологии и удешевление изготовления лопаток с абразивными наконечниками.
Кроме того, другой аспект изобретения касается лопатки или острой кромки газотурбинного двигателя, имеющей абразивную законцовку. Абразивная законцовка включает в себя абразивное покрытие на основе оксида циркония, имеющее столбчатую структуру и содержащее оксид циркония и от приблизительно 3 мас.% до приблизительно 25 мас.% стабилизатора для случая лопатки или приблизительно от 6% массовых до приблизительно 20 мас.% стабилизатора для случая острой кромки, причем стабилизатор выбран из группы, состоящей из оксида иттрия, оксида магния, оксида кальция и их смесей. Абразивная законцовка может также содержать металлическое связывающее покрытие или слой оксида алюминия, которые расположены между абразивным покрытием и поверхностью лопатки или острой кромки.
Эти и другие особенности и преимущества представленного изобретения станут более очевидными из следующего описания и сопутствующих чертежей.
Краткое описание чертежей.
Фиг.1 показывает общий вид с частичным продольным разрезом газотурбинного двигателя.
Фиг.2 - разрез внешних и внутренних воздушных уплотнений компрессора согласно представленному изобретению.
Фиг.3 - центральный вид лопатки турбины, имеющей абразивную законцовку, по представленному изобретению.
Фиг.4 - увеличенное изображение столбчатой структуры абразивной законцовки по представленному изобретению.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
Абразивная законцовка согласно представленному изобретению может использоваться в газотурбинных двигателях при высоком износе, что требует поддержания герметичного (уплотненного) зазора между вращающимися и неподвижными элементами. Например, настоящее изобретение особенно пригодно для такого использования, как абразивная законцовка лопатки турбины или лопатки компрессора, или как острая кромка компрессора или турбины. Абразивная законцовка лопатки или острая кромка по настоящему изобретению могут сочетаться с подходящей истираемой уплотняющей поверхностью, так, чтобы образовывать внешнее или внутреннее воздушное уплотнение.
Фиг.1 изображает типичный газотурбинный двигатель 2, который содержит секцию компрессора 4 и секцию турбины 6. Секция компрессора 4 включает в себя ротор 8 компрессора, расположенный внутри корпуса 10 компрессора. Лопатки 12 компрессора, один из вращающихся элементов в двигателе, установлены на роторе 8, направляющие лопатки (направляющего аппарата) 14 компрессора расположены между лопатками 12. Аналогично, секция турбины 6 включает ротор 16 турбины, расположенный внутри корпуса 18 турбины. Лопатки 20 турбины, другой из вращающихся элементов в двигателе, установлены на роторе 16, и направляющие лопатки (соплового аппарата) 22 турбины расположены между лопатками 20.
Фиг.2 представляет внешние воздушные уплотнения 24 и внутренние воздушные уплотнения 26 секции компрессора 4. Каждое внешнее воздушное уплотнение 24 включает абразивную законцовку 28, расположенную на конце лопатки компрессора 12 в состоянии трения с внешней истираемой уплотняющей поверхностью 30. Для целей этого изобретения подразумевается, что два компонента находятся в состоянии трения, если зазор между ними позволяет прямой (непосредственный) контакт между компонентами по крайней мере один раз, когда двигатель запускается после сборки (т.е. по крайней мере при первом запуске двигателя). Каждое внутреннее воздушное уплотнение 26 включает абразивную законцовку 32, расположенную на конце острой кромки компрессора 34 в состоянии трения с внутренней истираемой уплотняющей поверхностью 36, расположенной на направляющих лопатках (статоре) 14 компрессора с формированием внутреннего воздушного уплотнения. Специалисту в данной области техники будет понятно, что внешние и внутренние воздушные уплотнения, подобные описанным выше, могут быть использованы в секции турбины 6, и других секциях двигателя в дополнение к секциям компрессора 4.
Фиг.3 изображает лопатку 20 турбины по представленному изобретению, имеющую абразивную законцовку 28, которая включает в себя металлическое связывающее покрытие 38, нанесенное на конце 40 лопатки 20 турбины, слой 42 оксида алюминия (Аl2О3) на связывающем покрытии 38 и абразивное покрытие 44 на основе оксида циркония (ZrO2), нанесенное на слой 42 оксида алюминия. Абразивная законцовка по представленному изобретению может быть помещена непосредственно на вращающийся элемент, как показано, или может быть нанесена на подслой или внедрена в поверхность вращающегося элемента. Например, абразивная законцовка по представленному изобретению может быть нанесена на алюминидное покрытие, диффундированное в поверхность вращающегося элемента. Абразивная законцовка представленного изобретения, однако, должна присоединяться к поверхности, которая является в основном свободной от зерен абразива, чтобы избежать дублирования абразивных функций зерен и удорожания узла. Абразивная законцовка 32 на острой кромке 34 может быть конфигурирована аналогично. В обоих случаях, вращающийся элемент (то есть лопатка 20, 12 турбины или компрессора, острая кромка 34 компрессора, или острая кромка турбины [не показана]), к которой присоединена абразивная законцовка 28, 32 согласно данному изобретению, включает в себя жаропрочный сплав на основе никеля, или кобальта, или титановый сплав.
Хотя на фиг.3 показана абразивная законцовка 28 по настоящему изобретению, которая включает металлическое связывающее покрытие 38, связывающее покрытие является необязательным и может быть удалено, если абразивное покрытие 44 на основе оксида циркония хорошо сцепляется с вращающимся элементом, с которым оно применяется без связывающего покрытия 38. Если никакое связывающего покрытие не используется, может быть желательно изготавливать вращающийся элемент из сплава, способного к формированию плотно прилегающего слоя оксида алюминия, сравнимого со слоем 42 оксида алюминия. Один такой сплав имеет следующий номинальный состав, мас.%: Сr - 5,0, Со - 10, Мо - 1,0, W - 5,9, Re - 3,0, Та - 8,4, Al - 5,65, Hf - 0,25, Y - 0,013, Ni - остальное.
В большинстве приложений связывающее покрытие 38 предпочтительнее, чтобы обеспечить хорошую адгезию между абразивной законцовкой 28, 32 и вращающимся элементом и обеспечить хорошую поверхность для формирования слоя оксида алюминия 42 и применения абразивного покрытия на основе оксида циркония 44. Соответствующий выбор связывающего покрытия 38 ограничит или предотвратит как отслоение абразивного покрытия на основе оксида циркония 44 от связывающего покрытия 38, так и отслоение целиком абразивной законцовки 28, 32 во время работы двигателя. Отслоение абразивного покрытия 44 на основе оксида циркония или целиком абразивной законцовки 28, 32 во время работы может уменьшить долговечность вращающегося элемента и ослабить характеристики двигателя, увеличивая рабочий зазор между вращающимся элементом и истираемой уплотняющей поверхностью.
Металлическое связывающее покрытие 38 по настоящему изобретению, может быть любым металлическим материалом, известным в технике, который может образовывать прочную связь между вращающимся элементом газотурбинного двигателя и абразивным покрытием 44 на основе оксида циркония. Такие материалы обычно содержат достаточно Al, чтобы формировать плотно прилегающий слой из оксида алюминия, который обеспечивает хорошую связь с абразивным покрытием 44 на основе оксида циркония. Например, металлическое связывающее покрытие 38 может включать диффузионный алюминид, содержащий один или большее количество благородных металлов; сплав Ni и Al; или MCrAlY, где М означает Fe, Ni, Co, или смесь Ni и Со. Здесь термин MCrAlY также охватывает композиции, которые включают дополнительные элементы или комбинации элементов типа Si, Ni, Та, Re или благородные металлы, известные в технике. MCrAlY также может включать слой диффундированного алюминида, в частности, алюминид, который содержит один или большее количество благородных металлов. Предпочтительное металлическое связывающее покрытие 38 будет включать MCrAlY следующего номинального состава, мас.%: Со - 22, Сr - 17, Al - 12,5, Hf - 0,25, Si - 0,4, Y - 0,6, Ni - остальное.
Эта композиция далее описана в патентах США 4585481 и Re 32121, оба на имя Гупта, и др., оба из которых приведены здесь в качестве ссылки.
Металлическое связывающее покрытие 38 может быть нанесено любым методом, известным в технике для нанесения таких материалов. Например, связывающее покрытие 38 может быть нанесено плазменной струей низкого давления (ПСНД), воздушной плазменной струей (ВПС), физическим нанесением покрытия электронным лучом осаждением из паров (ЭП-ФНП), гальваническим покрытием, катодной дугой или любым другим методом.
Металлическое связывающее покрытие 38 должно наносится на вращающийся элемент, с толщиной, достаточной, чтобы обеспечить прочную связь между вращающимся элементом и абразивным покрытием 44 на основе оксида циркония и предотвратить распространение трещин, которые развиваются в абразивном покрытии 44 на основе оксида циркония, во вращающийся элемент. Для большинства приложений, металлическое связывающее покрытие 38 может быть толщиной от приблизительно 1 мил (25 мкм) до приблизительно 10 мил (250 мкм). Предпочтительное связывающее покрытие 38 будет от приблизительно 1 мил (25 мкм) до приблизительно 3 мил (75 мкм) толщиной. После нанесения металлического связывающего покрытия 38, может быть желательно проковать связывающее покрытие 38, чтобы закрыть пористость или желоба, которые, возможно, развились в процессе осаждения, или выполнить другие механические или полирующие операции, чтобы подготовить связывающее покрытие 38 к нанесению абразивного покрытия 44 на основе оксида циркония.
Слой 42 оксида алюминия, иногда упоминаемый как термически растущий оксид (ТGО), может быть сформирован на металлическом связывающем покрытии 38 или вращающемся элементе любым способом, который приводит к получению единого плотно прилегающего слоя. Так, при наличии металлического связывающего покрытия 38, слой 42 оксида алюминия необязателен. Предпочтительно, однако, чтобы абразивная законцовка 28 включала слой 42 оксида алюминия. Например, слой 42 может формироваться окислением Al или в металлическом связывающем покрытии 38 или во вращающемся элементе при повышенной температуре перед нанесением абразивного покрытия 44 на основе оксида циркония. Кроме того, слой 42 оксида алюминия может быть нанесен способом химического нанесения покрытия осаждением из паров или любым другим подходящим способом осаждения, известным из уровня техники. Толщина слоя 42 оксида алюминия, если он присутствует, может изменяться в зависимости от его плотности и однородности. Предпочтительно, чтобы слой 42 оксида алюминия был от приблизительно 0,004 мил (0,1 мкм) до приблизительно 0,4 мил (10 мкм) толщиной.
Абразивное покрытие 44 на основе оксида циркония может содержать смесь оксида циркония и стабилизатора типа оксида иттрия (Y2О3), оксида магния (МgО), оксида кальция (СаО), или их смеси. Оксид иттрия - предпочтительный стабилизатор. Абразивное покрытие 44 на основе оксида циркония должно включать достаточное количество стабилизатора, чтобы предотвратить нежелательное фазовое превращение оксида циркония (то есть изменение предпочтительной тетрагональной или кубической кристаллической структуры на менее желательную моноклинную кристаллическую структуру) за пределами диапазона рабочих температур, ожидаемого для конкретного газотурбинного двигателя. Предпочтительно, абразивное покрытие 44 на основе оксида циркония должно включать смесь оксида циркония и от приблизительно 3 мас.% до 25 мас.% оксида иттрия. Наиболее предпочтительно, абразивное покрытие на основе оксида циркония 44 должно включать приблизительно от 6 мас.% до приблизительно 8 мас.% оксида иттрия или приблизительно от 11 мас.% до приблизительно 13 мас.% оксида иттрия, в зависимости от предназначенного диапазона температур.
Как показано на фиг.4, абразивное покрытие 44 на основе оксида циркония должно иметь множество колоночных сегментов, однородно рассредоточенных на всем протяжении абразивного покрытия таким образом, что сечение абразивного покрытия, перпендикулярное к поверхности, на которую нанесено данное абразивное покрытие, представляет собой столбчатую (колоночную) микроструктуру, типичную для покрытия, нанесенного физическим осаждением пара. Столбчатая структура должна иметь длину (высоту столбиков), которая составляет до полной толщины абразивного покрытия 44 на основе оксида циркония. Такие покрытия описаны в патентах США 4321310 на имя Улиона и др.; 4321311 на имя Стренгмена; 4401697 на имя Стренгмена; 4405659 на имя Стренгмена; 4405660 на имя Улиона и др.; 4414249 на имя Улиона и др.; и 5262245 на имя Улиона и др., все из которых приводятся здесь в качестве ссылки. Как показано на фиг.3, лопатка 20 турбины имеет профилированную часть 46 и платформу 48. В некоторых приложениях может быть желательно применить в основном то же самое покрытие, которое используется для абразивной законцовки 38, как теплозащитное покрытие (покрытие, создающее тепловой барьер) столбчатой структуры на поверхности профилированной части 46 и/или платформы 48 лопатки 20. В зависимости от требований, предъявляемых к лопаткам, упомянутое теплозащитное покрытие может наноситься по крайней мере на часть платформы или профилированной части лопатки, или на оба этих элемента лопатки. Причем во всех этих случаях будет достигаться, в частности, дополнительное упрощение технологии и удешевление изготовления лопаток с абразивными наконечниками за счет исключения из процесса изготовления отдельной стадии нанесения теплозащитного покрытия.
Абразивное покрытие 44 на основе оксида циркония может быть нанесено методом ЭП-ФНП или любым другим физическим способом нанесения покрытия осаждением из паров, известным для нанесения покрытия колоночной структуры. Предпочтительно для абразивного покрытия 44 из представленного изобретения будет применяться метод ЭП-ФНП, из-за доступности оборудования для него и наличия квалифицированных специалистов. Как обсуждалось выше, абразивное покрытие 44 может быть нанесено на металлическое связывающее покрытие 38 или непосредственно на вращающийся элемент, в обоих случаях, предпочтительно вместе со слоем 42 оксида алюминия. В любом случае, абразивное покрытие 44 должно иметь толщину, достаточную для обеспечения прочной связи с поверхностью, на которую оно нанесено. Для большинства приложений, абразивное покрытие 44 может быть от приблизительно 5 мил (125 мкм) до приблизительно 50 мил (1250 мкм) толщиной. Предпочтительно, абразивное покрытие 44 должно быть от приблизительно 5 мил (125 мкм) до приблизительно 25 мил (625 мкм) толщиной. Для лопаток турбины или компрессора желательно применять относительно толстое абразивное покрытие 44, для обеспечения шлифования агрегата ротора компрессора или турбины, на котором они установлены. Шлифование удаляет часть абразивного покрытия 44 с концов лопаток, что компенсирует небольшие вариации в толщине слоя, которые развиваются из-за допусков в процессе формирования покрытия. Начиная с относительно толстого абразивного покрытия 44 можно при процедуре шлифования получать в основном круглый ротор, при сохранении конечного абразивного покрытия 44, которое все еще является достаточно толстым, чтобы эффективно срезать уплотняющую поверхность.
Истираемые уплотняющие поверхности 30, 36 согласно настоящему изобретению могут содержать любые материалы, известные в технике, которые имеют хорошую совместимость со средой газотурбинного двигателя и могут срезаться абразивным покрытием 44. Для использования в турбинах высокого давления, предпочтительный истираемый (поддающийся действию абразивов) уплотняющий материал включает металлическое связывающее покрытие (в частности, имеющее следующий состав, в мас.%: Сr - 5,0, Со - 10, Мо - 1,0, W - 5,9, Re - 3,0, Та - 8,4, Al - 5,65, Hf - 0,25, Y - 0,013, Ni - остальное) и пористый керамический слой (в частности, оксид циркония, стабилизированный приблизительно 7 мас.% оксида иттрия). Связывающее покрытие может быть нанесено напылением плазменной струей или осаждением высокоскоростным окисляющим пламенем. Керамический слой может быть нанесен плазменным распылением смеси, содержащей от приблизительно 88 мас.% до приблизительно 99 мас.% керамического порошка и от приблизительно 1 мас.% до приблизительно 12 мас.% ароматической полиэфирной смолы. Полиэфирная смола позже выжигается из керамического слоя, что создает пористую структуру. Для использования в компрессоре высокого давления, предпочтительный истираемый уплотняющий материал содержит жаропрочный сплав на никелевой основе и комбинацию жаропрочного сплава на основе никеля (в частности, следующего состава, в мас.%: Сr - 9, W - 9, Al - 6,8, Та - 3,25, С - 0,02, остальное Ni и в незначительных количествах другие элементы, включенные, чтобы увеличить стойкость к окислению) и нитрида бора как верхнего покрытия. Связывающее покрытие может быть сформировано плазменным напылением порошка, который образуется способом затвердевания с высокой скоростью. Верхний слой может формироваться плазменным напылением смеси порошка для связывающего покрытия и порошка нитрида бора. Другой возможный истираемый уплотняющий материал включает фракционированный керамический материал, напыляемый плазмой, который включает последовательно расположенные слои металлического связывающего покрытия (в частности, содержащего в мас.%: Al - 6, Cr - 18,5, Ni - остальное), фракционированный металлический/керамический слой (в частности, содержащий в мас.%: Сr - 23, Al - 13, Y - 0,65, Со - остальное и оксид алюминия), фракционированный плотный керамический слой (в частности, оксид алюминия/оксид циркония, стабилизированный приблизительно 20 мас.% оксида иттрия), и пористый керамический слой (в частности, оксид циркония, стабилизированный приблизительно 7 мас.% оксида иттрия). Другие возможные материалы для уплотняющей поверхности включают пористый металл и сотовые материалы. Подходящие материалы для уплотняющей поверхности описаны в патентах США 4481237 на имя Боссарта и др.; 4503130 на имя Боссарта и др.; 4585481 на имя Гупта и др.; 4588607 на имя Матариз и др.; 4936745 на имя Вайна и др.; 5536022 на имя Силео и др.; и Re 32121 на имя Гупта и др.; каждый из которых приводится в качестве ссылки. Следующий пример демонстрирует представленное изобретение без ограничения его рамок.
Пример
Абразивная законцовка, содержащая колоночный оксид циркония (со столбчатой структурой) в соответствии с представленным изобретением была использована в прямоугольных образцах 0,25 дюйма (0,64 см)·0,15 дюйма (0,38 см) с использованием обычных технологий осаждения. Законцовка включает металлическое связывающее покрытие приблизительно 3 мил (75 мкм) толщины, напыленное низконапорной плазменной струей, которое содержит, в мас.%: Со - 22, Сr - 17, AI - 12,5, Hf - 0,25, Si - 0,4, Y - 0,6, Ni - остальное. После осаждения, металлическое связывающее покрытие было обработано термодиффузионной обработкой при приблизительно 1975°F (1079°С) и проковано упрочняющей дробеструйной обработкой. ТGО-слой приблизительно 0,04 мил (1 мкм) толщиной создавался на поверхности связывающего покрытия обычными способами. Наконец, приблизительно 5 мил (125 мкм) колоночной керамики, содержащей оксид циркония, стабилизированный 7 мас.% оксида иттрия наносились при помощи обычного физического процесса нанесения покрытия осаждением из паров электронным лучом. Покрытый образец для испытания был помещен в трибологический стенд напротив уплотняющего материала, который включал последовательно расположенные слои, содержащие, мас.%: Al - 6, Сr - 18,5, Ni - остальное, металлическое связывающее покрытие; фракционированный слой, содержащий, мас.%: Сr - 23, Al - 13, Y - 0,65, Со - остальное, и оксида алюминия; фракционированный плотный керамический слой оксида алюминия и оксида циркония, стабилизированный приблизительно 20 мас.% оксида иттрия; и пористый слой оксида циркония, стабилизированный приблизительно 7 мас.% оксида иттрия. Трибологический стенд начинал работу при температуре уплотняющей поверхности, равной температуре окружающей среды, и создавал скорость законцовки 1000 футов в секунду (305 м/с) и скорость взаимодействия между законцовкой и уплотняющей поверхностью 10 мил/с (254 мкм/с). Испытание продолжалось до тех пор, пока законцовка не достигла глубины 20 мил (508 мкм). Как только желательная глубина была достигнута, трибологический стенд останавливали и образцы для испытания удаляли для анализа, чтобы определить степень износа законцовки и уплотняющей поверхности. Таблица 1 демонстрирует полученные результаты испытания.
Figure 00000002
Линейный износ (W/I) представляет собой отношение линейного количества материала абразивной законцовки, удаленного с вращающегося элемента к сумме линейного количества материала, удаленного с вращающегося и неподвижного элементов вместе. Чем более низкое значение W/I, тем лучше абразивная законцовка работает при срезке материала уплотнителя. Хотя определение отношения W/I простой и полезный путь анализа износа конца лопатки, он зависит от геометрии образца для испытания и поверхности уплотнителя, используемого в трибологическом стенде. Альтернативный путь измерения износа, объемное отношение износа (ООИ), не зависит от образца для испытания и геометрии уплотняющей поверхности. ООИ представляет собой отношение потерянного объема абразивной законцовки к объему уплотняющего покрытия, удаленного в процессе трения. Опять таки, более низкое значение этого отношения указывает, что абразивная законцовка более эффективна при срезании уплотняющего материала.
Таблица 2 сравнивает результаты ООИ из Примера с данными для известных их уровня техники законцовок из оксида алюминия, ужесточенных оксидом циркония, с напыленными законцовками лопаток, напыленными абразивными законцовками и законцовками, покрытыми гальванически кBN, которые взаимодействовали посредством трения с тем же самым материалом уплотняющей поверхности, что и используемый в Примере 1.
Figure 00000003
Хотя испытания на трибологическом стенде показали, что абразивные законцовки, содержащие колоночный оксид циркония по представленному изобретению не демонстрируют такие хорошие результаты, как законцовки с кBN, нанесенные гальванически, но они дают значительно лучшие результаты, чем другие изготовленные ранее законцовки. Кроме того, абразивные законцовки, содержащие колоночный оксид циркония имеют несколько преимуществ по сравнению с законцовками с кBN. Например, они не склонны к окислению. Также, абразивные законцовки, содержащие колоночный оксид циркония могут упростить производственные технологии, когда используются вместе с теплозащитными покрытиями на профилированной части и платформе лопатки, нанесенными методом ЭП-ФНП. Это может быть выполнено одновременно и улучшит целостность и покрытия и законцовки в области законцовки по сравнению с другими конфигурациями абразивных насадок.
Изобретение не ограничено частными вариантами выполнения, показанными в данном описании. В рамках изобретения возможны различные изменения и дополнения без выхода за объем заявленного изобретения.

Claims (20)

1. Устройство уплотнения газотурбинного двигателя, содержащее вращающийся элемент с абразивной законцовкой и неподвижную истираемую уплотняющую поверхность, причем абразивная законцовка содержит материал более твердый, чем истираемая уплотняющая поверхность, а вращающийся элемент установлен с возможностью непосредственного контакта абразивной законцовки и неподвижной уплотняющей поверхности по крайней мере при первом запуске двигателя и подрезания абразивной законцовкой неподвижной уплотняющей поверхности, отличающееся тем, что абразивная законцовка содержит металлическое связующее покрытие, нанесенное на в основном свободную от абразивных частиц поверхность вращающегося элемента, слой оксида алюминия, расположенный на металлическом связующем покрытии, и абразивное покрытие на основе оксида циркония, имеющее столбчатую структуру, расположенное на слое оксида алюминия и содержащее оксид циркония и от 3 до 25 мас.% стабилизатора, выбранного из группы, состоящей из оксида иттрия, оксида магния, оксида кальция и их смеси.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что металлическое связующее покрытие включает диффузионный алюминид, сплав Ni и Аl или MCrAlY, где М означает Ni, Co, Fe или смесь Ni и Со.
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что вращающийся элемент представляет собой лопатку турбины.
4. Устройство по п.3, отличающееся тем, что лопатка турбины имеет профилированную часть и платформу, причем профилированная часть и/или платформа по крайней мере частично покрыты теплозащитным покрытием столбчатой структуры, имеющим в основном тот же состав, что и абразивная законцовка.
5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что вращающийся элемент представляет собой острую кромку ротора турбины, расположенную на роторе турбины, а истираемая уплотняющая поверхность расположена на направляющих лопатках турбины с формированием внутреннего воздушного уплотнения.
6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что вращающийся элемент представляет собой лопатку компрессора.
7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что вращающийся элемент представляет собой острую кромку ротора компрессора, расположенную на роторе компрессора, а истираемая уплотняющая поверхность расположена на статоре компрессора с формированием внутреннего воздушного уплотнения.
8. Устройство уплотнения газотурбинного двигателя, содержащее вращающийся элемент с абразивной законцовкой и неподвижную истираемую уплотняющую поверхность, причем абразивная законцовка содержит материал более твердый, чем истираемая уплотняющая поверхность, а вращающийся элемент установлен с возможностью непосредственного контакта абразивной законцовки и неподвижной уплотняющей поверхности по крайней мере при первом запуске двигателя и подрезания абразивной законцовкой неподвижной уплотняющей поверхности, отличающееся тем, что абразивная законцовка содержит абразивное покрытие на основе оксида циркония, имеющее столбчатую структуру и содержащее оксид циркония и от 3 до 25 мас.% стабилизатора, выбранного из группы, содержащей оксид иттрия, оксид магния, оксид кальция и их смеси, причем абразивная законцовка нанесена на в основном свободную от абразивных частиц поверхность вращающегося элемента.
9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что абразивная законцовка дополнительно содержит слой оксида алюминия, расположенный между абразивным покрытием на основе оксида циркония и вращающимся элементом.
10. Устройство по п.8, отличающееся тем, что вращающийся элемент представляет собой лопатку турбины.
11. Устройство по п.10, отличающееся тем, что лопатка турбины имеет профилированную часть и платформу, причем профилированная часть и/или платформа по крайней мере частично покрыты теплозащитным покрытием столбчатой структуры, имеющим тот же состав, что и абразивная законцовка.
12. Устройство по п.8, отличающееся тем, что вращающийся элемент представляет собой острую кромку ротора турбины, расположенную на роторе турбины, а истираемая уплотняющая поверхность расположена на направляющих лопатках турбины с формированием внутреннего воздушного уплотнения.
13. Устройство по п.8, отличающееся тем, что вращающийся элемент представляет собой лопатку компрессора.
14. Устройство по п.8, отличающееся тем, что вращающийся элемент представляет собой острую кромку ротора компрессора, расположенную на роторе компрессора, а истираемая уплотняющая поверхность расположена на статоре компрессора с формированием внутреннего воздушного уплотнения.
15. Лопатка газотурбинного двигателя, содержащая абразивную законцовку, отличающаяся тем, что абразивная законцовка содержит абразивное покрытие на основе оксида циркония, имеющее столбчатую структуру и содержащее оксид циркония и от 3 до 25 мас.% стабилизатора, выбранного из группы, содержащей оксид иттрия, оксид магния, оксид кальция и их смеси.
16. Лопатка по п.15, отличающаяся тем, что абразивная законцовка дополнительно содержит металлическое связующее покрытие, содержащее диффузионный алюминид, сплав Ni и Аl или MCrAlY, где М означает Ni, Co, Fe или смесь Ni и Со, причем металлическое связующее покрытие расположено между абразивным покрытием на основе оксида циркония и поверхностью лопатки.
17. Лопатка по п.15, отличающаяся тем, что абразивная законцовка дополнительно содержит слой оксида алюминия, расположенный между абразивным покрытием на основе оксида циркония и поверхностью лопатки.
18. Острая кромка газотурбинного двигателя, содержащая абразивную законцовку, отличающаяся тем, что абразивная законцовка содержит абразивное покрытие на основе оксида циркония, имеющее столбчатую структуру и содержащее оксид циркония и от 6 до 20 мас.% стабилизатора, выбранного из группы, содержащей оксид иттрия, оксид магния, оксид кальция и их смеси.
19. Острая кромка по п.18, отличающаяся тем, что абразивная законцовка дополнительно содержит металлическое связующее покрытие, содержащее диффузионный алюминид, сплав Ni и Аl или MCrAlY, где М означает Ni, Co, Fe или смесь Ni и Со, причем металлическое связующее покрытие расположено между абразивным покрытием на основе оксида циркония и поверхностью острой кромки.
20. Острая кромка по п.18, отличающаяся тем, что абразивная законцовка дополнительно содержит слой оксида алюминия, расположенный между абразивным покрытием на основе оксида циркония и поверхностью острой кромки.
RU98121425/06A 1997-11-26 1998-11-24 Устройство уплотнения газотурбинного двигателя (варианты), лопатка газотурбинного двигателя и острая кромка газотурбинного двигателя RU2229031C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/979,065 US6190124B1 (en) 1997-11-26 1997-11-26 Columnar zirconium oxide abrasive coating for a gas turbine engine seal system
US08/979,065 1997-11-26

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU98121425A RU98121425A (ru) 2000-09-20
RU2229031C2 true RU2229031C2 (ru) 2004-05-20

Family

ID=25526667

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU98121425/06A RU2229031C2 (ru) 1997-11-26 1998-11-24 Устройство уплотнения газотурбинного двигателя (варианты), лопатка газотурбинного двигателя и острая кромка газотурбинного двигателя

Country Status (11)

Country Link
US (1) US6190124B1 (ru)
EP (1) EP0919699B2 (ru)
JP (1) JP4322980B2 (ru)
KR (1) KR100597498B1 (ru)
CN (1) CN1221067A (ru)
CA (1) CA2252658C (ru)
DE (1) DE69826096T3 (ru)
RU (1) RU2229031C2 (ru)
SG (1) SG71165A1 (ru)
TW (1) TW411304B (ru)
UA (1) UA61908C2 (ru)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2451241C2 (ru) * 2006-06-06 2012-05-20 Сименс Акциенгезелльшафт Бронированный машинный компонент и газовая турбина
RU2492327C2 (ru) * 2007-12-04 2013-09-10 Сименс Акциенгезелльшафт Составная часть машины и газовая турбина
RU2647007C2 (ru) * 2012-10-11 2018-03-13 Турбомека Роторно-статорный агрегат для газотурбинного двигателя
RU2778413C2 (ru) * 2017-11-21 2022-08-18 Сафран Эркрафт Энджинз Истираемый элемент лабиринтного уплотнения, в частности, для авиационной турбины

Families Citing this family (115)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6946208B2 (en) 1996-12-10 2005-09-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Sinter resistant abradable thermal barrier coating
US6930066B2 (en) * 2001-12-06 2005-08-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Highly defective oxides as sinter resistant thermal barrier coating
DE59907046D1 (de) * 1998-10-22 2003-10-23 Siemens Ag Erzeugnis mit wärmedämmschicht sowie verfahren zur herstellung einer wärmedämmschicht
US20040124231A1 (en) * 1999-06-29 2004-07-01 Hasz Wayne Charles Method for coating a substrate
DE19937577A1 (de) 1999-08-09 2001-02-15 Abb Alstom Power Ch Ag Reibungsbehaftete Gasturbinenkomponente
US7150922B2 (en) * 2000-03-13 2006-12-19 General Electric Company Beta-phase nickel aluminide overlay coatings and process therefor
US6340500B1 (en) * 2000-05-11 2002-01-22 General Electric Company Thermal barrier coating system with improved aluminide bond coat and method therefor
US6755619B1 (en) * 2000-11-08 2004-06-29 General Electric Company Turbine blade with ceramic foam blade tip seal, and its preparation
DE10140742B4 (de) * 2000-12-16 2015-02-12 Alstom Technology Ltd. Vorrichtung zur Dichtspaltreduzierung zwischen einer rotierenden und einer stationären Komponente innerhalb einer axial durchströmten Strömungsmaschine
JP3801452B2 (ja) 2001-02-28 2006-07-26 三菱重工業株式会社 耐摩耗性コーティング及びその施工方法
US7867300B2 (en) * 2001-03-02 2011-01-11 Intelligent Energy, Inc. Ammonia-based hydrogen generation apparatus and method for using same
CN1239244C (zh) * 2001-03-02 2006-02-01 美斯燃料公司 基于氨的氢气发生装置及使用该装置的方法
US6939603B2 (en) * 2001-03-22 2005-09-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Thermal barrier coating having subsurface inclusions for improved thermal shock resistance
JP4712997B2 (ja) * 2001-03-27 2011-06-29 京セラ株式会社 組み合わせ部材とその製造方法及びガスタービン用部品
US6586115B2 (en) * 2001-04-12 2003-07-01 General Electric Company Yttria-stabilized zirconia with reduced thermal conductivity
US6607789B1 (en) * 2001-04-26 2003-08-19 General Electric Company Plasma sprayed thermal bond coat system
US6660405B2 (en) * 2001-05-24 2003-12-09 General Electric Co. High temperature abradable coating for turbine shrouds without bucket tipping
US6537021B2 (en) * 2001-06-06 2003-03-25 Chromalloy Gas Turbine Corporation Abradeable seal system
JP2003148103A (ja) * 2001-11-09 2003-05-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービンおよびその製造方法
DE10202810B4 (de) * 2002-01-25 2004-05-06 Mtu Aero Engines Gmbh Turbinenlaufschaufel für den Läufer eines Gasturbinentriebwerks
ES2256351T3 (es) * 2002-04-10 2006-07-16 Siemens Aktiengesellschaft Sistema de capas de aislamiento termico.
US7527661B2 (en) * 2005-04-18 2009-05-05 Intelligent Energy, Inc. Compact devices for generating pure hydrogen
US8172913B2 (en) * 2002-04-23 2012-05-08 Vencill Thomas R Array of planar membrane modules for producing hydrogen
CA2484285C (en) * 2002-09-24 2012-10-02 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Method for coating sliding surface of high temperature member, and high-temperature member and electrode for electric-discharge surface treatment
US9284647B2 (en) * 2002-09-24 2016-03-15 Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha Method for coating sliding surface of high-temperature member, high-temperature member and electrode for electro-discharge surface treatment
TWI272993B (en) * 2002-10-09 2007-02-11 Ishikawajima Harima Heavy Ind Method for coating rotary member, rotary member, labyrinth seal structure and method for manufacturing rotary member
US7220098B2 (en) * 2003-05-27 2007-05-22 General Electric Company Wear resistant variable stator vane assemblies
US20060029494A1 (en) * 2003-05-27 2006-02-09 General Electric Company High temperature ceramic lubricant
JP4505415B2 (ja) * 2003-06-10 2010-07-21 株式会社Ｉｈｉ 金属部品、タービン部品、ガスタービンエンジン、表面処理方法、及び蒸気タービンエンジン
US20050129511A1 (en) * 2003-12-11 2005-06-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade tip with optimized abrasive
DE102004001722A1 (de) * 2004-01-13 2005-08-04 Mtu Aero Engines Gmbh Turbomaschinenschaufel und Verfahren zur Herstellung einer Schaufelspitzenpanzerung an Turbomaschinenschaufeln
WO2005068845A1 (ja) * 2004-01-14 2005-07-28 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. 圧縮機、チタン製動翼、ジェットエンジン、及びチタン製動翼の製造方法
US7578455B2 (en) * 2004-08-09 2009-08-25 General Motors Corporation Method of grinding particulate material
US20060051502A1 (en) * 2004-09-08 2006-03-09 Yiping Hu Methods for applying abrasive and environment-resistant coatings onto turbine components
DE102004050474A1 (de) 2004-10-16 2006-04-20 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Herstellung eines mit einer Verschleißschutzbeschichtung beschichteten Bauteils
US7282271B2 (en) * 2004-12-01 2007-10-16 Honeywell International, Inc. Durable thermal barrier coatings
US7510370B2 (en) * 2005-02-01 2009-03-31 Honeywell International Inc. Turbine blade tip and shroud clearance control coating system
US7473072B2 (en) * 2005-02-01 2009-01-06 Honeywell International Inc. Turbine blade tip and shroud clearance control coating system
JP2006291307A (ja) * 2005-04-12 2006-10-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 回転機械の部品及び回転機械
US7543992B2 (en) * 2005-04-28 2009-06-09 General Electric Company High temperature rod end bearings
US7419363B2 (en) * 2005-05-13 2008-09-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with ceramic tip
EP1898048B1 (en) * 2005-06-17 2011-03-09 Hitachi, Ltd. Rotor for steam turbine and process for producing the same
DE102005030266A1 (de) * 2005-06-29 2007-01-18 Mtu Aero Engines Gmbh Schaufel einer Turbomaschine mit einer Schaufelspitzenpanzerung
US8603930B2 (en) 2005-10-07 2013-12-10 Sulzer Metco (Us), Inc. High-purity fused and crushed zirconia alloy powder and method of producing same
US8021762B2 (en) * 2006-05-26 2011-09-20 Praxair Technology, Inc. Coated articles
US20080026160A1 (en) * 2006-05-26 2008-01-31 Thomas Alan Taylor Blade tip coating processes
US20070274837A1 (en) * 2006-05-26 2007-11-29 Thomas Alan Taylor Blade tip coatings
US8512871B2 (en) * 2006-05-30 2013-08-20 United Technologies Corporation Erosion barrier for thermal barrier coatings
US7448843B2 (en) * 2006-07-05 2008-11-11 United Technologies Corporation Rotor for jet turbine engine having both insulation and abrasive material coatings
US7686570B2 (en) * 2006-08-01 2010-03-30 Siemens Energy, Inc. Abradable coating system
JP4830812B2 (ja) 2006-11-24 2011-12-07 株式会社Ｉｈｉ 圧縮機動翼
US8038388B2 (en) * 2007-03-05 2011-10-18 United Technologies Corporation Abradable component for a gas turbine engine
DE102007047739B4 (de) * 2007-10-05 2014-12-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenverdichter mit Anlaufschicht
US8366386B2 (en) * 2009-01-27 2013-02-05 United Technologies Corporation Method and assembly for gas turbine engine airfoils with protective coating
DE102009018685A1 (de) 2009-04-23 2010-10-28 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Herstellung einer Panzerung einer Schaufelspitze sowie entsprechend hergestellte Schaufeln und Gasturbinen
US8328507B2 (en) * 2009-05-15 2012-12-11 United Technologies Corporation Knife edge seal assembly
US20100327534A1 (en) * 2009-06-26 2010-12-30 General Electric Company Magnetic brush seal system
US20110164963A1 (en) * 2009-07-14 2011-07-07 Thomas Alan Taylor Coating system for clearance control in rotating machinery
US9194243B2 (en) * 2009-07-17 2015-11-24 Rolls-Royce Corporation Substrate features for mitigating stress
US20110086163A1 (en) * 2009-10-13 2011-04-14 Walbar Inc. Method for producing a crack-free abradable coating with enhanced adhesion
JP5767248B2 (ja) 2010-01-11 2015-08-19 ロールス−ロイス コーポレイション 環境障壁コーティングに加わる熱又は機械的応力を軽減するための特徴体
US9598972B2 (en) 2010-03-30 2017-03-21 United Technologies Corporation Abradable turbine air seal
FR2962447B1 (fr) * 2010-07-06 2013-09-20 Snecma Barriere thermique pour aube de turbine, a structure colonnaire avec des colonnes espacees
US8770927B2 (en) 2010-10-25 2014-07-08 United Technologies Corporation Abrasive cutter formed by thermal spray and post treatment
US20120099971A1 (en) * 2010-10-25 2012-04-26 United Technologies Corporation Self dressing, mildly abrasive coating for clearance control
US8936432B2 (en) 2010-10-25 2015-01-20 United Technologies Corporation Low density abradable coating with fine porosity
US9169740B2 (en) * 2010-10-25 2015-10-27 United Technologies Corporation Friable ceramic rotor shaft abrasive coating
US8770926B2 (en) 2010-10-25 2014-07-08 United Technologies Corporation Rough dense ceramic sealing surface in turbomachines
US8790078B2 (en) * 2010-10-25 2014-07-29 United Technologies Corporation Abrasive rotor shaft ceramic coating
US8876470B2 (en) * 2011-06-29 2014-11-04 United Technologies Corporation Spall resistant abradable turbine air seal
US8944756B2 (en) * 2011-07-15 2015-02-03 United Technologies Corporation Blade outer air seal assembly
US8858167B2 (en) * 2011-08-18 2014-10-14 United Technologies Corporation Airfoil seal
US9068469B2 (en) * 2011-09-01 2015-06-30 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with abradable turbine seal assemblies
EP2604797B1 (de) * 2011-12-13 2020-01-22 MTU Aero Engines GmbH Laufschaufel mit einer Rippenanordnung mit abrasiver Beschichtung
FR2985759B1 (fr) * 2012-01-17 2014-03-07 Snecma Aube mobile de turbomachine
US9133712B2 (en) 2012-04-24 2015-09-15 United Technologies Corporation Blade having porous, abradable element
EP2917503A2 (en) * 2012-11-06 2015-09-16 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil abradable coating system and corresponding turbine blades
US9598973B2 (en) 2012-11-28 2017-03-21 General Electric Company Seal systems for use in turbomachines and methods of fabricating the same
US9926793B2 (en) 2013-03-15 2018-03-27 United Technologies Corporation Blades and manufacture methods
US10040094B2 (en) 2013-03-15 2018-08-07 Rolls-Royce Corporation Coating interface
CN104234859B (zh) * 2013-06-07 2016-08-31 常州兰翔机械有限责任公司 一种燃气涡轮起动机用燃油盖的制造方法
EP3022407B1 (en) * 2013-07-19 2020-08-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine ceramic component assembly and bonding
US9316110B2 (en) * 2013-08-08 2016-04-19 Solar Turbines Incorporated High porosity abradable coating
US20150093237A1 (en) * 2013-09-30 2015-04-02 General Electric Company Ceramic matrix composite component, turbine system and fabrication process
US20150118060A1 (en) * 2013-10-25 2015-04-30 General Electric Company Turbine engine blades, related articles, and methods
US9909428B2 (en) 2013-11-26 2018-03-06 General Electric Company Turbine buckets with high hot hardness shroud-cutting deposits
GB201403588D0 (en) 2014-02-28 2014-04-16 Rolls Royce Plc Blade tip
US10378450B2 (en) 2014-05-27 2019-08-13 United Technologies Corporation Chemistry based methods of manufacture for MAXMET composite powders
US9932839B2 (en) 2014-06-04 2018-04-03 United Technologies Corporation Cutting blade tips
US11066937B2 (en) 2014-06-04 2021-07-20 Raytheon Technologies Corporation Cutting blade tips
US20160238021A1 (en) * 2015-02-16 2016-08-18 United Technologies Corporation Compressor Airfoil
US20170016454A1 (en) * 2015-02-25 2017-01-19 United Technologies Corporation Method for coating compressor blade tips
DE102016206022A1 (de) * 2016-04-12 2017-10-12 Siemens Aktiengesellschaft Dichtung für Strömungsmaschinen
US10344614B2 (en) 2016-04-12 2019-07-09 United Technologies Corporation Active clearance control for a turbine and case
GB201610768D0 (en) 2016-06-21 2016-08-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine component with protective coating
US10415579B2 (en) 2016-09-28 2019-09-17 General Electric Company Ceramic coating compositions for compressor blade and methods for forming the same
US10563662B2 (en) * 2016-11-04 2020-02-18 General Electric Company Metal surface preparation
DE102016222720A1 (de) * 2016-11-18 2018-05-24 MTU Aero Engines AG Dichtungssystem für eine axiale Strömungsmaschine und axiale Strömungsmaschine
US11078588B2 (en) 2017-01-09 2021-08-03 Raytheon Technologies Corporation Pulse plated abrasive grit
DE102017207238A1 (de) * 2017-04-28 2018-10-31 Siemens Aktiengesellschaft Dichtungssystem für Laufschaufel und Gehäuse
US10731260B2 (en) * 2017-06-12 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation Rotor with zirconia-toughened alumina coating
US20180372111A1 (en) * 2017-06-26 2018-12-27 United Technologies Corporation Compressor inner air seal and method of making
CN107400847B (zh) * 2017-09-07 2023-05-26 中国人民解放军陆军装甲兵学院 一种航空活塞发动机废旧汽缸组件再制造系统及工艺
US10544699B2 (en) 2017-12-19 2020-01-28 Rolls-Royce Corporation System and method for minimizing the turbine blade to vane platform overlap gap
US10995623B2 (en) 2018-04-23 2021-05-04 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite turbine blade with abrasive tip
US11028721B2 (en) 2018-07-19 2021-06-08 Ratheon Technologies Corporation Coating to improve oxidation and corrosion resistance of abrasive tip system
US11073028B2 (en) 2018-07-19 2021-07-27 Raytheon Technologies Corporation Turbine abrasive blade tips with improved resistance to oxidation
US10927685B2 (en) * 2018-07-19 2021-02-23 Raytheon Technologies Corporation Coating to improve oxidation and corrosion resistance of abrasive tip system
US10954803B2 (en) * 2019-01-17 2021-03-23 Rolls-Royce Corporation Abrasive coating for high temperature mechanical systems
DE102019202926A1 (de) * 2019-03-05 2020-09-10 Siemens Aktiengesellschaft Zweilagige abrasive Schicht für Laufschaufelspitze, Verfahren Bauteil und Turbinenanordnung
IT201900003691A1 (it) * 2019-03-13 2020-09-13 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Terminale abrasivo di una pala rotorica per un turboespansore
US11686208B2 (en) 2020-02-06 2023-06-27 Rolls-Royce Corporation Abrasive coating for high-temperature mechanical systems
US11536151B2 (en) 2020-04-24 2022-12-27 Raytheon Technologies Corporation Process and material configuration for making hot corrosion resistant HPC abrasive blade tips
EP4170132A1 (de) * 2021-10-20 2023-04-26 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Schaufel für eine strömungsmaschine sowie verfahren zur herstellung einer schaufel, wobei die schaufel eine schaufelspitze mit einer anstreifschicht aufweist
CN115418599A (zh) * 2022-08-24 2022-12-02 昆山西诺巴精密模具有限公司 一种发动机叶轮的热障涂层及表面处理方法

Family Cites Families (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3678570A (en) 1971-04-01 1972-07-25 United Aircraft Corp Diffusion bonding utilizing transient liquid phase
US4038041A (en) 1975-12-19 1977-07-26 United Technologies Corporation Composite interlayer for diffusion bonding
US4152488A (en) 1977-05-03 1979-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine blade tip alloy and composite
US4468242A (en) 1978-09-01 1984-08-28 Ciba-Geigy Corporation Oxime derivatives for promoting the growth of soybeans
US4249913A (en) 1979-05-21 1981-02-10 United Technologies Corporation Alumina coated silicon carbide abrasive
US4405660A (en) 1980-01-07 1983-09-20 United Technologies Corporation Method for producing metallic articles having durable ceramic thermal barrier coatings
US4401697A (en) 1980-01-07 1983-08-30 United Technologies Corporation Method for producing columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US4405659A (en) 1980-01-07 1983-09-20 United Technologies Corporation Method for producing columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US4414249A (en) 1980-01-07 1983-11-08 United Technologies Corporation Method for producing metallic articles having durable ceramic thermal barrier coatings
US4321310A (en) 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings on polished substrates
US4321311A (en) 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US4585481A (en) 1981-08-05 1986-04-29 United Technologies Corporation Overlays coating for superalloys
USRE32121E (en) 1981-08-05 1986-04-22 United Technologies Corporation Overlay coatings for superalloys
US4503130A (en) 1981-12-14 1985-03-05 United Technologies Corporation Prestressed ceramic coatings
US4481237A (en) 1981-12-14 1984-11-06 United Technologies Corporation Method of applying ceramic coatings on a metallic substrate
US4676994A (en) * 1983-06-15 1987-06-30 The Boc Group, Inc. Adherent ceramic coatings
US4744725A (en) 1984-06-25 1988-05-17 United Technologies Corporation Abrasive surfaced article for high temperature service
US4610698A (en) 1984-06-25 1986-09-09 United Technologies Corporation Abrasive surface coating process for superalloys
US4680199A (en) 1986-03-21 1987-07-14 United Technologies Corporation Method for depositing a layer of abrasive material on a substrate
US4741973A (en) 1986-12-15 1988-05-03 United Technologies Corporation Silicon carbide abrasive particles having multilayered coating
US4802828A (en) 1986-12-29 1989-02-07 United Technologies Corporation Turbine blade having a fused metal-ceramic tip
US4735656A (en) 1986-12-29 1988-04-05 United Technologies Corporation Abrasive material, especially for turbine blade tips
US4884820A (en) * 1987-05-19 1989-12-05 Union Carbide Corporation Wear resistant, abrasive laser-engraved ceramic or metallic carbide surfaces for rotary labyrinth seal members
US5262245A (en) 1988-08-12 1993-11-16 United Technologies Corporation Advanced thermal barrier coated superalloy components
US4880614A (en) † 1988-11-03 1989-11-14 Allied-Signal Inc. Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer
US4936745A (en) 1988-12-16 1990-06-26 United Technologies Corporation Thin abradable ceramic air seal
US5238752A (en) * 1990-05-07 1993-08-24 General Electric Company Thermal barrier coating system with intermetallic overlay bond coat
US5536022A (en) 1990-08-24 1996-07-16 United Technologies Corporation Plasma sprayed abradable seals for gas turbine engines
US5314304A (en) * 1991-08-15 1994-05-24 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Abradeable labyrinth stator seal
WO1993024672A1 (en) * 1992-05-29 1993-12-09 United Technologies Corporation Ceramic thermal barrier coating for rapid thermal cycling applications
US5603603A (en) * 1993-12-08 1997-02-18 United Technologies Corporation Abrasive blade tip
US5520516A (en) † 1994-09-16 1996-05-28 Praxair S.T. Technology, Inc. Zirconia-based tipped blades having macrocracked structure
US5645399A (en) 1995-03-15 1997-07-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine case coated with thermal barrier coating to control axial airfoil clearance
US5716720A (en) * 1995-03-21 1998-02-10 Howmet Corporation Thermal barrier coating system with intermediate phase bondcoat
JP3879048B2 (ja) * 1995-08-30 2007-02-07 株式会社日立製作所 耐酸化耐食性被覆用合金、及び耐酸化耐食性被覆層を備えた耐熱部材
US6102656A (en) * 1995-09-26 2000-08-15 United Technologies Corporation Segmented abradable ceramic coating
US5932356A (en) * 1996-03-21 1999-08-03 United Technologies Corporation Abrasive/abradable gas path seal system
US5912087A (en) * 1997-08-04 1999-06-15 General Electric Company Graded bond coat for a thermal barrier coating system

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2451241C2 (ru) * 2006-06-06 2012-05-20 Сименс Акциенгезелльшафт Бронированный машинный компонент и газовая турбина
RU2492327C2 (ru) * 2007-12-04 2013-09-10 Сименс Акциенгезелльшафт Составная часть машины и газовая турбина
US9702561B2 (en) 2007-12-04 2017-07-11 Siemens Aktiengesellschaft Machine component and gas turbine
RU2647007C2 (ru) * 2012-10-11 2018-03-13 Турбомека Роторно-статорный агрегат для газотурбинного двигателя
RU2778413C2 (ru) * 2017-11-21 2022-08-18 Сафран Эркрафт Энджинз Истираемый элемент лабиринтного уплотнения, в частности, для авиационной турбины

Also Published As

Publication number Publication date
KR19990045567A (ko) 1999-06-25
DE69826096T3 (de) 2012-01-12
EP0919699A3 (en) 2000-11-08
UA61908C2 (en) 2003-12-15
DE69826096D1 (de) 2004-10-14
KR100597498B1 (ko) 2006-08-30
CA2252658A1 (en) 1999-05-26
EP0919699B2 (en) 2011-07-13
EP0919699A2 (en) 1999-06-02
JP4322980B2 (ja) 2009-09-02
US6190124B1 (en) 2001-02-20
DE69826096T2 (de) 2005-09-29
EP0919699B1 (en) 2004-09-08
CN1221067A (zh) 1999-06-30
JPH11229810A (ja) 1999-08-24
CA2252658C (en) 2002-08-13
SG71165A1 (en) 2000-03-21
TW411304B (en) 2000-11-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2229031C2 (ru) Устройство уплотнения газотурбинного двигателя (варианты), лопатка газотурбинного двигателя и острая кромка газотурбинного двигателя
KR100813544B1 (ko) 연마성 밀봉 시스템
US4936745A (en) Thin abradable ceramic air seal
JP6340010B2 (ja) ターボ機械の中で使用するためのシールシステムおよびそれを製作する方法
US7473072B2 (en) Turbine blade tip and shroud clearance control coating system
US7510370B2 (en) Turbine blade tip and shroud clearance control coating system
US5780171A (en) Gas turbine engine component
EP0256790A2 (en) Ceramic lined turbine shroud and method of its manufacture
US7178808B2 (en) Layer system for the rotor/stator seal of a turbomachine
US20050129511A1 (en) Turbine blade tip with optimized abrasive
AU2002254355A1 (en) Abradeable seal system
JPH0893402A (ja) マクロクラック構造を有するジルコニア基材先端を備えたブレード及びその製造法
JP2006036632A (ja) ７ＦＡ＋ｅ第１段アブレイダブル被膜及びその作製方法
US20200232333A1 (en) Abrasive coating for high temperature mechanical systems
EP3611350B1 (en) Turbine abrasive blade tips with improved resistance to oxidation
US11536151B2 (en) Process and material configuration for making hot corrosion resistant HPC abrasive blade tips

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20071125