DE102009036342A1 - Method for reinforcing edge area of highly loaded component e.g. gas turbine blade, in airplane, involves reinforcing component area by arranging stabilization element, and removing stabilization element - Google Patents
Method for reinforcing edge area of highly loaded component e.g. gas turbine blade, in airplane, involves reinforcing component area by arranging stabilization element, and removing stabilization element Download PDFInfo
- Publication number
- DE102009036342A1 DE102009036342A1 DE102009036342A DE102009036342A DE102009036342A1 DE 102009036342 A1 DE102009036342 A1 DE 102009036342A1 DE 102009036342 A DE102009036342 A DE 102009036342A DE 102009036342 A DE102009036342 A DE 102009036342A DE 102009036342 A1 DE102009036342 A1 DE 102009036342A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- component
- area
- component area
- stabilizing element
- coating
- 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.)
- Withdrawn
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
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/286—Particular treatment of blades, e.g. to increase durability or resistance against corrosion or erosion
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B24—GRINDING; POLISHING
- B24C—ABRASIVE OR RELATED BLASTING WITH PARTICULATE MATERIAL
- B24C1/00—Methods for use of abrasive blasting for producing particular effects; Use of auxiliary equipment in connection with such methods
- B24C1/10—Methods for use of abrasive blasting for producing particular effects; Use of auxiliary equipment in connection with such methods for compacting surfaces, e.g. shot-peening
-
- 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
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/288—Protective coatings for blades
-
- 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
- F01D5/34—Rotor-blade aggregates of unitary construction, e.g. formed of sheet laminae
-
- 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
- F04D29/02—Selection of particular materials
- F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
-
- 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
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
-
- 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
- F05D2230/10—Manufacture by removing material
- F05D2230/11—Manufacture by removing material by electrochemical methods
-
- 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
- F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
- F05D2230/53—Building or constructing in particular ways by integrally manufacturing a component, e.g. by milling from a billet or one piece construction
-
- 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
- F05D2230/90—Coating; Surface treatment
-
- 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
Abstract
Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Verfestigen eines Bauteilbereichs, insbesondere eines Kantenbereichs einer Gasturbinenschaufel, und ein nach einem derartigen Verfahren hergestelltes Bauteil nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 13.The The invention relates to a method for solidifying a component region, in particular, an edge region of a gas turbine blade, and a manufactured by such a method component after the Preamble of claim 13.
Hochbelastete
Bauteile wie zum Beispiel Schaufeln eines Hochdruckverdichters einer
Strömungsmaschine bzw. Gasturbine, werden zur Erhöhung
ihrer dynamischen Belastbarkeit üblicherweise verfestigt.
Hierzu werden die Schaufeln häufig einem Strahlverfahren
unterzogen, mittels dem im Oberflächenbereich der Schaufeln
Druckeigenspannungen eingebracht werden. Ein derartiges Verfahren
ist beispielsweise in dem Patent
Zum
Schutz vor Beschädigungen dünnwandiger Bauteilbereiche
wie Kantenbereiche von Gasturbinenschaufeln beim Verfestigen schlägt
das Patent
Das
Patent
Die
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Verfahren zum Verfestigen eines Bauteilbereichs eines Bauteils, das die vorgenannten Nachteile beseitigt und eine gezielte Einbringung von Druckeigenspannungen in den Bauteilbereich ermöglicht, sowie ein Bauteil mit einem verfestigten Bauteilbereich zu schaffen.task The present invention is a method for solidifying a component region of a component, which has the aforementioned disadvantages eliminated and a targeted introduction of residual compressive stresses in the component area allows, as well as a component with to create a consolidated component area.
Diese Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren mit den Schritten des Patentanspruchs 1 oder durch ein Bauteil mit den Merkmalen des Patentanspruchs 13.These Task is solved by a procedure with the steps of claim 1 or by a component having the features of Claim 13.
Bei einem erfindungsgemäßen Verfahren zur Verfestigung eines Bauteilbereichs eines Bauteils, insbesondere ein Kantenbereich einer Gasturbinenschaufel, wird zuerst zumindest der Bauteilbereich durch Anordnung eines Stabilisierungselements stabilisiert. Anschließend erfolgt eine Verfestigung des Bauteilbereichs durch das Stabilisierungselement hindurch. Abschließend wird das Stabilisierungselement entfernt.at a solidification process according to the invention a component region of a component, in particular an edge region a gas turbine blade, at least the component area is first through Stabilized arrangement of a stabilizing element. Subsequently the component area is solidified by the stabilizing element. Finally, the stabilizing element is removed.
Vorteilhaft an der erfindungsgemäßen Lösung ist, dass während der Verfestigung die Wandstärke des Bauteilbereichs durch das Stabilisierungselement vergrößert wird und somit Druckeigenspannungen gezielt in den Bauteilbereich eingeleitet werden können, ohne dass eine Beschädigung des Bauteilbereichs zu befürchten ist. Insofern ist das erfindungsgemäße Verfahren insbesondere für dünnwandige Bauteilbereiche wie zum Beispiel Schaufelblätter von Flugzeugtriebwerken oder deren Kantenbereichen geeignet. Beschädigungen wie Umformungen oder Materialzerstörungen des eigentlich dünnwandigen Bauteilbereichs werden vermieden. Das Stabilisierungselement dient somit neben der Stabilisierung des Bauteilbereichs auch als Schutzelement. Die Verfestigung des gesamten Bauteils kann in einem Behandlungsschritt mit unveränderten Verfahrensparametern erfolgen. Nach der Entfernung des Stabilisierungselements weist das Bauteil die geforderte Endkontur auf, wobei es durch die gezielte Verfestigung seines an sich dünnwandigen Bauteilbereichs eine verbesserte Schwingfestigkeit bzw. eine erhöhte dynamische Belastbarkeit und somit eine verlängerte Lebensdauer aufweist.Advantageous at the solution according to the invention, that during solidification the wall thickness of the Component area increased by the stabilizing element is and thus compressive stresses targeted in the component area can be initiated without causing damage of the component area is to be feared. So that's it inventive method in particular for thin-walled component areas such as blades suitable for aircraft engines or their edge regions. damage like transformations or material destruction of the actually thin-walled component area can be avoided. The stabilizing element thus serves as well as stabilizing the component area as well Protective element. The solidification of the entire component can in one Treatment step with unchanged process parameters respectively. After removal of the stabilizing element has the component on the required final contour, whereby it by the targeted Solidification of its thin-walled component area an improved vibration resistance or an increased dynamic Resilience and thus has a longer life.
Verfestigte Oberflächen sind in der Regel nicht glatt sondern weisen Kugeleindrücke durch Strahlen oder Rillen durch Rollen auf. Mit dem beschriebenen Verfahren werden glatte bis spiegelnde Oberflächen erzeugt, die zu einer wesentlichen Verbesserung der Aerodynamik beitragen.solidified Surfaces are usually not smooth but exhibit Ball impressions by blasting or creasing by rolling on. The described method turns smooth to mirrored surfaces generated, resulting in a significant improvement in aerodynamics contribute.
Bei
einem bevorzugten Ausführungsbeispiel wird das Stabilisierungselement
als ein Aufmaß ausgebildet. Dies hat den Vorteil, dass
das Stabilisierungselement eine Einheit mit dem Bauteilbereich bildet
und somit integral mit dem Bauteilbereich ausgebildet ist, so dass
sich die Druckeigenspannungen störungs- bzw. trennebenenfrei
durch das Stabilisierungselement in den Bauteilbereich erstrecken
können. Im Gegensatz zur bekannten Lösung nach
der
Bei einer Variante wird das Aufmaß integral bei der Herstellung des Bauteilbereichs ausgebildet. Dies kann beispielsweise durch mechanische oder elektrochemische Bearbeitung erfolgen. Diese integrale Ausbildung hat den Vorteil, dass die eigentliche Oberfläche des Bauteilbereichs erst bei der Entfernung des Aufmaßes ausgebildet wird.at In one variant, the allowance becomes integral during manufacture formed of the component area. This can be done, for example mechanical or electrochemical machining done. This integral Training has the advantage of having the actual surface of the component area only when removing the allowance is trained.
Bei einer anderen Variante wird das Aufmaß als eine Beschichtung aufgebracht. Hierdurch ist es möglich, das Material bzw. die Materialzusammensetzung des Aufmaßes nahezu flexibel zu wählen, so dass die Einleitung und Tiefe der Druckeigenspannungen in den Bauteilbereich nicht nur durch die Aufmaßdicke, sondern auch durch die Materialwahl beeinflusst werden kann. So kann sich die Beschichtung chemisch vom Grundwerkstoff des Bauteilbereichs unterscheiden und/oder als eine elektrisch leitfähige Auflageschicht aufgebracht werden. Die Beschichtung kann jedoch auch eine nichtmetallische Auflageschicht sein. Das Aufbringen der Beschichtung richtet sich vornehmlich nach der jeweiligen Materialwahl und kann durch Spritzen, Lackieren, Galvanisieren oder als Folie erfolgen.at In another variant, the oversize is used as a coating applied. This makes it possible, the material or the material composition of the oversize almost flexible to choose, so that the initiation and depth of residual compressive stresses in the component area not only by the stock thickness, but also influenced by the choice of materials. So The coating can chemically from the base material of the component area differ and / or as an electrically conductive pad layer be applied. However, the coating may also be a non-metallic coating layer be. The application of the coating depends primarily on the particular choice of material and can by spraying, painting, Electroplating or as a foil.
Bei einem Ausführungsbeispiel wird das Aufmaß mit einer Dicke von weniger als 1 mm, bevorzugterweise im Bereich von etwa 50 μm bis etwa 250 μm, aufgebracht. Eine derart dünne Materialstärke erlaubt eine bauteilschonende Einbringung der Druckeigenspannungen. Gleichzeitig ist der Bauteilbereich beim Verfestigen ausreichend stabilisiert.at In one embodiment, the allowance with a thickness of less than 1 mm, preferably in the range of about 50 microns to about 250 microns, applied. A Such thin material thickness allows a component-sparing Introduction of residual compressive stresses. At the same time is the component area sufficiently stabilized during solidification.
Das Entfernen des Aufmaßes erfolgt bevorzugterweise mittels eines elektrochemischen Abtragungsverfahrens (ECM bzw. PECM). Diese Abtragungsverfahren erlauben eine sehr genaue Abtragung des Aufmaßes unabhängig von der Bauteilgeometrie, so dass selbst komplexe Bauteilgeometrien gezielt ausgebildet werden können. Darüber hinaus sind mit diesen Abtragungsverfahren hohe Oberflächenguten einstellbar.The Removal of the oversize is preferably done by means of an electrochemical removal process (ECM or PECM). These Abtragungsverfahren allow a very accurate removal of the allowance regardless of the part geometry, so even complex Component geometries can be designed specifically. About that In addition, with these removal methods are high surface quality adjustable.
Das Verfestigen erfolgt vorzugsweise mittels eines Strahlverfahrens wie zum Beispiel einem Kugelstrahlverfahren oder einem Ultraschallkugelstrahlverfahren. Die Strahlverfahren haben den Vorteil, dass ebenfalls komplexe Bauteilgeometrien verfestigt werden können und der Verfestigungsgrad individuell lokal eingestellt werden kann.The Solidification preferably takes place by means of a blasting process such as a shot peening method or an ultrasonic shot peening method. The blasting processes have the advantage that likewise complex component geometries can be solidified and the degree of solidification individually can be set locally.
Ein erfindungsgemäßes Bauteil hat einen Bauteilbereich, insbesondere ein Kantenbereich einer Gasturbinenschaufel, der verfestigt ist und Druckeigenspannungen aufweist. Erfindungsgemäß ist der Bauteilbereich mit einem Stabilisierungselement versehen, durch das sich die Druckeigenspannungen in den Bauteilbereich erstrecken. Das Stabilisierungselement erlaubt die gezielte Verfestigung von Bauteilbereichen quasi unabhängig von ihrer jeweiligen Wandstärke bzw. ihrem Kantenradius. So weist bei einem Ausführungsbeispiel der Bauteilbereich nach einem Entfernen des Stabilisierungselements einen Kantenradius von etwa 0,2 mm auf.One component according to the invention has a component region, in particular, an edge region of a gas turbine blade which solidifies is and has residual compressive stresses. According to the invention the component area provided with a stabilizing element, through that the compressive residual stresses extend into the component area. The stabilizing element allows the targeted solidification of Component areas virtually independent of their respective Wall thickness or its edge radius. So points at a Embodiment of the component area after removal of the stabilizing element has an edge radius of about 0.2 mm.
Bevorzugterweise ist das Bauteil ein integral beschaufeltes Verdichterlaufrad, wobei die Bauteilbereiche die Schaufeln bzw. Schaufelblätter darstellen.preferably, the component is an integrally bladed compressor impeller, wherein the component areas the blades or blades represent.
Sonstige vorteilhafte Ausführungsbeispiele sind Gegenstand weiterer Unteransprüche.other advantageous embodiments are the subject of further Dependent claims.
Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung näher erläutert.in the Following are preferred embodiments of the invention explained in more detail.
Bei einem ersten Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Verfahrens wird eine dünnwandige Laufschaufel eines integral beschaufelten Laufrades (Blisk) eines Hochdruckverdichters von Kleintriebwerken verfestigt. Zur Stabilisierung der Laufschaufel bei der Verfestigung wird diese bei ihrer Herstellung mit einem integral ausgebildeten Aufmaß von etwa 50 μm bis 200 μm versehen. Anschließend wird die Laufschaufel einer Strahlbehandlung unterzogen, wobei die Verfestigung bis in eine Tiefe unterhalb des Aufmaßes erfolgt, so dass gezielt Druckeigenspannungen in die Laufschaufel eingeleitet werden. Nach dem Verfestigen wird das Aufmaß mittels eines elektrochemischen Abtragungsverfahrens (Electro Chemical Machining (ECM) bzw. Precise Electro Chemical Machining (PECM)) entfernt und die Laufschaufel auf ihre Endkontur abgesenkt. Bei dem Absenken bleiben die Druckeigenspannungen in der Laufschaufel bestehen und ihre Schwingfestigkeit wird verbessert. Als Oberflächengüte wird bei der Absenkung auf die Endkontur eine Oberflächenrauheit von Ra ≤ 2 μm eingestellt.at a first embodiment of the invention Process becomes a thin-walled blade of an integral bladed impeller (blisk) of a high pressure compressor of small engines solidified. To stabilize the blade during solidification this is in their manufacture with an integrally formed Made allowance of about 50 microns to 200 microns. Subsequently, the blade of a blasting treatment subjected to solidification to a depth below the Measurement takes place, so that targeted residual compressive stresses be introduced into the blade. After solidifying becomes the measurement by means of an electrochemical removal method (Electro Chemical Machining (ECM) or Precise Electro Chemical Machining (PECM)) and lowered the blade to its final contour. When lowering the residual compressive stresses remain in the blade exist and their vibration resistance is improved. As surface quality becomes a surface roughness when lowered to the final contour of Ra ≤ 2 μm.
Bei einem zweiten Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Verfahrens wird ebenfalls eine dünnwandige Laufschaufel eines integral beschaufelten Laufrades eines Hochdruckverdichters von Kleintriebwerken verfestigt. Die Laufschaufel wird auf Ihre Endkontur gefertigt und anschließend durch das Auftragen einer Beschichtung stabilisiert. Somit tritt die Beschichtung an die Stelle des Aufmaßes nach dem ersten Ausführungsbeispiel. Die Beschichtung wird mit einer Dicke von etwa 50 μm bis 250 μm aufgetragen. Nach dem Auftragen der Beschichtung wird die Laufschaufel einer Strahlbehandlung unterzogen, in der in die Beschichtung Druckeigenspannungen induziert werden, die sich durch die Beschichtung bis in die Laufschaufel erstrecken. Abschließend wird die Beschichtung durch ein elektrochemisches Abtragungsverfahren entfernt, wobei die Druckeigenspannungen in der Laufschaufel bestehen bleiben und ihre Schwingfestigkeit verbessert wird. Als Oberflächengüte wird bei der Absenkung auf die Endkontur eine Oberflächenrauhigkeit von Ra ≤ 2 μm eingestellt.In a second embodiment of the The method according to the invention also solidifies a thin-walled blade of an integrally bladed impeller of a high-pressure compressor of small engines. The blade is made to your final contour and then stabilized by applying a coating. Thus, the coating takes the place of the oversize according to the first embodiment. The coating is applied at a thickness of about 50 μm to 250 μm. After the coating has been applied, the blade is blasted to induce compressive stresses in the coating that extend through the coating into the blade. Finally, the coating is removed by an electrochemical removal process, whereby the residual compressive stresses remain in the blade and their vibration resistance is improved. As surface quality, a surface roughness of Ra ≦ 2 μm is set during the lowering to the final contour.
Zur Verdeutlichung der Dünnwandigkeit der Laufschaufeln sei erwähnt, dass die in dem ersten bzw. zweiten Ausführungsbeispiel verfestigte Laufschaufel einen Kantenbereich, beispielsweise eine Strömungsabrisskante, mit einem Kantenradius von etwa 0,2 mm aufweist. Aufgrund der erfindungsgemäßen Stabilisierung während der Verfestigungsbehandlung wird insbesondere eine Beschädigung des Kantenbereichs verhindert, so dass auch in den Kantenbereich Druckeigenspannungen gezielt eingebracht werden, die die Lebensdauer der Laufschaufel und deren dynamische Schwingfestigkeit erhöhen. Die Erfindung ist jedoch nicht auf dünnwandige Bauteile mit einem Kantenradius von 0,2 mm beschränkt. So ist es ebenfalls vorstellbar, dickwandige Bauteilbereiche mit dem erfindungsgemäßen Stabilisierungselement zu versehen, wenn bei einer Verfestigung ohne ein derartiges Stabilisierungselement eine Beschädigung des Bauteilbereichs die Folge wäre bzw. wenn ohne dem Stabilisierungselement von einer Verfestigung Abstand genommen werden würde.to Clarification of the thinness of the blades is mentioned that in the first and second embodiment solidified blade an edge region, such as a stall edge, having an edge radius of about 0.2 mm. Due to the invention Stabilization during the solidification treatment is especially prevents damage to the edge area, so that even in the edge area compressive stresses introduced targeted be the life of the blade and its dynamic Increase fatigue strength. However, the invention is not on thin-walled components with an edge radius of 0.2 mm limited. So it is also conceivable, thick-walled Component areas with the stabilizing element according to the invention provided when solidified without such a stabilizing element damage to the component area would be the consequence or if there is no solidification without the stabilizing element would be taken.
Ebenso ist das Aufmaß bzw. die Beschichtung nicht auf 50 μm bis 200 μm bzw. 50 μm bis 250 μm beschränkt, sondern grundsätzlich bei sämtlichen Bauteilen anwendbar, die zur Vermeidung von Bauteilbeschädigungen bei einer Verfestigungsbehandlung eine Stabilisierung benötigen, durch das dann die Druckeigenspannungen hindurch in das Bauteil eingeleitet werden.As well the oversize or coating is not 50 μm limited to 200 μm or 50 μm to 250 μm, but basically with all components applicable to avoid component damage require stabilization in a solidification treatment, through which then the compressive stresses introduced into the component become.
Die Verfestigungsbehandlung erfolgt bei dem ersten und zweiten Ausführungsbeispiel mittels eines Strahlverfahrens. Beispiele sind das Kugelstrahlen und das Ultraschallkugelstrahlen. Es sind jedoch auch andere Verfestigungsbehandiungen wie zum Beispiel Rollen, Walzen und Hämmern vorstellbar. Die Auswahl eines geeigneten Verfahrens zur Verfestigungsbehandlung richtet sich unter anderem nach der Geometrie und den Ausmaßen bzw. der Größe des zu verfestigten Bauteils.The Solidification treatment is performed in the first and second embodiments by means of a blasting process. Examples are shot peening and the ultrasonic shot peening. However, it is also other consolidation treatments such as rolling, rolling and hammering imaginable. The selection of a suitable method for solidification treatment depends among other things on the geometry and the dimensions or the size of the component to be consolidated.
Der Begriff „Gasturbine” ist nicht auf Turbinenkomponenten beschränkt, sondern umfasst ebenfalls Verdichterkomponenten. Insofern steht der Begriff „Gasturbine” stellvertretend für Strömungsmaschinen allgemein und umfasst sowohl deren Verdichterseite als auch deren Turbinenseite.Of the Term "gas turbine" is not on turbine components limited, but also includes compressor components. In this respect, the term "gas turbine" is representative for turbomachinery in general and includes both the compressor side and the turbine side.
Offenbart ist ein Verfahren zur Erhöhung der dynamischen Belastbarkeit eines Bauteilbereichs, insbesondere ein Kantenbereich einer Gasturbinenschaufel, wobei der Bauteilbereich durch ein Stabilisierungselement bei einer Verfestigungsbehandlung stabilisiert wird und durch das Stabilisierungselement hindurch Druckeigenspannungen in den Bauteilbereich induziert werden, sowie ein Bauteil mit einem derartigen Stabilisierungselement.Disclosed is a method to increase the dynamic load capacity a component region, in particular an edge region of a gas turbine blade, wherein the component region by a stabilizing element in a Solidification treatment is stabilized and through the stabilizing element Residual compressive stresses are induced in the component area, as well a component with such a stabilizing element.
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNGQUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.This list The documents listed by the applicant have been automated generated and is solely for better information recorded by the reader. The list is not part of the German Patent or utility model application. The DPMA takes over no liability for any errors or omissions.
Zitierte PatentliteraturCited patent literature
- - US 7032279 B2 [0002] - US 7032279 B2 [0002]
- - US 4426867 [0003] US 4426867 [0003]
- - EP 1127945 B1 [0004, 0011] - EP 1127945 B1 [0004, 0011]
- - EP 1801243 A1 [0005, 0011] - EP 1801243 A1 [0005, 0011]
Claims (15)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102009036342A DE102009036342A1 (en) | 2009-08-06 | 2009-08-06 | Method for reinforcing edge area of highly loaded component e.g. gas turbine blade, in airplane, involves reinforcing component area by arranging stabilization element, and removing stabilization element |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102009036342A DE102009036342A1 (en) | 2009-08-06 | 2009-08-06 | Method for reinforcing edge area of highly loaded component e.g. gas turbine blade, in airplane, involves reinforcing component area by arranging stabilization element, and removing stabilization element |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE102009036342A1 true DE102009036342A1 (en) | 2011-02-10 |
Family
ID=43430126
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE102009036342A Withdrawn DE102009036342A1 (en) | 2009-08-06 | 2009-08-06 | Method for reinforcing edge area of highly loaded component e.g. gas turbine blade, in airplane, involves reinforcing component area by arranging stabilization element, and removing stabilization element |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE102009036342A1 (en) |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4426867A (en) | 1981-09-10 | 1984-01-24 | United Technologies Corporation | Method of peening airfoils and thin edged workpieces |
US20020037218A1 (en) * | 2000-09-22 | 2002-03-28 | Webster John R. | Prestressing of components |
US7032279B2 (en) | 2002-10-18 | 2006-04-25 | General Electric Company | Apparatus and methods for repairing compressor airfoils in situ |
EP1127945B1 (en) | 2000-02-17 | 2006-11-29 | General Electric Company | Method and apparatus for peening |
DE60305244T2 (en) * | 2002-07-12 | 2007-02-15 | General Electric Co. | One-sided laser shock rays |
EP1801243A1 (en) | 2005-12-20 | 2007-06-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Process for inducing deep compressive stresses in the root portion of turbine blades by controlled cooling |
-
2009
- 2009-08-06 DE DE102009036342A patent/DE102009036342A1/en not_active Withdrawn
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4426867A (en) | 1981-09-10 | 1984-01-24 | United Technologies Corporation | Method of peening airfoils and thin edged workpieces |
EP1127945B1 (en) | 2000-02-17 | 2006-11-29 | General Electric Company | Method and apparatus for peening |
US20020037218A1 (en) * | 2000-09-22 | 2002-03-28 | Webster John R. | Prestressing of components |
DE60305244T2 (en) * | 2002-07-12 | 2007-02-15 | General Electric Co. | One-sided laser shock rays |
US7032279B2 (en) | 2002-10-18 | 2006-04-25 | General Electric Company | Apparatus and methods for repairing compressor airfoils in situ |
EP1801243A1 (en) | 2005-12-20 | 2007-06-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Process for inducing deep compressive stresses in the root portion of turbine blades by controlled cooling |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2081731B1 (en) | Method of repairing high-pressure turbine blades | |
DE102007055575A1 (en) | Raceway element of a roller bearing | |
DE102012008371A1 (en) | Method for producing an overhanging component by layered construction | |
DE60114943T2 (en) | Metallic article with integral end compression ring and manufacturing process | |
DE102009033618A1 (en) | Method for frequency detuning of rotor body of rotor of gas turbine, involves providing rotor raw body that is made of base material | |
DE102009011913A1 (en) | Thermal insulation layer system for use in gas turbine, comprises metallic adhesion-promoting layer, and ceramic thermal insulation layer applied on adhesion-promoting layer | |
WO2013060783A1 (en) | Method for producing a track element of a bearing assembly, and track element | |
EP1805344B1 (en) | Method for producing a component covered with a wear-resistant coating | |
DE102013214464A1 (en) | Method for producing a chromium-containing alloy and chromium-containing alloy | |
EP1664383A1 (en) | Wear-resistant layer, component comprising such a wear-resistant layer, and production method | |
DE102006016949A1 (en) | Method for producing a component | |
DE102010032326A1 (en) | Electrode for performing electrochemical processing to form pilot hole in e.g. cathode, has active surface for defining work gap between ablated side surface portion and electrode, where surface is formed as arc shaped in feed direction | |
DE102006058678A1 (en) | Method and device for surface blasting of a partial element of a component of a gas turbine | |
DE102015208781A1 (en) | Combination of blade tip armor and erosion control layer and method of making the same | |
EP2603355B1 (en) | Method for removing a layer from a surface of a body | |
DE102004042127B4 (en) | Rotor-stator device with squish coating, method for its production and use | |
DE102009036342A1 (en) | Method for reinforcing edge area of highly loaded component e.g. gas turbine blade, in airplane, involves reinforcing component area by arranging stabilization element, and removing stabilization element | |
EP2534280B1 (en) | Method for producing a component and such a component | |
WO2004096493A1 (en) | Method for rounding part edges | |
DE102014005096A1 (en) | Cylinder liner, assembly and method for manufacturing a cylinder liner | |
EP2103384B1 (en) | Method for manufacturing a welded blisk | |
DE102016201337A1 (en) | Hydrogen-carrying steel component for use in motor vehicles, motor vehicle with hydrogen-carrying steel component and method for producing a hydrogen-carrying steel component | |
EP2747941B1 (en) | Method for producing bearing shells for plain bearings | |
EP3357630A1 (en) | Method and device for repairing a damaged tip of an hard faced turbine blade with a coating | |
DE102017210976A1 (en) | Method for producing a ball stud |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OM8 | Search report available as to paragraph 43 lit. 1 sentence 1 patent law | ||
R119 | Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee |
Effective date: 20140301 |