FR2666379A1 - Anneau de renforcement de turbine a gaz monocristallin resistant a l'environnement. - Google Patents
Anneau de renforcement de turbine a gaz monocristallin resistant a l'environnement. Download PDFInfo
- Publication number
- FR2666379A1 FR2666379A1 FR9110554A FR9110554A FR2666379A1 FR 2666379 A1 FR2666379 A1 FR 2666379A1 FR 9110554 A FR9110554 A FR 9110554A FR 9110554 A FR9110554 A FR 9110554A FR 2666379 A1 FR2666379 A1 FR 2666379A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- percent
- monocrystalline
- reinforcing ring
- ring according
- present
- 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- Withdrawn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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
- C22C19/03—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel
- C22C19/05—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium
- C22C19/051—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W
- C22C19/057—Alloys based on nickel or cobalt based on nickel with chromium and Mo or W with the maximum Cr content being less 10%
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C30—CRYSTAL GROWTH
- C30B—SINGLE-CRYSTAL GROWTH; UNIDIRECTIONAL SOLIDIFICATION OF EUTECTIC MATERIAL OR UNIDIRECTIONAL DEMIXING OF EUTECTOID MATERIAL; REFINING BY ZONE-MELTING OF MATERIAL; PRODUCTION OF A HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; SINGLE CRYSTALS OR HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; AFTER-TREATMENT OF SINGLE CRYSTALS OR A HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; APPARATUS THEREFOR
- C30B11/00—Single-crystal growth by normal freezing or freezing under temperature gradient, e.g. Bridgman-Stockbarger method
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C30—CRYSTAL GROWTH
- C30B—SINGLE-CRYSTAL GROWTH; UNIDIRECTIONAL SOLIDIFICATION OF EUTECTIC MATERIAL OR UNIDIRECTIONAL DEMIXING OF EUTECTOID MATERIAL; REFINING BY ZONE-MELTING OF MATERIAL; PRODUCTION OF A HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; SINGLE CRYSTALS OR HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; AFTER-TREATMENT OF SINGLE CRYSTALS OR A HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; APPARATUS THEREFOR
- C30B29/00—Single crystals or homogeneous polycrystalline material with defined structure characterised by the material or by their shape
- C30B29/10—Inorganic compounds or compositions
- C30B29/52—Alloys
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/005—Selecting particular materials
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/007—Preventing corrosion
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
- Inorganic Chemistry (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
Abstract
Un anneau de renforcement monocristallin, utilisé de préférence autour de la partie turbine haute pression d'un moteur à turbine à gaz, présente la composition suivante, en pourcent en poids: d'environ 5 à environ 10 pourcent de chrome, d'environ 5 à environ 10 pourcent de cobalt, de 0 à environ 2 pourcent de molybdène, d'environ 3 à environ 10 pourcent de tungstène, d'environ 3 à environ 8 pourcent de tantale, de 0 à environ 2 pourcent de titane, d'environ 5 à environ 7 pourcent d'aluminium, de 0 à environ 6 pourcent de rhénium, de 0 à environ 0,50 pourcent de hafnium, de 0 à environ 0,07 pourcent de carbone, de 0 à environ 0,015 pourcent de bore et de 0 à environ 0,075 pourcent d'yttrium, le complément étant constitué par du nickel. On utilise, de préférence, l'anneau de renforcement résistant à l'environnement en l'état brut de coulée sans aucun revêtement de la surface délimitant la trajectoire des gaz résistant à l'oxydation et à la corrosion. On pourra utiliser cet anneau de renforcement monocristallin dans des moteurs à turbine à gaz d'avions.
Description
ANNEAU DE RENFORCEMENT DE TURBINE A GAZ MONOCRISTALLIN
RESISTANT A L'ENVIRONNEMENT Cette invention concerne des composants de turbines à agaz d'avions et, plus particulièrement, la composition chimique et le traitement d'un anneau de renforcement de turbine à gaz en superalliage mono- cristallin présentant une résistance à l'environnement supérieure et pouvant être utilisé sans revêtement de la surface délimitant la trajectoire des gaz.10 Un des enjeux de la construction aéronautique est de concevoir des moteurs d'avions qui fonctionnent à des températures supérieures Les températures de fonction- nement supérieures se traduisent soit par un meilleur rendement soit par une plus grande puissance des moteurs.15 Les températures de fonctionnement sont généralement limitées par les diverses pièces constituant le moteur, dont une est l'anneau de renforcement de turbine à gaz. Dans les turbines à gaz d'avions, l'air pénètre dans la partie avant du moteur et est comprimé par une série d'étages de compresseur axial On injecte du combustible dans le flux d'air et le mélange brûle dans une chambre de combustion Les gaz de combustion de décharge passent à travers des étages de turbine haute pression à écoulement axial et des étages de turbine basse pression dans lesquels on extrait l'énergie nécessaire à la rotation des étages du compresseur Les gaz sortent ensuite à
l'arrière du moteur.
Les étages de turbine sont formés d'aubes fixes et d'aubes tournantes montées sur un disque de turbine La présente invention concerne la structure du moteur dans les étages de turbine haute pression qui se situent juste derrière les chambres de combustion et les étages basse
pression situés en avant.
Les étages de turbine haute pression comprennent des aubes de turbine haute pression fixées sur des disques de turbine haute pression cylindriques qui tournent autour de leurs axes cylindriques Les aubes décrivent donc un trajet correspondant à la circonférence d'un cercle A un rayon légèrement supérieur se trouve un composant fixe appelé anneau de renforcement L'anneau de renforcement a plusieurs fonctions En premier lieu, il définit l'extérieur de la trajectoire d'écoulement des gaz de combustion chauds, agissant dans une certaine mesure comme un élément d'étanchéité autour de la trajectoire d'écoulement des gaz chauds Il est continuellement exposé à ces gaz chauds En second lieu, il facilite le réglage de la dynamique des gaz du système d'écoulement de gaz et l'effet du courant de gaz sur les aubes tournantes En troisième lieu, il agit comme conteneur pour réduire au minimum les dommages externes en cas de rupture d'une aube de turbine Un anneau de renforcement qui joue essentiellement le même rôle peut également envelopper les étages avant de la turbine basse pression ayant un disque
basse pression et des aubes de turbine basse pression.
L'anneau de renforcement constitue une partie importante de la structure active du moteur à turbine à gaz, même s'il est fixe Ces anneaux de renforcement sont faits d'alliages résistant à haute température, comme des superalliages à base de nickel ou à base de cobalt on revêt couramment les surfaces délimitant les trajectoires des gaz des anneaux de renforcement, qui correspondent au diamètre intérieur de l'anneau de renforcement qui peut être en contact avec les aubes de turbine et que heurtent les gaz chauds, à l'aide de revêtements résistant à l'oxydation et à la corrosion qui augmentent leur durée de vie dans l'environnement des gaz de combustion chauds Un anneau de renforcement classique, de forme courante, est formé d'une structure de base de segments courbes qui
glissent à l'intérieur d'une rainure de retenue circulaire.
Chaque segment est formé d'un superalliage comme Mar M-509 ou Hastelloy X, portant un revêtement de M Cr Al Y, d'aluminiure ou de céramique pour protéger le superalliage
des dommages dus à l'oxydation et à la corrosion à chaud.
Le segment peut éventuellement comporter des ouvertures ou des trous de refroidissement Le terme de "M Cr Al Y" correspond à un alliage de nickel, de cobalt ou de fer ou de leur mélange, auquel on a ajouté du chrome, de l'aluminium et de l'yttrium pour obtenir une meilleure résistance à l'oxydation et à la corrosion à chaud On utilise pour la majorité des anneaux de renforcement courants, des revêtements de (Ni,Co)Cr Al Y. Bien que les matériaux et les modèles d'anneaux de renforcement existants fonctionnent de manière acceptable, on est toujours à la recherche d'anneaux de
renforcement perfectionnés présentant un meilleur compor-
tement à température élevée à un moindre coût de fabrication Cet anneau de renforcement perfectionné permet au moteur de fonctionner à des températures plus élevées, ce qui conduit, soit à de meilleures performances, soit à des économies de carburant La présente invention répond à cette demande. La présente invention fournit un anneau de renforcement de turbine à gaz d'avion monocristallin fait d'un superalliage résistant à l'environnement qui ne nécessite pas de revêtement de la surface délimitant la trajectoire des gaz résistant à l'oxydation et à la corrosion pour présenter une durée de service acceptable. L'absence de revêtement diminue le coût de fabrication de 5 l'anneau de renforcement Un fonctionnement satisfaisant sans revêtement présente également l'avantage important que la durée de vie du moteur n'est pas abrégée si l'anneau de renforcement subit des rayures ou d'autres dommages pendant le fonctionnement du moteur, qui pénétreraient, sinon, à l'intérieur du revêtement et constitueraient un site pour
l'initiation de ruptures induites par l'environnement.
Conformément à l'invention, une pièce monocris-
talline destinée à être utilisée dans un moteur à turbine à gaz se compose d'un segment d'anneau de renforcement présentant une résistance à l'environnement excellente et des performances supérieures à température élevée, pouvant supporter un emploi prolongé à des températures de 1149 C et plus Le segment d'anneau de renforcement présente, de préférence, la composition suivante, en pourcent en poids: d'environ 5 à environ 10 pourcent de chrome, d'environ 5 à environ 10 pourcent de cobalt, de O à environ 2 pourcent de molybdène, d'environ 3 à environ 10 pourcent de tungstène, d'environ 3 à environ 8 pourcent de tantale, de O à environ 2 pourcent de titane, d'environ 5 à environ 7 pourcent d'aluminium, de O à environ 6 pourcent de rhénium, de O à environ 0,50 pourcent de hafnium, de O à environ 0,07 pourcent de carbone, de O à environ 0,015 pourcent de bore, et de O à environ 0,075 pourcent d'yttrium, le complément étant constitué par du nickel Le segment d'anneau de renforcement présente une microstructure essentiellement monocristalline On peut utiliser l'anneau de renforcement en l'état brut de coulée ou après recuit de mise en solution et vieillissement On peut utiliser l'anneau de renforcement sans qu'un revêtement de la surface délimitant35 la trajectoire des gaz résistant à l'oxydation et à la corrosion soit nécessaire pour qu'il présente une durée de
service acceptable.
Dans une composition plus recommandée, une pièce monocristalline destinée à être utilisée dans un moteur à turbine à gaz se compose d'un segment d'anneau de
renforcement présentant la composition suivante, en pour-
cent en poids: d'environ 6,75 à environ 7,25 pourcent de chrome, d'environ 7,0 à environ 8,0 pourcent de cobalt, d'environ 1,3 à 1,7 pourcent de molybdène, d'environ 4,75 à environ 5,25 pourcent de tungstène, d'environ 6,3 à environ 6,7 pourcent de tantale, de O à environ 0,02 pourcent de titane, d'environ 6,1 à environ 6,3 pourcent d'aluminium, d'environ 2,75 à environ 3,25 pourcent de rhénium, d'environ 0,12 à environ 0,18 pourcent de hafnium, d'environ 0,04 à environ 0,06 pourcent de carbone, d'environ 0,003 à environ à 0,005 pourcent de bore, d'environ 0,002 à environ à 0,030 pourcent d'yttrium, le complément étant constitué par du nickel, le segment d'anneau de renforcement présentant une microstructure
essentiellement monocristalline.
Cet anneau de renforcement constitue un progrès dans la technique des composants de turbines à gaz, assurant de meilleures possibilités à température élevée, ayant pour résultats de meilleures performances et un meilleur rendement du moteur L'élimination des revêtements de X Cr Al Y permet de diminuer le coût en raison de la suppression d'opérations de fabrication L'excellente résistance à l'environnement de l'anneau de renforcement de la présente invention a pour résultat une durée de vie plus longue due à une diminution de l'endommagement dû à la corrosion et à l'oxydation Le caractère monocristallin
conduit à de meilleures propriétés mécaniques et, particu-
lièrement, de meilleures propriétés de résistance à la
rupture sous contrainte et de fatigue thermique.
La suite de la description se réfère aux figures
annexées dans lesquelles, la figure 1 est une vue en coupe en perspective d'un étage haute pression d'un moteur à turbine à gaz, montrant la structure et la disposition de l'anneau de renforcement et la figure 2 est une vue en perspective agrandie
d'un segment d'anneau de renforcement.
La figure 1 montre la structure et la dispo-
sition d'un anneau de renforcement 10 dans l'étage haute pression 12 d'un moteur à turbine à gaz Un disque de turbine 14 est de forme globalement cylindrique et est monté sur un arbre 16 qui permet la rotation du disque 14 autour de son axe cylindrique Un grand nombre d'aubes de turbine 18 sont montées à la périphérie du disque de
turbine 14 de manière à ce qu'elles décrivent une trajec-
toire circulaire autour de la circonférence du disque 14
lorsqu'il tourne.
L'anneau de renforcement 10 est une enveloppe globalement cylindrique dont le point situé le plus à l'intérieur est à une distance de l'arbre 16 qui est supérieure à la distance du point situé le plus à
l'extérieur des aubes de turbine 18 d'une quantité relati-
vement petite Lorsque le moteur fonctionne, les gaz de combustion chauds circulent à travers l'étage haute pression en suivant une trajectoire (non représentée)
allant de la chambre de combustion à la sortie du moteur.
L'anneau de renforcement limite la trajectoire des gaz de façon à ce que la plus grande partie du gaz suive la trajectoire traversée par les aubes de turbine 18 au lieu
de les éviter.
L'anneau de renforcement 10 est fait d'un grand nombre de segments d'anneau de renforcement 22, représenté dans la figure 2 Chaque segment 22 comprend un côté bord d'attaque 26 qui correspond au bord d'attaque des aubes de turbine, un côté bord de fuite 28, qui correspond au bord de fuite des aubes de turbine 28, des extrémités 30, des ouvertures 42 traversant les segments 22 de la face arrière 34 à la face délimitant la trajectoire des gaz 36 Les gaz de combustion parcourent la face délimitant la trajectoire des gaz 36 pour faire tourner les aubes de turbine (non
représentées) du bord d'attaque 26 au bord de fuite 28.
Chacun des segments 22 ne forme qu'une partie de la circonférence totale de l'anneau de renforcement 10 Les segments d'anneau de renforcement 22 sont montés sur un guide (non représenté) en utilisant des moyens d'accrochage d'un seul tenant obtenus par usinage ou moulage dans le segment d'anneau de renforcement 22 et se terminant dans les extrémités des anneaux de renforcement 30, ce qui
permet l'assemblage des segments 22 entre eux.
Chacun des segments d'anneau de renforcement 22 se trouve sous la forme d'un composant essentiellement monocristallin Telle qu'on l'utilise ici, l'expression "composant monocristallin" signifie que dans le composant
une orientation monocristalline est partout prédominante.
La présence de joints de grains faiblement inclinés, de petites fractions de grains d'orientations différentes et d'autres types d'imperfections est acceptable pour l'emploi de l'anneau de renforcement et leur présence n'empêche pas de caractériser un composant comme monocristallin Bien que la préparation de composants monocristallins coulés pour l'emploi dans des turbines à gaz soit bien connue dans la
technique, l'emploi d'un anneau de renforcement mono-
cristallin est nouveau.
Il existe deux procédés couramment utilisés pour la préparation de composants monocristallins comme le segment d'anneau de renforcement monocristallin Dans la technique d'inoculation de germe, un germe d'inoculation orienté croît dans le superalliage liquide par propagation unidirectionnelle de l'interface liquide-solide Dans la technique d'étranglement, l'interface entre liquide et solide se propage unidirectionnellement à travers un
passage en labyrinthe dans un moule, l'orientation crois-
sant le plus rapidement, l 001 lfcc, émerge comme direction de croissance dominante Toute autre technique qui permet d'obtenir une pièce monocristalline est également
acceptable.
Conformément à la réalisation recommandée de l'invention, une pièce monocristalline destinée à être utilisée dans un moteur à turbine à gaz se compose d'un segment d'anneau de renforcement présentant la composition suivante, en pourcent en poids: d'environ 6,75 à environ 7, 25 pourcent de chrome, d'environ 7,0 à environ 8,0 pourcent de cobalt, d'environ 1,3 à environ 1,7 pourcent de molybdène, d'environ 4,75 à environ 5,25 pourcent de tungstène, d'environ 6,3 à environ 6,7 pourcent de tantale, de O à environ 0,02 pourcent de titane, d'environ 6,1 à environ 6,3 pourcent d'aluminium, d'environ 2,75 à environ 3,25 pourcent de rhénium, d'environ 0,12 à environ 0,18 pourcent de hafnium, d'environ 0,04 à environ 0,06 pourcent de carbone, d'environ 0,003 à environ 0,005 pourcent de bore, d'environ 0,002 à environ 0,030 pourcent d'yttrium, le complément étant constitué par du nickel, le segment d'anneau de renforcement présentant une microstructure essentiellement monocristalline L'anneau de renforcement est une pièce coulée mais on peut éventuellement l'utiliser
après recuit de mise en solution et vieillissement.
Le superalliage utilisé est un alliage gamma/gamma-prime que l'on peut couler sous forme d'un anneau de renforcement monocristallin et mettre en service dans cet état Toutefois, la phase gamma est une phase cubique à faces centrées, consolidée par solution solide et la phase gamma-prime est une phase intermétallique de composition générale Ni 3 Al, qui peut également être consolidée par solution solide et vieillie pour présenter des propriétés mécaniques supérieures à celles de l'état brut de coulée Toutefois, on peut couler l'anneau de renforcement et le mettre en service en cet état Pour obtenir les propriétés mécaniques supérieures de la struc-5 ture mise en solution et vieillie facultative, on traite thermiquement l'anneau de renforcement, tout d'abord par recuit de mise en solution à température élevée puis vieillissement pour produire une distribution de la phase gamma-prime Le traitement thermique est un traitement de10 mise en solution à une température et pendant un temps suffisant pour mettre au moins environ 95 % de la phase
gamma-prime en solution, suivi d'un traitement de vieillis-
sement intermédiaire et d'un traitement de vieillissement final Un traitement thermique possible consiste en un
recuit de mise en solution à 1288-1343 C pendant deux heures (dans une pièce de 1,27 cm d'épaisseur), un refroi-
dissement à 1093 C à 62,5 C par minute, un nouveau refroi- dissement à 6490 C en 60 minutes ou moins, un vieillissement intermédiaire à 1079 C pendant 4 heures, un refroidissement20 au-dessous de 649 C en 6 minutes ou moins et un vieillisse- ment final à 899 C pendant 16 heures Ce traitement thermique a pour résultat, en ce qui concerne la microstructure, un double réseau de grandes et petites particules gamma-prime dans une matrice gamma, les particules gamma-25 prime occupant environ 60 pourcent du volume et la matrice
gamma occupant environ 40 pourcent du volume.
On a choisi les éléments d'alliage particuliers dans la composition de superalliage utilisée dans l'anneau de renforcement et leurs quantités et limites en fonction de leurs propriétés une fois combinés C'est-à- dire que
l'on a choisi la nature et la quantité de chacun des élé-
ments en considérant son effet sur les autres éléments d'alliage dans le superalliage Ces propriétés comprennent les propriétés de résistance et de rupture en fluage de l'alliage et de chacune des phases, la résistance de l'alliage à la formation de sources d'instabilité comme des phases fragiles lors d'une exposition à température élevée
et la résistance à l'environnement de l'alliage à l'endom-
magement dû à l'oxydation et à la corrosion à chaud.
La teneur en chrome de l'alliage est comprise entre environ 5 et environ 10 pourcent en poids, de préférence entre environ 6,75 et environ 7,25 pourcent en poids et, mieux encore, d'environ 7 pourcent en poids Le
chrome apporte la résistance à l'endommagement par corro-
sion à chaud et oxydation Si la quantité de chrome est trop faible, la résistance à la corrosion à chaud chute à des niveaux inacceptablement faibles Si la teneur en chrome est supérieure à la limite indiquée, il contribue à la formation d'une phase topologiquement compacte (TCP)
fragile gênante pendant l'emploi à température élevée.
La teneur en cobalt est comprise entre environ 5 et environ 10 pourcent en poids, de préférence entre environ 7,0 et environ 8,0 pourcent en poids et, mieux encore, d'environ 7,5 pourcent en poids Le cobalt aide à stabiliser l'alliage envers la formation de la phase TCP pendant un fonctionnement prolongé à température élevée et
améliore sa coulabilité pendant la fabrication de la pièce.
Si la teneur en cobalt est trop faible, la stabilité envers la formation de TCP est inacceptablement faible Si la teneur en cobalt est trop élevée, la résistance à la
rupture de l'alliage diminue.
La teneur en molybdène est comprise entre O et environ 2 pourcent en poids, de préférence entre environ 1,3 et environ 1,7 pourcent en poids et, mieux encore, d'environ 1,5 pourcent en poids Le molybdène facilite la consolidation par solution solide de la phase gamma Cet effet n'est pas marqué et on en utilise donc de petites quantités Une quantité trop importante de molybdène
diminue la résistance à l'oxydation de l'alliage.
il La teneur en tungstène est comprise entre environ 3 et environ 10 pourcent en poids, de préférence entre environ 5,75 et environ 5,25 pourcent en poids et, mieux encore, d'environ 5,0 pourcent en poids Le tungstène se partage à peu près également entre les phases gamma et gamma-prime et consolide chaque phase par consolidation par solution solide Le tungstène est très lourd et augmente la masse volumique de l'alliage Si la teneur en tungstène est
trop faible, la résistance de l'alliage est insuffisante.
En particulier, la résistance de la phase gamma peut être trop faible Une teneur trop élevée en tungstène augmente la masse volumique de manière inacceptable et diminue également la résistance à l'oxydation et à la corrosion à
chaud de l'alliage.
La teneur en tantale est comprise entre environ 3 et environ 8 pourcent en poids, de préférence entre environ 6,3 et environ 6,7 pourcent et, mieux encore, d'environ 6,5 pourcent en poids Le tantale est un élément consolidant la phase gamma-prime et il apporte également une résistance à la fissuration à chaud et à la formation de taches sur les pièces coulées Si la teneur en tantale est trop faible, la résistance de l'alliage est trop faible Si la teneur en tantale est trop élevée, il existe une tendance accrue à la formation de phase TCP lors d'une
exposition prolongée à température élevée.
La teneur en aluminium est comprise entre environ 5 et environ 7 pourcent en poids, de préférence entre environ 6,1 et environ 6,3 pourcent et, mieux encore,
d'environ 6,2 pourcent en poids L'aluminium est le princi-
pal élément d'alliage dans la formation de la phase gamma- prime et contribue également à la résistance à l'oxydation en contribuant à la formation d'oxydes d'aluminium en surface Si la teneur en aluminium est trop faible, la fraction volumique de phase gamma-prime est insuffisante35 pour assurer une bonne résistance et une bonne résistance à la rupture par fluage et la résistance à l'oxydation de l'alliage est faible Si la teneur en aluminium est trop élevée, il existe une tendance accrue à former la phase TCP fragile lors d'une exposition prolongée à température élevée. La teneur en titane est comprise entre O et environ 2 pourcent en poids, de préférence de 0,02 pourcent en poids au maximum et, mieux encore, nulle Le titane, lorsqu'il est présent, peut partiellement remplacer l'aluminium dans la phase gamma-prime, de sorte que la phase résultante est Ni 3 (Al,Ti) Le titane est un élément à bas point de fusion et a tendance à abaisser le point de fusion du superalliage Sa présence nuit également à la résistance à l'oxydation On maintient donc la teneur en
titane aussi faible que possible et, de préférence, nulle.
La teneur en rhénium est comprise entre O et environ 6 pourcent en poids, de préférence entre environ 2,75 et environ 3,25 pourcent en poids et, mieux encore, d'environ 3,0 pourcent en poids Le rhénium, bien que relativement dense, est un élément de consolidation par solution solide puissant dans la phase gamma et est important pour rendre l'alliage résistant à température élevée On a utilisé une petite quantité de rhénium à la place d'autres éléments de consolidation par solution solide moins puissants comme le molybdène et le chrome Si la teneur en rhénium est trop faible, par rapport aux teneurs en les autres éléments choisis, la résistance de l'alliage est trop faible Si la teneur en rhénium est trop élevée, il existe une tendance accrue à former une phase
TCP lors d'une exposition prolongée à température élevée.
Le hafnium, le carbone et le bore sont des éléments de consolidation des joints de grains Il était classique, en pratique, de les omettre entièrement des alliages monocristallins On les introduit toutefois en quantité relativement petite dans le présent alliage pour favoriser la consolidation des joints de sous-grains qui sont fréquemment présents même dans des pièces que l'on appelle monocristaux Lorsque l'on n'introduit pas ces éléments dans l'alliage, des joints de sous-grains ayant des différences d'orientation de plus d'environ 6 degrés sont inacceptables dans une pièce et on rejette normalement
les pièces contenant des joints aussi inclinés L'incor-
poration d'une petite quantité de ces éléments consolidant les joints de grains assure une résistance suffisante aux joints de grains pour que des pièces présentant des Joints de sous-grains ayant une différence d'orientation pouvant aller jusqu'à environ 12 * soient acceptables Ces éléments
augmentent donc le pourcentage de pièces coulées accep-
tables en diminuant le pourcentage que l'on doit rejeter en
raison de la présence de joints de grains très inclinés.
Toutefois, chacun de ces éléments contribue à diminuer le point de fusion de l'alliage et la température de solubilité de la phase gamma-prime Une quantité trop importante de hafnium, de carbone ou de bore diminuera ces températures de manière inacceptable En particulier, on recommande une teneur d'environ 0,15 % en poids d'hafnium, d'en Viron 0,05 % en poids de carbone et d'environ 0,004 %
en poids de bore.
La teneur en yttrium est comprise entre O et environ 0,075 pourcent en poids, de préférence entre environ 0,002 et environ 0, 030 pourcent en poids et, mieux
encore, d'environ 0,01 pourcent en poids L'yttrium amé-
liore la résistance à l'oxydation Une quantité trop impor-
tante d'yttrium entraîne la réaction du superalliage avec les moules en céramique de zircone et de silice classiques
et nécessite l'emploi de moules en oxyde d'aluminium.
On a étudié comparativement l'alliage le plus recommandé de l'invention au cours de divers types d'essais
et en fonctionnement réel dans une turbine à gaz.
Exemple 1
On a placé des éprouvettes dans un appareil à
brûleurs à Mach 1 a 1177 C et on les a étudiées comparati-
vement pour déterminer la réduction dimensionnelle en mm
par face au bout de 200 heures d'exposition Trois éprou-
vettes de l'alliage recommandé de l'invention ont subi des pertes de 0,0152 à 0,0254 mm Trois éprouvettes de Mar M-509 portant un revêtement classique de (Ni,Co)Cr Al Y ont subi des pertes de 0,0254 à 0, 0432 mm par face Trois
éprouvettes de Rene 142 obtenues par solidification direc-
tionnelle ont subi des pertes de 0,0127 à 0,0279 mm par face Trois éprouvettes de Rene 142 obtenues par coulée classique ont subi des pertes de 0,0051 à 0,0102 mm par face Une éprouvette d'Hastelloy X a subi une perte de 1,143 mm par face On a fait subir l'essai à une éprouvette de Mar M-509 non revêtue à 11410 C et on a extrapolé les résultats à 11770 C et 200 heures L'extrapolation a montré
une perte d'environ 2,54 mm par face.
L'alliage de l'invention présente une perte par oxydation acceptablement faible, comparable à celle de plusieurs autres matériaux et très inférieure à celle de
l'éprouvette de Mar M-509 non revêtue.
Exemple 2
On a soumis des éprouvettes à des essais en leur faisant subir des cycles de fatigue thermique Chaque cycle comprenait un chauffage de 4270 C à une température maximum en 8 secondes, un maintien pendant 48 secondes à la température maximum, un refroidissement à 649 C en 8 secondes et un nouveau refroidissement à 427 C en 8 secondes On a fait subir à chacune des éprouvettes 1000 cycles à des températures maximum de 1066 C, 10930 C, 11210 C, 11490 C, 11770 C et 11910 C pour un total de 6000
cycles par éprouvette.
L'examen microscopique des éprouvettes a révélé que l'alliage recommandé de l'invention et le Mar M-509 portant un revêtement de (Ni,Co)Cr Al Y ne présentaient pas de fissures et avaient un aspect excellent du point de vue de l'oxydation Le Rene 142 obtenu par solidification directionnelle présentait quelques fissures et des piqures d'oxydation importantes et des éruptions de surface Le Rene 142 obtenu par coulée classique présentait des déchirures de rive au bout de 1000 cycles à 10660 C, la condition la moins sévère et les fissures se sont propagées pendant les cycles suivants La surface était gravement
endommagée par l'oxydation.
Les essais des exemples 1 et 2 conduisent à la
conclusion que l'alliage recommandé non revêtu de l'inven-
tion était comparable dans ses performances à un système revêtu utilisé actuellement de Mar M-509 portant un revêtement de (Ni,Co)Cr Al Y Le Mar M-509 non revêtu s'oxyde
rapidement L'alliage de l'invention présente donc l'avan-
tage important de performances comparables à celles du Mar M-509 sans risque de dégradation des propriétés si une partie du revêtement s'en va par écaillage, rayage ou d'une autre manière Le Rene 142 présente une fatigue thermique inacceptable lorsqu'on le soumet à des cycles Le compor-20 tement à l'oxydation du Rene 142 dépend également du
réglage précis de la teneur en yttrium qui peut être diffi-
cile lors d'une fabrication en grande série.
Exemple 3 On a construit un anneau de renforcement de turbine haute pression pour
une turbine à gaz d'avion F 110 à partir de segments alternés de l'alliage recommandé de l'invention et de Mar M-509 revêtu de (Ni,Co)Cr Al Y, les deux meilleurs matériaux d'après les essais des exemples 1 et 2 On a fait fonctionner le moteur pendant 166 heures à Evendale, Ohio Une fois l'essai terminé, on a démonté le moteur et on a examiné les segments d'anneau de renforcement. Les segments d'anneau de renforcement de l'alliage de l'invention présentaient moins de déchirures de rive que les anneaux de renforcement de Mar M-509 revêtus Dans une région à l'arrière d'une buse de brûleur défectueuse, l'anneau de renforcement en Mar M-509 revêtu était gravement brûlé alors que l'anneau de renforcement de la présente invention, sous forme brut de coulée, était nettement moins endommagé, ce qui montrait que l'anneau de renforcement de la présente invention résistait à une température supérieure à celle à laquelle résistait le Mar M-509 On n'a pas observé de corrosion à chaud dans les
anneaux de renforcement faits de l'un ou l'autre des matériaux.
Exemple 4
On a répété l'exemple 3 sur une turbine à gaz d'avion CF 6, excepté que la surface délimitant la trajectoire des gaz des segments d'anneau de renforcement de l'alliage de l'invention n'était pas revêtue alors que l'on avait revêtu toutes les autres surfaces à l'aide d'un revêtement d'aluminiure par le procédé CODEP des brevets des Etats-Unis d'Amérique N O 3 415 672 et 3 540 878 On a fait fonctionner le moteur à environ 1 kilomètre de l'océan et dans une zone de pollution industrielle virtuellement très élevée On a fait fonctionner le moteur pendant 700 heures et on lui a fait subir 2750 cycles et on l'a démonté
pour l'examiner et effectuer des mesures après l'essai.
Les segments d'anneau de renforcement de la présente invention présentaient des pertes en métal sur les surfaces délimitant la trajectoire des gaz de 0,0508 à 0,0762 mm et sur les faces arrières de O à 0,1016 mm On a noté de petites quantités de corrosion à chaud sur les surfaces délimitant la trajectoire des gaz de l'anneau de renforcement de la présente invention et la perte de métal
par oxydation/corrosion à chaud combinées était de 0,0254-
0,2032 mm Les segments d'anneau de renforcement en Mar M-509 revêtus étaient gravement oxydés et présentaient des pertes en métal sur les surfaces délimitant la trajectoire des gaz de 0,2032 à 0,4064 mm et sur les faces arrière de O à 0,1524 mm Les trous ou ouvertures de refroidissement des segments d'anneau de renforcement de la présente invention étaient peu endommagés tandis que ceux de l'anneau de renforcement en Mar M-509 revêtu étaient un peu plus endommagés L'anneau de renforcement non revêtu de la présente invention se comporte donc nettement mieux, même si on le compare à un système d'anneau de renforcement fait d'autres alliages courants comme du Mar M-509 portant un revêtement sur sa surface délimitant la trajectoire des gaz. Les essais de l'exemple 3 ont démontré que les segments d'anneau de renforcement de la présente invention à surface délimitant la trajectoire des gaz non revêtue se
comportaient mieux que les segments d'anneau de renfor-
cement en Mar M-509 revêtus en service dans un environ-
nement non corrosif Les essais de l'exemple 4 démontrent que la surface délimitant la trajectoire des gaz non revêtue des segments d'anneau de renforcement de la présente invention se comporte mieux que celle de Mar M-509 revêtu dans un environnement corrosif Toutefois, dans les
environnements corrosifs, l'essai montre qu'il est néces-
saire de revêtir les ouvertures ou les trous de refroi-
dissement à l'aide de revêtements d'aluminiure, par exemple
par le procédé CODEP, pour obtenir l'amélioration poten-
tielle complète de résistance à la température apportée par les segments d'anneau de renforcement de la présente invention L'alliage non revêtu de l'invention subit une corrosion à chaud dans les trous de refroidissement, lorsqu'ils sont présents, particulièrement lorsqu'il est en
service dans un environnement corrosif.
La présente invention fournit donc un matériau destiné à être utilisé dans des anneaux de renforcement de moteur à turbine à gaz non revêtus qui se comportent aussi bien ou mieux que des alliages revêtus classiques On applique, de préférence, un revêtement protecteur dans les ouvertures 42 ou trous de refroidissement, sur les côtés 26, 28 et les extrémités 30 aux anneaux de renforcement de la présente invention, mais non sur les surfaces délimitant la trajectoire des gaz.
Claims (15)
1 Pièce coulée résistant à l'environnement des- tinée à être utilisée dans un moteur à turbine à gaz, caractérisée en ce qu'elle est composée d'un segment5 d'anneau de renforcement présentant la composition suivante, en pourcent en poids: d'environ 5 à environ 10 pourcent de chrome, d'environ 5 à environ 10 pourcent de cobalt, de O à environ 2 pourcent de molybdène, d'environ 3 à environ 10 pourcent de tungstène, d'environ 3 à environ 8 pourcent de tantale, de O à environ 2 pourcent de titane, d'environ 5 à environ 7 pourcent d'aluminium, de O à environ 6 pourcent de rhénium, de O à environ 0,50 pourcent de hafnium, de O à environ 0,07 pourcent de carbone, de O à environ 0,015 pourcent de bore et de O à environ 0,075 pourcent d'yttrium, le complément étant constitué par du nickel, le segment d'anneau de renforcement présentant une microstructure essentiellement monocristalline. 2 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on fait subir à l'anneau de renforcement coulé un recuit de mise en
solution et un vieillissement.
3 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que le chrome est présent en une quantité comprise entre environ 6,75 et
environ 7,25 pourcent.
4 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que le cobalt est présent en une quantité comprise entre environ 7,0 et
environ 8,0 pourcent.
5 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que le molybdène est présent en une quantité comprise entre environ 1,3 et
environ 1,7 pourcent.
6 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que le tungstène est présent en une quantité comprise entre environ 4,75 et environ 5,25 pourcent. 7 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que le tantale est présent en une quantité comprise entre environ 6,3 et
environ 6,7 pourcent.
8 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que le titane est présent en une quantité comprise entre O et environ 0,02
pourcent.
9 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'aluminium est présent en une quantité comprise entre environ 6,1 et
environ 6,3 pourcent.
10 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que le rhénium est présent en une quantité comprise entre environ 2,75 et
environ 3,25 pourcent.
11 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que le hafnium est présent en une quantité comprise entre environ 0,12 et environ 0,18 pourcent. 12 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que le carbone est présent en une quantité comprise entre environ 0,04 et
environ 0,06 pourcent.
13 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que le bore est présent en une quantité comprise entre environ 0,003 et
environ 0,005 pourcent.
14 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'yttrium est présent en une quantité comprise entre environ 0,002 et
environ 0,030 pourcent.
Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 1, caractérisé en ce que la surface
délimitant la trajectoire des gaz de l'anneau de renfor-
cement ne porte pas de revêtement résistant à l'oxydation et la corrosion. 16 Pièce coulée résistant à l'environnement destinée à être utilisée dans un moteur à turbine à gaz, caractérisée en ce qu'elle se compose d'un segment d'anneau de renforcement présentant la composition suivante, en pourcent en poids: d'environ 6,75 à environ 7,25 pourcent de chrome, d'environ 7,0 à environ 8,0 pourcent de cobalt, d'environ 1,3 à environ 1,7 pourcent de molybdène, d'environ 4,75 à environ 5,25 pourcent de tungstène, d'environ 6,3 à environ 6,7 pourcent de tantale, de O à environ 0,02 pourcent de titane, d'environ 6,1 à environ 6,3 pourcent d'aluminium, d'environ 2,75 à environ 3,25 pourcent de rhénium, d'environ 0,12 à environ 0,18 pourcent de hafnium, d'environ 0,04 à environ 0,06 pourcent de carbone, d'environ 0,003 à environ 0,005 pourcent de bore, d'environ 0,002 à environ 0,030 pourcent d'yttrium, le complément étant constitué par du nickel, le segment d'anneau de renforcement présentant une microstructure
essentiellement monocristalline.
17 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 15, caractérisé en ce que l'anneau de renforcement coulé a subi un recuit de mise en solution et
un vieillissement.
18 Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 15, caractérisé en ce que la surface
délimitant la trajectoire des gaz de l'anneau de renfor-
cement ne porte pas de revêtement résistant à l'oxydation
et à la corrosion.
19 Pièce coulée résistant à l'environnement destinée à être utilisée dans un moteur à turbine à gaz, caractérisée en ce qu'elle se compose d'un segment d'anneau de renforcement présentant la composition suivante, en pourcent en poids: environ 7,0 pourcent de chrome, environ 7,5 pourcent de cobalt, environ 1,5 pourcent de molybdène, environ 5,0 pourcent de tungstène, environ 6,5 pourcent de tantale, O pourcent de titane, environ 6,2 d'aluminium, environ 3,0 de rhénium, environ 0,15 pourcent de hafnium, environ 0,05 pourcent de carbone, environ 0,004 pourcent de bore et environ 0,01 pourcent d'yttrium, le complément étant constitué par du nickel, le segment d'anneau de renforcement présentant une microstructure essentiellement monocristalline. Anneau de renforcement monocristallin selon la revendication 18, caractérisé en ce que l'anneau de renforcement coulé subit un recuit de mise en solution et
un vieillissement.
21 Anneau de renforcement monocristallin selon
la revendication 18, caractérisé en ce que la surface déli-
mitant la trajectoire des gaz de l'anneau de renforcement ne porte pas de revêtement résistant à la corrosion et à
l'oxydation.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/577,668 US5240518A (en) | 1990-09-05 | 1990-09-05 | Single crystal, environmentally-resistant gas turbine shroud |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2666379A1 true FR2666379A1 (fr) | 1992-03-06 |
Family
ID=24309662
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9110554A Withdrawn FR2666379A1 (fr) | 1990-09-05 | 1991-08-23 | Anneau de renforcement de turbine a gaz monocristallin resistant a l'environnement. |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5240518A (fr) |
| JP (1) | JPH04280939A (fr) |
| CA (1) | CA2048756A1 (fr) |
| DE (1) | DE4126989A1 (fr) |
| FR (1) | FR2666379A1 (fr) |
| GB (1) | GB2249317A (fr) |
| IT (1) | IT1251198B (fr) |
Families Citing this family (32)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5443789A (en) * | 1992-09-14 | 1995-08-22 | Cannon-Muskegon Corporation | Low yttrium, high temperature alloy |
| US5549765A (en) * | 1993-03-18 | 1996-08-27 | Howmet Corporation | Clean single crystal nickel base superalloy |
| FR2712307B1 (fr) * | 1993-11-10 | 1996-09-27 | United Technologies Corp | Articles en super-alliage à haute résistance mécanique et à la fissuration et leur procédé de fabrication. |
| US5900278A (en) * | 1995-12-18 | 1999-05-04 | General Electric Company | Methods related to protective coatings for superalloys |
| US5849416A (en) * | 1995-12-18 | 1998-12-15 | General Electric Company | Protective coatings for superalloys |
| DE19617093C2 (de) * | 1996-04-29 | 2003-12-24 | Alstom Paris | Wärmebehandlungsverfahren für Werkstoffkörper aus Nickel-Basis-Superlegierungen |
| DE19624055A1 (de) * | 1996-06-17 | 1997-12-18 | Abb Research Ltd | Nickel-Basis-Superlegierung |
| CA2307496A1 (fr) | 1997-10-27 | 1999-07-08 | Gary W. Swartzbeck | Composants de turbine comprenant des peaux liees a des substrats constitues de superalliages |
| US6325871B1 (en) | 1997-10-27 | 2001-12-04 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Method of bonding cast superalloys |
| JP3820430B2 (ja) * | 1998-03-04 | 2006-09-13 | 独立行政法人物質・材料研究機構 | Ｎｉ基単結晶超合金、その製造方法およびガスタービン部品 |
| US6565680B1 (en) * | 1999-12-27 | 2003-05-20 | General Electric Company | Superalloy weld composition and repaired turbine engine component |
| US6454885B1 (en) | 2000-12-15 | 2002-09-24 | Rolls-Royce Corporation | Nickel diffusion braze alloy and method for repair of superalloys |
| DE10100790C2 (de) * | 2001-01-10 | 2003-07-03 | Mtu Aero Engines Gmbh | Nickel-Basislegierung für die gießtechnische Herstellung einkristallin erstarrter Bauteile |
| US6488986B2 (en) * | 2001-01-29 | 2002-12-03 | General Electric Company | Combined coat, heat treat, quench method for gas turbine engine components |
| DE10122464C1 (de) * | 2001-05-09 | 2002-03-07 | Mtu Aero Engines Gmbh | Mantelring |
| US20030041930A1 (en) * | 2001-08-30 | 2003-03-06 | Deluca Daniel P. | Modified advanced high strength single crystal superalloy composition |
| US20040042927A1 (en) * | 2002-08-27 | 2004-03-04 | O'hara Kevin Swayne | Reduced-tantalum superalloy composition of matter and article made therefrom, and method for selecting a reduced-tantalum superalloy |
| US20050000603A1 (en) * | 2003-06-25 | 2005-01-06 | John Corrigan | Nickel base superalloy and single crystal castings |
| EP1715068B1 (fr) * | 2003-12-26 | 2012-08-01 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Alliage a base de nickel a haute resistance thermique et constituant de turbine a gaz l'utilisant |
| US20060182649A1 (en) * | 2005-02-16 | 2006-08-17 | Siemens Westinghouse Power Corp. | High strength oxidation resistant superalloy with enhanced coating compatibility |
| US20090041615A1 (en) * | 2007-08-10 | 2009-02-12 | Siemens Power Generation, Inc. | Corrosion Resistant Alloy Compositions with Enhanced Castability and Mechanical Properties |
| US8876989B2 (en) * | 2007-08-31 | 2014-11-04 | General Electric Company | Low rhenium nickel base superalloy compositions and superalloy articles |
| US7824510B2 (en) * | 2008-01-28 | 2010-11-02 | Honeywell International Inc. | Methods of repairing engine components |
| US20100254822A1 (en) * | 2009-03-24 | 2010-10-07 | Brian Thomas Hazel | Super oxidation and cyclic damage resistant nickel-base superalloy and articles formed therefrom |
| US20110076179A1 (en) * | 2009-03-24 | 2011-03-31 | O'hara Kevin Swayne | Super oxidation and cyclic damage resistant nickel-base superalloy and articles formed therefrom |
| IT1394975B1 (it) * | 2009-07-29 | 2012-08-07 | Nuovo Pignone Spa | Superlega a base di nichel, componente meccanico realizzato con detta superlega, turbomacchina comprendente tale componente e metodi relativi |
| JP5133453B2 (ja) | 2009-08-10 | 2013-01-30 | 株式会社Ｉｈｉ | Ｎｉ基単結晶超合金及びタービン翼 |
| US20110076181A1 (en) | 2009-09-30 | 2011-03-31 | General Electric Company | Nickel-Based Superalloys and Articles |
| US9416671B2 (en) | 2012-10-04 | 2016-08-16 | General Electric Company | Bimetallic turbine shroud and method of fabricating |
| US8858876B2 (en) | 2012-10-31 | 2014-10-14 | General Electric Company | Nickel-based superalloy and articles |
| JP6730936B2 (ja) * | 2014-05-27 | 2020-08-05 | クエステック イノベーションズ リミテッド ライアビリティ カンパニー | 高度に加工性の単結晶性ニッケル合金 |
| RU2751039C1 (ru) * | 2020-07-23 | 2021-07-07 | Нуово Пиньоне Текнолоджи Срл | Сплав с высокой стойкостью к окислению и применения для газовых турбин с использованием этого сплава |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1011785A (en) * | 1963-11-12 | 1965-12-01 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Nickel-base alloys |
| FR2220589A1 (fr) * | 1973-03-10 | 1974-10-04 | Deutsche Edelstahlwerke Gmbh | |
| FR2374427A1 (fr) * | 1976-12-16 | 1978-07-13 | Gen Electric | Alliage a base de nickel perfectionne et piece coulee obtenue a partir de cet alliage |
| EP0063511A1 (fr) * | 1981-04-03 | 1982-10-27 | Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatiales (O.N.E.R.A.) | Superalliage monocristallin à matrice à base de nickel, procédé d'amélioration de pièces en ce superalliage et pièces obtenues par ce procédé |
| FR2512837A1 (fr) * | 1981-09-14 | 1983-03-18 | United Technologies Corp | Articles en monocristal de superalliage a base de nickel |
| US4830679A (en) * | 1986-11-06 | 1989-05-16 | National Research Institute For Metals | Heat-resistant Ni-base single crystal alloy |
| GB2235697A (en) * | 1986-12-30 | 1991-03-13 | Gen Electric | Nickel-base superalloys |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4459160A (en) * | 1980-03-13 | 1984-07-10 | Rolls-Royce Limited | Single crystal castings |
| US4804311A (en) * | 1981-12-14 | 1989-02-14 | United Technologies Corporation | Transverse directional solidification of metal single crystal articles |
| US4719080A (en) * | 1985-06-10 | 1988-01-12 | United Technologies Corporation | Advanced high strength single crystal superalloy compositions |
| CA1315572C (fr) * | 1986-05-13 | 1993-04-06 | Xuan Nguyen-Dinh | Materiaux monocristallins a phase stable |
-
1990
- 1990-09-05 US US07/577,668 patent/US5240518A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-08-08 CA CA002048756A patent/CA2048756A1/fr not_active Abandoned
- 1991-08-15 DE DE4126989A patent/DE4126989A1/de not_active Withdrawn
- 1991-08-23 FR FR9110554A patent/FR2666379A1/fr not_active Withdrawn
- 1991-08-28 GB GB9118409A patent/GB2249317A/en not_active Withdrawn
- 1991-09-02 JP JP3246436A patent/JPH04280939A/ja not_active Withdrawn
- 1991-09-03 IT ITMI912339A patent/IT1251198B/it active IP Right Grant
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1011785A (en) * | 1963-11-12 | 1965-12-01 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Nickel-base alloys |
| FR2220589A1 (fr) * | 1973-03-10 | 1974-10-04 | Deutsche Edelstahlwerke Gmbh | |
| FR2374427A1 (fr) * | 1976-12-16 | 1978-07-13 | Gen Electric | Alliage a base de nickel perfectionne et piece coulee obtenue a partir de cet alliage |
| EP0063511A1 (fr) * | 1981-04-03 | 1982-10-27 | Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatiales (O.N.E.R.A.) | Superalliage monocristallin à matrice à base de nickel, procédé d'amélioration de pièces en ce superalliage et pièces obtenues par ce procédé |
| FR2512837A1 (fr) * | 1981-09-14 | 1983-03-18 | United Technologies Corp | Articles en monocristal de superalliage a base de nickel |
| US4830679A (en) * | 1986-11-06 | 1989-05-16 | National Research Institute For Metals | Heat-resistant Ni-base single crystal alloy |
| GB2235697A (en) * | 1986-12-30 | 1991-03-13 | Gen Electric | Nickel-base superalloys |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2048756A1 (fr) | 1992-03-06 |
| IT1251198B (it) | 1995-05-04 |
| US5240518A (en) | 1993-08-31 |
| GB2249317A (en) | 1992-05-06 |
| ITMI912339A0 (it) | 1991-09-03 |
| DE4126989A1 (de) | 1992-03-12 |
| JPH04280939A (ja) | 1992-10-06 |
| GB9118409D0 (en) | 1991-10-16 |
| ITMI912339A1 (it) | 1992-03-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2666379A1 (fr) | Anneau de renforcement de turbine a gaz monocristallin resistant a l'environnement. | |
| US5536022A (en) | Plasma sprayed abradable seals for gas turbine engines | |
| US5628814A (en) | Coated nickel-base superalloy article and powder and method useful in its preparation | |
| CA2581908C (fr) | Reparation des anneaux de cerclage d'une turbine haute pression avec des preformes frittees | |
| JP4463359B2 (ja) | 高圧タービンシュラウドの修復方法 | |
| CA2583140A1 (fr) | Alliage a base de nickel | |
| FR2604448A1 (fr) | Reclassification des zones de distribution definies entre des aubes fixes d'une turbine | |
| US20110135489A1 (en) | Nickel-based superalloys, turbine blades, and methods of improving or repairing turbine engine components | |
| FR2511042A1 (fr) | Composition de revetement pour la protection de substrats metalliques contre l'oxydation et la corrosion aux hautes temperatures | |
| JPS5919977B2 (ja) | 高温Ｎｉ Ｃｏ Ｃｒ Ａｌ Ｙ 被覆組成物 | |
| CH634356A5 (fr) | Piece metallique portant un revetement dur a base de carbure. | |
| CA3041411C (fr) | Superalliage a base de nickel, aube monocristalline et turbomachine | |
| EP3710610B1 (fr) | Superalliage a base de nickel, aube monocristalline et turbomachine | |
| FR2780982A1 (fr) | Superalliage monocristallin a base de nickel a haut solvus | |
| FR2491365A1 (fr) | Piece en superalliage coulee par pulverisation au plasma | |
| FR2731714A1 (fr) | Superalliages a base de nickel pour la production d'articles monocristallins ayant une tolerance amelioree aux joints de grains a faible desorientation | |
| WO2011122342A1 (fr) | Alliage à base de ni et lame de stator et lame de rotor de turbine à gaz utilisant chacune celui-ci | |
| CH655131A5 (fr) | Procede pour ameliorer les proprietes mecaniques d'un alliage et articles obtenus. | |
| EP3710611B1 (fr) | Superalliage a base de nickel, aube monocristalline et turbomachine | |
| EP1428600A1 (fr) | Materiau pulverulent pour joint d'etancheite abradable | |
| EP1211335B1 (fr) | Superalliage à base de nickel à résistance très élevée à la corrosion à chaud pour aubes monocristallines de turbines industrielles | |
| CA1275230C (fr) | Methode de regeneration de pieces en superalliage base nickel en fin de potentiel de fonctionnement | |
| FR3106851A1 (fr) | Traitement thermique à compression isostatique à chaud de barreaux en alliage d’aluminure de titane pour aubes de turbine basse pression de turbomachine | |
| WO2005052208A1 (fr) | Alliage refractaire et procede de fabrication de laine minerale | |
| WO2024099721A1 (fr) | Composition pour joint abradable de turbomachine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |