SE451269B - For gasturbinmotorer avsedd, med keramisk yta forsedd tetning mot ytterluften - Google Patents

For gasturbinmotorer avsedd, med keramisk yta forsedd tetning mot ytterluften

Info

Publication number
SE451269B
SE451269B SE8303368A SE8303368A SE451269B SE 451269 B SE451269 B SE 451269B SE 8303368 A SE8303368 A SE 8303368A SE 8303368 A SE8303368 A SE 8303368A SE 451269 B SE451269 B SE 451269B
Authority
SE
Sweden
Prior art keywords
seal
edge portion
depth
blade
gas turbine
Prior art date
Application number
SE8303368A
Other languages
English (en)
Other versions
SE8303368L (sv
SE8303368D0 (sv
Inventor
H E Eaton
R C Novak
Original Assignee
United Technologies Corp
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 United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of SE8303368D0 publication Critical patent/SE8303368D0/sv
Publication of SE8303368L publication Critical patent/SE8303368L/sv
Publication of SE451269B publication Critical patent/SE451269B/sv

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12Preventing 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
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10STECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S277/00Seal for a joint or juncture
    • Y10S277/935Seal made of a particular material
    • Y10S277/943Ceramic or glass

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)

Description

451 269 2 att alltför stor nötning uppstår då partiklar som medförs av arbetsmediet slår an mot tätningen. I en del motorer kan en- bart de heta gaserna som tjänstgör såsom arbetsmedium verkar eroderande.
De amerikanska patentskrifterna 3 091 548, 3 817 719, 3 879 831, 3 911 891, 3 918 925, 3 975 165, 4 109 031, 4 163 071 och 4 289 446 utgör exempel på kända tankegångar som kan tillämpas i samband med tätningar med keramisk yta.
Ehuru man vet att många av materialen och metoderna som är beskrivna i de ovannämnda patentskrifterna är i hög grad önskvärda måste konstruktionerna som har kommit fram ur dessa material och metoder ännu nå sin fulla verkan i till- lämpningar i en fientlig omgivning. Vad som är av särskilt stor betydelse fortfarande i tillämpningar med tätningar mot ytterluften är den balans som erfordras för god slipbarhet gentemot bladkontakt med skavning samt ett gott erosionsmot- stand mot verkningarna av partiklar som medförs i arbetsmedie- strömmen.
Enligt föreliggande uppfinning framställs ett keramiskt ytmaterial hos en turbintätning mot ytterluften på så sätt att man har en första yttäthet vid tätningens framkant och en lägre yttäthet nedströms därifrån så att ytan med den första täthe~ ten blir mera motståndskraftig mot slitage genom inverkan av erosion hos främmande partiklar medan ytan med mindre täthet lätt slipas av passerande rotorblad i den omgivning där anord- ningen är installerad.
I enlighet med en bestämd utföringsform av uppfinningen är det keramiska ytmaterialet bildat av två eller flera skikt med avtagande densitet, varvid det övre och minst täta skiktet har en glaserad yta vid sitt framkantparti.
Ett primärt kännetecken hos föreliggande uppfinning är det keramiska materialets höga yttäthet vid framkantpartiet hos tätningen mot ytterluften. I åtminstone en utföringsform uppnås hög yttäthet genom att man glaserar ett annars poröst keramiskt material. Andra kännetecken hos bestämda utförings- former utgörs av det porösa keramiska materialet i tät- ningens mittparti och det täta keramiska skiktet mellan det 451 269 3 porösa keramiska materialet och eventuella material av metall.
En huvudfördel med föreliggande uppfinning är att tät- ningen blir mindre känslig för erosion vid framkanten. Par- tiklar som är inneslutna i arbetsmedieströmmen kan böjas av från den glaserade ytan på framkantpartiet utan allvarlig erosion. Trots detta upprätthålls god slipbarhet vid rotar- bladspetsarna genom att ytporositeten i detta område förblir opåverkad.
De ovannämnda kännetecknen och fördelarna och andra kännetecken och fördelar hos uppfinningen kommer att framgå bättre av den nu följande beskrivningen och bifogade rit- ningar, pà vilka fig l är en förenklad sidovy av en gasturbin- motor med en del av turbinhöljet bortbruten så att sambandet mellan tätningen mot ytterluft och turbinbladen framgår, fig 2 är en perspektivisk delvy av den i fig l àskådliggjorda tät- ningen mot ytterluften, varvid fig 2 visar området med stor yt- täthet vid tätningens framkantparti, fig 3 är en perspektivisk delvy av tätningen mot ytterluften enligt fig 1 och åskådlig- gör områden med stor yttäthet vid både tätningens framkantpar- ti och dess bakkantparti, fig 4 visar en alternativ utförings- form av anordningen enligt fig 2, fig 5 visar en alternativ ut- föringsform av anordningen enligt fig 5 och 6 är ett mikrofoto av en keramisk beläggning vars yta har gjorts tätare till ett djup av ca 0,127 mm.
Uppfinningen kommer att beskrivas i anslutning till en föredragen utföringsform av en turbintätning mot ytterluften, vilken tätning är avsedd för en gasturbinmotor. En sådan motor är åskådliggjord i fig l.
Motorn är principiellt bildad av en kompressionsdel 10, en förbränningsdel 12 och en turbindel 14. Ett rotoraggregat 16 sträcker sig radiellt genom motorn. Rotorblad, såsom det enda bladet 18 som är visat, är anordnade i rader och sträcker sig utåt på rotoraggregatet tvärs över en strömningsbana 20 för gaser som bildar arbetsmediet. Varje rotorblad har en spets 22.
Ett statoraggregat 24 med ett hölje 26 inhyser rotor- aggregatet 16. En tätning 28 mot ytterluften omsluter spetsarna 22 hos rotorbladen. Varje tätning mot ytterluften är bildad på 451 269 4 konventionellt sätt av ett flertal bågformiga segment som är anordnade ände mot ände kring motorns inre.
En del av ett 1 enlighet med föreliggande uppfin- ningstanke framställt tätningssegment 30 mot ytterluften är visad i fig 2. De såsom arbetsmedium tjänande gaserna i mo- torns strömningsbana 20 sveper över tätningen från uppströms- änden eller framkanten 32 till nedströmsänden eller bakkan- ten 34. För att möjliggöra identifiering är tätningens yta uppdelad 1 ett framkantparti 56, ett mittparti 38 och ett bakkantparti 40. Mittpartiet omfattar väsentligen den del av tätningsytan mot vilken det passerande rotorbladet skaver.
Framkantpartiet ligger framför nämnda mittparti och bakkant- partiet ligger bakom nämnda mittparti.
I den visade konstruktionen är varje tätningssegment 30 mot ytterluften bildat kring ett metallsubstrat 42. Flera skikt av graderat metalliskt och keramiskt material häftar fast vid substratet så att man erhåller en tätning med kera- misk yta. Såsom är visat inkluderar de till ett flertal upp- gående skikten ett bindningsskikt 44 av en legering av nickel, krom och aluminium, två mellanskikt 46 bestående av en bland- ning av zirkoniumoxid (ZrO2) och en legering av kobolt, krom, aluminium och yttrium (CoCrAlY), ett tätt, helkeramiskt skikt 48 av zirkoniumoxid (ZrO2) och ett poröst, helkenamiskt skikt 50 av zirkoniumoxid (Zr02). Materialen i ifrågavarande skikt och metoderna för deras paföring är mera fullständigt beskriv- na i vår amerikanska patentansökan med beteckningen EH-7599, Syftet med de keramiska skikten i en tätningsanordning mot ytterluften är tvàfaldigt, nämligen dels att bilda en värmebarriär så att substratet blir skyddat från turbinens heta arbetsmediegaser som substratet annars skulle utsättas för, dels att åstadkomma en slipbar tätning som möjliggör att de omskrivna rotorbladen kan utvidga sig värmemässigt utan att detta innebär skadliga störningar. Bland önskvärda egen- skaper hos materialet kan nämnas god slipbarhet då de passe- rande rotorbladen skaver mot detsamma samt ett gott motstånd mot erosion. Dessa båda egenskaper är inte alltid inbördes för- enliga i identiskt formulerade kompositioner. Föreliggande upp- 451 269 5 finning har till ändamål att uppnå båda egenskaperna 1 samma konstruktion. Det kan hända att arbetsmediegaserna i motorns strömningsbana innehåller partiklar av smuts eller andra främmande ämnen, och när mediegaserna når fram till turbinom- rådet kan de eventuellt också innehålla kolpartiklar från motorns förbränningsanordning. Sådana partiklar som slår an mot ytan hos tätningen mot ytterluften kommer sannolikt att medföra att material eroderas därur, särskilt om materialet är poröst och har måttlig eller låg styrka. I en del motorer kan de heta gaserna i sig själva vara eroderande.
Tätningarna enligt föreliggande uppfinning är sålunda framställda på så sätt att de inkluderar ett'område 52 som är bildat av keramiskt material med stor yttäthet i framkantpar- tiet 36'i förhållande till det keramiska materialets yttäthet i mittpartiet 38 över rotorbladen. Motståndet mot erosion för- bättras härvid utan att den önskade slipbarheten över blad- spetsarna går förlorad.
I den i fig 2 visade utföringsformen framställs områ- det med stor yttäthet medelst metoder med riktad energi och med lokal upphettning, exempelvis medelst en plasmabrännare eller en laser. Det keramiska materialet vid ytan smälts me- delst den riktade energin, och när materialet har fått svalna blir det mycket tätt och får ett glaserat utseende. Partiklar och gaser som slår an mot det glaserade området böjs av från ytan med ringa erosion.
Det föredragna djupet hos det glaserande materialet eller materialet med stor täthet är av storleksordningen 0,127 - 0,254 mm in i det keramiska materialet, varvid täthe- ten är särskilt stor vid ytan. Större eller mindre djup kan vara godtagbara, men för det första måste djupet vara till- räckligt stort för att det skall ge erosionsmotstånd under en tillräcklig livslängd och för det andra får djupet inte vara så stort att det är värmemässigt oförenligt med det porösa sub- stratet som det keramiska materialet häftar fast vid. Värme- oförenlighet kan medföra att sprickor bildas i sidled vid gräns- ytan mellan glaseringen och substratet, vilket kan medföra att det glaserade materialet spJälkas. Då djupet hålls inom det 451 269 ~ 6 föredragna intervallet är det sannolikt att ett önskat nät med vertikala sprickor i substratet tränger in i den glase- rade ytan och att spjälkning därvid undviks. I en del ut- föringsformer kan det också vara önskvärt att på likartat sätt iástadkomma.ett område 54 bestående av tätt eller glaserat kera- miskt material vid bakkantpartiet 40 såsom är visat i fig 3.
Fördelarna med föreliggande uppfinning kan parallellt med ovanstående uppnås i andra former, såsom i den i fig 4 vi- sade anordningen. Tätt keramiskt material av typen som bildar det första keramiska skiktet 48 har härvid utfällts i framkant- partiet 56. Poröst keramiskt material i skiktet 50 förblir kvar över bladspetsarna. Tätt keramiskt material kan också vara ut- fällt vid bakkantpartiet såsom är visat i fig 5.
Godtagbar täthet i keramiskt material av zirkoniumoxid (Zr02) har uppnåtts_medelst smältning med hjälp av plasmakanon under användning av kanonen METCO 7mb med ett munstycke av typen GE under betingelser som är angivna i nedanstående tabell. ïíêïill.
Avstånd till arbetsstycke 31,75 mm Ström 680 ampere Spänning 75 V01? Liusbàgsgas Primärt - gas kväve - tryck 0,344 MP8. - surömnngscakt 2265,36“am3/t1mme Sekundärt-gas väte - tryck 0,344 MPa - strömningstakt i 1415,85 :iQ/timme Värmegenomlopp Hastighet 18.3 m/min: Antal genomlopp l .Steg mellan genomloppen- 3,17 mm Förupphettning av substratet Temperatur vid början Temperatur vid slutet rumstemperatur Ky1n1ng ingen rumstemperatur h

Claims (4)

451 269 7 Mikrofotografiet i fig 6 visar det inträngningsdjup som har uppnåtts. Tätningsverkningarna är störst fram till djupet 0,025 mm, varjämte inträngning har skett till ett djup av ca 0,127 mm. Ehuru uppfinningen ovan har visats och beskrivits i samband med detaljerade utföringsformer av densamma torde det vara uppenbart för fackmannen att skilda ändringar i form och detalj i uppfinningen kan göras inom uppfinningens ram. PATENTKRAV
1. l. Tätning mot ytterluften, vilken tätning är av typen som omsluter turbinrotorbladen hos en gasturbinmotor och har ett framkantparti framför nämnda blad, ett mittparti mittemot nämnda blad och ett bakkantparti bakom nämnda blad, k ä n n e t e c k n a d därav, att den innefattar en slipbar keramisk beläggning med högre yttäthet vid tätningens framkantparti än vid tätningens mittparti.
2. Tätning enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a d därav, att nämnda beläggning vidare har större yttäthet vid tät- ningens bakkantparti än vid tätningens mittparti.
3. Tätning enligt krav 1 eller 2, k ä n n e t e e k n a d därav, att nämnda område med större täthet sträcker sig till ett djup av ca 0,127 - 0,254 mm in i beläggningen.
4. Tätning enligt krav 3, k ä n n e t e c k n a d därav, att nämmda slipbara keramiska beläggning utgörs av zirkonium- oxid (Zr02).
SE8303368A 1982-06-17 1983-06-14 For gasturbinmotorer avsedd, med keramisk yta forsedd tetning mot ytterluften SE451269B (sv)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/389,304 US4422648A (en) 1982-06-17 1982-06-17 Ceramic faced outer air seal for gas turbine engines

Publications (3)

Publication Number Publication Date
SE8303368D0 SE8303368D0 (sv) 1983-06-14
SE8303368L SE8303368L (sv) 1983-12-18
SE451269B true SE451269B (sv) 1987-09-21

Family

ID=23537701

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SE8303368A SE451269B (sv) 1982-06-17 1983-06-14 For gasturbinmotorer avsedd, med keramisk yta forsedd tetning mot ytterluften

Country Status (14)

Country Link
US (1) US4422648A (sv)
JP (1) JPS595808A (sv)
BE (1) BE897012A (sv)
CA (1) CA1213833A (sv)
DE (1) DE3321477A1 (sv)
ES (1) ES523263A0 (sv)
FR (1) FR2528908B1 (sv)
GB (1) GB2121884B (sv)
IL (1) IL68994A0 (sv)
IT (1) IT1163508B (sv)
MX (1) MX156511A (sv)
NL (1) NL189316C (sv)
SE (1) SE451269B (sv)
SG (1) SG32185G (sv)

Families Citing this family (60)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4551064A (en) * 1982-03-05 1985-11-05 Rolls-Royce Limited Turbine shroud and turbine shroud assembly
US4566700A (en) * 1982-08-09 1986-01-28 United Technologies Corporation Abrasive/abradable gas path seal system
US4650395A (en) * 1984-12-21 1987-03-17 United Technologies Corporation Coolable seal segment for a rotary machine
DE3579684D1 (de) * 1984-12-24 1990-10-18 United Technologies Corp Abschleifbare dichtung mit besonderem erosionswiderstand.
DE3535106A1 (de) * 1985-10-02 1987-04-16 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur aeusseren ummantelung der laufschaufeln von axialgasturbinen
US4713300A (en) * 1985-12-13 1987-12-15 Minnesota Mining And Manufacturing Company Graded refractory cermet article
JPH0729201Y2 (ja) * 1988-11-08 1995-07-05 京セラ株式会社 タービン翼端のシール装置
US5080557A (en) * 1991-01-14 1992-01-14 General Motors Corporation Turbine blade shroud assembly
GB9325135D0 (en) * 1993-12-08 1994-02-09 Rolls Royce Plc Manufacture of wear resistant components
US5439348A (en) * 1994-03-30 1995-08-08 United Technologies Corporation Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness
GB9726710D0 (en) * 1997-12-19 1998-02-18 Rolls Royce Plc Turbine shroud ring
SG72959A1 (en) * 1998-06-18 2000-05-23 United Technologies Corp Article having durable ceramic coating with localized abradable portion
DE19950417A1 (de) * 1999-10-20 2001-04-26 Abb Patent Gmbh Turbinenbauteil
US6435824B1 (en) * 2000-11-08 2002-08-20 General Electric Co. Gas turbine stationary shroud made of a ceramic foam material, and its preparation
DE10121019A1 (de) * 2001-04-28 2002-10-31 Alstom Switzerland Ltd Gasturbinendichtung
DE10225532C1 (de) * 2002-06-10 2003-12-04 Mtu Aero Engines Gmbh Schichtsystem für die Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine
US6758653B2 (en) 2002-09-09 2004-07-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
US6933061B2 (en) 2002-12-12 2005-08-23 General Electric Company Thermal barrier coating protected by thermally glazed layer and method for preparing same
GB2397307A (en) * 2003-01-20 2004-07-21 Rolls Royce Plc Abradable Coatings
DE10334698A1 (de) * 2003-07-25 2005-02-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Deckbandsegment für eine Strömungsmaschine
DE102004031255B4 (de) * 2004-06-29 2014-02-13 MTU Aero Engines AG Einlaufbelag
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
US20070237629A1 (en) * 2006-04-05 2007-10-11 General Electric Company Gas turbine compressor casing flowpath rings
US7665955B2 (en) * 2006-08-17 2010-02-23 Siemens Energy, Inc. Vortex cooled turbine blade outer air seal for a turbine engine
US8528339B2 (en) 2007-04-05 2013-09-10 Siemens Energy, Inc. Stacked laminate gas turbine component
US20090053554A1 (en) * 2007-07-11 2009-02-26 Strock Christopher W Thermal barrier coating system for thermal mechanical fatigue resistance
US20090053045A1 (en) * 2007-08-22 2009-02-26 General Electric Company Turbine Shroud for Gas Turbine Assemblies and Processes for Forming the Shroud
US8100640B2 (en) 2007-10-25 2012-01-24 United Technologies Corporation Blade outer air seal with improved thermomechanical fatigue life
US8534995B2 (en) * 2009-03-05 2013-09-17 United Technologies Corporation Turbine engine sealing arrangement
US8105014B2 (en) * 2009-03-30 2012-01-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine article having columnar microstructure
GB0911500D0 (en) 2009-07-03 2009-08-12 Rolls Royce Plc Rotor blade over-tip leakage control
EP2317079B1 (en) 2009-10-30 2020-05-20 Ansaldo Energia Switzerland AG Abradable coating system
US9062565B2 (en) * 2009-12-31 2015-06-23 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine containment device
US8613590B2 (en) * 2010-07-27 2013-12-24 United Technologies Corporation Blade outer air seal and repair method
US8727712B2 (en) * 2010-09-14 2014-05-20 United Technologies Corporation Abradable coating with safety fuse
DE102010048147B4 (de) * 2010-10-11 2016-04-21 MTU Aero Engines AG Schichtsystem zur Rotor-/Statordichtung einer Strömungsmaschine und Verfahren zum Herstellen eines derartigen Schichtsystems
CN102094165B (zh) * 2010-12-27 2012-07-04 北京工业大学 高耐磨机械密封动环及其制备方法
US9062558B2 (en) * 2011-07-15 2015-06-23 United Technologies Corporation Blade outer air seal having partial coating
US9995165B2 (en) 2011-07-15 2018-06-12 United Technologies Corporation Blade outer air seal having partial coating
US9175575B2 (en) * 2012-01-04 2015-11-03 General Electric Company Modification of turbine engine seal abradability
US9169739B2 (en) 2012-01-04 2015-10-27 United Technologies Corporation Hybrid blade outer air seal for gas turbine engine
US9737933B2 (en) 2012-09-28 2017-08-22 General Electric Company Process of fabricating a shield and process of preparing a component
DE102013212741A1 (de) * 2013-06-28 2014-12-31 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine und Hitzeschild für eine Gasturbine
US9551353B2 (en) 2013-08-09 2017-01-24 General Electric Company Compressor blade mounting arrangement
EP3058183B1 (en) * 2013-10-02 2019-02-27 United Technologies Corporation Segmented ceramic coating interlayer
EP3052787B1 (en) 2013-10-02 2021-12-15 Raytheon Technologies Corporation Air seal system and method for forming an air seal system
US10132185B2 (en) * 2014-11-07 2018-11-20 Rolls-Royce Corporation Additive process for an abradable blade track used in a gas turbine engine
US20160305319A1 (en) * 2015-04-17 2016-10-20 General Electric Company Variable coating porosity to influence shroud and rotor durability
US10247027B2 (en) * 2016-03-23 2019-04-02 United Technologies Corporation Outer airseal insulated rub strip
US10494945B2 (en) 2016-04-25 2019-12-03 United Technologies Corporation Outer airseal abradable rub strip
US11209010B2 (en) * 2017-02-13 2021-12-28 Raytheon Technologies Corporation Multilayer abradable coating
FR3067405B1 (fr) * 2017-06-13 2020-08-14 Safran Aircraft Engines Turbomachine et procede d'etancheite par soufflage d'air
US10294962B2 (en) 2017-06-30 2019-05-21 United Technologies Corporation Turbine engine seal for high erosion environment
US10900371B2 (en) 2017-07-27 2021-01-26 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Abradable coatings for high-performance systems
US10858950B2 (en) * 2017-07-27 2020-12-08 Rolls-Royce North America Technologies, Inc. Multilayer abradable coatings for high-performance systems
US11149744B2 (en) * 2017-09-19 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine seal for high erosion environment
US10808565B2 (en) * 2018-05-22 2020-10-20 Rolls-Royce Plc Tapered abradable coatings
US11215070B2 (en) * 2019-12-13 2022-01-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Dual density abradable panels
US11566531B2 (en) 2020-10-07 2023-01-31 Rolls-Royce Corporation CMAS-resistant abradable coatings

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3126149A (en) * 1964-03-24 Foamed aluminum honeycomb motor
US3001806A (en) * 1954-10-14 1961-09-26 Macks Elmer Fred Seal
US3339933A (en) * 1965-02-24 1967-09-05 Gen Electric Rotary seal
US3836156A (en) * 1971-07-19 1974-09-17 United Aircraft Canada Ablative seal
US3778184A (en) * 1972-06-22 1973-12-11 United Aircraft Corp Vane damping
US4295786A (en) * 1978-08-04 1981-10-20 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Composite seal for turbomachinery
US4257735A (en) * 1978-12-15 1981-03-24 General Electric Company Gas turbine engine seal and method for making same
GB2053367B (en) * 1979-07-12 1983-01-26 Rolls Royce Cooled shroud for a gas turbine engine
US4280975A (en) * 1979-10-12 1981-07-28 General Electric Company Method for constructing a turbine shroud
IT1163729B (it) * 1979-10-15 1987-04-08 Pozzi L Mecc Scambiatore termico a tamburo rotante
US4336276A (en) * 1980-03-30 1982-06-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Fully plasma-sprayed compliant backed ceramic turbine seal
GB2081817B (en) * 1980-08-08 1984-02-15 Rolls Royce Turbine blade shrouding
US4492765A (en) * 1980-08-15 1985-01-08 Gte Products Corporation Si3 N4 ceramic articles having lower density outer layer, and method

Also Published As

Publication number Publication date
DE3321477C2 (sv) 1992-09-03
IL68994A0 (en) 1983-10-31
SG32185G (en) 1985-11-15
GB2121884B (en) 1985-02-13
ES8404731A1 (es) 1984-05-16
JPH0133644B2 (sv) 1989-07-14
SE8303368L (sv) 1983-12-18
BE897012A (fr) 1983-10-03
CA1213833A (en) 1986-11-12
IT8321591A0 (it) 1983-06-13
SE8303368D0 (sv) 1983-06-14
JPS595808A (ja) 1984-01-12
FR2528908A1 (fr) 1983-12-23
ES523263A0 (es) 1984-05-16
NL189316C (nl) 1993-03-01
US4422648A (en) 1983-12-27
MX156511A (es) 1988-09-05
DE3321477A1 (de) 1983-12-29
FR2528908B1 (fr) 1985-11-29
GB8316166D0 (en) 1983-07-20
NL189316B (nl) 1992-10-01
NL8302143A (nl) 1984-01-16
IT1163508B (it) 1987-04-08
GB2121884A (en) 1984-01-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
SE451269B (sv) For gasturbinmotorer avsedd, med keramisk yta forsedd tetning mot ytterluften
US4492522A (en) Blade for a fluid flow engine and method for manufacturing the blade
EP2971533B1 (en) Turbine blade tip treatment for industrial gas turbines
US11732595B2 (en) Abrasive tip blade manufacture methods
EP3106618B1 (en) Hot gas path component cooling system having a particle collection chamber
US8528208B2 (en) Methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US4822248A (en) Rebuilt shrouded turbine blade and method of rebuilding the same
US4390320A (en) Tip cap for a rotor blade and method of replacement
EP0796929B1 (en) Abrasive Seal coatings
KR850000163B1 (ko) 개스 터어빈 엔진의 세라믹이 접합된 외부공기 밀폐장치
EP0926254B9 (en) Thermal coating composition
SE453848B (sv) Anordning vid tetningar i en gasbana medelst slipande resp slipbart material samt sett att astadkomma tetning
US8186946B2 (en) Abrasive thermal coating
GB2317899A (en) Abradable seal assembly
SE445452B (sv) Sett att tillverka en struktur med keramisk ytbeleggning samt enligt settet framstelld struktur
US9574282B2 (en) Abrasive thermal coating
Mohammad et al. Criteria for abradable coatings to enhance the performance of gas turbine engines
US20200232333A1 (en) Abrasive coating for high temperature mechanical systems
US20210017866A1 (en) Turbine blade having an oxidation-resistance blade airfoil tip
US11313237B2 (en) Conforming coating mask for a component and system background
CN115596514A (zh) 用于解决摩擦和冷却中的涡轮叶片尖端导轨磨损的系统

Legal Events

Date Code Title Description
NUG Patent has lapsed

Ref document number: 8303368-8

Effective date: 19950110

Format of ref document f/p: F

NUG Patent has lapsed

Ref document number: 8303368-8

Format of ref document f/p: F