UA79258C2 - Method for repair of turbine element made of titanium alloy - Google Patents

Method for repair of turbine element made of titanium alloy Download PDF

Info

Publication number
UA79258C2
UA79258C2 UA20040705668A UA20040705668A UA79258C2 UA 79258 C2 UA79258 C2 UA 79258C2 UA 20040705668 A UA20040705668 A UA 20040705668A UA 20040705668 A UA20040705668 A UA 20040705668A UA 79258 C2 UA79258 C2 UA 79258C2
Authority
UA
Ukraine
Prior art keywords
deposition
deposited
based material
fact
lost
Prior art date
Application number
UA20040705668A
Other languages
English (en)
Inventor
Robert L Memmen
James W Neal
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 UA79258C2 publication Critical patent/UA79258C2/uk

Links

Classifications

    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • 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
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/58—After-treatment
    • C23C14/5873—Removal of material
    • C23C14/588—Removal of material by mechanical treatment
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
    • B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
    • B23P6/007—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors using only additive methods, e.g. build-up welding
    • 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
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/02—Pretreatment of the material to be coated
    • C23C14/028—Physical treatment to alter the texture of the substrate surface, e.g. grinding, polishing
    • 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
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/04—Coating on selected surface areas, e.g. using masks
    • 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
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/06—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material characterised by the coating material
    • C23C14/14—Metallic material, boron or silicon
    • C23C14/16—Metallic material, boron or silicon on metallic substrates or on substrates of boron or silicon
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
    • Y—GENERAL 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49318—Repairing or disassembling
    • Y—GENERAL 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49718—Repairing
    • Y—GENERAL 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49718—Repairing
    • Y10T29/49732—Repairing by attaching repair preform, e.g., remaking, restoring, or patching
    • Y—GENERAL 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49718—Repairing
    • Y10T29/49732—Repairing by attaching repair preform, e.g., remaking, restoring, or patching
    • Y10T29/49734—Repairing by attaching repair preform, e.g., remaking, restoring, or patching and removing damaged material
    • Y10T29/49737—Metallurgically attaching preform
    • Y—GENERAL 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49718—Repairing
    • Y10T29/49732—Repairing by attaching repair preform, e.g., remaking, restoring, or patching
    • Y10T29/49742—Metallurgically attaching preform
    • Y—GENERAL 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49718—Repairing
    • Y10T29/49746—Repairing by applying fluent material, e.g., coating, casting

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Physical Vapour Deposition (AREA)
  • Arc Welding In General (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Application Of Or Painting With Fluid Materials (AREA)
  • Furnace Housings, Linings, Walls, And Ceilings (AREA)

Description

Опис винаходу
Даний винахід стосується відновлення деталей турбіни. У більш конкретному викладі даний винахід 2 стосується відновлення спрацьованих або зруйнованих вентиляторних лопатей газотурбінного двигуна та компресорних лопатей і лопаток.
Компоненти газотурбінних двигунів піддаються спрацюванню та руйнуванню. Навіть помірне спрацювання та руйнування деяких компонентів може зашкодити відповідній роботі даного двигуна. Особливі ділянки, що викликають занепокоєння, включають крила різних лопатей та лопаток. Спрацювання та руйнування може 70 впливати на їх аеродинамічну ефективність, спричиняти дисбаланси динамічних сил і навіть конструкційний ризик спрацьованих/зруйнованих деталей у більш екстремальних випадках. Звичайно для спрацьованих або зруйнованих у незначній мірі профілів застосовується обмежене відновлення, де допоміжний матеріал вилучається додатково набагато нижче спрацьованої/зруйнованої ділянки для запровадження конфігурації з відносно ефективним та чистим поперечним профілем, хоча й меншим, ніж оригінальний або попередній профіль. Типові критерії обстеження, що встановлюють межі, до яких може проводитись таке відновлення, наведені у довіднику (Ргай 5 МУпіпеу УТ8О0 Епдіпе Мапиа! (Р/М 773128), АТА 72-33-21, Іпвресіп - 01, Опіей
Тесппоіодіез Согр., Еаві Нашога Соппесіїсші. Зазначені межі можуть відрізнятись для різних профілів, у залежності від місця розташування та конкретного застосування. Ці межі базуються на конструкційних та експлуатаційних характеристиках, що обмежують кількість матеріалу, який може бути вилучений.
Для більш екстенсивного відновлення спрацьованих або зруйнованих деталей газотурбінних двигунів запропоновані різні способи. (Патент США Мо 4822248| розкриває використання плазмового пальника для нанесення жароміцного матеріалу на основі нікелю або кобальту. У |(патенті США за Мо 57324671 розкривається застосування способів високошвидкісного окси-паливного (НМОЕ) плазмового напилювання та плазмового напилювання низького тиску (ІРРБ5) для замуровування тріщин у таких турбінних елементах. |(Патент США с 29 Мо5783318| також розкриває способи І РР5 на додаток до лазерного зварювання та дугового зварювання з Ге) плазмовим перенесенням. У І(патенті США за Мо6049978) висвітлюється подальше застосування способів НМОБРЕ.
Такі способи мають обмежену здатність щодо нарощування матеріалу-замісника для відновлення оригінального або близького до оригінального поперечного перерізу. Проте, конструкційні властивості зазначеного матеріалу-замісника можуть бути суттєво обмежені відносно властивостей базового матеріалу. со 30 Особливо для більш значних руйнувань відоме застосування попередньо сформованих вкладок, котрі можуть (|З бути вварені на місце для відновлення зруйнованої ділянки. У випадку використання таких вкладок зруйнована ділянка вирізається до попередньо визначеної форми даної вкладки, котра, у свою чергу, вварюється на це с місце. Конструкційні обмеження, що пов'язані зі зварюванням, обмежують придатність таких способів Ге»! відновлення ділянками профілю з відносно низькими напругами, як і в випадку інших способів. У довідниках з 35 відновлення двигунів звичайно визначаються ділянки з низькими напругами, де дозволяється застосовувати - відновлення зварюванням. Широкий різновид міри спрацювання/руйнування та напруги, якій піддається спрацьована/зруйнована ділянка, можуть обмежити застосування зазначених способів. Області високих напруг часто включають ділянки поблизу (особливо всередині) серединно-пролітного бандажа вентиляторної лопаті. «
Відповідно, один із аспектів даного винаходу включає спосіб відновлення деталі із Ті сплаву, котра З 70 втратила перший матеріал з місця руйнування. Допоміжний матеріал може видалятись, принаймні частково, з с даного місця руйнування для формування базової поверхні. Матеріал на основі Ті конденсується на вказану
Із» базову поверхню, принаймні частково, замість першого матеріалу та допоміжного матеріалу.
У різних варіантах зазначений матеріал на основі Ті може являти собою Ті-6АІ-4М, Ті-БАІ-251-471-2мМо або
Ті-8АІ-1М-1Мо і може бути суттєво ідентичним до базового Ті сплаву даної деталі. Допоміжний матеріал може 45 бути вилучений, в основній своїй частині, із незруйнованих частин даної деталі. Осаджений матеріал може, і головним чином, суттєво або цілком замінювати перший та допоміжний матеріал. Дана деталь може являти (Те) собою лопать, що має хвостовик та крило, і зруйнована ділянка може бути розташована вздовж передньої кромки даного крила всередині серединно-пролітного бандажа даного крила. Зазначена зруйнована ділянка де може бути всередині серединно-пролітного бандажа і складати, типово, не більше 1595 прольоту даного крила. ос 20 Зазначена зруйнована ділянка може бути розміщена між 3095 такого прольоту всередині зазначеного серединно-пролітного бандажа та 2095 такого прольоту со 4 зовні даного серединно-пролітного бандажа. Більш конкретно, такі внутрішні та зовнішні межі можуть складати 20 та 1095. Перший матеріал може бути втрачений до глибини принаймні 2,0 мм або більше. Даний спосіб може додатково включати прикріплення опорного елемента до частини, що виступає поряд з даною дефектною ділянкою після видалення, так що осаджуваний метал нарощується на базовій поверхні та (ФІ зазначеному опорному елементі. Даний спосіб може додатково включати принаймні часткове видалення даного опорного елемента та обробку суміжного осадженої"? матеріалу та матеріалу даної деталі, що існував раніше, з о утворенням другої базової поверхні. Потім на зазначену другу базову поверхню може бути сконденсовано більше металу. Зазначене осадження може включати осадження із парової фази, електронно-променеву 60 конденсацію із парової фази та електронно-променеве осадження миттєвим випарюванням.
Подробиці одного або більшої кількості варіантів даного винаходу викладені в поданих нижче супровідних фігурах та детальному описі. Інші особливості, цілі та переваги даного винаходу стануть очевидними із зазначеного опису та фігур, а також формули винаходу.
Короткий опис фігур бо Фіг.1 являє собою зображення крила вентилятора газотурбінного двигуна.
Фіг.2 являє собою інтроспективний вид з верхнього краю крила Фіг.1.
Фіг.З являє собою частковий переріз крила Фіг.1 після руйнування.
Фіг.4 являє собою частковий переріз крила Фіг.1 після спрацювання.
Фіг.5 являє собою частковий переріз крила Фіг.1 після обробки для видалення зруйнованих/спрацьованих поверхонь.
Фіг.6 являє собою частковий переріз крила Фіг.5 після прикріплення опорного елемента.
Фіг.7 являє собою частковий переріз крила Фіг.б після осадження первинного матеріалу для відновлення 7/о Крила.
Фіг.8 являє собою частковий переріз крила Фіг.7 після додаткової обробки та осадження допоміжного матеріалу для відновлення крила.
Фіг.9 являє собою зображення крила Фіг.8 після додаткової обробки.
Однакові цифрові позначення позицій на фігурах та посилання на них у тексті відповідають однаковим /5 елементам.
Фіг.1 зображує вентиляторну лопать 20 від газотурбінного двигуна. Дана лопать має внутрішній хвостовик лопаті 22, якому надана відповідна форма для приєднання даної лопаті до диску (не показаний). Платформа 24 відокремлює хвостовик лопаті від крила 26, що тягнеться від платформи до краю лопаті 28. Дане крило має передню кромку ЗО та задню кромку 32 з боками всмоктування 34 та підвищеного тиску 36, що простягаються
Між ними. У даній типовій лопаті, у проміжному положенні вздовж прольоту між платформою та краєм лопаті від кожної з бокових поверхонь підвищеного тиску та всмоктування тягнеться серединно-пролітний демпферний бандажний виступ 40.
Виступи 40 боків підвищеного тиску та всмоктування можуть взаємодіяти, відповідно, з виступами боків всмоктування та підвищеного тиску суміжних лопатей для гасіння осциляцій лопаті. Обертова маса сч серединно-пролітних бандажних виступів сумісно з силами їх взаємодії з суміжними виступами піддає дану лопать впливу високих напруг на ділянках, що є найближчими і внутрішніми по відношенню до цих виступів. і)
Зазначені напруги можуть обмежувати придатність даних ділянок до відновлення в порівнянні з іншими менш напруженими ділянками. Було встановлено, що електронно-променева конденсація із парової фази (ЕВРМО) може бути використана для осадження відновлювального матеріалу з низьким залишковим напруженням і з со зо конструкційними характеристиками, які є суттєво такими самими, як і в розташованого нижче базового матеріалу.
Осаджений матеріал може мати підвищену міцність та підвищену адгезію до базового матеріалу в порівнянні з о характеристиками, що забезпечуються зварювальними способами відновлення. Осадження сприятливо протікає (су за відсутності короткоіснуючої рідкої іївази, при твердінні, що відбувається безпосередньо із парової хмари.
Фіг.3 зображує локальне руйнування, таке, що пов'язане з дією стороннього предмета (БОБ), котрий розрізає Ме або розколює крило поблизу передньої кромки й утворює зруйновану передню частину 30. Фіг.4 зображує М руйнування більш загального характеру, таке, що при цьому передня кромка піддається ерозії до положення 30".
Місце руйнування очищають від забруднення. Подальше видалення базового матеріалу може запровадити сприятливу базову поверхню для сприйняття матеріалу осадження. У типовому процесі відновлення після руйнування/спрацювання залишковий базовий матеріал даної лопаті вишліфовується до попередньо визначеної « конфігурації, такої як кутова передня фасетка або базова поверхня 50 (Фіг.5). Дана фасетка зображена під з с вхідним кутом 8. до увігнутої бокової поверхні підвищеного тиску 36. Характерні 64 перевищують 1202, більш й конкретно, дорівнюють 120-130. Положення/орієнтація фасетки 50 може залежати від ряду чинників і може "» фіксуватись, виходячи із місцеположення руйнування, так що в даній відновлювальній установці будь-яке руйнування в даній точці на даному крилі потребуватиме схожої обробки.
У додатковому ілюстрованому варіанті опорний підтримуючий/захисний елемент 52 прикріплюється до -І даного крила і виступає за межі фасетки 50, суміжної з місцеположенням втраченого/вилученого матеріалу. У даному ілюстративному варіанті опорний елемент 52 може являти собою металеву стрічку (наприклад, шо алюмінієву), що має першу та другу поверхні 53 та 54, задня частина першої поверхні 53 прикріплена до ко залишкової непорушеної передньої частини бокової поверхні всмоктування 34. Передня частина поверхні 53 виступає за втрачену передню кромку 30, і проміжна частина тягнеться вирівняною з втраченою частиною
Мн поверхні 34 уздовж оригінального контуру даного крила. У додаткових варіантах поверхня 53 може простягатись с цілком або частково до будь-якого боку у відповідності зі втраченим оригінальним контуром поверхні.
Потім дана лопать може бути встановлена відповідним чином щодо джерела пари 58, яке емітує пару вздовж ліній видимих траєкторій 502. Краще, коли джерело/граєкторії зорієнтовані таким чином, що дані траєкторії знаходяться в межах невеликих кутів 65 та 63 відносно перпендикуляра до поверхонь 50 та 36. Типові значення кутів бо та 63 є меншими 3092. Результатом процесу осадження із джерела 58 є нарощування першого о відновлювального матеріалу 60. Краще, коли він нарощується до поверхневого контуру 62 за частину бокової їмо) поверхні підвищеного тиску втраченого оригінального контуру даного крила. Кривизна поверхні 36 дає відповідну зміну величини 603 уздовж частини такої поверхні, суміжної з базовою поверхнею 50, на яку здійснюється 60 осадження.
Після зазначеної стадії осадження дана лопать може бути піддана додатковій обробці для видалення опорного елемента 52 та створення другої фасетки або базової поверхні 64, що тягнеться вздовж осадженого матеріалу 60 та оригінального базового матеріалу. У даному ілюстративному варіанті зазначений процес обробки призводить також до вилучення раніше непорушеної передньої частини бокової поверхні всмоктування 65 34. Дану лопать може бути переорієнтовано відносно джерела 58, так що поверхні 64 та 34 лише незначним чином відхиляються від перпендикуляра до траєкторій 502, і другий допоміжний матеріал 66 осаджується на них,
досягаючи контуру 68 за частиною бокової поверхні всмоктування втраченого оригінального контуру. Потім осаджені матеріали 60 та 66 можуть бути піддані обробці до утворення визначеного кінцевого контуру, краще, ідентичного з втраченим оригінальним контуром (Фіг.9). Після цього можуть бути застосовані додаткові обробки поверхонь та/або нанесені захисні покриття.
Характерний відновлювальний матеріал ТІ-6АІ-4 осаджується за допомогою процесу ЕВРУО або процесу
ЕВРМО з іонною активацією. Як вважають, процес ЕВРМО забезпечує досягнення кращих фізичних властивостей шляхом осадження за відсутності короткоіснуючої рідкої фази. Вважається, що процес ЕВРМУО дає більш низькі залишкові напруги та кращу адгезію, ніж інші способи, такі як осадження за допомогою плазмового напилювання. 70 Типове осадження здійснюється у вакуумній камері при величині тиску в межах 103-109 Тор, більш конкретно, приблизно при 107 Тор. Характерні швидкості осадження складають від 10 до 50 мікрометрів за хвилину, більш конкретно, близько 20 мікрометрів за хвилину. Локальне осадження може здійснюватися суттєво до будь-якої глибини в одну або кілька стадій, окремі стадії характеризуються деякою комбінацією переміжної обробки або зміни положення деталей щодо джерела пари. На окремих стадіях осадження може здійснюватись до глибин 75 більше 2 мм, більше 5 мм або навіть ще більше. Для особливо дорогих деталей даний процес може застосовуватись для повної заміни втрачених частин. Наприклад, якщо лопать відламалась від одиничного диску та лопатного вінця, заміна лопаті може бути здійснена шляхом нарощування від даного диску.
Такий самий спосіб може бути використаний для відновлення матеріалу задньої кромки даного крила або передньої та задньої кромок серединно-пролітного бандажа або ділянок біля краю, навіть якщо втрати матеріалу перевищують традиційні межі відновлення. Схожий спосіб осадження може забезпечити відновлення ділянок бокових поверхонь всмоктування або підвищеного тиску, що розташовані далі від даних кромок. Для такого відновлення достатнім звичайно буває однієї стадії осадження. На опуклій поверхні (наприклад, боку всмоктування) особливо зручною є обробка з утворенням відносно плоскої фасетки. На увігнутій поверхні (наприклад, боку підвищеного тиску) придатною може бути обробка зі збереженням увігнутості (наприклад, з с допомогою двоопуклого шліфувального шпинделя). Перевага такої обробки зі збереженням увігнутості полягає в о тому, що оброблена поверхня залишається в межах потрібного кута щодо нормалі до траєкторії частинок пари вздовж всієї площини.
Може застосовуватись обробка, відмінна від плоского фацетування. Найбільш важливим елементом ефективної обробки є запровадження чистої базової поверхні для наступного осадження. Хоча перевага (ее) віддається гладкій поверхні, може запроваджуватись потрібний або прийнятний рівень шорсткості. Краще, коли дана лопать залишається у стаціонарному положенні підчас кожної стадії осадження, що дає можливість о обмежити стовпчасту неоднорідність осадженого матеріалу. Ге!
Були описані один або більше варіантів даного винаходу. Однак, слід розуміти, що можуть бути зроблені й інші різні модифікації зі збереженням суті та обсягу даного винаходу. Наприклад, хоча розглянуті способи Ф особливо корисні для лопатей, що мають серединно-пролітний бандаж, вони можуть бути використані і для - інших лопатей та інших деталей турбіни, і для деталей, які не стосуються турбін. Подробиці, що стосуються конкретної деталі турбодвигуна або іншої деталі, а також особливостей спрацювання або руйнування, можуть вплинути на специфіку будь-якого відновлення. Відповідно, інші варіанти даного винаходу підпадають під обсяг « пунктів наступної формули винаходу. - с

Claims (12)

Формула винаходу ;»
1. Спосіб відновлення деталі турбіни із титанового сплаву, що втратила матеріал з місця руйнування, у якому: прикріпляють елемент підкладки, який має першу поверхню, до деталі, причому елемент підкладки -І розміщують таким чином, що першу частину першої поверхні розташовують вздовж деталі, а другу частину першої поверхні розміщують поруч з місцем руйнування, осаджують матеріал на основі Ті шляхом осадження з шо парів у місці втрати матеріалу таким чином, що осаджений матеріал на основі Ті нарощується на деталі і другій ко частині першої поверхні.
2. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що перша частина є задньою частиною першої поверхні, а друга о частина є передньою частиною першої поверхні. (Че З.
Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що з місця руйнування додатково видаляють матеріал для формування базової поверхні та осаджують осад матеріалу на основі Ті на базову поверхню замість втраченого матеріалу та додатково видаленого матеріалу.
4. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що осадженим матеріалом на основі Ті замінюють втрачений матеріал. іФ) 5.
Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що додатково видаляють елемент підкладки і виконують механічну ко обробку осадженого матеріалу на основі Ті й матеріалу деталі для створення другої базової поверхні та осаджують додатковий матеріал на основі Ті шляхом осадження з парів на другу базову поверхню. 60 б.
Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що матеріал на основі Ті вибирають із групи, яка включає тТі-бАІ-4М, Ті-6АІ-251п-421-2Мо та Ті-ВАІ-1М-1МОо.
7. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що додаткове видалення матеріалу включає видалення матеріалу з незруйнованих частин деталі.
8. Спосіб за п. 1, який відрізняється тим, що осадження включає електронно-променеве фізичне осадження з 65 парової фази.
9, Спосіб за п. 8, який відрізняється тим, що осадження виконують при тиску від 1073 - 109 Тор,
10, Спосіб за п. 8, який відрізняється тим, що осадження виконують при тиску близько 107 Тор.
11. Спосіб за п. 8, який відрізняється тим, що осадження матеріалу виконують зі швидкістю від 10 до 50 мікрометрів за хвилину.
12. Спосіб за п. 8, який відрізняється тим, що осадження матеріалу на основі Ті виконують зі швидкістю близько 20 мікрометрів за хвилину. се (о) (ее) юю се Ге)
м. - с - а -І (се) ко сл 50 со (Ф) ко бо б5
UA20040705668A 2003-08-05 2004-07-12 Method for repair of turbine element made of titanium alloy UA79258C2 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/635,694 US7216428B2 (en) 2003-03-03 2003-08-05 Method for turbine element repairing

Publications (1)

Publication Number Publication Date
UA79258C2 true UA79258C2 (en) 2007-06-11

Family

ID=33552946

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
UA20040705668A UA79258C2 (en) 2003-08-05 2004-07-12 Method for repair of turbine element made of titanium alloy
UA20040705667A UA81401C2 (en) 2003-08-05 2004-07-12 Method for renewal of turbine part, appliance for material deposition on part (variants) and renewed metal part

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
UA20040705667A UA81401C2 (en) 2003-08-05 2004-07-12 Method for renewal of turbine part, appliance for material deposition on part (variants) and renewed metal part

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7216428B2 (uk)
EP (1) EP1505168B1 (uk)
JP (1) JP4021883B2 (uk)
KR (1) KR100704805B1 (uk)
CN (1) CN1584103A (uk)
AT (1) ATE410530T1 (uk)
DE (1) DE602004016922D1 (uk)
SG (1) SG109003A1 (uk)
UA (2) UA79258C2 (uk)

Families Citing this family (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7216428B2 (en) 2003-03-03 2007-05-15 United Technologies Corporation Method for turbine element repairing
US7509734B2 (en) * 2003-03-03 2009-03-31 United Technologies Corporation Repairing turbine element
US20050217110A1 (en) * 2004-04-06 2005-10-06 Topal Valeriy I Deposition repair of hollow items
US7264538B2 (en) * 2005-08-12 2007-09-04 United Technologies Corporation Method of removing a coating
CN100398699C (zh) * 2005-08-17 2008-07-02 大连理工大学 用强流脉冲离子束对涡轮叶片基体表面的清洗维修技术
US20070079507A1 (en) * 2005-10-12 2007-04-12 Kenny Cheng Blade shroud repair
SG134184A1 (en) * 2006-01-16 2007-08-29 United Technologies Corp Chordwidth restoration of a trailing edge of a turbine airfoil by laser clad
US20080236536A1 (en) * 2007-03-30 2008-10-02 Caterpillar Inc. Cast engine component having metallurgically bonded inserts
US20090068349A1 (en) * 2007-09-12 2009-03-12 Mccall Thomas Method of repairing a turbine engine component
US8020295B2 (en) * 2007-10-18 2011-09-20 United Technologies Corp. Methods for dimensionally restoring a fastener for a gas turbine engine
US8778487B2 (en) * 2008-10-16 2014-07-15 Rolls-Royce Corporation Tape
US8202056B2 (en) * 2008-10-16 2012-06-19 Rolls-Royce Corporation Morphable composite structure
US20100098896A1 (en) * 2008-10-16 2010-04-22 Edward Claude Rice Patch
US9085053B2 (en) * 2009-12-22 2015-07-21 United Technologies Corporation In-situ turbine blade tip repair
US9175568B2 (en) 2010-06-22 2015-11-03 Honeywell International Inc. Methods for manufacturing turbine components
US9249491B2 (en) 2010-11-10 2016-02-02 General Electric Company Components with re-entrant shaped cooling channels and methods of manufacture
US8673397B2 (en) 2010-11-10 2014-03-18 General Electric Company Methods of fabricating and coating a component
US8753071B2 (en) 2010-12-22 2014-06-17 General Electric Company Cooling channel systems for high-temperature components covered by coatings, and related processes
US9085980B2 (en) 2011-03-04 2015-07-21 Honeywell International Inc. Methods for repairing turbine components
US8601691B2 (en) 2011-04-27 2013-12-10 General Electric Company Component and methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US8506836B2 (en) 2011-09-16 2013-08-13 Honeywell International Inc. Methods for manufacturing components from articles formed by additive-manufacturing processes
US9249672B2 (en) 2011-09-23 2016-02-02 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US20130086784A1 (en) 2011-10-06 2013-04-11 General Electric Company Repair methods for cooled components
US9249670B2 (en) 2011-12-15 2016-02-02 General Electric Company Components with microchannel cooling
US9266170B2 (en) 2012-01-27 2016-02-23 Honeywell International Inc. Multi-material turbine components
US9435208B2 (en) 2012-04-17 2016-09-06 General Electric Company Components with microchannel cooling
US9243503B2 (en) 2012-05-23 2016-01-26 General Electric Company Components with microchannel cooled platforms and fillets and methods of manufacture
US9120151B2 (en) 2012-08-01 2015-09-01 Honeywell International Inc. Methods for manufacturing titanium aluminide components from articles formed by consolidation processes
DE102013109116A1 (de) 2012-08-27 2014-03-27 General Electric Company (N.D.Ges.D. Staates New York) Bauteil mit Kühlkanälen und Verfahren zur Herstellung
US8974859B2 (en) 2012-09-26 2015-03-10 General Electric Company Micro-channel coating deposition system and method for using the same
US9242294B2 (en) 2012-09-27 2016-01-26 General Electric Company Methods of forming cooling channels using backstrike protection
US9238265B2 (en) 2012-09-27 2016-01-19 General Electric Company Backstrike protection during machining of cooling features
US9562436B2 (en) 2012-10-30 2017-02-07 General Electric Company Components with micro cooled patterned coating layer and methods of manufacture
US9200521B2 (en) 2012-10-30 2015-12-01 General Electric Company Components with micro cooled coating layer and methods of manufacture
US9003657B2 (en) 2012-12-18 2015-04-14 General Electric Company Components with porous metal cooling and methods of manufacture
CN103498813B (zh) * 2013-05-23 2016-08-10 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种20-30mw等级燃气轮机用压气机的低压首级动叶片
US9278462B2 (en) 2013-11-20 2016-03-08 General Electric Company Backstrike protection during machining of cooling features
US9476306B2 (en) 2013-11-26 2016-10-25 General Electric Company Components with multi-layered cooling features and methods of manufacture
CN103831574B (zh) * 2013-12-10 2016-03-23 贵州黎阳航空动力有限公司 空心涡轮叶片叶身堵盖修复工艺
ITCO20130067A1 (it) 2013-12-17 2015-06-18 Nuovo Pignone Srl Girante con elementi di protezione e compressore centrifugo
US10927684B2 (en) 2016-02-08 2021-02-23 Raytheon Technologies Corporation Repairing a coating with a pre-configured coating patch
EP3417989B1 (en) * 2017-06-21 2023-12-27 General Electric Technology GmbH Method of repairing a turbomachine component
CN109483146B (zh) * 2018-10-15 2020-06-09 中国航发北京航空材料研究院 一种修复钛铝金属间化合物铸件缺陷的方法
KR102123192B1 (ko) * 2019-12-30 2020-06-15 한전케이피에스 주식회사 침식 손상된 증기터빈 lsb 수명연장 방법
CN113088962B (zh) * 2021-04-02 2023-04-28 中国人民解放军空军工程大学 钛合金薄壁叶片损伤件的激光熔覆多方位修复方法

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US763229A (en) * 1903-07-23 1904-06-21 Charles P Watson Shell-fuse.
US3574924A (en) * 1968-10-28 1971-04-13 North American Rockwell Solid state repair method and means
US4822248A (en) * 1987-04-15 1989-04-18 Metallurgical Industries, Inc. Rebuilt shrouded turbine blade and method of rebuilding the same
US5038014A (en) * 1989-02-08 1991-08-06 General Electric Company Fabrication of components by layered deposition
US5111570A (en) * 1990-08-10 1992-05-12 United Technologies Corporation Forge joining repair technique
US5451142A (en) * 1994-03-29 1995-09-19 United Technologies Corporation Turbine engine blade having a zone of fine grains of a high strength composition at the blade root surface
DE4412906C1 (de) * 1994-04-14 1995-07-13 Fraunhofer Ges Forschung Verfahren und Einrichtung für die ionengestützte Vakuumbeschichtung
US5783318A (en) * 1994-06-22 1998-07-21 United Technologies Corporation Repaired nickel based superalloy
US5525429A (en) * 1995-03-06 1996-06-11 General Electric Company Laser shock peening surface enhancement for gas turbine engine high strength rotor alloy repair
AU6321796A (en) 1996-04-03 1997-10-22 Zakrytoe Aktsionernoe Obschestvo "Skb "Istra" Method and device for applying porous coatings and cathode film of an electrol ytic condenser
US5732467A (en) * 1996-11-14 1998-03-31 General Electric Company Method of repairing directionally solidified and single crystal alloy parts
US6049978A (en) * 1996-12-23 2000-04-18 Recast Airfoil Group Methods for repairing and reclassifying gas turbine engine airfoil parts
US6302625B1 (en) * 1999-10-15 2001-10-16 United Technologies Corporation Method and apparatus for refurbishing a gas turbine airfoil
WO2001065590A2 (en) 2000-03-02 2001-09-07 Tokyo Electron Limited Esrf source for ion plating epitaxial deposition
US6339878B1 (en) 2000-03-27 2002-01-22 United Technologies Corporation Method of repairing an airfoil
US6605160B2 (en) * 2000-08-21 2003-08-12 Robert Frank Hoskin Repair of coatings and surfaces using reactive metals coating processes
US6427327B1 (en) * 2000-11-29 2002-08-06 General Electric Company Method of modifying cooled turbine components
US20020076573A1 (en) * 2000-12-19 2002-06-20 Neal James Wesley Vapor deposition repair of superalloy articles
US6536110B2 (en) 2001-04-17 2003-03-25 United Technologies Corporation Integrally bladed rotor airfoil fabrication and repair techniques
US8124178B2 (en) 2001-09-10 2012-02-28 University Of Virginia Patent Foundation Method and apparatus application of metallic alloy coatings
JP2003188115A (ja) 2001-12-17 2003-07-04 Shin Meiwa Ind Co Ltd 半導体配線形成方法及び装置、半導体デバイス製造方法及び装置、並びにウエハ
US6754955B1 (en) * 2003-01-30 2004-06-29 General Electric Company Method or repairing trailing edge portions of partitions in turbine diaphragms
US7216428B2 (en) 2003-03-03 2007-05-15 United Technologies Corporation Method for turbine element repairing
US8122600B2 (en) * 2003-03-03 2012-02-28 United Technologies Corporation Fan and compressor blade dovetail restoration process

Also Published As

Publication number Publication date
JP2005054801A (ja) 2005-03-03
KR20050016002A (ko) 2005-02-21
JP4021883B2 (ja) 2007-12-12
CN1584103A (zh) 2005-02-23
EP1505168B1 (en) 2008-10-08
US7216428B2 (en) 2007-05-15
UA81401C2 (en) 2008-01-10
ATE410530T1 (de) 2008-10-15
SG109003A1 (en) 2005-02-28
KR100704805B1 (ko) 2007-04-10
EP1505168A3 (en) 2006-06-14
US20040172825A1 (en) 2004-09-09
DE602004016922D1 (de) 2008-11-20
EP1505168A2 (en) 2005-02-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
UA79258C2 (en) Method for repair of turbine element made of titanium alloy
US8007244B2 (en) Article having a vibration damping coating and a method of applying a vibration damping coating to an article
US9683281B2 (en) Laser assisted oxide removal
US8449784B2 (en) Method for securing a sheath to a blade
EP1905953A2 (en) Low plasticity burnishing of coated titanium parts
EP1662092B1 (en) Fatigue-resistant gas turbine airfoil and method therefor
EP1217090A1 (en) Vapor deposition repair of superalloy articles
US8221841B2 (en) Pre-coating burnishing of erosion coated parts
JP2008128198A (ja) 圧縮機動翼
US7384244B2 (en) Fatigue-resistant components and method therefor
JP4974106B2 (ja) レーザショック誘起翼形部捻りの打ち消し
EP2960009B1 (en) Rotor blade manufacture
EP3282034A1 (en) Aluminum fan blade tip prepared for thermal spray deposition of abrasive by laser ablation
JP6234746B2 (ja) 皮膜補修方法
RU2685896C1 (ru) Способ нанесения защитного многослойного покрытия на лопатки моноколеса из титанового сплава