PRE-SINTERED PREFORM WITH HIGH TEMPERATURE CAPABILITY, IN PARTICULAR AS ABRASIVE COATING FOR GAS TURBINE BLADES
The disclosure concerns an abrasive gas turbine blade tip cap preform (11) for bonding to a blade tip to form an abrasive blade tip cap, the abrasive gas turbine blade tip cap preform (11) being formed of a bonding layer (12) and an abrasive layer (13), the bonding layer (12) being a metallic layer...
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| Format: | Patent |
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| creator | MASI, GABRIELE MICHELASSI, VITTORIO BALDI, GINO STRAMARE, STEFANIA TOGNARELLI, LEONARDO |
| description | The disclosure concerns an abrasive gas turbine blade tip cap preform (11) for bonding to a blade tip to form an abrasive blade tip cap, the abrasive gas turbine blade tip cap preform (11) being formed of a bonding layer (12) and an abrasive layer (13), the bonding layer (12) being a metallic layer comprising powder size particles of a nickel braze alloy and a nickel base superalloy, and the abrasive layer (13) being a ceramic layer in a metal matrix comprising powder size particles of cubic boron nitride (cBN) and aluminum oxide (AI2O3) in a metal matrix of same composition of the bonding layer (12). The disclosure also concerns a method of manufacturing an abrasive gas turbine blade tip cap preform (11 ) and a method of bonding the abrasive gas turbine blade tip cap preform (11 ) to a blade tip to form an abrasive blade tip cap.
L'invention concerne une préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) pour se lier à une extrémité d'aube pour former un capuchon d'extrémité d'aube abrasive, la préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) étant formée d'une couche de liaison (12) et d?une couche abrasive (13), la couche de liaison (12) étant une couche métallique comprenant des particules de taille de poudre d'un alliage de brasage au nickel et un superalliage à base de nickel, et la couche abrasive (13) étant une couche céramique dans une matrice métallique comprenant des particules de taille de poudre de nitrure de bore cubique (cBN) et d?oxyde d'aluminium (AI2O3) dans une matrice métallique de même composition que la couche de liaison (12). L'invention concerne également un procédé de fabrication d'une préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) et un procédé de liaison de la préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) à une extrémité d'aube pour former un capuchon d'extrémité d'aube abrasive. |
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L'invention concerne une préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) pour se lier à une extrémité d'aube pour former un capuchon d'extrémité d'aube abrasive, la préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) étant formée d'une couche de liaison (12) et d?une couche abrasive (13), la couche de liaison (12) étant une couche métallique comprenant des particules de taille de poudre d'un alliage de brasage au nickel et un superalliage à base de nickel, et la couche abrasive (13) étant une couche céramique dans une matrice métallique comprenant des particules de taille de poudre de nitrure de bore cubique (cBN) et d?oxyde d'aluminium (AI2O3) dans une matrice métallique de même composition que la couche de liaison (12). L'invention concerne également un procédé de fabrication d'une préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) et un procédé de liaison de la préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) à une extrémité d'aube pour former un capuchon d'extrémité d'aube abrasive.</description><language>eng ; fre</language><subject>BLASTING ; ENGINE PLANTS IN GENERAL ; HEATING ; LIGHTING ; MACHINES OR ENGINES IN GENERAL ; MECHANICAL ENGINEERING ; NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES ; STEAM ENGINES ; WEAPONS</subject><creationdate>2022</creationdate><oa>free_for_read</oa><woscitedreferencessubscribed>false</woscitedreferencessubscribed></display><links><openurl>$$Topenurl_article</openurl><openurlfulltext>$$Topenurlfull_article</openurlfulltext><thumbnail>$$Tsyndetics_thumb_exl</thumbnail><linktohtml>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20220721&DB=EPODOC&CC=CA&NR=3205197A1$$EHTML$$P50$$Gepo$$Hfree_for_read</linktohtml><link.rule.ids>230,308,780,885,25564,76547</link.rule.ids><linktorsrc>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20220721&DB=EPODOC&CC=CA&NR=3205197A1$$EView_record_in_European_Patent_Office$$FView_record_in_$$GEuropean_Patent_Office$$Hfree_for_read</linktorsrc></links><search><creatorcontrib>MASI, GABRIELE</creatorcontrib><creatorcontrib>MICHELASSI, VITTORIO</creatorcontrib><creatorcontrib>BALDI, GINO</creatorcontrib><creatorcontrib>STRAMARE, STEFANIA</creatorcontrib><creatorcontrib>TOGNARELLI, LEONARDO</creatorcontrib><title>PRE-SINTERED PREFORM WITH HIGH TEMPERATURE CAPABILITY, IN PARTICULAR AS ABRASIVE COATING FOR GAS TURBINE BLADES</title><description>The disclosure concerns an abrasive gas turbine blade tip cap preform (11) for bonding to a blade tip to form an abrasive blade tip cap, the abrasive gas turbine blade tip cap preform (11) being formed of a bonding layer (12) and an abrasive layer (13), the bonding layer (12) being a metallic layer comprising powder size particles of a nickel braze alloy and a nickel base superalloy, and the abrasive layer (13) being a ceramic layer in a metal matrix comprising powder size particles of cubic boron nitride (cBN) and aluminum oxide (AI2O3) in a metal matrix of same composition of the bonding layer (12). The disclosure also concerns a method of manufacturing an abrasive gas turbine blade tip cap preform (11 ) and a method of bonding the abrasive gas turbine blade tip cap preform (11 ) to a blade tip to form an abrasive blade tip cap.
L'invention concerne une préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) pour se lier à une extrémité d'aube pour former un capuchon d'extrémité d'aube abrasive, la préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) étant formée d'une couche de liaison (12) et d?une couche abrasive (13), la couche de liaison (12) étant une couche métallique comprenant des particules de taille de poudre d'un alliage de brasage au nickel et un superalliage à base de nickel, et la couche abrasive (13) étant une couche céramique dans une matrice métallique comprenant des particules de taille de poudre de nitrure de bore cubique (cBN) et d?oxyde d'aluminium (AI2O3) dans une matrice métallique de même composition que la couche de liaison (12). L'invention concerne également un procédé de fabrication d'une préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) et un procédé de liaison de la préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) à une extrémité d'aube pour former un capuchon d'extrémité d'aube abrasive.</description><subject>BLASTING</subject><subject>ENGINE PLANTS IN GENERAL</subject><subject>HEATING</subject><subject>LIGHTING</subject><subject>MACHINES OR ENGINES IN GENERAL</subject><subject>MECHANICAL ENGINEERING</subject><subject>NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES</subject><subject>STEAM ENGINES</subject><subject>WEAPONS</subject><fulltext>true</fulltext><rsrctype>patent</rsrctype><creationdate>2022</creationdate><recordtype>patent</recordtype><sourceid>EVB</sourceid><recordid>eNqNjEEKwjAQRbtxIeod5gAWrEXE5SSdNgNtWiap4qoUiSuxhXp_zMIDuPo8_vt_nUydUOrYehIqIELZSgM39gYMVwY8NR0J-l4INHaouGZ_3wNb6FA8675GAXSAStDxNVoterYVxCOoYhGnii2BqrEgt01Wz_G1hN0vNwmU5LVJwzwNYZnHR3iHz6AxPx5O2eWMWf6H8gUjBjbR</recordid><startdate>20220721</startdate><enddate>20220721</enddate><creator>MASI, GABRIELE</creator><creator>MICHELASSI, VITTORIO</creator><creator>BALDI, GINO</creator><creator>STRAMARE, STEFANIA</creator><creator>TOGNARELLI, LEONARDO</creator><scope>EVB</scope></search><sort><creationdate>20220721</creationdate><title>PRE-SINTERED PREFORM WITH HIGH TEMPERATURE CAPABILITY, IN PARTICULAR AS ABRASIVE COATING FOR GAS TURBINE BLADES</title><author>MASI, GABRIELE ; MICHELASSI, VITTORIO ; BALDI, GINO ; STRAMARE, STEFANIA ; TOGNARELLI, LEONARDO</author></sort><facets><frbrtype>5</frbrtype><frbrgroupid>cdi_FETCH-epo_espacenet_CA3205197A13</frbrgroupid><rsrctype>patents</rsrctype><prefilter>patents</prefilter><language>eng ; fre</language><creationdate>2022</creationdate><topic>BLASTING</topic><topic>ENGINE PLANTS IN GENERAL</topic><topic>HEATING</topic><topic>LIGHTING</topic><topic>MACHINES OR ENGINES IN GENERAL</topic><topic>MECHANICAL ENGINEERING</topic><topic>NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES</topic><topic>STEAM ENGINES</topic><topic>WEAPONS</topic><toplevel>online_resources</toplevel><creatorcontrib>MASI, GABRIELE</creatorcontrib><creatorcontrib>MICHELASSI, VITTORIO</creatorcontrib><creatorcontrib>BALDI, GINO</creatorcontrib><creatorcontrib>STRAMARE, STEFANIA</creatorcontrib><creatorcontrib>TOGNARELLI, LEONARDO</creatorcontrib><collection>esp@cenet</collection></facets><delivery><delcategory>Remote Search Resource</delcategory><fulltext>fulltext_linktorsrc</fulltext></delivery><addata><au>MASI, GABRIELE</au><au>MICHELASSI, VITTORIO</au><au>BALDI, GINO</au><au>STRAMARE, STEFANIA</au><au>TOGNARELLI, LEONARDO</au><format>patent</format><genre>patent</genre><ristype>GEN</ristype><title>PRE-SINTERED PREFORM WITH HIGH TEMPERATURE CAPABILITY, IN PARTICULAR AS ABRASIVE COATING FOR GAS TURBINE BLADES</title><date>2022-07-21</date><risdate>2022</risdate><abstract>The disclosure concerns an abrasive gas turbine blade tip cap preform (11) for bonding to a blade tip to form an abrasive blade tip cap, the abrasive gas turbine blade tip cap preform (11) being formed of a bonding layer (12) and an abrasive layer (13), the bonding layer (12) being a metallic layer comprising powder size particles of a nickel braze alloy and a nickel base superalloy, and the abrasive layer (13) being a ceramic layer in a metal matrix comprising powder size particles of cubic boron nitride (cBN) and aluminum oxide (AI2O3) in a metal matrix of same composition of the bonding layer (12). The disclosure also concerns a method of manufacturing an abrasive gas turbine blade tip cap preform (11 ) and a method of bonding the abrasive gas turbine blade tip cap preform (11 ) to a blade tip to form an abrasive blade tip cap.
L'invention concerne une préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) pour se lier à une extrémité d'aube pour former un capuchon d'extrémité d'aube abrasive, la préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) étant formée d'une couche de liaison (12) et d?une couche abrasive (13), la couche de liaison (12) étant une couche métallique comprenant des particules de taille de poudre d'un alliage de brasage au nickel et un superalliage à base de nickel, et la couche abrasive (13) étant une couche céramique dans une matrice métallique comprenant des particules de taille de poudre de nitrure de bore cubique (cBN) et d?oxyde d'aluminium (AI2O3) dans une matrice métallique de même composition que la couche de liaison (12). L'invention concerne également un procédé de fabrication d'une préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) et un procédé de liaison de la préforme abrasive de capuchon d'extrémité d'aube de turbine à gaz (11) à une extrémité d'aube pour former un capuchon d'extrémité d'aube abrasive.</abstract><oa>free_for_read</oa></addata></record> |
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