UA61908C2 - Sealing system of gas-turbine unit, blade of gas-turbine unit and sharp edge of the blade of the gas-turbine unit - Google Patents

Sealing system of gas-turbine unit, blade of gas-turbine unit and sharp edge of the blade of the gas-turbine unit Download PDF

Info

Publication number
UA61908C2
UA61908C2 UA98116228A UA98116228A UA61908C2 UA 61908 C2 UA61908 C2 UA 61908C2 UA 98116228 A UA98116228 A UA 98116228A UA 98116228 A UA98116228 A UA 98116228A UA 61908 C2 UA61908 C2 UA 61908C2
Authority
UA
Ukraine
Prior art keywords
abrasive
oxide
zirconium oxide
rotating element
blade
Prior art date
Application number
UA98116228A
Other languages
English (en)
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
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=UA61908(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of UA61908C2 publication Critical patent/UA61908C2/uk

Links

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)
  • Metallurgy (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (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)

Description

Опис винаходу
Представлений винахід має відношення, в основному, до абразивних покриттів, які застосовуються для 2 обертових елементів у газотурбінних установках, щоб посилити герметичність ущільнення, мінімізуючи, таким чином, втрати через зазор та підвищуючи довговічність обертових елементів.
Газотурбінні установки, як правило, включають в себе різні системи обертових ущільнень, щоб забезпечувати різницю робочих тисків, яка є визначальною для характеристик установки. Один звичайний тип герметизуючої системи містить обертовий елемент типу лопатки турбіни, розташованої у стані тертя в контакті з нерухомою, шліфованою герметизуючою поверхнею. У стані тертя утворюється малий робочий зазор між лопаткою турбіни та герметизуючою поверхнею з тим, щоб обмежити кількість робочого газу, який обходить лопатку турбіни. Дуже великий зазор може дозволити небажано великим кількостям робочого газу виходити між лопаткою турбіни та герметизуючою поверхнею, тим самим зменшуючи ефективність установки. Подібні системи, як правило, використовуються у внутрішніх та зовнішніх герметичних ущільненнях компресора та секцій 12 турбіни.
Щоб забезпечити бажаємий малий робочий зазор, обертовий елемент, наприклад, лопатка турбіни, як правило, має абразивну насадку, здібну до зрізання герметизуючої поверхні, з якою вона стикається. Коли газотурбінна установка зібрана, між обертовим елементом та герметизуючою поверхнею залишається малий зазор. Під час роботи установки обертовий елемент подовжується за рахунок відцентрових сил та зростаючої температури установки, і треться об герметизуючу поверхню. Абразивна насадка обертового елементу зрізає герметизуючу поверхню, формуючи непроникний зазор. Навмисний контакт між абразивною насадкою та герметизуючою поверхнею сумісно з циклічністю температур та тисків, типовою для газотурбінних установок, утворює середовище високого зношування як для герметизуючої поверхні, так і для абразивної насадки.
Щоб обмежити ерозію та викришування герметизуючої поверхні, тим самим забезпечуючи бажаний зазор між с 29 обертовим елементом та герметизуючою поверхнею, герметизуюча поверхня, як правило, виготовляється з Го) відносно твердих, слабо зношуваних матеріалів. Наприклад, пористий метал, кераміка, плазмено напилена на металеве зв'язане покриття, напиляємий у плазмі сплав нікеля, що містить нітрид бора (ВМ), або сотоподібний матеріал - звичайні матеріали для ущільнення поверхні.
Якщо обертовий елемент не має відповідної абразивної насадки, ущільнююча поверхня, з якою він со пов'язаний, може викликати значне зношування обертового елемента. У доповнення до зниження характеристик («З установки, це небажано ще й тому, що обертові елементи, особливо лопатки турбіни та компресора, можуть бути дуже дорогі для відновлення або заміни. Внаслідок цього, матеріали, що використовуються для Ме. виготовлення абразивних насадок, як правило, більш тверді, ніж герметизуючи поверхні, з якими вони зв'язані. «--
Наприклад, матеріали типу оксида алюмінію (АІ2О3), що містить оксид цирконій (27203), який ужорсточає оксид алюмінія; покритого гальванічно кубічного ВМ (КВМ); карбіду вольфраму-кобальту (МУ/С-Со); карбиду кремнію ее, (5ІС); нітриду кремнію (5ізМ/а), в тому числі часток нітрида кремнія, напиляємих на металеву матрицю; і плазмено нанесеного оксида цирконія, що стабілізується оксидом іттрія (М 205-205), використовуються для абразивних насадок при деяких застосуваннях. Три з найбільш звичайних виглядів абразивних насадок - « накладки, напилені абразивні насадки та гальванічно покриті КВМ насадки. З 50 Верхня частина насадки звичайно складається з "лодочки" з жароміцного сплаву, заповненої абразивними с частками і металевою матрицею. Абразивними частками можуть бути карбід кремнія, нітрид кремнія, кремній -
Із» алюмінійоксинітрид (ЗІАІОМ) і суміші цих матеріалів. Металева матриця може бути жароміцним сплавом на базі
Мі, Со або Ре, який включає в себе хімічно активний метал типу У, НЕ, Ті, Мо, або Мп. "Лодочка" приєднується до насадки обертового елемента, такого, як лопатка турбіни, за допомогою технології з'єднання переходом до рідкої фази. Насадки і технології з'єднання переходом до рідкої фази описані в патентах США 3,678,570 на ім'я
Ме Полоніса і ін., 4,038,041 на ім'я Дуваля і ін., 4,122,992 на ім'я Дуваля і ін., 4,152,488 на ім'я Шилке і - ін., 4,249,913 на ім'я Джонсона і Ін., 4,735,656 на ім'я Шауфера і ін., і 4,802,828 на ім'я Рутза і ін. Хоча насадки використовувались в багатьох комерційних застосуваннях, вони можуть бути дорогостоячими та трохи іш громіздкими для установки на насадках лопатки. о 20 Напиляєма абразивна насадка, як правило, включає оксид алюмінія, покритий абразивними частками карбіда кремнія або нітрида кремнія, оточений металевою матрицею, яка потім травиться, щоб оголити частки. Такі со насадки описані в патентах США 4,610,698 на ім'я Ітон і ін., 4,152,488 на ім'я Шилке і ін., 4,249,913 на ім'я
Джонсона і ін., 4,680,199 на ім'я Вонтелла і ін., 4,468,242 на ім'я Пайка, 4,741,973 на ім'я Кондіта і ін.,|і 4,744,725 на ім'я Матаріз і ін. Напиляємі абразивні насадки часто сполучаються з плазмено напиляємими 29 керамічними або металевими плакірованими ущільненнями. Хоча напиляємі абразивні насадки успішно
ГФ) використовувались в багатьох установках, вони можуть бути тяжко відтворювані, та нові металоконструкції юю установки можуть демонструвати деякі відхилення в розподіленні зернистості абразиву від насадки до насадки.
Крім того, довговічність напиляємих абразивних насадок може бути недостатньою для деяких розглянутих додатків. бо Гальванічно покрита КВМ абразивна насадка лопатки, як правило, включає безліч абразивних часток КВМ, оточених гальванічно покритою металевою матрицею. Матрицею може бути нікель, МСТГАЇМ, де М - це Ее, Мі, Со, або суміш Мі ії Со, або другого металу або сплаву. Насадки з кубічного нітрида бора - чудові ріжучі пристрої, тому що КВМ більш тверді, ніж будь-який інший матеріал абразивних часток, окрім алмазу. Гальванічно покриті насадки з КВМ повністю підходять для застосування у компресорі через відносно низьку температуру (тобто, бо менш ніж приблизно 1500" |815"СІ) середовища. Подібні насадки, однак, можуть мати обмежений ресурс в газотурбінних додатках, тому що більш висока температура в секціях турбіни може бути причиною окисления абразивних часток КВМ і, можливо, навіть металевої матриці. Хоча гальванічно покриті КВМ насадки звичайно дешевші, ніж напиляємі абразивні насадки, технологія виготовлення, що використовується, може бути тяжка і Дорогостояча у здійсненні.
Тому, промисловість потребує абразивних насадок для систем ущільнень газотурбінної установки, які були б високо абразивні, більш довговічні, та дешевші у виробництві, ніж ті, що є в наявності на цей час.
Цей винахід стосується абразивних насадок для систем ущільнень газотурбінної установки, які є високо абразивними, більш довговічними і менш дорогими в виробництві, ніж ті, що є в наявності на цей час. 70 Один аспект винаходу включає систему ущільнень газотурбінної установки з обертовим елементом, що має абразивну насадку, яка знаходиться в стані тертя з нерухомою, шліфованою герметизуючою поверхнею.
Абразивна насадка, що є більш твердою, ніж шліфована герметизуюча поверхня, так що абразивна насадка може підрізати шліфовану герметизуючу поверхню, включає в себе абразивне покриття з оксида цирконія, нанесене безпосередньо на, в основному, вільну від часток поверхню обертового елемента. Абразивне покриття /5 З оксида цирконія має стовпчасту структуру і включає в себе оксид цирконія і від приблизно 395 масових до приблизно 2595 по масі стабілізатора. Стабілізатором може бути оксид іттрія, оксид магаїя, оксид кальція або суміш цих матеріалів.
В іншому аспекті винаходу абразивна насадка включає в себе металеве зв'язане покриття, нанесене на, в основному, вільну від абразивних часток поверхню обертового елемента, шар оксида алюмінія, розташований го на металевому зв'язаному покритті та абразивне покриття з оксида цирконія зі стовпчастою структурою, нанесене на шар оксида алюмінія. Абразивне покриття з оксида цирконія містить оксид цирконія і від приблизно 396 масових до приблизно 2595 масових стабілізатора, яким може бути оксид іттрія, оксид магнія, оксид кальція або суміш цих матеріалів.
Крім того, інший аспект винаходу стосується лопатки газотурбінної установки або гострої кромки, що має сч 2г5 абразивну насадку. Абразивна насадка включає в себе абразивне покриття з оксида цирконія, що має стовпчасту структуру і містить оксид цирконія і від приблизно 3956 масових до приблизно 2595 по масі і) стабілізатора, вибраного з групи, що складається з оксида іттрія, оксида магнія, оксида кальція та їх сумішей.
Ці й інші особливості та переваги представленого винаходу стануть більш очевидними з наступного опису та супутніх креслень. со зо Фіг. 1 - показує центральний вигляд з частковим продольним розрізом газотурбінної установки.
Фіг. 2 - розріз зовнішніх і внутрішніх герметичних ущільнень компресора згідно представленому винаходу. о
Фіг. З - центральний вигляд лопатки турбіни, що має абразивну насадку, по представленому винаходу. б
Фіг. 4 - збільшене зображення стовпчастої структури абразивної насадки по представленому винаходу.
Абразивна насадка згідно представленому винаходу може використовуватись в газотурбінних установках при 87 з5 Високому зношуванні, що вимагає підтримання герметичного зазору між обертовими та нерухомими со елементами. Наприклад, цей. винахід особливо придатний для такого використання, як абразивна насадка турбіни або лопатки компресора, або як гостра кромка компресора або турбіни. Абразивний кінець лопаті або гостра кромка по цьому винаходу можуть сполучатися з придатною шліфованою герметизуючою поверхнею так, щоб утворювати зовнішнє або внутрішнє герметичне ущільнення. «
Фіг. 1 зображує типову газотурбінну установку 2, яка містить секцію компресора 4 і секцію турбіни 6. з с Секція компресора 4 включає в себе ротор компресора 8, розташований всередині корпуса компресора 10. . Лопатки компресора 12, одна з обертових частин у двигуні, встановлені на роторі 8, спрямовуючі лопаті и?» компресора 14 розташовані між лопатками 12. Аналогічно, секція турбіни б включає ротор турбіни 16, розташований всередині корпуса турбіни 18. Лопатки турбіни 20, друга з обертових частин в установці,
Встановлені на роторі 16, і спрямовуючі лопатки 22 турбіни розміщені між лопатками 20.
Ге» Фіг. 2 представляє зовнішні герметичні ущільнення 24 і внутрішні герметичні ущільнення 26 секції компресора 4. Кожне зовнішнє герметичне ущільнення 24 включає абразивну насадку 28, розташовану на кінці - лопатки компресора 12 в стані тертя з шліфованою зовнішньою герметизуючою поверхнею 30. Для цілей цього со винаходу два компоненти знаходяться в стані тертя, в той час як зазор між ними дозволяє прямий контакт між
Компонентами принаймні один раз, коли установка запускається після збирання. Кожне внутрішнє герметичне о ущільнення 26 включає абразивну насадку 32, розташовану на кінці гострої кромки компресора 34 в стані тертя з с шліфованою внутрішньою герметизуючою поверхнею Зб, розташованою на спрямовуючих лопатях 14 компресора. Фахівець оцінить, що подібні зовнішні та внутрішні герметичні ущільнення, можливо, подібні описаним вище, можуть бути використані в секції турбіни 6, та інших секціях установки у доповнення до секцій дв Компресора 4.
Фіг. З зображує лопатку турбіни 20 по представленому винаходу, що має абразивну насадку 28, яка включає
Ф) в себе металеве зв'язуюче покриття 38, нанесене на кінці 40 лопатки 20 турбіни і шар оксида алюмінія (Аї 2О3) ка 42 на зв'язуючому шарі 38 і абразивне покриття 44 з оксида цирконія (770 5), нанесене на шар оксида алюмінія 42. Абразивна насадка по представленому винаходу може бути поміщена безпосередно на обертову деталь, як бо показано, або може бути нанесена на підшар або впроваджена до поверхні обертової деталі. Наприклад, абразивна насадка по представленому винаходу може бути нанесена на алюмінідне покриття, яке дифундоване у поверхню обертової деталі. Абразивна насадка представленого винаходу, однак, повинна приєднуватися до поверхні, яка є, в основному, вільною від зерен абразиву, щоб уникнути дублювання абразивних функцій зерен і удорожчення вузла. Абразивна насадка 32 на гострій кромці 34 може бути конфігурована аналогічно. В обох 65 випадках, обертова деталь (тобто, лопатка турбіни або компресора 20, 12, гостра кромка компресора 34, або гостра кромка турбіни (не показана)|) до якої приєднана абразивна насадка 28, 32 згідно даному винаходу,
включає в себе жароміцний сплав на базі нікеля або кобальта, або титановий сплав.
Хоча на Фіг. З показана абразивна насадка 28 по цьому винаходу, яка включає металеве зв'язуюче покриття 38, зв'язуюче покриття є необов'язковим і може бути видалене, якщо абразивне покриття з оксида цирконія 44 добре зчіплюється з обертовою деталлю, з якою воно застосовується без зв'язуючого покриття 38. Якщо ніяке зв'язуюче покриття не використовується, може бути бажано виготовляти обертову деталь зі сплаву, здатного до формування щільно прилягаючого шару оксида алюмінія, порівняного з шаром оксида алюмінія 42. Один такий сплав має номінальний склад 5.0СІ-10Со-1.0Мо-5.9М/-3.0Ке-8.4Та-5.65АІ-0.25НІ-0.013У, інше - Мі. У більшості додатків зв'язуюче покриття 38 переважніше, щоб забезпечити добру адгезію між абразивною насадкою 28, 32 у та обертовою деталлю і забезпечити хорошу поверхню для формування шару оксида алюмінія 42 і застосування абразивного покриття з оксида цирконія 44. Відповідний вибір зв'язуючого покриття 38 обмежить або запобіжить як відшаруванню абразивного покриття з оксида цирконія 44 від зв'язаного покриття 38, так і відшаруванню цілком абразивної насадки 28, 32 під час роботи установки. Відшарування абразивного покриття з оксида цирконія 44 або цілком абразивної насадки 28, 32 під час роботи може зменшити довговічність обертової деталі /5 та послабити характеристики установки, збільшуючи робочий зазор між обертовою деталлю і шліфованою герметизуючою поверхнею.
Металеве зв'язуюче покриття 38 по цьому винаходу може бути будь-яким металевим матеріалом, відомим в техніці, який може утворювати міцний зв'язок між обертовою деталлю газотурбінної установки і абразивним покриттям 44 з оксида цирконія. Такі матеріали, як правило, містять достатньо АІ, щоб формувати щільно прилягаючий шар з оксида алюмінія, що забезпечує хороший зв'язок з абразивним покриттям з оксида цирконія 44. Наприклад, металеве зв'язане покриття 38 може включати дифузійний алюмінід, що містить один або більшу кількість благородних металів; сплав Мі і АІ; або МСгГАЇМ, де М означає Ре, Мі, Со, або суміш Мі і Со. Тут термін МСОГАЇМ також охоплює композиції, що включають додаткові елементи або комбінації елементів типу ЗІ, Мі,
Та, Ке або благородні метали, відомі в техніці. МСгТАЇМ також може включати шар дифундованого алюмініда, сч ов Зокрема, алюмінід, який містить один або більшу кількість благородних металів. Переважно, металеве зв'язане покриття 38, буде включати МОгГАЇМ номінального складу Мі-22Со-17Стг-І2.5АІ-0.25ІН1-0.451-0.6У. Ця композиція і) далі описана в патентах США 4,585,481 і Ке 32,121, обидва на ім'я Гупта, і ін., обидва з яких наведені тут у вигляді посилання.
Металеве зв'язуюче покриття 38 може бути нанесено будь-яким способом, відомим в техніці для нанесення со зо таких матеріалів. Наприклад, зв'язуюче покриття 38 може бути нанесено плазменим струменем низького тиску (ПСНТ), повітряним плазменим струменем (ППС), фізичним нанесенням покриття електронним променем о осаджуванням з пари (ЕП-ФНП), гальванічним покриттям, катодною дугою або будь-яким іншим способом. Ге!
Металеве зв'язуюче покриття 38 повинно наноситись на обертову деталь з товщиною, достатньою для забезпечення міцного зв'язку між обертовою деталлю і абразивним покриттям з оксида цирконія 44 і запобігання -- зв розповсюдження тріщин, що розвиваються в абразивному покритті 44 з оксида цирконія 44, в обертову деталь. «о
Для більшості додатків, металеве зв'язуюче покриття 38 може бути товщиною від приблизно 1 мил (25 мкм) до приблизно 10 мил (250 мкм). Переважне зв'язуче покриття 38 буде від приблизно 1 мил (25 мкм) до приблизно З мил (75 мкм) товщиною. Після нанесення металевого зв'язуючого покриття 38, може бути бажано прокувати зв'язуюче покриття 38, щоб закрити пористість або жолоби, які, можливо, розвинулись в процесі осадження, або «
Виконати інші механічні або поліруючі операції, щоб підготувати зв'язуюче покриття 38 до нанесення з с абразивного покриття 44 з оксида цирконія. . Шар оксида алюмінія 42, який інколи згадується як термічно зростаючий оксид, може бути сформований на а металевому зв'язуючому покритті 38 або обертовій деталі будь-яким способом, який приводить до одержання єдиного щільно прилягаючого шару. Так, при наявності металевого зв'язуючого покриття 38, шар оксида алюмінія 42 необов'язковий. Переважно, однак, щоб абразивна насадка 28 включала шар оксида алюмінія 42.
Ге» Наприклад, шар 42 може формуватися окисленням А! або в металевому зв'язуючому покритті 38, або в обертовій деталі при підвищеній температурі перед нанесенням абразивного покриття з оксида цирконія 44. Крім - того, шар оксида алюмінія 42 може бути нанесений способом хімічного нанесення покриття осадженням з пари
Ге) або будь-яким іншим придатним способом осадження, відомим з рівня техніки. Товщина шару оксида алюмінія 5ор 42, якщо він присутній, може змінюватися залежно від його густини й однорідності. Переважно, щоб шар оксида о алюмінія 42 був від приблизно 0.004 мил (0.1 мкм) до приблизно 0.4 мил (10 мкм) товщиною. с Абразивне покриття 44 з оксида цирконія може містити суміш оксида цирконія і стабілізатора типу оксида ігтрія (М 2053), оксида магаїя (Мо9О), оксида кальція (СаО), або їх суміші. Оксид іттрія - переважний стабілізатор. Абразивне покриття з оксида цирконія 44 повинно включати достатню кількість стабілізатора, щоб запобігти небажаному фазовому перетворенню оксида цирконія (тобто зміні переважної тетрагональної або кубічної кристалічної структури на менш бажану моноклінну кристалічну структуру) за границями діапазона
Ф) робочих температур, очікуваного для конкретної газотурбінної установки. Переважно, абразивне покриття 44 з ка оксида цирконія повинно включати суміш оксида цирконія і від приблизно 395 масових до 2595 масових оксида ітгтрія. Найбільш переважне абразивне покриття з оксида цирконія 44 повинно включати приблизно від бо бр масових до приблизно 895 масових оксида іттрія або приблизно від 1195 масових до приблизно 1395 масових оксида іттрія, в залежності від призначеного діапазону температур.
Як показано на Фіг. 4, абразивне покриття з оксида цирконія 44 повинно мати безліч колоночних сегментів, що однорідно розосередились на всьому протязі абразивного покриття таким чином, що переріз абразивного покриття, перпендикулярний до поверхні, на яку нанесено дане абразивне покриття, являє собою стовпчасту 65 (колоночну) мікроструктуру, типову для покриття, нанесеного фізичним осадженням пари. Стовпчаста структура повинна мати довжину, яка складає до повної товщини абразивного покриття з оксида цирконія 44. Такі покриття описані в патентах США 4,321,310 на ім'я Уліона і ін., 4,321,311 на ім'я Стренгмена, 4,401,697 на ім'я
Стренгмена, 4,405,659 на ім'я Стренгмена, 4,405,660 на ім'я Уліона і ін., 4,414,249 на ім'я Уліона і ін.,|і 5,262,245 на ім'я Уліона і ін., всі з яких наводяться тут у якості посилання. В деяких додатках може бути бажано застосувати в основному те ж покриття, що використовується для абразивної насадки 38, як покриття теплового бар'єру на поверхні профіля 46 або платформі 48 лопатки 20.
Абразивне покриття 44 з оксида цирконія може бути нанесено способом ЕП-ФНП або будь-яким іншим фізичним способом нанесення покриття осадженням з пари, відомим для нанесення покриття колоночної структури. Переважно, для абразивного покриття 44 з представленого винаходу буде застосовуватися спосіб 7/0 ЕП-ФНП через доступність обладнання для нього і наявності кваліфікованих спеціалістів. Як обговорювалося вище, абразивне покриття 44 може бути нанесено на металеве зв'язуюче покриття 38 або безпосередньо на обертову деталь, в обох випадках, переважно разом з шаром оксида алюмінія 42. У будь-якому випадку, абразивне покриття 44 повинно мати товщину, достатню для забезпечення міцного зв'язку з поверхнею, на яку воно нанесене. Для більшості додатків, абразивне покриття 44 може бути від приблизно 5 мил (125 мкм) до приблизно 50 мил (1250 мкм) товщиною. Переважно, абразивне покриття 44 повинно бути від приблизно 5 мил (125 мкм) до приблизно 25 мил (625 мкм) товщиною. Для лопаток турбіни або компресора бажано застосовувати відносно товсте абразивне покриття 44, для забезпечення шліфування агрегату ротора компресора або турбіни, в якому вони встановлені. Шліфування видаляє частину абразивного покриття 44 від кінців лопаток, що компенсує невеликі варіації в товщині шару, які розвиваються через допуски в процесі формування покриття.
Починаючи з відносно товстого абразивного покриття 44 можна при процедурі шліфування одержувати, в обновному, круглий ротор, при збереженні кінцевого абразивного покриття 44, яке все ще є достатньо товстим, щоб ефективно зрізати герметизуючу поверхню.
Здатні до шліфування герметизуючі поверхні ЗО, 36 згідно цього винаходу можуть містити будь-які матеріали, відомі в техніці, які мають хорошу сумісність з середовищем газотурбінної установки і можуть сч ов Зрізатися абразивним покриттям 44. Для використання в турбінах високого тиску, переважний шліфуємий (що піддається дії абразивів) герметизуючий матеріал включає металеве зв'язане покриття (зокрема, і) 5.0СтІ-10Со0-1.0Мо-5.9МУ-3.0Ке-8.4Та-5.65АІ-0.25Н1-0.013МУ, інше Мі) і пористий керамічний шар (зокрема, оксид цирконія, стабілізований приблизно 795 масовими оксида іттрія). Зв'язуюче покриття може бути нанесене напиленням плазменим струменем або осадженням високошвидкісним окислюючим полум 'ям. Керамічний шар со зо Може бути нанесений плазменим розпиленням суміші, що містить від приблизно 8895 масових до приблизно 9995 масових керамічного порошку і від приблизно 195 масових до приблизно 1295 масових ароматичної поліефірної о смоли. Поліефірна смола пізніше випалюється з керамічного шару, що створює пористу структуру. Для Ге! використання у компресорі високого тиску, переважний шліфуємий (що піддається дії абразивів) герметизуючий матеріал містить жароміцний сплав на нікелевій основі та комбінацію жароміцного сплаву на основі нікеля -- (зокрема, 9Ст-9МУ-6.8АІ-3.25Та-0.02С, інше Мі і в незначних кількостях інших елементів, включених, щоб «о збільшити стійкість до окислення) і нітрида бора як верхнього покриття. Зв'язане покриття може бути сформоване плазменим напиленням порошку, який утворюється способом затверднення з високою швидкістю.
Верхній шар може формуватися плазменим напиленням суміші порошку для зв'язуючого покриття і порошку нітрида бора. Інший можливий шліфуємий ущільнюючий матеріал включає фракціонований керамічний матеріал, « напиляємий плазмою, який включає послідовно розташовані шари металевого зв'язуючого покриття (зокрема, в с Мі-6АІ-18.5Сг), фракціонований металевий/керамічний шар (зокрема, Со-23Сг-13А1-0.65У/ок-сид алюмінія),
Й фракціонований щільний керамічний шар (зокрема, оксид алюмінія/оксид цирконія, стабілізований приблизно а 2090 масових оксида іттрія), і пористий керамічний шар (зокрема, оксид цирконія, стабілізований приблизно 795 масових оксида іттрія). Інші можливі матеріали для герметизуючої поверхні включають пористим метал і сотові матеріали. Підхожі матеріали для герметизуючої поверхні описані в патентах США 4,481,237 на ім'я Боссарта і
Ге» ін., 4,503,130 на ім'я Боссарта і ін., 4,585,481 на ім'я Гупта і ін., 4,588,607 на ім'я Матаріз і ін., 4,936,745 на ім'я Вайна і ін., 5,536,022 на ім'я Сілео і ін., і Ке 32,121 на ім'я Гупта і ін., кожний з яких - наводиться в якості посилання. со Наступний приклад демонструє представлений винахід без обмеження його рамок.
Приклад о Абразивна насадка з колоночного оксида цирконія згідно з представленим винаходом була використана в с прямокутних зразках 0.25 дюйму (0.64 см) х 0.15 дюйму (0.38 см) з використанням звичайних технологій осадження. Насадка включає металеве зв'язуюче покриття приблизно З мил (75 мкм) товщини, напилене низьконапорним плазменим струменем, яке містить Мі-22Со-17Ст-12.5А1І-0.25Н1-0.451-0.6У. Після осадження
Металеве зв'язуюче покриття було оброблене термодифузіонною обробкою при приблизно 1975" (10797С) і прокуване зміцнювальною дробоструминною обробкою. ТО - шар приблизно 0.04 мил (1 мкм) товщиною
Ф) створювався на поверхні зв'язуючого покриття звичайними способами. Нарешті, приблизно 5 мил (125 мкм) ка колоночної кераміки, яка містить оксид цирконія, стабілізований 795 масових оксида іттрія наносились за допомогою звичайного фізичного процесу нанесення покриття осадженням з пари електронним променем. бо Покритий зразок для іспиту був поміщений у трибологічний стенд навпроти герметизуючого матеріалу, який включав послідовно розташовані шари з М-6АІ-18.5Сг - металеве зв'язуюче покриття; фракціонований шар
Со-23С-ІЗАІ-0.65У і оксида алюмінія; фракціонований щільний керамічний шар оксида алюмінія і оксида цирконія, стабілізований приблизно 2095 масових оксида іттрія; і пористий шар оксида цирконія, стабілізований приблизно 7906 масових оксида іттрія. Трибологічний стенд починав роботу при температурі герметизуючої 65 поверхні рівній температурі навколишнього середовища і створював швидкість насадки 1000 футів у секунду (305 м/с), і швидкість взаємодії між насадкою і герметизуючою поверхнею 10 мил/с (254 мкм/с). Іспит тривав до тих пір, доки насадка не досягла глибини 20 мил (508 мкм). Як тільки бажана глибина була досягнута, трибологічний стенд зупиняли та зразки для іспиту видаляли для аналізу, щоб визначити ступінь зношення насадки і герметизуючої поверхні. Таблиця І демонструє отримані результати іспиту. о шк , шо, , , .
Лінійне зношування (М///) являє собою відношення лінійної кількості матеріалу абразивної насадки, видаленого з обертової деталі до суми лінійної кількості матеріалу, видаленого з обертового і нерухомого елементів разом. Чим більш низьке значення М//І, тим краще абразивна насадка працює при зрізанні матеріалу ущільнювача. Хоча визначення відношення МУ/ - простий і корисний шлях аналізу зношування кінця лопатки, він ор залежить від геометрії зразка для іспиту і поверхні ущільнювача, який використовується в трибологічному стенді. Альтернативний шлях виміру зношування - об'ємне відношення зношування (083) - не залежить від зразка для іспиту і геометрії герметизуючої поверхні. ОВЗ являє собою відношення втраченого об'єму абразивної насадки до об'єму ущільнюючого покриття, видаленого в процесі тертя. Знов таки, більш низьке значення цього відношення вказує, що абразивна насадка більш ефективна при зрізанні герметизуючого сч ов Матеріалу.
Таблиця 2 порівнює результати ОВЗ з Прикладу з даними для відомих їх рівня техніки насадок з оксида (о) алюмінія, ужорсточених оксидом цирконія, з напиленими насадками лопаток, напиленими абразивними насадками і насадками, покритими гальванічно КВМ, що взаємодіяли шляхом тертя з тим же матеріалом герметизуючої поверхні, що використовувався і в Прикладі 1. со зо о
Ф
- з о
Хоча іспити на трибологічному стенді показали, що абразивні насадки з колоночного оксида цирконія по « представленому винаходу не демонструють такі хороші результати, як насадки КВМ, нанесеш гальванічно, але З7З 70 вони дають значно кращі результати, ніж Інші виготовлені раніше насадки. Крім того, абразивні насадки з с колоночного оксида цирконія мають декілька переваг порівняно з насадками КВМ. Наприклад, вони не схильні до "з окислення. Також, абразивні насадки з колоночного оксида цирконія можуть спростити технології, коли використовуються разом з покриттями теплових бар'єрів на профілі лопатки і платформі, нанесеними способом
ЕП-ФНП. Це може бути виконано одночасно та покращить цілісність і покриття, і насадки в області насадки 75 порівняно з іншими конфігураціями абразивних насадок.
Ф Винахід не обмежений окремими варіантами виконання, показаними в даному описі. В рамках винаходу - можливі різноманітні зміни і доповнення без виходу за об'єм заявленого винаходу. се) о 50

Claims (20)

  1. Формула винаходу со 1. Система ущільнення газотурбінної установки, яка включає обертовий елемент, що містить абразивну насадку, яка знаходиться у стані тертя зі стаціонарною герметизуючою поверхнею, яка піддається дії абразивів, причому абразивна насадка містить матеріал більш твердий, ніж герметизуюча поверхня, що піддається дії 29 абразивів, такий, що абразивна насадка може зрізати герметизуючу поверхню, що піддається дії абразивів, ГФ) яка відрізняється тим, що абразивна насадка містить металеве зв'язуюче покриття, нанесене на, в основному, юю вільну від абразивних часток поверхню обертового елемента, шар оксиду алюмінію, розташований на металевому зв'язуючому покритті, і абразивне покриття на основі оксиду цирконію, що має стовпчасту структуру, розташоване на шарі оксиду алюмінію, причому абразивне покриття на основі оксиду цирконію містить оксид 60 цирконію і від приблизно З 95 масових до приблизно 25 95 масових стабілізатора, вибраного з групи, що складається з оксиду ітрію, оксиду магнію, оксиду кальцію та їх суміші.
  2. 2. Система ущільнення за п. 1, яка відрізняється тим, що металеве зв'язуюче покриття включає дифузійний алюмінід, сплав Мі і АІ, або МСУТГАЇ У, де М означає Мі, Со, Ре, або суміш Мі і Со.
  3. 3. Система ущільнення за п. 1, яка відрізняється тим, що обертовий елемент являє собою лопатку турбіни. бо
  4. 4. Система ущільнення за п. 3, яка відрізняється тим, що частина профілю і частина платформи і частина профілю або частина платформи лопатки турбіни, або обидві принаймні частково покриті покриттям теплового бар'єра стовпчастої структури, що має в основному той же склад, що і абразивна насадка.
  5. 5. Система ущільнення за п. 1, яка відрізняється тим, що обертовий елемент являє собою гостру кромку Вотора турбіни, розташовану на роторі турбіни, а герметизуюча поверхня, що піддається дії абразивів, розташована на спрямовуючих лопатках турбіни для формування внутрішнього герметичного ущільнення.
  6. б. Система ущільнення за п. 1, яка відрізняється тим, що обертовий елемент являє собою лопать компресора.
  7. 7. Система ущільнення за п. 1, яка відрізняється тим, що обертовий елемент являє собою гостру кромку 7/0 ротора компресора, розташовану на роторі компресора, а герметизуюча поверхня, що піддається дії абразивів, розташована на статорі компресора для формування внутрішнього герметичного ущільнення.
  8. 8. Система ущільнення газотурбінної установки, яка включає обертовий елемент, що містить абразивну насадку, яка знаходиться у стані тертя з стаціонарною герметизуючою поверхнею, що піддається дії абразивів, причому абразивна насадка містить матеріал більш твердий, ніж герметизуюча поверхня, що піддається дії абразивів, такий, що абразивна насадка може зрізати герметизуючу поверхню, що піддається дії абразивів, яка відрізняється тим, що абразивна насадка містить абразивне покриття на основі оксиду цирконію, що має стовпчасту структуру, причому абразивне покриття на основі оксиду цирконію містить оксид цирконію і від приблизно З 906 масових до приблизно 25 95 масових стабілізатора, вибраного з групи, що містить оксид ітрію, оксид магнію, оксид кальцію та їх суміші, і абразивна насадка нанесена на, в основному, вільну від абразивних 2о часток поверхню обертового елемента.
  9. 9. Система ущільнення за п. 8, яка відрізняється тим, що абразивна насадка додатково містить шар оксиду алюмінію, розташований між абразивним покриттям на основі оксиду цирконію і обертовим елементом.
  10. 10. Система ущільнення за п. 8, яка відрізняється тим, що обертовий елемент являє собою лопатку турбіни.
  11. 11. Система ущільнення за п. 10, яка відрізняється тим, що частина профілю і частина платформи і частина сч ов профілю або частина платформи лопатки турбіни, або обидві принаймні частково покриті покриттям теплового бар'єра стовпчастої структури, що має той же склад, що і абразивна насадка. і)
  12. 12. Система ущільнення за п. 8, яка відрізняється тим, що обертовий елемент являє собою гостру кромку ротора турбіни, розташовану на роторі турбіни, а герметизуюча поверхня, що піддається дії абразивів, розташована на спрямовуючих лопатках турбіни для формування внутрішнього герметичного ущільнення. со зо
  13. 13. Система ущільнення за п. 8, яка відрізняється тим, що обертовий елемент являє собою лопатку компресора. о
  14. 14. Система ущільнення за п. 8, яка відрізняється тим, що обертовий елемент являє собою гостру кромку Ге! ротора компресора, розташовану на роторі компресора, а герметизуюча поверхня, що піддається дії абразивів, розташована на статорі компресора для формування внутрішнього герметичного ущільнення. -- 35
  15. 15. Лопатка газотурбінної установки, що містить абразивну насадку, яка відрізняється тим, що абразивна «о насадка містить абразивне покриття на основі оксиду цирконію, що має стовпчасту структуру, причому абразивне покриття на основі оксиду цирконію містить оксид цирконію і від приблизно З 95 масових до приблизно 96 масових стабілізатора, вибраного з групи, що містить оксид ітрію, оксид магнію, оксид кальцію та їх суміші.
  16. 16. Лопатка за п. 15, яка відрізняється тим, що абразивна насадка додатково містить металеве зв'язуюче « покриття, яке містить дифузійний алюмінід, сплав Мі і АІ, або МСгГАГУ, де М означає Мі, Со, Ре, або суміш Мі і з с Со, розташоване між абразивним покриттям на основі оксиду цирконію і обертовим елементом. .
  17. 17. Лопатка за п. 15, яка відрізняється тим, що абразивна насадка додатково містить шар оксиду алюмінію, а розташований між абразивним покриттям на основі оксиду цирконію і обертовою деталлю.
  18. 18. Гостра кромка лопатки газотурбінної установки, що містить абразивну насадку, яка відрізняється тим, що абразивна насадка містить абразивне покриття на основі оксиду цирконію, що має стовпчасту структуру, Ге» причому абразивне покриття на основі оксиду цирконію містить оксид цирконію і приблизно від 6 95 масових до приблизно 20 95 масових стабілізатора, вибраного з групи, що містить оксид іттрію, оксид магнію, оксид кальцію - та їх суміші. Ге)
  19. 19. Гостра кромка лопатки за п. 18, яка відрізняється тим, що абразивна насадка додатково містить металеве зв'язуюче покриття, яке містить дифузійний алюмінід, сплав Мі і АЇ або МСГАГ У, де М означає Мі, Со, Ре, або о суміш Мі і Со, розташоване між абразивним покриттям на основі оксиду цирконію і обертовим елементом. с
  20. 20. Гостра кромка лопатки за п. 18, яка відрізняється тим, що абразивна насадка додатково містить шар оксиду алюмінію, розташований між абразивним покриттям на основі оксиду цирконію і обертовим елементом. Ф) іме) 60 б5
UA98116228A 1997-11-26 1998-11-24 Sealing system of gas-turbine unit, blade of gas-turbine unit and sharp edge of the blade of the gas-turbine unit UA61908C2 (en)

Applications Claiming Priority (1)

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

Publications (1)

Publication Number Publication Date
UA61908C2 true UA61908C2 (en) 2003-12-15

Family

ID=25526667

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
UA98116228A UA61908C2 (en) 1997-11-26 1998-11-24 Sealing system of gas-turbine unit, blade of gas-turbine unit and sharp edge of the blade of the gas-turbine unit

Country Status (11)

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

Families Citing this family (121)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6930066B2 (en) * 2001-12-06 2005-08-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Highly defective oxides as sinter resistant thermal barrier coating
US6946208B2 (en) 1996-12-10 2005-09-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Sinter resistant abradable thermal barrier coating
WO2000025005A1 (de) * 1998-10-22 2000-05-04 Siemens Aktiengesellschaft 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
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
US7867300B2 (en) * 2001-03-02 2011-01-11 Intelligent Energy, Inc. Ammonia-based hydrogen generation apparatus and method for using same
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
EP1555333A3 (de) * 2002-04-10 2005-08-03 Siemens Aktiengesellschaft Wärmedämmschichtsystem
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
CN100360712C (zh) * 2002-09-24 2008-01-09 石川岛播磨重工业株式会社 高温构件的擦动面的涂覆方法及高温构件和放电表面处理用电极
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
KR101004236B1 (ko) * 2002-10-09 2010-12-24 미츠비시덴키 가부시키가이샤 회전체 및 그 코팅방법
US20060029494A1 (en) * 2003-05-27 2006-02-09 General Electric Company High temperature ceramic lubricant
US7220098B2 (en) * 2003-05-27 2007-05-22 General Electric Company Wear resistant variable stator vane assemblies
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
US7824159B2 (en) * 2004-01-14 2010-11-02 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Compressor, titanium-made rotor blade, jet engine and titanium-made rotor blade producing method
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
SE527732C2 (sv) * 2004-10-07 2006-05-23 Volvo Aero Corp Ett hölje för omslutande av en gasturbinkomponent
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
US7473072B2 (en) * 2005-02-01 2009-01-06 Honeywell International Inc. Turbine blade tip and shroud clearance control coating system
US7510370B2 (en) * 2005-02-01 2009-03-31 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
US8485788B2 (en) * 2005-06-17 2013-07-16 Hitachi, Ltd. Rotor for steam turbine and method of manufacturing 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
US20070274837A1 (en) * 2006-05-26 2007-11-29 Thomas Alan Taylor Blade tip coatings
US8394484B2 (en) 2006-05-26 2013-03-12 Praxair Technology, Inc. High purity zirconia-based thermally sprayed coatings
US20080026160A1 (en) * 2006-05-26 2008-01-31 Thomas Alan Taylor Blade tip coating processes
US8512871B2 (en) * 2006-05-30 2013-08-20 United Technologies Corporation Erosion barrier for thermal barrier coatings
EP1865258A1 (de) * 2006-06-06 2007-12-12 Siemens Aktiengesellschaft Gepanzerte Maschinenkomponente und Gasturbine
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
RU2353779C2 (ru) * 2007-02-19 2009-04-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "Салют" Прирабатываемое покрытие элемента турбомашины и способ его изготовления
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
EP2068082A1 (de) 2007-12-04 2009-06-10 Siemens Aktiengesellschaft Maschinenkomponente und Gasturbine
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
US8852720B2 (en) * 2009-07-17 2014-10-07 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
EP2524069B1 (en) 2010-01-11 2018-03-07 Rolls-Royce Corporation Features for mitigating thermal or mechanical stress on an environmental barrier coating
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
US8790078B2 (en) * 2010-10-25 2014-07-29 United Technologies Corporation Abrasive rotor shaft ceramic coating
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
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
FR2996874B1 (fr) * 2012-10-11 2014-12-19 Turbomeca Ensemble rotor-stator pour moteur a turbine a gaz
WO2014074370A2 (en) * 2012-11-06 2014-05-15 Siemens Energy, Inc. Abrasive coated turbine blade tip
US9598973B2 (en) 2012-11-28 2017-03-21 General Electric Company Seal systems for use in turbomachines and methods of fabricating the same
WO2014144152A1 (en) 2013-03-15 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Improved coating interface
WO2014150362A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Blades and manufacture methods
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
US10648668B2 (en) * 2013-07-19 2020-05-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine ceramic component assembly and bonding material
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
US10927685B2 (en) * 2018-07-19 2021-02-23 Raytheon 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
US11028721B2 (en) 2018-07-19 2021-06-08 Ratheon 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
US11988095B2 (en) * 2022-03-03 2024-05-21 General Electric Company Seals for managing thermal distortion in a turbomachine and methods for building the same
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 (41)

* 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
GB2017228B (en) * 1977-07-14 1982-05-06 Pratt & Witney Aircraft Of Can Shroud for a turbine rotor
US4239452A (en) * 1978-06-26 1980-12-16 United Technologies Corporation Blade tip shroud for a compression stage of a gas turbine engine
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
US4321311A (en) 1980-01-07 1982-03-23 United Technologies Corporation Columnar grain ceramic thermal barrier coatings
US4405660A (en) 1980-01-07 1983-09-20 United Technologies Corporation Method for producing metallic articles having durable 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
US4401697A (en) 1980-01-07 1983-08-30 United Technologies Corporation Method for producing 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
RU2027863C1 (ru) * 1992-07-23 1995-01-27 Государственный научно-исследовательский институт конструкционных материалов на основе графита Материал надроторного уплотнения авиационного газотурбинного двигателя
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

Also Published As

Publication number Publication date
EP0919699B1 (en) 2004-09-08
TW411304B (en) 2000-11-11
JPH11229810A (ja) 1999-08-24
DE69826096D1 (de) 2004-10-14
EP0919699B2 (en) 2011-07-13
EP0919699A3 (en) 2000-11-08
CA2252658A1 (en) 1999-05-26
CA2252658C (en) 2002-08-13
KR19990045567A (ko) 1999-06-25
KR100597498B1 (ko) 2006-08-30
JP4322980B2 (ja) 2009-09-02
DE69826096T2 (de) 2005-09-29
DE69826096T3 (de) 2012-01-12
US6190124B1 (en) 2001-02-20
SG71165A1 (en) 2000-03-21
CN1221067A (zh) 1999-06-30
RU2229031C2 (ru) 2004-05-20
EP0919699A2 (en) 1999-06-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
UA61908C2 (en) Sealing system of gas-turbine unit, blade of gas-turbine unit and sharp edge of the blade of the gas-turbine unit
KR100813544B1 (ko) 연마성 밀봉 시스템
CA2686332C (en) Abradable layer including a rare earth silicate
US4936745A (en) Thin abradable ceramic air seal
US9581041B2 (en) Abradable ceramic coatings and coating systems
KR20040077771A (ko) 다층식 열 배리어 코팅
AU2002254355A1 (en) Abradeable seal system
US20050129511A1 (en) Turbine blade tip with optimized abrasive
JP2006036632A (ja) ７ＦＡ＋ｅ第１段アブレイダブル被膜及びその作製方法
JPS6133969B2 (uk)
Schmid et al. An overview of compressor abradables
GB2130244A (en) Forming coatings by hot isostatic compaction
US11073028B2 (en) Turbine abrasive blade tips with improved resistance to oxidation
US20230102823A1 (en) Process and material configuration for making hot corrosion resistant hpc abrasive blade tips
JP2025508198A (ja) ロータブレード、ロータブレードの製造方法、およびガスタービンエンジン