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1. (WO2002018674) SYSTEME DE REVETEMENT A BARRIERE THERMIQUE POUR COMPOSANTS DE TURBINE
Dernières données bibliographiques dont dispose le Bureau international   

N° de publication :    WO/2002/018674    N° de la demande internationale :    PCT/US2001/026131
Date de publication : 07.03.2002 Date de dépôt international : 21.08.2001
Demande présentée en vertu du Chapitre 2 :    26.03.2002    
CIB :
C23C 4/00 (2006.01), C23C 28/00 (2006.01), C23C 30/00 (2006.01), F01D 5/28 (2006.01)
Déposants : SIEMENS WESTINGHOUSE POWER CORPORATION [US/US]; 4400 Alafaya Trail Orlando, FL 32826-2399 (US)
Inventeurs : XIA, John, Yuan; (US)
Mandataire : MUSONE, John, P.; Siemens Corporation - Intellectual Property Dept. 186 Wood Ave. South Iselin, NJ 08830 (US).
PAYNE, Janice, Julia; Siemens AG P. O. Box 22 16 34 80506 Munich (DE)
Données relatives à la priorité :
09/651,935 31.08.2000 US
Titre (EN) THERMAL BARRIER COATING SYSTEM FOR TURBINE COMPONENTS
(FR) SYSTEME DE REVETEMENT A BARRIERE THERMIQUE POUR COMPOSANTS DE TURBINE
Abrégé : front page image
(EN)A composite thermal barrier coating system includes a first composite thermal barrier coating over a portion of a substrate, and a second deposited thermal barrier coating over edge portions of the substrate. The first composite coating is relatively thick and preferably includes friable graded insulation comprising an abradable honeycomb metallic structure filled with high thermal expansion ceramic hollow spheres in a phosphate bonded matrix. The second deposited edge coating is relatively thin and preferably comprises an electron beam physical vapor deposited thermal barrier coating comprising ZrO¿2? and Y¿2?O¿3?. The friable graded insulation may be manufactured to thicknesses in excess of current thermal barrier coating systems, thereby imparting greater thermal protection. Superior erosion resistance and abrasion properties are also achieved. The composite thermal barrier coating system is useful on combustion turbine components such as ring seal segments, vane segment shrouds, transitions and combustors.
(FR)L'invention concerne un système de revêtement à barrière thermique composite comprenant un premier revêtement de ce type recouvrant une partie de substrat, et un second revêtement du même type déposé sur les bords du substrat. Le premier revêtement est relativement épais, comportant de préférence une isolation friable à gradation avec structure métallique en nid d'abeille pouvant être abrasée, remplie de sphères en céramique creuses à forte expansion thermique, dans une matrice agglomérée de phosphate. Le second revêtement est relativement fin, comprenant de préférence un revêtement à barrière thermique sous dépôt électronique en phase vapeur à base de ZrO¿2? et de Y¿2?O¿3?. L'isolation friable à gradation peut être réalisée selon des épaisseurs supérieures à celle des systèmes de revêtement à barrière thermique existants, ce qui améliore la protection thermique et les propriétés de résistance à l'érosion et d'abrasion. Le système considéré est utile sur les composants de turbine de combustion du type segments de joint annulaire, épaulements de segment d'aubage directionnel, réductions et chambres de combustion.
États désignés : CA, JP.
Office européen des brevets (OEB) (AT, BE, CH, CY, DE, DK, ES, FI, FR, GB, GR, IE, IT, LU, MC, NL, PT, SE, TR).
Langue de publication : anglais (EN)
Langue de dépôt : anglais (EN)