Abstract:
Gas turbine engine compressor disk (10, 12) having a hot flowpath side (16); a shaft (14) having a first surface (13) positioned in the hot flowpath side (16); and a thermal barrier (20) applied to at least the first surface (13) of the shaft (14) wherein the thermal barrier is operable to maintain the temperature of the shaft below about 700°C (1300°F) when the hot flowpath side experiences a service operating temperature of from about 700°C (1300°F) to about 788°C (1450°F).
Abstract:
Bekannte Schutzschichten mit hohem Cr-Gehalt und zusätzlich ein Silizium bilden Sprödphasen aus, die unter dem Einfluss von Kohlenstoff während des Einsatzes zusätzlich verspröden. Die erfindungsgemäße Schutzschicht hat die Zusammensetzung 24% bis 26% Kobalt (Co), 10,5% bis 11,5% Aluminium (A1), 0,1% bis 0,7% Yttrium (Y) und/oder zumindest ein äquivalentes Metall aus der Gruppe umfassend Scandium und die Elemente der Seltenen Erden, 12% bis 15% Chrom (Cr), optional 0,1% bis 3% Tantal, optional 0,05% bis 0,6% Silizium, Rest Nickel.
Abstract:
Es wird eine Düsenerweiterung und Verfahren zur Herstellung einder Düsenerweiterung für ein Raketentriebwerk bereitgestellt, mit einem Düsenmantel (62), der einen Strömungsquerschnitt (58) begrenzt, welcher sich von einem Düsenerweiterungseingang (50) hin zu einem Düsenerweiterungsausgang (52) erweitert, wobei der Düsenerweiterungseingang mit einem Brennkammerausgang einer Brennkammer eines Raketentriebwerks verbindbar ist, wobei der Düsenmantel mindestens einen umfangsseitig geschlossenen Kühlkanal (36) aufweist, und ein erstes Mantelelement (26) und ein zweites Mantelelement (66) umfasst, welche gemeinsam den mindestens einen Kühlkanal begrenzen, wobei das erste Mantelelement einstückig ist, das erste Mantelelement mindestens eine Materialaussparung (34) aufweist, welche den mindestens einen Kühlkanal bildet, das zweite Mantelelement mittels galvanischen Auftrags auf das erste Mantelelement hergestellt ist und das erste Mantelelement aus einer Nickellegierung und das zweite Mantelelement aus Nickel hergestellt ist.
Abstract:
Of the constituting parts of a support structure (20) for a chamber (8) holding a catalyst layer which can reach high temperature, a chamber flange (24), fasteners (36a, 36b, 36c), an introduction pipe (6) conveying hydrazine and an introduction pipe flange (26) are made of a Co-Ni alloy resistant to high temperature, and a propellant valve flange (22) and columns (30a, 30b, 30c) arranged between the chamber and a propellant valve (4) which needs to be kept at low temperature as compared with the catalyst layer are made of a Ti alloy having a high thermal insulating capability.