DE2201098A1 - Metal wing made up of many components - Google Patents
Metal wing made up of many componentsInfo
- Publication number
- DE2201098A1 DE2201098A1 DE19722201098 DE2201098A DE2201098A1 DE 2201098 A1 DE2201098 A1 DE 2201098A1 DE 19722201098 DE19722201098 DE 19722201098 DE 2201098 A DE2201098 A DE 2201098A DE 2201098 A1 DE2201098 A1 DE 2201098A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- wing
- component
- edge
- wing according
- metallic
- 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.)
- Pending
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
-
- 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
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Architecture (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Description
Eine Definition von Hochtemperaturmaterialien ist, um dem kontinuierlichen. Fortschritt bei der Entwicklung von Gasturbinentriebwerken zu genügen, wie sie bei Luftfahrzeugen verwendet werden, durch Verbesserungen in den Hochtemparaturfestigkeiten von Legierungen auf Kobalt- und Nickelbasis allein plus deren Verwendung mit verschiedenen Kühlluftanordnungen entwickelt worden. Obwohl ständig Verbesserungen in den Legierungssystemen gemacht werden, ist erkannt worden, dass ein kritisches Planungserfordernis für derartige Komponenten,A definition of high temperature materials is in order to the continuous. Progress in the development of gas turbine engines as used in aircraft, through improvements in high temperature strengths of cobalt and nickel based alloys alone plus their use with various cooling air arrangements has been developed. Although improvements are continually being made in alloy systems, it has been recognized that a critical planning requirement for such components,
209831/0685209831/0685
wie Turbinenflügel, die Beständigkeit gegenüber thermischem
Dauerbruch ist. Dieses Problem wird noch kritischer, wenn die Turbineneinlaßtemperaturen erhöht werden, was zu grösseren
thermischen Schwankungen und grösseren, thermisch erzeugten
zyklischen Beanspruchungen führt. Dieses Problem des thermischen Dauerbruches ist besonders kritisch an den Randabschnitten
der Luftflügel, wie z.B. den Vorder- und Hinterkanten.
Trotzdem ist es wichtig, in dem Körper des Flügels gute
mechanische Eigenschaften einschliesslich einer guten Kriechbeständigkeit aufrecht zu erhalten. Zu gleicher Zeit ist es
höchst erstrebenswert, eine angemessen billige Herstellung
beizubehalten.like turbine blades, the resistance to thermal
Fatigue break is. This problem becomes more critical as the turbine inlet temperatures are increased, resulting in greater ones
thermal fluctuations and larger, thermally generated
cyclic loads. This problem of thermal fatigue failure is particularly critical at the edge sections
the air wing, such as the leading and trailing edges.
Even so, it is important to be good in the body of the wing
to maintain mechanical properties including good creep resistance. At the same time it is
highly desirable, reasonably cheap manufacture
to maintain.
Gemäss einem- Atrsführungsbeispiel der Erfindung umfasst der aus
vielen Komponenten aufgebaute Metallflügel, kurz gesagt, eine metallische Grundkomponente und eine diskrete metallische Randkomponente,
die an der Grundkomponente befestigt ist. Die Randkomponente hat wenigstens ein metallisches Korn, von dem bzw.
von denen die Kristallrichtung mit kleinem Elastizitätsmodul
jeweils mit weniger als 2 0 von der Achse der Vorderkante des Flügels ausgerichtet ist. Die Kristallrichtung des metallischen
Kornes ist aus den Richtungen jOOll, JlOoT und 010 lausgewählt.
According to an exemplary embodiment of the invention, the metal wing made up of many components comprises, in short, a metal base component and a discrete metal edge component which is attached to the base component. The edge component has at least one metallic grain, one of which or of which the crystal direction with a small modulus of elasticity
each aligned with less than 2 0 from the axis of the leading edge of the wing. The crystal direction of the metallic grain is selected from the directions jOOll, J10oT and 0101.
Die Erfindung wird nun anhand der folgenden Beschreibung und
der beigefügten Zeichnungen eines Ausführungsbeispieles näher erläutert.The invention will now be understood from the following description and
the accompanying drawings of an exemplary embodiment explained in more detail.
Fig. 1 ist eine isometrische Darstellung einer Versuchsprobe, die bei der Auswertung der vorliegenden Erfindung verwendet ist. Figure 1 is an isometric view of an experimental sample used in evaluating the present invention.
Fig. 2 ist eine graphische Darstellung von Werten, die während eines Versuchszyklus der in Fig. 1 gezeigten Probe gewonnen wurden. FIG. 2 is a graphical representation of values obtained during an experimental cycle of the sample shown in FIG. 1.
209831/0685209831/0685
Die Erkenntnis der'Beschädigung von Gasturbinenflügeln, die durch das Auftreffen von heissem Gas auf die Flügeloberfläche hervorgerufen wird, hat zu dem Vorschlag von Flügeln aus vielen Materialien geführt. Zu den Konfigurationen gehört die Anbringung von verschiedenen Arten üblich strukturierter Metalle oder Legierungen, deren Charakteristiken so ausgewählt sind, dass gewisse verbesserte Eigenschaften erhalten werden. Es wurde nun durch die vorliegende Erfindung erkannt, dass ein aus.Teilen zusammengesetzter Metallflügel mit einer wesentlich verbesserten Beständigkeit gegenüber thermischem Dauerbruch versehen werden kann, wenn eine diskrete Randkomponente verwendet wird, die an dem Flügelkörper befestigt ist, vorausgesetzt, dass die Randkomponente von wenigstens einem metallischen Korn gebildet ist, das derart orientiert ist, dass die Kristallrichtung mit kleinem Elastizitätsmodul im allgemeinen entlang der Achse der Hauptbeanspruchung in'dem Flügel angeordnet ist.The realization of the 'damage to gas turbine blades that by the impact of hot gas on the wing surface evoked has led to the proposition of wings out of many Materials led. Configurations include the attachment of various types of commonly textured metals or alloys whose characteristics are selected so that certain improved properties are obtained. It has now been recognized by the present invention that a metal wing composed of parts with a substantially improved resistance to thermal fatigue fracture can be used using a discrete edge component attached to the wing body provided that the edge component is formed by at least one metallic grain which is oriented such that the crystal direction with a small modulus of elasticity is generally arranged along the axis of the main stress in'dem wing.
Der Gefügetyp, aus dem die Randkomponente des aus Teilen zusammengesetzten Flügels gemäss der vorliegenden Erfindung hergestellt ist, wird im allgemeinen als monokristallines, wenn er von einem einzigen Korn gebildet wird, oder als stengeiförmiges Korngefüge bezeichnet, falls er aus zahlreichen Körnern gebildet ist. Welche Struktur auch immer gewählt wird, die vorliegende,Erfindung betrifft die Verbesserung, die durch die richtige kristalline Orientierung des Gefüges in Relation zu einer Kante, wie z.B. der Vorderkante in dem Flügel, erzielbar ist.The type of structure that makes up the edge component of the composite Wing manufactured according to the present invention is generally referred to as monocrystalline if it is formed by a single grain, or as a rod-shaped grain structure if it is composed of numerous Grains is formed. Whichever structure is chosen, the present invention is concerned with the improvement provided by the correct crystalline orientation of the structure in relation to an edge, such as the leading edge in the wing, can be achieved is.
Es ist vorgeschlagen worden, dass verbesserte Gußteile, wie z.B. Blätter und Schaufeln von Gasturbinen, als ein Einkristallteil oder als eine einheitliche Gußstruktur mit einem langgestreckten, stengeiförmigen Korngefüge hergestellt werden kann, das im wesentlichen an der Beanspruchungsachse.des Teiles entlang orientiert ist. Es ist jedoch ein übermässiges primäres Kriechverhalten durch solche Teile bei erhöhten Betriebstemperaturen festgestellt worden, dessen Ursache, zumindestens teilrIt has been suggested that improved castings such as blades and vanes of gas turbines can be used as a single crystal part or can be produced as a uniform cast structure with an elongated, rod-shaped grain structure, this essentially along the stress axis of the part is oriented. However, there is excessive primary creep behavior through such parts at elevated operating temperatures has been established, the cause of which, at least in part
209831/068S209831 / 068S
weise, in der begrenzten Anzahl von Korngrenzen liegt, die senkrecht zu der Hauptbeanspruchungsachse des Teiles verlaufen. Zusätzlich sind Probleme entstanden in bezug auf die Trennung (Delamination) dieser stengeiförmig strukturierten Komponenten und deren möglicherweise darauf bezogene Auflösung bei einem Torsionsbruch infolge der Bildung von unmobilisierten Versetzungswänden. wise, in the limited number of grain boundaries that lies perpendicular run to the main stress axis of the part. In addition, problems related to separation have arisen (Delamination) of these bar-shaped structured components and their possibly related dissolution in one Torsional fracture due to the formation of unmobilized dislocation walls.
Es wurde nun durch ein Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung gefunden, dass ein verbesserter, aus vielen Komponenten aufgebauter Metallflügel dadurch geschaffen werden kann, dass die erwünschten Charakteristiken und Eigenschaften von bekannten Metallflügelstrukturen mit der verbesserten Beständigkeit gegenüber thermischem Dauerbruch des oben beschriebenen orientierten Korngefüges kombiniert werden. Dies wird dadurch erzielt, dass eine derartig orientierte Struktur als eine Komponente an einem Rand des Flügels befestigt wird, vorausgesetzt, dass eine solche Randkomponente in bestimmter Weise bezüglich der Kristallrichtung ihrer Kornstruktur angeordnet ist. Die vorliegende Erfindung ist besonders nützlich, in Verbindung mit Superlegierungen auf der Basis von kubish flächenzentriertem Eisen, Kobalt und Nickel. Gemäss einem spezifischen Ausführungsbeispiel der Erfindung wird die gleiche Legierung sowohl für die Grundkomponente als auch für die metallische Randkomponente verwendet.It has now been illustrated by an embodiment of the present invention found that an improved multi-component metal wing can be created by the desirable characteristics and properties of known metal wing structures with the improved durability against thermal fatigue fracture of the oriented grain structure described above are combined. This is achieved by that such oriented structure is attached as a component to an edge of the wing, provided that that such an edge component is arranged in a certain way with respect to the crystal direction of its grain structure. The present Invention is particularly useful in connection with face-centered cubic superalloys Iron, cobalt and nickel. According to a specific embodiment of the invention, the same alloy is used for both the basic component as well as used for the metallic edge component.
Es sind Versuche unternommen worden, um ein Einkristall-Gußteil so herzustellen, dass dessen Einkristall bezüglich seiner [001 J-Kristallrichtung im allgemeinen entlang der Längsachse dieses Teiles orientiert ist, um für verbesserte Eigenschaften zu sorgen. Nun wurde gefunden, dass verbesserte Eigenschaften, die für eine grössere Beständigkeit gegenüber einem thermischen Dauerbruch erforderlich sind, von Kristallen oder Abschnitten. von Kristallen ebenso in ihren JlOol- und loioj-Richtungen und wie in der, 001 -Richtung erhalten werden können. Alle; dieseAttempts have been made to produce a single crystal casting so that its single crystal with respect to its [001 J crystal direction is generally oriented along the longitudinal axis of this part in order to improve properties care for. It has now been found that improved properties for greater resistance to thermal Fatigue fracture are required of crystals or sections. of crystals likewise in their JlOol and loioj directions and as can be obtained in the .001 direction. All; these
209831/0685209831/0685
Richtungen sorgen für Eigenschaften eines kleinen Elastizitätsmoduls und sind in einem kubisch flächenzentrierten KristaLl im wesentlichen die gleichen. Die Richtungen mit grossem Elastizitätsmodul von ^ll], Q111I' ^01J und|lLoj sind jedoch verminen. Somit kann die metallische Randkomponente des aus mehreren Teilen zusammengesetzten Flügels gemäss der vorliegenden Erfindung ein oder mehrere metallische Körner enthalten, deren Kristallrichtung aus den Richtungen foolj, [ ίΟθΤ oder ausgewählt ist.Directions provide properties of a small modulus of elasticity and are essentially the same in a face-centered cubic crystal. The directions with a large modulus of elasticity of ^ ll], Q 111 I '^ 01 J and | lLoj are, however, mined. Thus, the metallic edge component of the multi-part wing according to the present invention may contain one or more metallic grains whose crystal direction is selected from the directions foolj, [ίΟθΤ or.
Während der Auswertung der vorliegenden Erfindung wurden Proben hergestellt, um die thermische Dauerbeständigkeit zwischen gegoss, enen, zufällig orientierten polykristallinen, stengeiförmigen und monokristallinen Vorderkanten-Komponentenstrukturen zu vergleichen, die jeweils auf ein übliches Schmiedestück oder einen konventionell gegossenen, zufällig orientierten polykristallinen Körperteil der gleichen Legierung geklebt waren. Eine Legierung, die bei einer Auswertung der vorliegenden Erfindung verwendet wurde, und die gelegentlich als Rene' 80-Legierung bezeichnet wird, war eine Superlegierung auf Mickelbas is mit der nominellen Zusammensetzung, in Gewichtsprozenten, von 0,17 % C, 14 % Cr, 5 % Ti, 0,015 % B, 3 % Al, 4 % W, 4 % Mo, 9,5 % Co, 0,03 % Zr besass, wobei der Rest im wesentlichen Nickel und zufällige Unreinheiten ist.During the evaluation of the present invention, samples were prepared to compare the thermal endurance between cast, randomly oriented polycrystalline, bar-shaped and monocrystalline leading edge component structures, each on a common forging or a conventionally cast, randomly oriented polycrystalline body part of the same alloy were glued. One alloy that was used in an evaluation of the present invention, and which is sometimes referred to as the Rene '80 alloy, was a Mickel base superalloy having the nominal composition, in percent by weight, of 0.17% C, 14 % Cr, 5 % Ti, 0.015% B, 3% Al, 4% W, 4% Mo, 9.5% Co, 0.03 % Zr with the remainder being essentially nickel and incidental impurities.
Die Proben wurden in der in Fig. 1 gezeigten Konfiguration hergestellt. Diese Proben enthielten eine konventionell gegossene polykristaLline Grundkomponente 10 und eine Vorderkantenkomponente 12, die im Diffusionsverfahren mit der Grundkomponente verbunden i r; t:. Die Vorderkantenkomponenteri der verschiedenen Proben enthielten" polykristalline, stengelförmige und Einkristallstrukturen. Difj.se Vorderkantenkomponenteri wurden aus Blöcken gearbeitet, die mit der gewünschten Struktur gegossen waren, und wurden im Diffusionsverfahren mit der Grundkomponente verbunden, wie es beispielsweise in der deutschen Patentanmeldung P 20 25 833.7The samples were made in the configuration shown in FIG. These samples contained a conventionally cast polycrystalline base component 10 and a leading edge component 12, which are connected to the basic component in the diffusion process i r; t :. The leading edge components of the various samples contained " polycrystalline, columnar and single crystal structures. Difj.se leading edge components were made from blocks, which were cast with the desired structure, and were connected to the basic component in the diffusion process, such as it for example in the German patent application P 20 25 833.7
209831/0685209831/0685
beschrieben ist. Jede der Proben enthie Lt einen Hohlraum oder eine Nasenbohrung 14·, die in diesem Beispiel vollständig durch die Probe hindurchführte, um die Bedingungen bei einer hohlen Vorderkante in Turbinenkomponenten des Typs zu simulieren, die gegenwärtig in der Gas turbinen technik für Luftfahr zeuge verwendet wird.is described. Each of the samples contained a cavity or a nostril 14 ·, which in this example goes all the way through the sample passed through to the conditions of a hollow To simulate leading edge in turbine components of the type that currently used in gas turbine technology for aircraft will.
Wenn die Vorderkantenkomponenten 12 monokr.istall.in waren, wurden sie aus monokristall inen Gußblocken in der Weise bearbeitet, dcis« ihre 100 I-Richtung im wesentlichen entlang der Längsachse des Flügels angeordnet war, d.h. der Achse der» Hauptbeanspruchung, wie es durch den Pfeil 16 in Fig. 1 dargestellt ist.If the leading edge components were 12 monocr machined from monocrystalline ingots in such a way that dcis «their 100 I direction essentially along the longitudinal axis of the wing was arranged, i.e. the axis of the »main stress, as shown by arrow 16 in FIG.
Wenn die Vorderkantenkomponenten in der Kornstruktur stengeiförmig waren, wurden sie aus richtungsmässig erstarrten Gußblöcken gearbeitet, wobei die Längsausdehnung der Körner im wesentlichen entlang der Richtung der Hauptbeanspruchung in einem Flügel angeordnet war.If the leading edge components were bar-shaped in the grain structure, they were made from directionally solidified ingots worked, the longitudinal extent of the grains being essentially along the direction of the main stress in was arranged on a wing.
Die Proben wurden hinsichtlich der Thermoschockeigenschaften in einer Vorrichtung untersucht, die abwechselnd eine Gasflamme und einen Luftstrom auf die Vorderkantenkomponente der Proben auftreffen lässt, um innerhalb der Proben Te^mperaturunterschiede zu entwickeln. In diesem Versuch wurden die Proben Temperaturen von einer Spitzentemperatur von 9 82 C (1800 F) bis hinunter auf 510 C C950 F) unterworfen. Es wurde keine Kühlluft durch die Bohrung an der Vorderkante hindurch verwendet.The samples were tested for thermal shock properties in a device that alternates a gas flame and causing a stream of air to impinge on the leading edge component of the samples to reduce temperature differences within the samples to develop. In this experiment, the samples were subjected to temperatures from a peak temperature of 9 82 C (1800 F) down to 510 C C950 F). There was no cooling air used through the hole on the leading edge.
Die Proben wurden für 11 000 Zyklen unter den beschriebenen Bedingungen untersucht. Eine Summierung der Ergebnisse dieses Testprogramms und die ungeheure Verbesserung in den thermischen Brucheigenschaften durch die vorliegende Erfindung sind in der folgenden Tabelle gezeigt. In dieser Tabelle war die Basis für den Ausschuß eine solche, die als Basis verwendet wurde, um eine laufende Produktion von Turbinenblättern für Strahltriebwerke zurückzuweisen. Diese Basis war 1 bis 3 RisseThe samples were tested for 11,000 cycles under the conditions described. A summation of the results of this Test program and the tremendous improvement in thermal fracture properties by the present invention are in shown in the table below. In this table, the basis for the committee was the one used as the basis was to keep an ongoing production of turbine blades for Reject jet engines. This base was 1 to 3 cracks
209831/0685209831/0685
länger als 2,54 mm (0,100 Zoll), die sich aber nicht über den Vorderkantenbogen erstreckten.longer than 2.54 mm (0.100 inches) but not extending over the leading edge sheet.
Thermische Ermüdungswerte nicht überzogen - ungekühltThermal fatigue values not exaggerated - uncooled
Zyklische Lebensdauerverbesserung gegenüber polykristall-in Cyclical improvement in service life compared to polycrystalline-in
> 3 :1
3:1 > 3: 1
3: 1
Eine Summierung der in diesem Versuch gewonnenen Ergebnisse ist in Fig. 2 gezeigt. In dieser Figur war der Rißausbreitungsindex Nr. 7 die oben beschriebene Basis, die für den Ausschuß verwendet wurde. Das Ergebnis gem. Fig. 2 zeigt deutlich, dass die polykristalline Vorderkantenkomponente einen unbefriedigenden Zustand relativ schnell erreicht, während die etwas schnellere Geschwindigkeit des thermischen Dauerbruches entweder für die stengeiförmige oder monokristalline Vorderkantenkomponente nicht vor 5000 Zyklen beginnt. Das stengeiförmige Material erreicht den Ausschusspunkt bei 7000 Zyklen. Das monokristalline Gefüge erreichte während des gesamten Versuches keinen Punkt einer unbefriedigenden thermischen Ermüdung und, etwas hinter 8000 Zyklen, erreichte sie einen Zustand, bei dem in den Proben keine Risse in einer grösseren Länge als 1,02 mm (0,04-0 Zoll) erzeugt wurden. . . ■ , .A summation of the results obtained in this experiment is shown in FIG. In this figure, the crack propagation index No. 7 was the above-described base for the reject was used. The result according to Fig. 2 clearly shows that the polycrystalline leading edge component is unsatisfactory State reached relatively quickly, while the somewhat faster rate of thermal fatigue failure for either bar-shaped or monocrystalline leading edge component does not begin before 5000 cycles. The rod-shaped material reached the reject point at 7000 cycles. The monocrystalline structure did not reach a point of unsatisfactory during the entire experiment thermal fatigue and, a little less than 8000 cycles, it reached a state in which none in the samples Generated cracks greater than 1.02 mm (0.04-0 inch) in length became. . . ■,.
Aus diesen Ergebnissen und ebenso aus in ähnlichen Versuchen mit anderen Legierungen gewonnenen Ergebnissen ist gezeigt worden, dass der aus mehreren Teilen zusammengesetzte Flügel gemäss der vorliegenden Erfindung mit einer stengelförinigen oder monokristallinen Struktur als Vorderkantenkompo.nente eineFrom these results and also from similar experiments Results obtained with other alloys have been shown that the wing composed of several parts according to the present invention with a stem-shaped or monocrystalline structure as a leading edge component
209831 /0B8&209831 / 0B8 &
wesentlich verbesserte thermische Ermüdungsbeständigkeit an der Vorderkante liefert, während solch erwünschte Eigenschaften, wie hohe Kriechbeständigkeit in der Grundkomponente und relativ niedrige Produktionskosten für den Flügel, beibehalten sind.provides substantially improved thermal fatigue resistance at the leading edge while providing such desirable properties as such as high creep resistance in the basic component and relatively low production cost for the wing are maintained.
20 9831/0 6 8520 9831/0 6 85
Claims (8)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10615071A | 1971-01-13 | 1971-01-13 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE2201098A1 true DE2201098A1 (en) | 1972-07-27 |
Family
ID=22309763
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19722201098 Pending DE2201098A1 (en) | 1971-01-13 | 1972-01-11 | Metal wing made up of many components |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS4714052A (en) |
| BE (1) | BE777978A (en) |
| DE (1) | DE2201098A1 (en) |
| FR (1) | FR2122174A5 (en) |
| GB (1) | GB1332595A (en) |
| IT (1) | IT946481B (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2619331A1 (en) * | 1987-08-12 | 1989-02-17 | United Technologies Corp | PROCESS FOR MANUFACTURING INTEGRAL FINLET ROTORS, IN PARTICULAR FOR GAS TURBINE ENGINES |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4292010A (en) * | 1978-09-16 | 1981-09-29 | Rolls-Royce Limited | Cambered blade or vane for a gas turbine engine |
| GB2110299A (en) * | 1981-11-03 | 1983-06-15 | Rolls Royce | I.C. engine poppet valve |
| US5061154A (en) * | 1989-12-11 | 1991-10-29 | Allied-Signal Inc. | Radial turbine rotor with improved saddle life |
| CN103586647B (en) * | 2013-10-14 | 2015-12-02 | 西安航空动力股份有限公司 | A kind of forming method of aeroengine hollow guide vane |
-
1947
- 1947-01-13 JP JP559172A patent/JPS4714052A/ja active Pending
-
1971
- 1971-11-05 GB GB5161971A patent/GB1332595A/en not_active Expired
-
1972
- 1972-01-11 DE DE19722201098 patent/DE2201098A1/en active Pending
- 1972-01-11 FR FR7200728A patent/FR2122174A5/fr not_active Expired
- 1972-01-12 IT IT19258/72A patent/IT946481B/en active
- 1972-01-13 BE BE777978A patent/BE777978A/en unknown
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2619331A1 (en) * | 1987-08-12 | 1989-02-17 | United Technologies Corp | PROCESS FOR MANUFACTURING INTEGRAL FINLET ROTORS, IN PARTICULAR FOR GAS TURBINE ENGINES |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB1332595A (en) | 1973-10-03 |
| JPS4714052A (en) | 1972-08-03 |
| BE777978A (en) | 1972-07-13 |
| FR2122174A5 (en) | 1972-08-25 |
| IT946481B (en) | 1973-05-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0290898B1 (en) | Process for production of oxyde dispersion hardened nickelbase superalloy workpieces of various cross sections with oriented coarse columnar crystals | |
| DE60309266T2 (en) | Welding material, gas turbine blade or gas turbine injector and method of repairing gas turbine blades and gas turbine injectors | |
| DE102014110332A1 (en) | Airfoil with a trailing edge supplement structure | |
| DE3612628C2 (en) | Cast workpieces and cast single-crystal workpieces made of superalloys based on nickel for the production of single-crystal objects with improved small-angle grain boundary tolerance | |
| DE3719902C2 (en) | Nickel-based superalloy with columnar crystal grain shape | |
| CH670406A5 (en) | ||
| DE2122353C3 (en) | GAS TURBINE BLADE | |
| DE3444810C2 (en) | Blade for a gas turbine engine | |
| WO2006069941A1 (en) | Component comprising an embedded channel, in particular a hot gas component of a turbomachine | |
| DE2245599A1 (en) | FRICTION-WELDED METAL ARTICLE AND PROCESS FOR ITS MANUFACTURING | |
| DE69815011T2 (en) | Compound or order diffusion soldering process of workpieces made of titanium aluminide | |
| DE2223455A1 (en) | PROCESS FOR INCREASING THE TRANSVERSAL PROPERTIES OF DIRECTED SOLID SUPER ALLOYS | |
| DE2309824A1 (en) | METHOD OF MANUFACTURING A HOLLOW BUCKET | |
| EP1359231B1 (en) | Nickel-based superalloy | |
| EP1061150B1 (en) | Coating containing NiAl beta Phases | |
| EP1420075B1 (en) | Nickel-base superalloy | |
| CH620945A5 (en) | ||
| DE2201098A1 (en) | Metal wing made up of many components | |
| DE2936481C2 (en) | Blade for a gas turbine engine | |
| CH365880A (en) | Process for the production of workpieces with high damping capacity, workpiece produced according to this process and its use | |
| DE3114391A1 (en) | "MOLDED BODY WITH COMPOSED GRAIN AND METHOD FOR THE PRODUCTION THEREOF" | |
| DE2854132A1 (en) | CAST ALLOY AND ITEMS FROM IT | |
| DE2821524C2 (en) | Process for the heat treatment of a monocrystalline body made of a nickel superalloy | |
| DE2838250C2 (en) | ||
| CH702642A1 (en) | Nickel-base superalloy with improved degradation. |