CN1295900A - 涡轮进口导向器段及其修理方法 - Google Patents

涡轮进口导向器段及其修理方法 Download PDF

Info

Publication number
CN1295900A
CN1295900A CN00135524A CN00135524A CN1295900A CN 1295900 A CN1295900 A CN 1295900A CN 00135524 A CN00135524 A CN 00135524A CN 00135524 A CN00135524 A CN 00135524A CN 1295900 A CN1295900 A CN 1295900A
Authority
CN
China
Prior art keywords
unit
turbine inlet
guiding section
inlet guiding
module
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
CN00135524A
Other languages
English (en)
Other versions
CN100371126C (zh
Inventor
小J·W·卡德尔
J·M·卡尔德维尔
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN1295900A publication Critical patent/CN1295900A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN100371126C publication Critical patent/CN100371126C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • 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
    • Y10T29/49721—Repairing with 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
    • Y10T29/49721—Repairing with disassembling
    • Y10T29/4973—Replacing of defective part

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一种修理涡轮进口导向器段的方法,该段具有设置外、内箍带之间的至少两个叶片,该方法包括下述步骤:将涡轮进口导向器段分成包含一个可修理叶片的一个第一个单元以及包含一个不可修理叶片的一个第二单元,把所述第一单元与一个新制成的和所述第二单元结构相同的单元连接起来。

Description

涡轮进口导向器段及其修理方法
本发明通常涉及燃气轮机的修理，尤其是该发动机中涡轮进口导向器段的修理。
一个燃气轮机包括一个压气机，其提供压缩空气给一个燃烧室，在燃烧室中该空气与燃料混合并被点燃以产生热的燃烧气体。这些燃气向下游流动到一级或多级涡轮，涡轮从燃气中提取能量以驱动该压气机并产生有用功，例如向一架飞行中的飞机提供动力。航空发动机通常包括一个设置在燃烧室出口的固定的涡轮进口导向器。该涡轮进口导向器包括许多沿圆周间隔开的叶片，它们将燃烧气体导入设置在该涡轮进口导向器下游的一个涡轮转子。涡轮进口导向器通常绕其圆周被分成几段，每个涡轮进口导向器段具有一个或多个位于内外箍带(band)之间的涡轮进口导向器叶片，这些箍带限定了流过涡轮进口导向器的热燃气的流道的径向边界。
涡轮进口导向器段在操作期间暴露在高温、腐蚀性的燃气流中，该气流减少了这些元件的有效使用寿命。因此，涡轮进口导向器段通常由耐高温的钴或镍-基超耐热合金制成并常常涂上一层抗腐蚀和/或隔热的材料。此外，涡轮进口导向器段通常用从压气机抽出的冷却空气进行内部冷却以延长使用寿命。即使进行这样的努力，涡轮进口导向器段的元件，特别是叶片，会产生裂纹、被腐蚀、或受到其它损坏，因此涡轮进口导向器段必须被修理或替换来保证可靠、有效的发动机操作。因为涡轮进口导向器段设计复杂并由相对昂贵的材料制成，并且制造昂贵，所以如果可能修理它们通常是更理想的。
现有的修理过程包含裂缝修补以及叶型表面的尺寸修复。然而，这种现有的修理受到局部变形及最小壁厚的限制，这超出重复修理和化学剥除处理所能修理的范围。因此，涡轮进口导向器段可能被损坏到不能通过已知的修理过程进行修理的程度。在有两个或更多叶片的涡轮进口导向器段，常常出现一个叶片可修理，而其他叶片不可修理的时候。为了避免在这种情况下废弃整个涡轮进口导向器段，需要寻求挽救涡轮进口导向器段可修理部分的方法。
在1979年12月4日公布的Jack W.Lee，等人的美国专利No.4，176，433中介绍了一种这样的方法。该专利披露了一种修理涡轮进口导向器段的方法(本文中称为涡轮叶片组)，其中一个被损坏的段的可修理叶片与该段的不可修理部分分开。然后这个被挽救的叶片与一个互补的可修理叶片组合，该互补的可修理叶片同样从另一个被损坏的段中挽救出来。当用该方法挽救否则将被报废的可修理叶片时，修理过的涡轮进口导向器段的使用寿命不会被延长良久，因为它包含旧叶片，它们在未来能进行的修理次数方面受限制。此外，该方法只有有合适的互补的补救叶片时才是可行的。
因此，需要一种修理涡轮进口导向器段的方法，其中可修理的叶片以这种方式补救，以使涡轮进口导向器段的使用寿命大大增强。
本发明满足了上述需要，本发明提供了一种修理涡轮进口导向器段的方法，所述涡轮进口导向器段具有至少两个位于内外箍带之间的叶片。这种方法包括将涡轮进口导向器段分成一个包含一个可修理叶片的第一单元(singlet)以及一个包含一个非可修理叶片的第二单元，并且把第一单元与新制成的和第二单元结构相同的一个单元连接起来。
通过参考附图阅读下面的详细说明和附加的权利要求，能够更好地理解本发明及其超过现有技术的优越性。
在说明书的概括部分对与本发明相关的问题进行了特别的强调和清楚的说明。但是，本发明可以参照附图及下面的描述被更好地理解，其中：
图1是需要修理的一个涡轮进口导向器段的透视图。
图2是两个叶片已经被分开后的图1所示涡轮进口导向器段的一个透视图。
图3是用在本发明修理方法中的一个新的涡轮进口导向器单元的透视图。
图4是用本发明的方法修理后的图1所示涡轮进口导向器段的一个透视图。
图5是一个图表，表示本发明的修理程序。
参照附图，其中同样的参考标号表示同样的元件，图1表示一个涡轮进口导向器段10，其具有第一和第二涡轮进口导向器叶片12和14。叶片12和14设置在一弓形的外箍带16和一弓形的内箍带18之间。叶片12和14限定为这样的叶型，该叶型便于最佳地将燃气导向位于其下游的一个涡轮转子(未示出)。外、内箍带16、18分别限定了流经涡轮进口导向器段10的气体的外、内径向边界。叶片12和14最好具有形成在其中的多个普通冷却孔20和后缘槽22。涡轮进口导向器段10最好由一个优质耐热合金，比如一种钴或镍-基耐热合金组成，并且可以涂覆一种抗腐蚀材料和/或隔热涂层。一个燃气轮机将包括许多这样沿圆周环形配置的段10。本文中，本发明的修理方法在是就一个双叶片涡轮进口导向器段进行介绍的，但是应该认识到本发明同样适用于具有多个叶片的涡轮进口导向器段。
在发动机工作期间，涡轮进口导向器段10会受到损害，比如由局部气流高温或外界物体撞击其上引起的。如上所述，涡轮进口导向器段10的一部分可能损坏到不能通过已知的修理方法修理的程度。本发明涉及一种修理涡轮进口导向器段的方法，其中叶片12和14中的一个是不可修理的，而另一个是可修理的。例如，图1所示的第一叶片12由于受到相对较小的损坏，所以作为一个可修理的叶片。图1所示的第二叶片14由于受到很大的损害，所以是不可修理的。但是，应该理解本发明将同样适用于这样的涡轮进口导向器段，其中第一叶片12是不可修理的，第二叶片14是可修理的。
本发明包括修理涡轮进口导向器段10的方法，其中不可修理的叶片14以及一些邻接的构件用新制成的铸件替换。这种方法包括通过沿外、内箍带16、18切削而将可修理的叶片12从不可修理的叶片14分开这一主要步骤。因此，段10被分成第一和第二部分或＂单元＂24和26(参见图2)。本文中，该术语＂单元＂指设置在外箍带16的一个连接部分和内箍带18的一个连接部分之间的一个叶片组件。该第一个单元24包括可修理的叶片12，因此是可补救的，而该第二单元26包括不可修理的叶片14，因此是不可比补救的。接着可补救单元24被连接到一个新制成的单元28，该单元和不可补救单元26的结构相同，以便产生一个修理好的涡轮进口导向器段。如图3所示，新单元28包括一个设置在外、内箍带部分32、34之间的叶片30。外、内箍带部分32、34的左边缘(如图3所示)分别限定了接合面36和38。
更详细地说，本发明的修理方法包括一初始步骤，即检查用过的涡轮进口导向器段以找出这样的段10，该段10具有一个可修理的叶片和另一个不可修理的叶片。当一个这样的段10被找出后，它将被剥掉任何可能存在的涂层材料(比如抗腐蚀或抗热涂层)。该涂层材料可以用任何适当的技术剥落，比如喷砂清理，化学浴等，或这些技术的一个组合。另外，应当释放段10中的残余应力。如果没有应力释放，后来的加工以及修理过程可能产生变形，导致可补救单元24的箍带16和18以及新单元28的相应箍带32和34之间不匹配。应力释放可以以任何已知的方式完成，比如把涡轮进口导向器段10置于一个相对高温和一个控制压力的环境下足够的时间。
下一步是把可修理的叶片12与不可修理的叶片14分开。分离叶片可以在剥除涂层材料和释放残余应力之前完成。但是，应力释放步骤最好在分离之前进行。这是因为当段10为一整件时释放应力能将箍带16和18保持接近晒图尺寸而不需要附加的固定装置。维持箍带尺寸有利于随后的新单元28与可补救单元24的接合。
分离是通过沿位于两个叶片12和14之间的基本上轴向的切割位置将外、内箍带16和18切成两部分的。该切断能通过任何传统的方法进行，比如研磨切轮或电火花加工机械。在切断以后，可补救单元24保留了外、内箍带16和18中邻接可修理叶片12的部分。如图2所示，外、内箍带部分16和18分别限定了接合面40和42，该接合面将和新单元28上的相应接合面36和38连接在一起。最好是，箍带切割位置(如图1中的虚线所示)离不可修理的叶片14比离可修理的叶片12更近一点，以便在可补救单元24上留下多的箍带材料。这样可以对箍带部分16和18进行机加工。
在分离以后，包含不可修理的叶片14的不可补救单元26被报废，对可补救单元24上的外、内箍带部分16和18进行加工，以使接合面40和42的尺寸与新单元28的接合面36和38匹配。接合面40和42的加工还能保证箍带部分16和18的适当尺寸，以便当可补救单元24和新单元28连接到一起时，第一叶片12和新单元28的叶片30之间的间隔满足涡轮进口导向器段10的气体流动面积的要求。
连接这两个单元24和28之前的下一个步骤是用已知的修理方法，比如合金钎焊、熔焊等对可修理叶片12进行初始修理。初始修理步骤的目的是修理相对较小的损坏，比如可修理叶片12中的小裂缝。
新单元28最好通过铸造和机加工方法制造，该方法类似于制造普通涡轮进口导向器段的方法，当然除了新单元28包含单个叶片30之外。在连接到可补救单元24之前，首先对新单元28进行机械加工以去除多余的金属。另外，新单元28最初被机加工成一个中间形状，它比不可补救单元26的设计形状稍大。这种中间形状保证连接和最后的加工之后两个单元之间的一个平滑接口。
一旦准备好单元24和28，它们就被连接在一起，如图4所示，以修复涡轮进口导向器段10。通过将可补救单元24的接合面40和42与新单元28的相应接合面36和38粘接在一起，两个单元24和28就连接在一起。粘结可以通过任何适当的普通方式完成，这些方式包括钎焊、熔焊或扩散(diffusion)粘结。
在一个优选的实施例中，新单元28由和可补救单元24相同的材料制造以产生一个修复的涡轮进口导向器段10，该涡轮进口导向器段10保持它原有的物质特性。但是，在另一个优选的实施例中，新单元28由不同的材料制造，最好是具有提高的物理特性的一种合金。通常是这种情况，即在一个燃气轮机元件例如一个涡轮进口导向器段的使用寿命期间，开发出了适合用于这种元件的改良合金。普通情况下，发动机操作人员将不得不用改良合金制成的新零件替换现有的零件以实现改进的物理特性。然而，通过用改良合金制造这种新单元28，修理后的涡轮进口导向器段10将部分地获得增强的物理特性。另外，在后来的用本发明的方法对涡轮进口导向器段的修理中，可修理的叶片12可能变成不可修理的。在时，用另外一个由改良合金制成的新单元代替段10的不可补救部分将导致整个段10具有增强的物理特性，而没有购买整个更换部分的成本。
在这两个单元24和28连接在一起之后，修复的涡轮进口导向器段10具有一个以前使用的部分(与可补救单元24对应)和一个新制造的部分(与新单元28对应)。下一步是完成可修理叶片12和连接结构的修理。尽管上述初始修理步骤对相对较小的损坏进行了修理，还有大量的可修理损害，比如大的裂缝和磨损面需要修理。这种附加修理可以用一个标准的合金堆焊技术实现。通常，这需要用一种适当的合金粉或糊剂(paste)覆盖涡轮进口导向器段10，然后加热该段10以将附加合金扩散粘合到涡轮进口导向器段上。
然后，整个段10，包括新制成的部分在内，被加工到其设计形状。在这两个单元24和28被连接之后进行合金堆焊过程和最后的机加工保证在这两个单元的接口之间没有台阶或不连续部分存在。最后，以已知方式重新涂上以前使用的抗腐蚀或隔热涂层。
如上所述，本发明的修理方法根据对旧涡轮进口导向器段的检查来识别有一个可修理叶片和一个不可修理叶片的段。对于这种方法，只有被确定有可修理的和不可修理叶片的段将采用本发明的修理方法。或者，本发明的修理方法根据程序进行。例如，图5表示一个双叶片涡轮进口导向器段的修理程序，其中用上述方法有规则地以新的已制成单元替换叶片。尽管只描述了一个可能的程序，应该知道也能采用其它程序。
在图5中，示意地表示了涡轮进口导向器段10整个使用寿命期间的各阶段。在每个情况中，左半块表示一个单元，右半块表示另一个单元。图中最左边的视图表示新元件时的涡轮进口导向器段。因此，每个单元被标作N。下一个视图是第一次修理时的涡轮进口导向器段。这时，假设没有叶片被不正常地损坏，每个单元经历普通的修理。因此，每个单元被同时修理，标作R1。下一个视图是第二次修理时的涡轮进口导向器段。这次损坏的单元与另一单元分开并根据上述方法用新的已制成的单元替换，其中包括对另一单元进行的标准修理。因此，一个单元是新的(表示以N)，另一个单元被修理过两次(表示以R2)。下一个视图是第三次修理时的涡轮进口导向器段。这一次对第二次修理时未替换的单元以新的已制成单元替换，而且对另一单元进行标准修理。因此。一个单元是新的(表示以N)，另一单元被修理过一次(表示以R1)。最后一个视图是第四次修理时的涡轮进口导向器段。这里，对第三次修理时未替换的单元用新的已制成单元替换，而且对另一单元进行标准修理。因此，一个单元是新的(表示以N)，另一单元被修理过一次(表示以R1)。以后，该顺序将继续，以使新的替换单元从一侧到另一侧交替。
前面已经描述了一种修理涡轮进口导向器段的方法，其中涡轮进口导向器段的使用寿命段被大大增强。尽管只对本发明的具体实施例进行了描述，对于本领域的技术人员来说，在不偏离由附加的权利要求书所限定的本发明的精神和范围内，可以进行各种变型。

Claims (21)

1．一种修理涡轮进口导向器段(10)的方法，该涡轮进口导向器段具有位于外、内箍带(16，18)之间的至少两个叶片(12，14)，所述方法包括下述步骤：
将所述涡轮进口导向器段(10)分成一个包含所述叶片中的一个(12)的第一单元(24)和一个包含所述叶片中的另一个(14)的第二单元(24)；以及
把所述第一单元(24)与一个新制成的和所述第二单元(24)结构相同的单元(28)连接起来。
2．如权利要求1所述的方法，其特征在于：将所述涡轮进口导向器段(10)分成第一和第二单元(22，24)的所述步骤包括在所述两个叶片(12，14)之间将所述外箍带(16)和所述内箍带(18)分成两部分。
3．如权利要求1所述的方法，还包括对所述第一单元(24)中的损坏进行修理的步骤。
4．如权利要求3所述的方法，其特征在于：在所述第一单元(24)中的一些损坏在将所述第一单元(24)连接到新制成的单元(28)上之前修理，在所述第一单元(24)中的一些损坏在将所述第一单元(24)连接到新制成的单元(28)上之后修理。
5．如权利要求1所述的方法，其特征在于：所述新制成的单元(28)有比所述第二单元(24)大的中间形状。
6．如权利要求1所述的方法，还包括把合金堆焊到所述涡轮进口导向器段(10)上，然后把所述第一个单元(24)与所述新制成的单元(28)连接起来的步骤。
7．如权利要求6所述的方法，还包括在进行合金堆焊之后将所述涡轮进口导向器段(10)机加工到其设计形状的步骤。
8．如权利要求1所述的方法，其特征在于：所述新制成的单元(28)由和所述第一单元(24)相同的材料制造。
9．如权利要求1所述的方法，其特征在于：所述新制成的单元(28)由一种材料制造，该材料与制造所述第一单元(24)的材料相比具有增强的物理特性。
10．如权利要求1所述的方法，还包括以下步骤：将所述第一单元(24)与所述新制成的单元(28)分开；以及
把所述新制成的单元(28)与另一个和所述第一单元(24)结构相同的新制成单元(28)连接起来。
11．一种修理涡轮进口导向器段(10)的方法，该段具有设置在一个第一外箍带(16)和一个第一内箍带(18)之间的一个可修理的叶片(12)和一个不可修理的叶片(14)，所述方法包括下述步骤：
提供一个新制成的单元(28)，其包括一个设置在具有一个第一接合面(36)的第二外箍带(32)和具有一个第二接合面(38)的第二内箍带(34)之间的叶片(30)；
在所述两个叶片(12，14)之间将所述涡轮进口导向器段(10)的第一外箍带(16)和第一内箍带(18)切成两部分，以便将所述涡轮进口导向器段(10)分成一个包含所述可修理叶片(12)的第一个单元(24)以及一个包含所述不可修理叶片(14)的第二单元(24)，其中所述第一单元(24)包括一个所述第一外箍带(16)上的第三接合面(40)和一个所述第一内箍带(18)上的第四接合面(42)；
修理所述第一单元(24)中的损坏；以及
通过将所述第一和第三接合面(36，40)粘结在一起，及将所述第二和第四接合面(38，42)粘结在一起而将所述第一单元(24)与所述新制成的单元(28)连接在一起。
12．如权利要求11所述的方法，其特征在于：所述新制成的单元(28)有比所述第二单元(24)大的中间形状。
13．如权利要求11所述的方法，还包括把合金堆焊到所述涡轮进口导向器段(10)上，然后把所述第一个单元(24)与所述新制成的单元(28)连接起来的步骤。
14．如权利要求13所述的方法，还包括在进行合金堆焊之后将所述涡轮进口导向器段(10)机加工到其设计形状的步骤。
15．如权利要求11所述的方法，其特征在于：所述新制成的单元(28)由和所述第一单元(24)相同的材料制造。
16．如权利要求11所述的方法，其特征在于：所述新制成的单元(28)由一种材料制造，该材料与制造所述第一单元(24)的材料相比具有增强的物理特性。
17．如权利要求11所述的方法，还包括在连接所述第一单元(24)和所述新制成的单元(28)之前机加工所述第三和第四接合面(40，42)的步骤。
18．如权利要求11所述的方法，还包括以下步骤：将所述第一单元(24)与所述新制成的单元(28)分开；以及
把所述新制成的单元(28)与另一个新制成的和所述第一单元(24)结构相同的单元(28)连接起来。
19．一个涡轮进口导向器段(10)包括：
一外箍带(16)；
一内箍带(18)；
设置在所述外、内箍带(16，18)之间的第一和第二叶片(12，14)，其特征在于：所述第一叶片(12)以及所述外、内箍带(16，18)的相邻部分限定了所述涡轮进口导向器段(10)的一个第一部分，而所述第二叶片(14)以及所述外、内箍带(16，18)分别相邻的部分限定了所述涡轮进口导向器段(10)的一个第二部分，所述第一部分是以前使用的，所述第二部分是新制造的。
20．如权利要求19所述的涡轮进口导向器段(10)，其特征在于：所述第一和第二部分由相同的材料制成。
21．如权利要求19所述的涡轮进口导向器段(10)，其特征在于：所述第二部分由一种材料制成，该材料相对于制造所述第一部分的材料有增强的物理特性。
CNB001355244A 1999-11-12 2000-11-11 涡轮进口导向器段的修理方法 Expired - Fee Related CN100371126C (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/438,969 1999-11-12
US09/438,969 US6785961B1 (en) 1999-11-12 1999-11-12 Turbine nozzle segment and method of repairing same
US09/438969 1999-11-12

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1295900A true CN1295900A (zh) 2001-05-23
CN100371126C CN100371126C (zh) 2008-02-27

Family

ID=23742766

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB001355244A Expired - Fee Related CN100371126C (zh) 1999-11-12 2000-11-11 涡轮进口导向器段的修理方法

Country Status (11)

Country Link
US (2) US6785961B1 (zh)
EP (1) EP1099508B1 (zh)
JP (1) JP4659968B2 (zh)
KR (1) KR100495573B1 (zh)
CN (1) CN100371126C (zh)
BR (1) BR0005334B1 (zh)
DE (1) DE60036351T2 (zh)
MX (1) MXPA00011074A (zh)
PL (1) PL194259B1 (zh)
SG (1) SG90191A1 (zh)
TR (1) TR200003284A2 (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108252746A (zh) * 2016-10-12 2018-07-06 通用电气公司 涡轮叶片及其有关形成方法
CN106514149B (zh) * 2016-11-29 2018-08-10 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种整体式导向器的加工方法
CN110853439A (zh) * 2018-08-20 2020-02-28 联合工艺公司 风扇叶片翻新训练装置
CN113513369A (zh) * 2021-07-26 2021-10-19 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种用于船用燃气轮机涡轮叶片喉道面积调整方法

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6785961B1 (en) * 1999-11-12 2004-09-07 General Electric Corporation Turbine nozzle segment and method of repairing same
US6994520B2 (en) 2004-05-26 2006-02-07 General Electric Company Internal core profile for a turbine nozzle airfoil
US7220100B2 (en) * 2005-04-14 2007-05-22 General Electric Company Crescentic ramp turbine stage
US20080038106A1 (en) * 2005-10-05 2008-02-14 Oshkosh Truck Corporation Mobile lift device
DE102006016703A1 (de) * 2006-04-08 2007-10-11 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Reparatur eines Leitschaufelsegments
US20070274854A1 (en) * 2006-05-23 2007-11-29 General Electric Company Method of making metallic composite foam components
US7845549B2 (en) * 2006-05-31 2010-12-07 General Electric Company MIM braze preforms
US20070295785A1 (en) * 2006-05-31 2007-12-27 General Electric Company Microwave brazing using mim preforms
DE102006034055A1 (de) * 2006-07-20 2008-01-24 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Reparatur eines Leitschaufelsegments für ein Strahltriebwerk
US7837437B2 (en) * 2007-03-07 2010-11-23 General Electric Company Turbine nozzle segment and repair method
US8220150B2 (en) * 2007-05-22 2012-07-17 United Technologies Corporation Split vane cluster repair method
US7798773B2 (en) * 2007-08-06 2010-09-21 United Technologies Corporation Airfoil replacement repair
US20090113706A1 (en) * 2007-11-06 2009-05-07 General Electric Company Craze crack repair of combustor liners
US20090274562A1 (en) * 2008-05-02 2009-11-05 United Technologies Corporation Coated turbine-stage nozzle segments
US20100122973A1 (en) * 2008-11-20 2010-05-20 General Electric Company Welding process
US8245399B2 (en) * 2009-01-20 2012-08-21 United Technologies Corporation Replacement of part of engine case with dissimilar material
US8763403B2 (en) 2010-11-19 2014-07-01 United Technologies Corporation Method for use with annular gas turbine engine component
PL220908B1 (pl) 2012-08-09 2016-01-29 Gen Electric Sposób instalowania co najmniej jednego odpowiedniego czopa na każdej z jednej lub więcej łopatek turbiny, sposób montażu wielu łopatek turbiny i jednej lub więcej pokryw dla łopatek turbiny oraz sposób regeneracji zespołu wirnikowego układu turbiny

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4096614A (en) * 1975-09-02 1978-06-27 General Electric Company Method and apparatus for removing stator vanes
US4141124A (en) * 1977-08-29 1979-02-27 United Technologies Corporation Method and apparatus for removing one or more vanes from a gas turbine compressor stator
US4176433A (en) 1978-06-29 1979-12-04 United Technologies Corporation Method of remanufacturing turbine vane clusters for gas turbine engines
US4194869A (en) 1978-06-29 1980-03-25 United Technologies Corporation Stator vane cluster
US4326833A (en) * 1980-03-19 1982-04-27 General Electric Company Method and replacement member for repairing a gas turbine engine blade member
US4305697A (en) * 1980-03-19 1981-12-15 General Electric Company Method and replacement member for repairing a gas turbine engine vane assembly
US4400915A (en) * 1980-06-02 1983-08-30 United Technologies Corporation Fixture for restoring a face on the shroud of a rotor blade
US4741128A (en) * 1986-08-14 1988-05-03 Amoco Corporation Cutter assembly
US5060842A (en) 1990-04-09 1991-10-29 Westinghouse Electric Corp. Method for refurbishing nozzle block vanes of a steam turbine
US5272809A (en) * 1990-09-04 1993-12-28 United Technologies Corporation Technique for direct bonding cast and wrought materials
US5197190A (en) * 1991-03-04 1993-03-30 United Technologies Corporation Fabrication of repair method for an integrally bladed rotor
US5269057A (en) 1991-12-24 1993-12-14 Freedom Forge Corporation Method of making replacement airfoil components
US5248240A (en) * 1993-02-08 1993-09-28 General Electric Company Turbine stator vane assembly
US5560841A (en) 1994-10-11 1996-10-01 United Technologies Corporation Stator vane extraction
US5697151A (en) * 1995-08-07 1997-12-16 General Electric Company Method for repairing partitions of a turbine diaphragm
US5765993A (en) * 1996-09-27 1998-06-16 Chromalloy Gas Turbine Corporation Replacement vane assembly for fan exit guide
US5758416A (en) 1996-12-05 1998-06-02 General Electric Company Method for repairing a turbine engine vane segment
US5813832A (en) 1996-12-05 1998-09-29 General Electric Company Turbine engine vane segment
EP0882545A3 (de) * 1997-06-05 1999-03-10 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Verfahren zum Reparieren von integral gegossenen Leitkränzen einer Turbine
US6173491B1 (en) 1999-08-12 2001-01-16 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method for replacing a turbine vane airfoil
US6154959A (en) * 1999-08-16 2000-12-05 Chromalloy Gas Turbine Corporation Laser cladding a turbine engine vane platform
US6785961B1 (en) * 1999-11-12 2004-09-07 General Electric Corporation Turbine nozzle segment and method of repairing same

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108252746A (zh) * 2016-10-12 2018-07-06 通用电气公司 涡轮叶片及其有关形成方法
CN108252746B (zh) * 2016-10-12 2021-12-07 通用电气公司 涡轮叶片及其有关形成方法
CN106514149B (zh) * 2016-11-29 2018-08-10 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种整体式导向器的加工方法
CN110853439A (zh) * 2018-08-20 2020-02-28 联合工艺公司 风扇叶片翻新训练装置
CN110853439B (zh) * 2018-08-20 2023-09-12 联合工艺公司 风扇叶片翻新训练装置
CN113513369A (zh) * 2021-07-26 2021-10-19 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种用于船用燃气轮机涡轮叶片喉道面积调整方法

Also Published As

Publication number Publication date
MXPA00011074A (es) 2003-04-25
US6785961B1 (en) 2004-09-07
TR200003284A2 (tr) 2001-09-21
DE60036351T2 (de) 2008-05-08
EP1099508B1 (en) 2007-09-12
KR100495573B1 (ko) 2005-06-16
US20030215329A1 (en) 2003-11-20
JP2001152873A (ja) 2001-06-05
SG90191A1 (en) 2002-07-23
BR0005334B1 (pt) 2008-11-18
PL343748A1 (en) 2001-05-21
BR0005334A (pt) 2001-07-03
KR20010060282A (ko) 2001-07-06
EP1099508A3 (en) 2002-11-27
CN100371126C (zh) 2008-02-27
JP4659968B2 (ja) 2011-03-30
PL194259B1 (pl) 2007-05-31
EP1099508A2 (en) 2001-05-16
DE60036351D1 (de) 2007-10-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100371126C (zh) 涡轮进口导向器段的修理方法
US6494677B1 (en) Turbine nozzle segment and method of repairing same
KR100672134B1 (ko) 터빈 노즐 세그먼트 및 그 수리 방법
EP1674665B1 (en) Turbine nozzle segment and method of repairing the same
JP4474146B2 (ja) 鋳造ノズルの組み立て式修理
US6905308B2 (en) Turbine nozzle segment and method of repairing same
EP1319802A2 (en) Turbine nozzle segment and method of repairing same
CA2623675C (en) Turbine nozzle segment and repair method
EP2551457A2 (en) Vane assembly and method of forming a vane assembly for a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20080227

Termination date: 20161111

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee