RU2508451C1 - Method of sealing turbine gas stage and method of seal fabrication - Google Patents

Method of sealing turbine gas stage and method of seal fabrication Download PDF

Info

Publication number
RU2508451C1
RU2508451C1 RU2012131043/06A RU2012131043A RU2508451C1 RU 2508451 C1 RU2508451 C1 RU 2508451C1 RU 2012131043/06 A RU2012131043/06 A RU 2012131043/06A RU 2012131043 A RU2012131043 A RU 2012131043A RU 2508451 C1 RU2508451 C1 RU 2508451C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
stator
sealing
turbine
substrate
metal substrate
Prior art date
Application number
RU2012131043/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2012131043A (en
Inventor
Андрей Владимирович Серков
Оксана Николаевна Лоншакова
Александр Емельянович Тихомиров
Иван Игнатьевич Бабич
Иван Анатольевич Самохин
Владимир Васильевич Селезнев
Ринат Галимчанович Равилов
Original Assignee
Общество с ограниченной ответственностью "Турбоэнергокомплекс"
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 Общество с ограниченной ответственностью "Турбоэнергокомплекс" filed Critical Общество с ограниченной ответственностью "Турбоэнергокомплекс"
Priority to RU2012131043/06A priority Critical patent/RU2508451C1/en
Publication of RU2012131043A publication Critical patent/RU2012131043A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2508451C1 publication Critical patent/RU2508451C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: seals are produced as combination inserts composed of metal substrate, protective diffusion layer applied on the latter in contact with ring groove surface and sealing ceramic material applied on substrate surface opposite the blades. Said seals are fitted in stator ring grooves. Metal substrate is made with protective diffusion layer applied on its surface in contact with stator ring groove by application of protective paste consisting of binder component in amount of 63 wt %, filler making the rest. Metal substrate thus made is subjected to heat treatment to apply cermet sealing material on substrate surface facing the rotor blades by plasma evaporation.
EFFECT: reduced deformation, ease of replacement and high wear resistance.
2 cl, 3 dwg

Description

Группа изобретений относится к области машиностроения и может быть использована для создания уплотнений газовых трактов таких агрегатов, как турбины, компрессоры, ГТД.The group of inventions relates to the field of mechanical engineering and can be used to create gas duct seals for such units as turbines, compressors, gas turbine engines.

Известен способ уплотнения турбомашины между ее корпусом и лопатками, заключающийся в формировании уплотнения в виде покрытия, наносимого газотермическим напылением порошкового материала непосредственно на кольцевой элемент корпуса в зону уплотнения (US 4291089, B22F 1/02, F01D 11/12, 1981 г.). Недостатком известного способа является невозможность одновременного обеспечения высокой прирабатываемости и износостойкости, что снижает надежность и ресурс работы.There is a method of sealing a turbomachine between its body and blades, which consists in forming a seal in the form of a coating applied by thermal spraying of powder material directly onto the annular housing element into the sealing zone (US 4291089, B22F 1/02, F01D 11/12, 1981). The disadvantage of this method is the inability to simultaneously provide high break-in and wear resistance, which reduces the reliability and service life.

Известно использование в качестве уплотнения турбин плетеных металлических волокон или сотов (US 5080934, F01D 11/08, 1991 г.). Здесь недостатком является невысокая эрозионная стойкость и быстрый износ.It is known to use braided metal fibers or honeycombs as turbine seals (US 5080934, F01D 11/08, 1991). Here the disadvantage is the low erosion resistance and rapid wear.

Известно также использование для уплотнения газового тракта турбин между статором и лопатками ротора сотовых вставок из гофрированных металлических лент, которые при взаимодействии с лопатками создают лабиринтные уплотнения (RU 2150627, F16J 15/447, 2000 г.). Недостатком этого технического решения является возможность разрушения фиксирующего элемента вставок, выпадение вставок в проточную часть турбины и создание аварийных ситуаций.It is also known to use for sealing the gas path of the turbines between the stator and the rotor blades of the honeycomb inserts of corrugated metal bands, which, when interacting with the blades, create labyrinth seals (RU 2150627, F16J 15/447, 2000). The disadvantage of this technical solution is the possibility of destruction of the fixing element of the inserts, loss of inserts in the flow part of the turbine and the creation of emergency situations.

Задачей предлагаемых изобретений является повышение надежности и ресурса работы уплотнений в газовом тракте турбины, а следовательно, и всей турбины в целом, а также повышение ремонтопригодности турбины.The objective of the invention is to increase the reliability and service life of the seals in the gas path of the turbine, and therefore the entire turbine as a whole, as well as to increase the maintainability of the turbine.

Решение указанной задачи достигается тем, что производят формирование на внутренней поверхности статора турбины кольцевых пазов, расположенных в плоскостях вращения лопаток ротора турбины и имеющих в поперечном сечении трапецеидальную форму, суживающуюся в сторону внутренней поверхности статора. Изготавливают уплотнительные элементы в виде комбинированных вставок, состоящих из металлической подложки, материал которой имеет коэффициент теплового расширения равный 0,97…1,03 коэффициента теплового расширения материала статора, защитного диффузионного слоя, нанесенного на поверхность подложки, контактирующую с поверхностью кольцевого паза, и уплотнительного металлокерамического материала, нанесенного на поверхность подложки, обращенную к лопаткам. Уплотнительные элементы размещают в кольцевых пазах статора, причем каждый уплотнительный элемент изготавливают длиной не менее 0,1 от общей длины кольцевого паза с поперечным сечением в форме, аналогичной форме кольцевого паза, и поверхностью, обращенной к лопаткам ротора, и противоположной поверхностью, выполненными эквидистантно кольцевой поверхности паза.The solution to this problem is achieved by the fact that annular grooves are formed on the inner surface of the turbine stator located in the planes of rotation of the turbine rotor blades and having a trapezoidal cross-section in shape, tapering towards the inner surface of the stator. The sealing elements are made in the form of combined inserts consisting of a metal substrate, the material of which has a coefficient of thermal expansion equal to 0.97 ... 1.03 coefficient of thermal expansion of the stator material, a protective diffusion layer deposited on the surface of the substrate in contact with the surface of the annular groove, and sealing cermet material deposited on the surface of the substrate facing the blades. The sealing elements are placed in the annular grooves of the stator, and each sealing element is made with a length of at least 0.1 of the total length of the annular groove with a cross section in the form similar to the shape of the annular groove, and the surface facing the rotor blades, and the opposite surface, made equidistant annular groove surface.

Уплотнительные элементы изготавливают следующим образом. Формируют металлическую подложку и создают на ее поверхности, контактирующей с поверхностью кольцевого паза, защитный диффузионный слой путем нанесения на эту поверхность подложки защитной пасты, состоящей из связующей компоненты - 63 мас.% и наполнителя - остальное, причем связующая компонента состоит из, мас.%:Sealing elements are made as follows. A metal substrate is formed and a protective diffusion layer is formed on its surface in contact with the surface of the annular groove by applying a protective paste to this surface of the substrate, consisting of a binder component - 63 wt.% And a filler - the rest, and the binder component consists of, wt.% :

- амилацетат - 69,- amyl acetate - 69,

- диэтилоксалат - 28,4,- diethyl oxalate - 28.4,

- коллоксилин - остальное,- colloxylin - the rest,

а наполнитель состоит из, мас.%:and the filler consists of, wt.%:

- алюминиевый порошок АСД-4 - 87,- aluminum powder ASD-4 - 87,

- порошок молотого кремния - остальное, и проведения термообработки металлической подложки с нанесенной защитной пастой в вакуумной печи по следующему режиму:- powder of ground silicon - the rest, and heat treatment of the metal substrate with a protective paste in a vacuum furnace in the following mode:

- температура нагрева - 950+20 C°,- heating temperature - 950 +20 C °,

- время выдержки - 1 час,- exposure time - 1 hour,

- разрежение в печи - (1…4)10-4 мм рт.ст.- vacuum in the furnace - (1 ... 4) 10 -4 mm Hg

После чего осуществляют плазменное напыление на подложку уплотнительного металлокерамического материала.Then carry out plasma spraying on the substrate of the sealing cermet material.

Указанное выполнение уплотнения газового тракта и уплотнительных элементов позволяет получить технический результат, заключающийся в практически полном исключении деформации уплотнительных элементов и их выпадении из пазов статора в условиях длительной работы при высоких температурах, а также в обеспечении высокой прирабатываемости и износостойкости уплотнения, что уменьшает перетекание рабочего газа между ступенями агрегата. Вместе с тем обеспечивается возможность достаточно простой замены изношенных уплотнительных элементов. Получаемый технический результат позволяет решить поставленную задачу - повышение надежности и ресурса работы уплотнений в газовом тракте турбины и всей турбины в целом.The specified implementation of the sealing of the gas path and sealing elements allows to obtain a technical result, which consists in the almost complete exclusion of deformation of the sealing elements and their loss from the stator grooves under conditions of long-term operation at high temperatures, as well as in ensuring high running-time and wear resistance of the seal, which reduces the flow of working gas between the steps of the unit. At the same time, it is possible to easily replace worn sealing elements. The obtained technical result allows us to solve the problem - improving the reliability and service life of seals in the gas path of the turbine and the turbine as a whole.

Изобретение поясняется чертежами, где:The invention is illustrated by drawings, where:

на фиг. 1 показан общий вид газового тракта турбины,in FIG. 1 shows a General view of the gas path of the turbine,

на фиг. 2 показано сечение А-А на фиг. 1,in FIG. 2 shows a section AA in FIG. one,

на фиг. 3 показан уплотнительный элемент.in FIG. 3 shows a sealing element.

Пример осуществления способов.An example implementation of the methods.

На внутренней поверхности статора 1 (турбины, компрессора и т.п.) выполняются кольцевые пазы 2 в необходимом количестве (в зависимости от количества ступеней агрегата). Пазы 2 располагаются в плоскостях вращения лопаток 3 ротора 4 и имеют в поперечном сечении трапецеидальную форму, суживающуюся в сторону внутренней поверхности статора. В этих пазах размещают уплотнительные элементы 5, изготовляемые в виде комбинированных вставок, состоящих из металлической подложки 6, защитного диффузионного слоя, нанесенного на поверхность подложки 6, контактирующую с поверхностью кольцевого паза 2 и уплотнительного металлокерамического материала 7, нанесенного на поверхность подложки 6, обращенную к лопаткам 3. Материал, из которого изготавливается подложка 6, имеет коэффициент теплового расширения, равный 0,97…1,03 коэффициента теплового расширения материала статора 1. Указанный диапазон значений коэффициента теплового расширения обусловлен тем, что при его значении менее 0,97 в процессе работы турбины могут возникать вибрационные напряжения, которые приводят к разрушению и выкрашиванию уплотнительного металлокерамического материала, а при его значении более 1,03 возможно диффузионное сращивание вставок с материалом статора (например, из-за не совсем качественного нанесения защитного слоя), что значительно повышает трудоемкость извлечения вставок из пазов статора при очередном ремонте. Каждый уплотнительный элемент 5 изготавливают длиной не менее 0,1 от общей длины кольцевого паза 2 с поперечным сечением в форме, аналогичной форме кольцевых пазов 2, и поверхностью 8, обращенной к лопаткам 3 ротора, а также противоположной поверхностью 9, выполненными эквидистантно кольцевой поверхности пазов 2. Ограничение по длине элементов 5 (не менее 0,1 длины паза 2) определено по результатам стендовых испытаний. Так, при уменьшении указанной длины соответствующее увеличение количества вставок приводит к такому увеличению количества стыков в пазах статора турбины, что это приводит к заметному снижению КПД турбины.On the inner surface of the stator 1 (turbine, compressor, etc.), annular grooves 2 are made in the required quantity (depending on the number of stages of the unit). The grooves 2 are located in the planes of rotation of the blades 3 of the rotor 4 and have a trapezoidal shape in cross section, tapering towards the inner surface of the stator. In these grooves are placed the sealing elements 5, made in the form of combined inserts consisting of a metal substrate 6, a protective diffusion layer deposited on the surface of the substrate 6 in contact with the surface of the annular groove 2 and the sealing cermet material 7 deposited on the surface of the substrate 6, facing blades 3. The material from which the substrate 6 is made has a coefficient of thermal expansion equal to 0.97 ... 1.03 coefficient of thermal expansion of the material of the stator 1. The specified range it values of the coefficient of thermal expansion is due to the fact that when its value is less than 0.97 during the operation of the turbine, vibration stresses can occur that lead to the destruction and spalling of the sealing cermet material, and with its value more than 1.03 diffusion splicing of the inserts with the stator material is possible (for example, due to the not very high-quality application of the protective layer), which significantly increases the complexity of extracting the inserts from the stator grooves during the next repair. Each sealing element 5 is made with a length of at least 0.1 of the total length of the annular groove 2 with a cross section in the form similar to the shape of the annular grooves 2, and the surface 8 facing the rotor blades 3, as well as the opposite surface 9, made equal to the annular surface of the grooves 2. The restriction on the length of the elements 5 (not less than 0.1 of the length of the groove 2) is determined by the results of bench tests. So, with a decrease in the specified length, a corresponding increase in the number of inserts leads to such an increase in the number of joints in the grooves of the turbine stator, which leads to a noticeable decrease in turbine efficiency.

Уплотнительные элементы 5 изготавливаются следующим образом. По заданным параметрам формируют металлическую подложку 6 (толщиной порядка 3 мм). В связи с тем, что данные уплотнительные элементы длительно (до 30000 часов) работают в условиях высоких температур (650…700 C°), то для исключения диффузионного сращивания вставок с материалом статора в пазах 2 и возможности осуществления их последующего демонтажа для ремонта и восстановления изношенного уплотнительного материала 7 производят формирование на поверхности подложки 6, контактирующей с поверхностью кольцевого паза 2, защитного диффузионного слоя, путем нанесения на упомянутую поверхность пасты 10, которая приготавливается следующим образом. Берут составные части связующей компоненты (мас.%):Sealing elements 5 are made as follows. According to the given parameters, a metal substrate 6 is formed (about 3 mm thick). Due to the fact that these sealing elements operate for a long time (up to 30,000 hours) at high temperatures (650 ... 700 C °), to exclude diffusion splicing of the inserts with the stator material in grooves 2 and the possibility of their subsequent dismantling for repair and restoration a worn-out sealing material 7 forms a protective diffusion layer on the surface of the substrate 6 in contact with the surface of the annular groove 2 by applying a paste 10 to the surface, which is prepared as follows in a general way. Take the components of the binder component (wt.%):

- амилацетат - 69;- amyl acetate - 69;

- диэтилоксалат - 28,4;- diethyl oxalate - 28.4;

- коллоксилин - остальное,- colloxylin - the rest,

которые тщательно перемешивают до полного растворения коллоксилина, при этом вязкость полученного раствора должна быть в пределах 7-9 с по вискозиметру ВЗ-1.which are thoroughly mixed until colloxylin is completely dissolved, while the viscosity of the resulting solution should be in the range of 7-9 s using a VZ-1 viscometer.

Затем берут наполнитель, состоящий из (мас.%):Then take the filler, consisting of (wt.%):

- алюминиевого порошка АСД-4 - 87;- aluminum powder ASD-4 - 87;

- порошка молотого кремния - остальное - powder of ground silicon - the rest

и тщательно перемешивают в течение 30…90 мин со связующей компонентой в пропорциях:and thoroughly mixed for 30 ... 90 min with a binder component in the proportions:

связующая компонента - 63 мас.%,the binder component is 63 wt.%,

наполнитель - остальное.filler - the rest.

Для получения на поверхности подложки 6 защитного диффузионного слоя толщиной 2…4 мкм подложку с нанесенной пастой подвергают термообработке в вакуумной печи по следующему режиму:To obtain on the surface of the substrate 6 a protective diffusion layer with a thickness of 2 ... 4 μm, the substrate with the paste applied is subjected to heat treatment in a vacuum oven in the following mode:

- температура нагрева - 950+20 C°,- heating temperature - 950 +20 C °,

- время выдержки - 1 час,- exposure time - 1 hour,

- разрежение в печи - (1…4)10-4 мм рт.ст.- vacuum in the furnace - (1 ... 4) 10 -4 mm Hg

Указанный режим термообработки, включая величину разрежения, обусловлен получением качественной адгезии наносимого защитного диффузионного слоя.The specified heat treatment mode, including the rarefaction value, is due to obtaining high-quality adhesion of the applied protective diffusion layer.

После этого, на подложку 6 (со стороны лопаток ротора) методом плазменного напыления наносят уплотнительный металлокерамический материал 7 (например, АНБ для компрессоров или УВС-2 для турбин, толщиной порядка 4 мм).After that, sealing metal-ceramic material 7 (for example, NSA for compressors or UVS-2 for turbines with a thickness of about 4 mm) is deposited by plasma spraying onto a substrate 6 (from the side of the rotor blades).

Применение данных изобретений позволяет существенно повысить надежность и ресурс работы как уплотнений в газовом тракте агрегатов, так и всего агрегата в целом, а также повысить ремонтопригодность турбины.The use of these inventions can significantly increase the reliability and service life of both seals in the gas path of the units, and the entire unit as a whole, as well as increase the maintainability of the turbine.

Claims (2)

1. Способ уплотнения газового тракта турбины между статором и лопатками ротора, включающий формирование на внутренней поверхности статора турбины кольцевых пазов, расположенных в плоскостях вращения лопаток ротора турбины и имеющих в поперечном сечении трапецеидальную форму, суживающуюся в сторону внутренней поверхности статора, изготовление уплотнительных элементов в виде комбинированных вставок, состоящих из металлической подложки, материал которой имеет коэффициент теплового расширения, равный 0,97…1,03 коэффициента теплового расширения материала статора, защитного диффузионного слоя, нанесенного на ее поверхность, контактирующую с поверхностью кольцевого паза, и уплотнительного металлокерамического материала, нанесенного на ее поверхность, обращенную к лопаткам, и размещение упомянутых уплотнительных элементов в кольцевых пазах статора, при этом каждый уплотнительный элемент изготавливают длиной не менее 0,1 от общей длины кольцевого паза с поперечным сечением в форме, аналогичной форме кольцевого паза, и с поверхностью, обращенной к лопаткам ротора, и противоположной поверхностью, выполненными эквидистантно кольцевой поверхности пазов.1. The method of sealing the gas path of the turbine between the stator and the rotor blades, comprising forming annular grooves on the inner surface of the turbine stator of the turbine rotor blades and having a trapezoidal cross-section in the cross section, tapering towards the inner surface of the stator, making sealing elements in the form combined inserts consisting of a metal substrate, the material of which has a coefficient of thermal expansion equal to 0.97 ... 1.03 coefficient of thermal races irrigation of the stator material, a protective diffusion layer deposited on its surface in contact with the surface of the annular groove, and sealing cermet material deposited on its surface facing the blades, and the placement of the said sealing elements in the annular grooves of the stator, each sealing element being made in length not less than 0.1 of the total length of the annular groove with a cross section in the form similar to the shape of the annular groove, and with the surface facing the rotor blades, and against bying surface formed equidistantly annular surface grooves. 2. Способ изготовления уплотнительного элемента газового тракта турбины в виде комбинированной вставки, включающий формирование металлической подложки, создание на ее поверхности, контактирующей с поверхностью кольцевого паза статора, защитного диффузионного слоя путем нанесения на эту поверхность подложки защитной пасты, состоящей из связующей компоненты - 63 мас.% и наполнителя - остальное, причем связующая компонента состоит из, мас.%:
- амилацетат - 69,
- диэтилоксалат - 28,4,
- коллоксилин - остальное,
а наполнитель состоит из, мас.%:
- алюминиевый порошок АСД-4 - 87,
- порошок молотого кремния - остальное,
и проведения термообработки металлической подложки с нанесенной защитной пастой в вакуумной печи по следующему режиму:
- температура нагрева - 950+20 C°,
- время выдержки - 1 час,
- разрежение в печи - (1…4)10-4 мм рт.ст.,
и нанесение на поверхность подложки, обращенную к лопаткам ротора, уплотнительного металлокерамического материала путем плазменного напыления. 2. A method of manufacturing a sealing element of the gas path of the turbine in the form of a combined insert, comprising forming a metal substrate, creating on its surface in contact with the surface of the annular groove of the stator, a protective diffusion layer by applying a protective paste on this surface of the substrate, consisting of a binder component - 63 wt. .% and filler - the rest, and the binder component consists of, wt.%:
- amyl acetate - 69,
- diethyl oxalate - 28.4,
- colloxylin - the rest,
and the filler consists of, wt.%:
- aluminum powder ASD-4 - 87,
- ground silicon powder - the rest,
and heat treatment of the metal substrate with the protective paste applied in a vacuum furnace in the following mode:
- heating temperature - 950 +20 C °,
- exposure time - 1 hour,
- vacuum in the furnace - (1 ... 4) 10 -4 mm Hg,
and applying to the surface of the substrate facing the rotor blades, a sealing cermet material by plasma spraying.
RU2012131043/06A 2012-07-20 2012-07-20 Method of sealing turbine gas stage and method of seal fabrication RU2508451C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012131043/06A RU2508451C1 (en) 2012-07-20 2012-07-20 Method of sealing turbine gas stage and method of seal fabrication

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012131043/06A RU2508451C1 (en) 2012-07-20 2012-07-20 Method of sealing turbine gas stage and method of seal fabrication

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012131043A RU2012131043A (en) 2014-01-27
RU2508451C1 true RU2508451C1 (en) 2014-02-27

Family

ID=49956937

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012131043/06A RU2508451C1 (en) 2012-07-20 2012-07-20 Method of sealing turbine gas stage and method of seal fabrication

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2508451C1 (en)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1022237B (en) * 1955-07-22 1958-01-09 Bmw Studiengesellschaft Fuer T Lining a turbine housing
US3836156A (en) * 1971-07-19 1974-09-17 United Aircraft Canada Ablative seal
US5791871A (en) * 1996-12-18 1998-08-11 United Technologies Corporation Turbine engine rotor assembly blade outer air seal
GB2480766A (en) * 2010-05-28 2011-11-30 Gen Electric Turbine shroud
RU114091U1 (en) * 2011-04-25 2012-03-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" REINFORCED TURBINE SEAL WITH REINFORCEMENT ELEMENT
RU2447294C2 (en) * 2010-02-02 2012-04-10 Сергей Владимирович Ушинин Insert of honeycomb shroud ring of steam turbine and method to install inserts of honeycomb shroud ring

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1022237B (en) * 1955-07-22 1958-01-09 Bmw Studiengesellschaft Fuer T Lining a turbine housing
US3836156A (en) * 1971-07-19 1974-09-17 United Aircraft Canada Ablative seal
US5791871A (en) * 1996-12-18 1998-08-11 United Technologies Corporation Turbine engine rotor assembly blade outer air seal
RU2447294C2 (en) * 2010-02-02 2012-04-10 Сергей Владимирович Ушинин Insert of honeycomb shroud ring of steam turbine and method to install inserts of honeycomb shroud ring
GB2480766A (en) * 2010-05-28 2011-11-30 Gen Electric Turbine shroud
RU114091U1 (en) * 2011-04-25 2012-03-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" REINFORCED TURBINE SEAL WITH REINFORCEMENT ELEMENT

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012131043A (en) 2014-01-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7984547B2 (en) Method for manufacturing and/or repairing components for gas turbines
JP2017053345A (en) Coated seal slot systems for turbomachinery and methods for forming the same
US9822659B2 (en) Gas turbine with honeycomb seal
US20080199307A1 (en) Flexible, high-temperature ceramic seal element
US20120211943A1 (en) Sealing device and method for providing a seal in a turbine system
EP1878876A2 (en) Gas turbine abradable seal
US20100150730A1 (en) Component having an abrasive layer and a method of applying an abrasive layer on a component
JP2016098810A (en) Abradable composition and seal of axial flow turbo machine compressor casing
KR20170007370A (en) Method of manufacturing a component of a turbomachine, component of a turbomachine and turbomachine
US9016692B2 (en) Sealing rings for a labyrinth seal
CN105452530A (en) High porosity abradable coating
RU2353779C2 (en) Bedded-in coating of turbomachine element and method for its manufacture
US11946147B2 (en) Thermal barrier coating, turbine member, gas turbine, and method for producing thermal barrier coating
GB2475850A (en) An Abrasive Layer and a Method Of Applying an Abrasive Layer on a Turbomachine Component
RU2508451C1 (en) Method of sealing turbine gas stage and method of seal fabrication
CN106574505A (en) Controlled convergence compressor flowpath for gas turbine engine
EP2143885A1 (en) Gas Assisted Turbine Seal
US11034842B2 (en) Coating for improved surface finish
US11724969B2 (en) Coating for improved surface finish
US10519792B2 (en) Run-in coating based on metal fibers
US9605554B2 (en) Turbomachine
RU2703669C1 (en) Abradable insert of turbine seal
AU2022209109B2 (en) Pre-sintered preform with high temperature capability, in particular as abrasive coating for gas turbine blades
JP5646773B2 (en) Method for manufacturing a protective layer for a rotor blade
JP5498408B2 (en) Gas turbine rotor assembly

Legal Events

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

Effective date: 20140721