ES2331307T3 - Procedimiento de reparacion de piezas metalicas concretamente de alabes de turbina de motores de turbinas de gas. - Google Patents
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Abstract
Procedimiento de reparación de una pieza metálica de un motor de turbina de gas que comprende una capa (93CC, 94CC) anti-desgaste conformada mediante el aporte de material por soldadura de un material anti-desgaste sobre una parte de su superficie sometida a un desgaste por rozamiento y en la que dicha capa está parcialmente desgastada, que comprende una etapa de rectificado de la citada capa por medio de una muela (M) colocada de forma que elimine un espesor (P) del material determinado con respecto a la cota inicial de la superficie (93C, 94C) de la citada capa, en la cual se deja que quede en al menos una parte del fondo de la zona rectificada, una traza (T) de la citada capa anti-desgaste, y una etapa en la cual se deposita por soldadura una nueva capa de material anti-desgaste.
Description
Procedimiento de reparación de piezas metálicas
concretamente de álabes de turbina de motores de turbinas de
gas.
El presente invento se refiere a piezas
metálicas y concretamente a los álabes de turbinas de gas. En
concreto, el invento tiene como objetivo la reparación de partes de
álabes que están revestidas por una capa de un material
anti-desgaste para resistir a los esfuerzos debidos
a los grandes rozamientos producidos durante el funcionamiento del
motor. El procedimiento de reparación se aplica a los álabes móviles
del rotor o a los álabes fijos del distribuidor.
Un álabe móvil de turbina comprende un pie por
el cual dicho álabe está fijado al disco del rotor, una plataforma
que delimita la corriente de gases y una pala. Según el motor y la
etapa de turbina, la pala termina, en su extremo alejado del pie,
en un elemento transversal llamado talón que delimita la superficie
exterior de la corriente de gases. El talón comprende un borde
delantero y un borde trasero orientados transversalmente con
respecto al sentido de circulación del gas. Los dos bordes están
unidos por dos bordes laterales con los cuales el talón hace
contacto con los talones de los dos álabes contiguos en el rotor.
Estos bordes laterales tienen un perfil que se denomina en Z: dos
porciones axiales están unidas entre sí por una porción
sensiblemente transversal.
Con el objetivo de amortiguar las vibraciones a
las cuales están sometidos durante el funcionamiento, los álabes se
montan sobre el disco con un esfuerzo de torsión alrededor de su eje
principal. Los talones están diseñados para que los álabes se vean
así sometidos a esfuerzo de torsión al apoyar con sus vecinos a lo
largo de las citadas porciones de superficie transversal. Debido a
las vibraciones y a los esfuerzos transmitidos entre las dos
superficies en contacto, se produce un rozamiento bajo tensión que
es un factor importante de desgaste.
Este problema de desgaste se encuentra también
en las superficies de contacto de las plataformas internas de los
álabes o de los sectores del distribuidor. Los bordes laterales de
los álabes o de los sectores contiguos tienen también forma de Z
con, en concreto, una porción transversal. Debido a las vibraciones
estas partes son el punto principal de desgaste.
El material que constituye el álabe es
normalmente poco resistente a estos fenómenos de desgaste en las
condiciones de funcionamiento del motor. Para prolongar la vida
útil de la pieza se protegen las partes sensibles mencionadas
anteriormente, aplicando un material resistente al desgaste. Puede
tratarse de plaquitas de aleación específica que tienen una gran
dureza que se sueldan al substrato metálico como se describe en la
patente US6164916 y que conforman las superficies de apoyo con las
piezas vecinas. De acuerdo con otra técnica conocida, para la
fabricación de piezas nuevas se procede por aporte progresivo de
material sobre la superficie a proteger eventualmente, después de
haber eliminado localmente por amolado, hasta una profundidad
determinada, el material del substrato, por medio de una varilla de
un material anti-desgaste que se funde al mismo
tiempo que la capa superior del substrato metálico. Se aporta el
calor necesario por medio de una fuente apropiada. Este calor puede
ser producido por un arco eléctrico revestido por gas inerte o bien
por un rayo láser.
El presente invento se refiere a las piezas que
comprenden una superficie resistente al desgaste obtenida mediante
aporte de material anti-desgaste por soldadura. Esta
técnica se designa en el campo mediante el término
"estelitado". De acuerdo con esta técnica se aplica una
aleación de base cobalto. Estas aleaciones de cobalto se
comercializan por ejemplo bajo la marca "Stellite".
A pesar de la protección otorgada por la capa
anti-desgaste, no se puede evitar que se alteren las
zonas de contacto debido a los rozamientos y las condiciones
severas de funcionamiento. Más allá de un cierto umbral de
desgaste, es necesario reparar y restaurar la geometría del álabe.
En el caso de álabes de turbina, por ejemplo, si la pérdida de
material por desgaste llega a ser demasiado grande, desaparece el
esfuerzo de torsión en el álabe dejando paso a los fenómenos
vibratorios.
El presente invento tiene por objeto la
reparación de piezas de este tipo cuyas zonas
anti-desgaste obtenidas por aporte de material
están dañadas y eventualmente ya no son funcionales.
De acuerdo con el invento, el procedimiento de
reparación de una pieza metálica de un motor de turbina de gas que
comprende localmente una capa anti-desgaste de
origen, formada mediante el aporte por soldadura de un material
anti-desgaste en una parte de su superficie sometida
a un desgaste por rozamiento y en la que dicha capa está
parcialmente desgastada, está caracterizado por el hecho de que
comprende una etapa de rectificado de la capa
anti-desgaste por medio de una muela (M) colocada de
forma que elimine un espesor (P) de material determinado con
respecto a la cota inicial de la superficie (93C, 94C) de la citada
capa en la cual se deja que quede en al menos una parte del fondo
de la zona rectificada una traza de la citada capa
anti-desgaste de origen, y una etapa de depositado
por soldadura de una nueva capa de material
anti-desgaste.
Preferentemente, el material
anti-desgaste es una aleación de base cobalto
utilizada normalmente en el campo y adaptada a la aplicación.
Mediante el procedimiento del invento y en
concreto mediante la conservación de una traza de material
anti-desgaste en el fondo de la zona rectificada,
se garantiza una adherencia satisfactoria del material que se aplica
posteriormente por soldadura. También se ha comprobado con sorpresa
que esta capa intermedia formaba un medio de protección suficiente
durante la soldadura para evitar la propagación de defectos en el
substrato metálico. Esta protección es particularmente ventajosa en
la parte del perfil en Z que está situada en el ángulo entrante
entre la porción longitudinal y la porción transversal revestida de
material anti-desgaste. Esta parte es crítica puesto
que es el punto privilegiado de formación de defectos.
De esta manera, cuando la reparación afecta a
una cara de un perfil en Z, la traza se extiende por tanto al menos
sobre la zona entrante del perfil. Ventajosamente, se procede al
rectificado de la capa de origen, de tal forma que la traza forma
una capa intermedia entre el substrato metálico y la nueva capa. En
ese caso, después del rectificado, la traza se extiende sobre todo
el fondo de la zona rectificada.
El procedimiento se aplica tanto a un álabe
móvil como a un álabe estatórico. En concreto, el procedimiento se
aplica a un álabe móvil de turbina con talón, en la que el talón
tiene un perfil en Z y comprende una picadura en el fondo del
perfil. Una picadura de este tipo consiste en un agujero de perfil
redondeado en la zona entrante de la Z. Tiene como objetivo impedir
el desarrollo de fisuras en esta zona.
Llegado el caso, la muela comprende un perfil en
Z. Por ejemplo, la propia muela es rectificada en continuo durante
la etapa de rectificado del talón. Mediante esta característica se
permite una automatización del proceso de rectificado de las
piezas.
El invento tiene también como objetivo un
procedimiento que incluye el control, mediante un método no
destructivo tal como la inspección por líquidos penetrantes, de la
calidad de la reparación y, en concreto, de la presencia o no de
defectos.
De acuerdo con otra característica se consigue
este objetivo procediendo, antes de depositar una nueva capa de
material anti-desgaste, a una etapa de limpieza con
el fin de eliminar cualquier depósito de contaminación y/o de
oxidación que sea resultado de la utilización de la pieza. En
concreto la etapa de limpieza comprende una etapa de limpieza
química seguida de una etapa de chorreado con arena.
En efecto, las piezas a reparar han funcionado
en entornos que generan depósitos en superficie. Mediante una
limpieza apropiada se previene cualquier depósito susceptible de
contaminar las paredes del horno durante la etapa de calentamiento
al vacío antes de la inspección no destructiva tal como la
inspección por líquidos penetrantes.
De acuerdo con otra característica, el chorreado
con arena se efectúa con un polvo de granulometría fina, de 40 a 90
\mum, en concreto la granulometría es de 50 \mum. De esta manera
se evita dañar el revestimiento de la pala.
De acuerdo con otra característica, aplicándose
el procedimiento a un álabe que comprende en su superficie
orificios de salida del aire de refrigeración, se insufla aire a
través de la pala y el chorreado con arena se efectúa en seco,
estando el aire de arrastre a una presión inferior a la del aire
insuflado.
Otras ventajas y características del
procedimiento se pondrán de manifiesto después de la lectura que
sigue de una realización del procedimiento del invento, haciendo
referencia a los dibujos, en los cuales:
- la figura 1 representa un álabe de turbina con
talón, visto de lado,
- la figura 2 representa un álabe de turbina con
talón, visto desde arriba,
- la figura 3 representa una vista ampliada de
la parte del talón que comprende una capa
anti-desgaste,
- la figura 4 es una representación esquemática
de una instalación de rectificado por amolado,
- la figura 5 es una vista lateral de una parte
de la figura 4,
- la figura 6 representa el talón del álabe y la
muela de acabado en posición.
En las figuras 1 y 2 se ha representado un álabe
de turbina utilizado en una etapa de alta presión de un motor
sometido a condiciones extremas, como por ejemplo un motor militar.
Este álabe comprende un pie 3, una plataforma 5 que conforma un
elemento de la pared interna que delimita la corriente de gases que
atraviesa la turbina y la pala 7 que es barrida por los gases. La
pala 7 es solidaria a un talón 9, que conforma un elemento de la
pared externa que delimita la corriente de gases que atraviesa la
etapa de turbina en la cual está montado el álabe. La figura 3
muestra el talón 9 visto desde arriba.
En este modelo el talón con forma general de
paralelepípedo, comprende una cara 91 situada aguas arriba
perpendicular al flujo de gases, una cara 92 situada aguas abajo
que es paralela a la primera, y dos caras 93 y 94 laterales que
unen a las dos anteriores. En esta figura se ve también el extremo
superior de la pala 7 con sus orificios 71, 72 de salida del fluido
de refrigeración que ha recorrido las cavidades internas de la pala.
Dos lamas 95, paralelas a las caras situadas aguas arriba y aguas
abajo, forman una junta de laberinto con la pared del estator
contiguo no visible en la figura. La pared 93 lateral del talón
comprende dos porciones 93A y 93B longitudinales paralelas entre sí
y separadas la una con respecto a la otra. Dichas porciones están
unidas por un elemento 93C de pared que forma en este caso un
ángulo de 80º con la pared 93B. El conjunto de los tres elementos
93A, 93B y 93C forma un perfil denominado en Z. Este elemento 93C de
pared está revestido por una capa 93CC de material
anti-desgaste, tal como una aleación al cobalto de
la gama de productos comercializados bajo la marca "Stellite".
Eventualmente esta capa se ha obtenido, según un procedimiento
conocido, por eliminación del substrato metálico hasta una
profundidad determinada seguida por aporte de material
anti-desgaste. El aporte de material se realiza
generalmente por soldadura TIG o láser.
De la misma forma, la pared 94 comprende dos
partes 94A y 94B paralelas unidas por una pared 94C transversal.
Esta pared está orientada en la dirección opuesta a la de la pared
93C.
Las capas 93CC y 94CC tienen un espesor
determinado, del orden de 1 a 3 mm por ejemplo. Después del montaje
de los álabes en el rotor, cada talón está apoyado, forzado debido
al esfuerzo de torsión aplicado a las palas, en los talones de dos
álabes vecinos por medio de los elementos de pared 93C y 94C
transversales.
En el ejemplo representado en la figura 2 se ha
practicado un mecanizado en arco de círculo, una picadura 93E, en
la zona que forma la parte superior del ángulo entrante formado por
los dos elementos 93C y 93B. Lo mismo ocurre en la otra cara 94
lateral con la picadura 94E.
La figura 3 muestra la zona de la capa 93CC
ampliada. Esta capa, al estar sometida a los esfuerzos de rozamiento
explicados anteriormente, se desgasta hasta que, después de un
cierto número de ciclos de funcionamiento del motor, la superficie
93C retrocede hasta la 93C' marcada con línea de puntos.
Si el desgaste no es demasiado grande, inferior
a una distancia D determinada con respecto a la cota inicial de la
superficie 93C, es económicamente rentable reparar el álabe. Este es
el objeto del procedimiento del invento.
De acuerdo con una primera etapa, se elimina una
parte de la capa 93CC ó 94CC respectiva.
En la figura 4 se ha representado
esquemáticamente una instalación que permite realizar esta etapa del
procedimiento. La instalación comprende una muela M con perfil en
forma de Z complementario al de la cara 93 o 94 respectivamente.
Una moleta MO con superficie del tipo revestida con diamante está
colocada contra la muela y tiene por función regenerar el perfil.
Un carro C se mueve por raíles perpendicularmente al eje de la
muela. Este carro sostiene al álabe de tal forma que el
desplazamiento del talón 9 sea tangente a la superficie en Z de la
muela, con un contacto a una profundidad determinada para la parte
93C ó 94C transversal del perfil. En la figura 6 se observa también
el montaje del álabe en el carro C.
En la figura 5, la cual es una vista según la
dirección del desplazamiento del carro, se observa que la muela M
elimina una cantidad de material de la capa 93CC, 94CC respectiva
hasta una profundidad determinada mediante el ajuste de la posición
del carro con respecto a la muela. Este ajuste se efectúa por
desplazamiento lateral del carro. En la figura 3 se ha representado
por medio de una línea de trazos el límite L del corte de la capa
por la muela M.
Se determina la profundidad P de la eliminación
de material con respecto a la cota inicial de la superficie 93C ó
94C respectiva, de la capa 93CC ó 94CC respectiva en el estado
nuevo. Sabiendo que esta capa presenta en el estado nuevo un
espesor de, por ejemplo, 3 mm, se elimina el material por amolado
hasta una profundidad de 1 mm, sabiendo que P es al menos igual a
D, la profundidad de desgaste.
Como se observa en las figuras 3 y 5, queda
ventajosamente una traza T en toda la longitud de la capa
anti-desgaste. No se ha eliminado el material hasta
el substrato metálico. El invento cubre sin embargo el caso en el
que se profundice la capa de manera que se deje una traza en sólo
una parte del fondo de la zona rectificada. Esta traza constituye
una zona de adherencia para la soldadura posterior.
De acuerdo con una característica del invento,
se conserva al menos una traza T1 de material
anti-desgaste en la parte contigua a la picadura
93E ó 94E respectiva.
La etapa de rectificado comprende también una
fase por la cual, llegado el caso, se elimina por amolado el
revestimiento de protección del álabe en las cercanías de la zona
rectificada para dejar al desnudo el metal que constituye el álabe.
Para el talón, se amolan su cara externa y su cara interna en una
zona contigua a las capas 93CC y 94CC respectivas.
El procedimiento comprende una etapa de limpieza
del álabe. Esta etapa se puede efectuar antes del rectificado de la
capa anti-desgaste o bien a continuación de
éste.
Los álabes que son seleccionados para la
reparación tienen generalmente un depósito de material duro extraño
cuya composición, productos de oxidación o contaminantes, depende de
las condiciones, especialmente las condiciones ambientales, en las
que ha funcionado el motor. Es importante suprimir este depósito
antes de pasarlo al horno de vacío puesto que el material que lo
constituye contaminaría las paredes de este último y perturbaría los
tratamientos posteriores.
Se procede a la limpieza de forma que no se
altere el revestimiento protector de pequeño espesor de la pala.
La secuencia de limpieza comprende un
desengrasado alcalino, seguido de un decapado químico. Este último
se efectúa pasando la pieza por varios baños específicos que son
preparados por el experto en la técnica. Los baños comprenden por
ejemplo sucesivamente un baño alcalino fuerte, un decalaminado, un
baño de permanganato y un baño de ácido débil para neutralizar los
ataques alcalinos fuertes.
Se termina la limpieza con un chorreado con
arena en seco, al corindón por ejemplo. La granulometría es
fina,
50 \mum por ejemplo, para no dañar el revestimiento.
50 \mum por ejemplo, para no dañar el revestimiento.
Cuando el álabe comprende orificios de
evacuación de aire de refrigeración en la pala, en el caso más
general, se insufla, durante la operación de chorreado con arena,
aire en el álabe a través de sus cavidades internas para evitar que
granos de arena los obturen. Para lograr este objetivo se garantiza
que la presión del aire de chorreado sea inferior a la del aire que
sale por los orificios de la pala.
La pieza así limpiada y rectificada es conducida
hasta el puesto de soldadura, por ejemplo de tipo TIG.
La soldadura se efectúa con un electrodo de
tungsteno bajo gas inerte, argón por ejemplo.
El metal de aporte es el mismo que el que
constituye la traza de la capa anti-desgaste
inicial. Se aplica mediante gotas sucesivas. Se cuentan por ejemplo
6 ó 7 gotas. La forma de la traza, en concreto la de la parte T1,
permite no realizar el depósito de material en la zona de la
picadura, 93E ó 94E, y evita la formación de defectos.
Una vez terminado el aporte de metal
anti-desgaste, se procede a un mecanizado de acabado
para devolver la capa al perfil nominal. Se utiliza con este
objetivo una muela que presenta un perfil complementario al del
talón. En la figura 6 se ha representado, vista a lo largo de la
pala, la disposición del talón con respecto a la muela M después
del rectificado. Preferentemente, el perfil de esta última coincide
con exactitud con el del talón. Se observa en concreto que la muela
presenta un reborde que se adapta a la picadura.
Cuando la pieza se ha mecanizado de esta manera
y se ha devuelto a la cota inicial, terminan las operaciones de
reparación procediéndose a una inspección que tiene el objetivo de
revelar la presencia de defectos formados eventualmente por la
soldadura, tales como fisuras.
Se prepara la pieza sometiéndola durante un
tiempo determinado a un tratamiento térmico en un horno de vacío
para relajar las tensiones y, si se da el caso, abrir las fisuras
eventualmente formadas.
Se procede a continuación a una inspección por
líquidos penetrantes. Este modo de inspección consiste en aplicar
un líquido fluorescente, llamado penetrante, sobre la superficie a
inspeccionar. Este líquido penetra en el interior de los defectos
existentes con forma de fisuras y de porosidades. El exceso de
penetrante se elimina mediante lavado. Al iluminar la pieza con una
lámpara de luz ultravioleta se hacen visibles los defectos.
Claims (11)
1. Procedimiento de reparación de una pieza
metálica de un motor de turbina de gas que comprende una capa
(93CC, 94CC) anti-desgaste conformada mediante el
aporte de material por soldadura de un material
anti-desgaste sobre una parte de su superficie
sometida a un desgaste por rozamiento y en la que dicha capa está
parcialmente desgastada, que comprende una etapa de rectificado de
la citada capa por medio de una muela (M) colocada de forma que
elimine un espesor (P) del material determinado con respecto a la
cota inicial de la superficie (93C, 94C) de la citada capa, en la
cual se deja que quede en al menos una parte del fondo de la zona
rectificada, una traza (T) de la citada capa
anti-desgaste, y una etapa en la cual se deposita
por soldadura una nueva capa de material
anti-desgaste.
2. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación anterior, aplicado a un álabe móvil o estatórico.
3. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación anterior, aplicado a un álabe móvil de turbina con
talón (9).
4. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación anterior, aplicado a un álabe móvil en el que el
talón (9) con perfil en Z comprende una picadura (93E, 94E) en el
fondo del perfil.
5. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación anterior en el que la muela comprende un perfil en
Z.
6. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación 1, en el que la propia muela (M) es rectificada en
continuo durante la etapa de rectificado de la capa.
7. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación anterior, que comprende antes del depósito de una
nueva capa de material anti-desgaste, una etapa de
limpieza con el fin de eliminar cualquier depósito de contaminación
y/o de oxidación resultado de la utilización de la pieza.
8. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación anterior, en el que la etapa de limpieza comprende
una etapa de limpieza química seguida de una etapa de chorreado con
arena.
9. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación anterior, en el que el chorreado con arena se efectúa
con un polvo de granulometría fina.
10. Procedimiento de acuerdo con la
reivindicación anterior, aplicado a un álabe que comprende en su
superficie cavidades u orificios de evacuación del aire de
refrigeración, en el cual se insufla el aire a través de la pala y
en el que el chorreado con arena se realiza en seco, estando el aire
de arrastre a una presión inferior a la del aire insuflado.
11. Procedimiento de acuerdo con una de las
reivindicaciones anteriores, que comprende una etapa de inspección
no destructiva de la pieza.
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2320775C2 (ru) | 2002-09-24 | 2008-03-27 | Исикавадзима-Харима Хэви Индастриз Ко., Лтд. | Способ нанесения покрытия на скользящую поверхность жаропрочного элемента, жаропрочный элемент и электрод для электроразрядной обработки поверхности |
US9284647B2 (en) | 2002-09-24 | 2016-03-15 | Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha | Method for coating sliding surface of high-temperature member, high-temperature member and electrode for electro-discharge surface treatment |
TWI272993B (en) * | 2002-10-09 | 2007-02-11 | Ishikawajima Harima Heavy Ind | Method for coating rotary member, rotary member, labyrinth seal structure and method for manufacturing rotary member |
FR2876933B1 (fr) * | 2004-10-25 | 2008-05-09 | Snecma Moteurs Sa | Buse pour tete de percage ou d'usinage par faisceau laser |
CN101146930B (zh) * | 2005-03-09 | 2010-11-24 | 株式会社Ihi | 表面处理方法及修理方法 |
EP1785583A3 (en) * | 2005-10-12 | 2010-06-23 | Turbine Overhaul Services Private Limited | Blade shroud repair |
FR2901246B1 (fr) * | 2006-05-19 | 2008-06-20 | Airbus France Sas | Procede de reparation d'une zone endommagee d'un fuselage d'aeronef |
US7934315B2 (en) * | 2006-08-11 | 2011-05-03 | United Technologies Corporation | Method of repairing shrouded turbine blades with cracks in the vicinity of the outer shroud notch |
EP2602431A1 (de) | 2011-12-06 | 2013-06-12 | Alstom Technology Ltd | Vorrichtung und Verfahren zur Umformung von Turbinenschaufeldeckplatten |
US20130294904A1 (en) * | 2012-05-01 | 2013-11-07 | General Electric Company | Method of repairing a turbine component |
EP2733310A1 (de) * | 2012-11-16 | 2014-05-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Modifizierte Oberfläche um ein Loch |
US20140147284A1 (en) * | 2012-11-27 | 2014-05-29 | General Electric Company | Method for modifying an airfoil shroud |
US20140147283A1 (en) * | 2012-11-27 | 2014-05-29 | General Electric Company | Method for modifying a airfoil shroud and airfoil |
SG2013002183A (en) | 2013-01-10 | 2014-08-28 | Pratt & Whitney Services Pte Ltd | Turbine shroud milling with blade held in same fixture during milling of concave and convex parts |
CN105246644A (zh) * | 2013-01-31 | 2016-01-13 | 西门子能源公司 | 超合金部件的局部修复 |
FR3001758B1 (fr) * | 2013-02-01 | 2016-07-15 | Snecma | Aube de rotor de turbomachine |
CN104476121B (zh) * | 2014-11-10 | 2016-08-24 | 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 | 一种薄壁双流道结构焊接组件加工方法及采用夹具 |
US10519783B2 (en) | 2016-12-22 | 2019-12-31 | General Electric Company | Method for modifying a shroud and blade |
US10513934B2 (en) | 2017-01-19 | 2019-12-24 | General Electric Company | Z-notch shape for a turbine blade tip shroud |
US10456849B2 (en) | 2017-05-25 | 2019-10-29 | General Electric Company | Composite component having angled braze joint, coupon brazing method and related storage medium |
FR3077601B1 (fr) * | 2018-02-08 | 2020-01-17 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine d'aeronef |
FR3079847B1 (fr) * | 2018-04-10 | 2023-11-10 | Safran Aircraft Engines | Procede de fabrication d'un element aubage metallique d'une turbomachine d'aeronef |
CN109848743B (zh) * | 2019-04-16 | 2023-10-10 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | 一种加工汽轮机特殊材质动叶片的装夹装置 |
CN110130995B (zh) * | 2019-05-31 | 2023-10-20 | 南京赛达科技有限公司 | 一种高强度汽轮机叶片及其制备方法 |
FR3097452B1 (fr) * | 2019-06-20 | 2021-05-21 | Safran Aircraft Engines | Procédé de revêtement d’une aube de redresseur de turbomachine, aube de redresseur associée |
CN110926771B (zh) * | 2019-11-20 | 2021-09-10 | 佛山科学技术学院 | 一种基于模态曲率误差法的叶片裂纹区域确定方法 |
US11066936B1 (en) * | 2020-05-07 | 2021-07-20 | Rolls-Royce Corporation | Turbine bladed disc brazed sealing plate with flow metering and axial retention features |
US11821336B2 (en) | 2021-04-09 | 2023-11-21 | General Electric Company | Turbine blade tip shroud with axially offset cutter teeth, and related surface profiles and method |
CN113478167A (zh) * | 2021-07-21 | 2021-10-08 | 中国航发航空科技股份有限公司 | 一种航空发动机高压涡轮工作叶片叶冠修复方法 |
Family Cites Families (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2292107A1 (fr) * | 1974-11-25 | 1976-06-18 | Alsthom Cgee | Procede de rechargement de pieces de turbines a vapeur |
US4219592A (en) * | 1977-07-11 | 1980-08-26 | United Technologies Corporation | Two-way surfacing process by fusion welding |
US4155152A (en) * | 1977-12-12 | 1979-05-22 | Matthew Bernardo | Method of restoring the shrouds of turbine blades |
US4291448A (en) * | 1977-12-12 | 1981-09-29 | Turbine Components Corporation | Method of restoring the shrouds of turbine blades |
DE3644702A1 (de) * | 1986-12-30 | 1988-07-14 | Krebs & Riedel Gmbh & Co Kg | Schleifkoerper mit wenigstens einem keramisch gebundenen schleifelement und verfahren zu seiner herstellung |
DE4310896C1 (de) * | 1993-04-02 | 1994-03-24 | Thyssen Industrie | Verfahren zum Herstellen von verschleißfesten Kanten an Turbinenschaufeln |
ES2117513B1 (es) * | 1994-10-18 | 1999-03-16 | Danobat | Mejoras en maquinas rectificadoras de alta velocidad para los alabes de rotores de motores de reaccion y similares. |
US5794338A (en) * | 1997-04-04 | 1998-08-18 | General Electric Company | Method for repairing a turbine engine member damaged tip |
JP3719324B2 (ja) * | 1997-12-24 | 2005-11-24 | 豊田工機株式会社 | 冷風冷却を用いた機械加工方法 |
US6164916A (en) * | 1998-11-02 | 2000-12-26 | General Electric Company | Method of applying wear-resistant materials to turbine blades, and turbine blades having wear-resistant materials |
US6203847B1 (en) * | 1998-12-22 | 2001-03-20 | General Electric Company | Coating of a discrete selective surface of an article |
US6233822B1 (en) * | 1998-12-22 | 2001-05-22 | General Electric Company | Repair of high pressure turbine shrouds |
US6042880A (en) * | 1998-12-22 | 2000-03-28 | General Electric Company | Renewing a thermal barrier coating system |
JP3723705B2 (ja) * | 1999-10-19 | 2005-12-07 | 株式会社ノリタケカンパニーリミテド | ハイブリッド型レジノイド砥石 |
US6355116B1 (en) * | 2000-03-24 | 2002-03-12 | General Electric Company | Method for renewing diffusion coatings on superalloy substrates |
EP1143030A1 (en) * | 2000-04-03 | 2001-10-10 | ABB Alstom Power N.V. | Tip material for a turbine blade and method of manufacturing or repairing a tip of a turbine blade |
US6568077B1 (en) * | 2000-05-11 | 2003-05-27 | General Electric Company | Blisk weld repair |
EP1162284A1 (en) * | 2000-06-05 | 2001-12-12 | Alstom (Switzerland) Ltd | Process of repairing a coated component |
US6434823B1 (en) * | 2000-10-10 | 2002-08-20 | General Electric Company | Method for repairing a coated article |
DE10055505C2 (de) * | 2000-11-10 | 2003-03-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zur Instandsetzung von Schaufeln |
US7009137B2 (en) * | 2003-03-27 | 2006-03-07 | Honeywell International, Inc. | Laser powder fusion repair of Z-notches with nickel based superalloy powder |
US6955308B2 (en) * | 2003-06-23 | 2005-10-18 | General Electric Company | Process of selectively removing layers of a thermal barrier coating system |
US7078073B2 (en) * | 2003-11-13 | 2006-07-18 | General Electric Company | Method for repairing coated components |
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