FR2935625A1 - Procede de fabrication d'une piece thermamecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane - Google Patents

Procede de fabrication d'une piece thermamecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un nouveau procédé de fabrication d'un carter de compresseur résistant au feu de titane (titane en combustion). Selon l'invention, on réalise un placage par explosion d'une ébauche circulaire (12') en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au feu de titane, sur une ébauche circulaire (11') en titane ou alliage de titane.

Description

1 PROCEDE DE FABRICATION D'UNE PIECE THERMOMECANIQUE DE REVOLUTION CIRCULAIRE COMPORTANT UN SUBSTRAT PORTEUR A BASE DE TITANE REVETU D'ACIER OU SUPERALLIAGE, CARTER DE COMPRESSEUR DE TURBOMACHINE RESISTANT AU FEU 5 DE TITANE OBTENU SELON CE PROCEDE
DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE L'invention concerne la fabrication d'une 10 pièce thermomécanique de révolution circulaire comportant un substrat porteur à base de titane revêtu d'acier ou superalliage. Elle concerne plus particulièrement la réalisation d'un carter de compresseur résistant au feu 15 de titane. Elle concerne également un compresseur axial haute-pression comprenant un tel carter et un moteur d'aéronef, tel qu'un turboréacteur d'avion équipé d'un tel carter. 20 ART ANTÉRIEUR Dans une turbomachine telle qu'un turboréacteur d'avion, les carters de compresseur haute-pression doivent montrer leur capacité à résister au feu dit feu de titane . 25 Un tel feu de titane provient du fait qu'un frottement non souhaité apparaît entre une pièce mobile, par exemple une aube mobile, en titane du compresseur et une partie fixe en titane du compresseur. Ce frottement non souhaité peut entraîner 2 une surchauffe locale au moins de l'une des parties en contacts : aube mobile ou partie fixe, qui se traduit par une combustion volumique de l'alliage de titane. La température du matériau liquide (titane ou alliage de titane) en combustion peut atteindre les 2700°C soit localement au niveau de la zone de frottement, soit à l'intérieur des particules de titane en combustion qui sont projetées dans la veine du compresseur depuis la zone de frottement. En conséquence, les points de fusion de la matière environnante mise en contact avec le titane liquide sont dépassés, ce qui génère ainsi du combustible à la structure. Ce phénomène est entretenu par des pressions et des débits d'oxygène importants, qui sont rencontrés dès l'entrée de veine pour des compresseurs haute pression modernes. Ainsi, dans le cas de turboréacteurs nouvelles génération nécessitant des fortes pressions à l'entrée du compresseur axial haute-pression, le risque potentiel de frottement pouvant conduire à la combustion de titane existe, par exemple entre la première rangée d'aubes fixes et le bec formé par la partie inférieure des aubes mobiles. Par la suite, les particules en combustion peuvent être projetées dans la veine de compresseur et atteindre le carter externe. Dans le passé, des feux de titane ont été jusqu'à traverser des parois entières de carters avec les conséquences dommageables qui s'en suivent. Ces conséquences sont d'autant plus dommageables que le feu de titane ne peut s'éteindre que de lui-même lors du fonctionnement d'un turboréacteur en fonctionnement. 3 Pour protéger les carters de compresseur des feux de titane, différentes solutions ont déjà été proposées. Certaines techniques de protection thermique de carter utilisées sont soit draconiennes (suppression des alliages à base de titane et remplacement par des acier ou alliage d'acier ou superalliages ou des bases nickel ou d'autres matériaux), soit sophistiquées (mise en places de liners spécifiques sur le carter à base de titane ou d'alliage en titane, protections thermiques réalisées par plasma, traitement des surfaces potentiellement en contact au cours du fonctionnement moteur). On peut citer en tant que couches-liners de protections thermiques les solutions décrites dans les brevets FR 2 560 640 et FR 2 560 641. Quoi qu'il en soit, ces solutions s'avèrent lourdes, encombrantes et parfois limitées dans le temps, c'est-à-dire non compatibles avec les durées de vie de turbomachine, telles qu'un turboréacteur d'avion. La littérature fait aussi état d'alliages de titane peu combustible, mais de masse volumique plus élevée que celle des alliages standards. Aucun des ces solutions à base d'alliage dit peu combustible n'a réellement été validée aujourd'hui. Le but de l'invention est alors de proposer une solution qui permette de protéger un carter de compresseur de turbomachine de tout feu de titane susceptible de se produire, tout en conservant en grande partie les avantages du titane ou de ses 4 alliages conventionnels (résistance mécanique importante et faible masse volumique). EXPOSÉ DE L'INVENTION A cet effet, l'invention a pour objet un procédé de fabrication d'une pièce thermomécanique de révolution circulaire comprenant un substrat porteur en titane ou alliage de titane revêtu d'un acier ou superalliage, caractérisé en ce qu'on réalise les étapes suivantes . a/ réalisation d'une ébauche brute en titane ou alliage de titane sous une forme générale circulaire au plus prêt de la forme et des côtes extérieures de la pièce à fabriquer, b/ réalisation d'une ébauche brute en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au titane en combustion sous une forme générale circulaire de diamètre(s) inférieur(s) à l'ébauche circulaire en titane ou alliage de titane et au plus prêt de la forme et des côtes intérieures de la pièce à fabriquer, c/ usinage, aux côtes intérieures de la pièce à fabriquer, de la surface intérieure de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage, d/ assemblage avec emboitement de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage dans l'ébauche en titane ou alliage de titane, e/ placage par explosion de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage sur l'ébauche en titane ou alliage de titane dans des conditions opératoires telles que les ondulations créées à l'interface sont dépourvues de phases fragiles au cours des cycles thermomécaniques subis ultérieurement par la pièce. Selon l'invention, on réalise un placage à l'aide d'explosifs dont la charge et l'emplacement sont 5 judicieusement choisis pour créer des ondulations résistantes aux cycles thermomécaniques subis par la pièce ultérieurement. La technique utilisée est celle d'un plaquage par explosion de deux plaques mais adaptée judicieusement à des ébauches de forme générale circulaire et avec un matériau porteur en titane ou alliage de titane et un matériau de placage en acier ou alliage d'acier ou superalliage. La technique usuelle de plaquage par explosion est décrite par exemple dans la publication intitulée Recent Developments in Characterization of a Titanium-Steel Explosion Bond Interface publiée dans Processings of reactive Metals in Corrosive Applications OR, Sept. 1999, pp 89-98 et faite par les auteurs Wah Chang, Albany. La technique utilisée peut également être un procédé de placage par explosion DETACLAD La solution selon l'invention constitue une réponse efficace au feu de titane tout en conservant la majorité de l'avantage intrinsèque du titane, à savoir une faible masse volumique et une résistance mécanique importante, pour la structure porteuse. Le(s) superalliage(s) selon l'invention pourront être avantageusement à base de cobalt ou de nickel. 6 Selon une caractéristique avantageuse de l'invention, on réalise l'étape a/ par forgeage béta ou alpha-béta d'un alliage de titane. Selon une autre caractéristique avantageuse, on réalise l'étape b/ par prélaminage ou par roulage d'une tôle ou par une technique de filéroulé-soudé d'acier ou alliage d'acier ou superalliage. Ainsi, selon l'invention, on peut utiliser des aciers ou alliages d'acier ou superalliages déjà existants et qui sont incombustibles au titane en combustion. Ces acier ou alliages d'acier ou superalliages sont par ailleurs compatibles thermiquement (compatibilité de traitement thermique et coefficient de dilatation proches) avec le titane ou les alliages à base de titane également déjà existants dans la réalisation de carters de compresseurs, en particulier les compresseurs haute-pression de turboréacteur. L'invention concerne également un carter comprenant au moins une partie constituant la structure porteuse de rangées d'aubes fixes et une paroi interne délimitant le contour externe d'une veine de compresseur dans laquelle sont montées en rotation des rangées d'aubes mobiles intercalées individuellement avec les rangées d'aubes fixes et, des moyens de protection thermique contre du titane en combustion caractérisé en ce qu'il comprend sur au moins une partie de sa longueur, en tant que structure porteuse, une pièce en titane ou alliage de titane sur laquelle est plaquée une épaisseur en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au titane en combustion, 7 l'épaisseur d'acier ou alliage d'acier ou superalliage constituant les moyens de protection thermique et la paroi interne délimitant le contour externe de la veine de compresseur.
Le materiau préféré pour l'épaisseur interne en acier ou alliage d'acier est choisi parmi l'Inconel@ 909 ou l'Inconel@ 783. Un alliage de titane particulièrement avantageux est choisi parmi le Ti 6 4, Ti 6242 ou Ti 6246. Selon une variante, la pièce plaquée peut avoir une longueur correspondant à seulement à une partie de la longueur annulaire du carter. Sur le diamètre interne de la pièce plaquée ou en aval de la longueur sur laquelle elle est fixée, un matériau d'usure adapté pour définir le contour externe de la veine peut être fixé sur une partie en titane ou en alliage de titane. Ce matériau d'usure constitue l'abradable des aubes mobiles, c'est-à-dire un matériau susceptible d'être arasé ou érodé par le frottement des têtes d'aubes en rotation contre le carter. L'invention concerne également un compresseur axial haute-pression comprenant, en tant que stator, un carter tel que défini précédemment. Selon un mode de réalisation avantageux, la longueur du carter constitue uniquement la partie amont du compresseur, la paroi interne délimitant le contour externe de la veine en aval étant réalisée en titane ou alliage de titane. 8
L'invention concerne enfin un moteur d'aéronef comprenant un compresseur visé ci-dessus. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront mieux à la lecture de la description détaillée ci-dessous faite en référence aux figures suivantes parmi lesquelles : - la figure 1 est une vue en coupe longitudinale d'un compresseur axial haute-pression d'un turboréacteur d'avion selon l'invention, - la figure 2 est une vue en perspective d'une étape du procédé de fabrication d'une pièce thermomécanique de révolution circulaire selon l'invention, - la figure 3 est une vue schématique en coupe transversale d'un carter de compresseur obtenu selon le procédé de l'invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Sur la figure 1, on a représenté un compresseur haute-pression 1 d'un turboréacteur de nouvelle génération, c'est-à-dire à fortes pressions à l'entrée E. Ce type de compresseur 1 comprend une première rangée d'aubes fixes 2 de redressement du gaz en amont d'une première rangée d'aubes mobiles 3. Toutes les aubes 2, 3 sont réalisées en titane ou alliage de titane. Lors du fonctionnement du turboréacteur, il subsiste un risque de contact sévère par frottement entre le pied 20 des aubes fixes 2 et le 9 pied 30 des aubes mobiles 3 dans la zone Z illustrée en figure 1. Ce risque de contact sévère par frottement peut conduire à la mise en combustion du titane dans cette zone Z. Il faut alors éviter que des particules de titane en combustion viennent propager la combustion au carter externe 10. En effet, de telles particules peuvent être expulsées dans la veine des gaz 4 et en conséquence venir en contact avec le carter externe 10.
Le risque de contact est plus grand avec la partie amont de celui-ci 10 qui s'étend sur une certaine longueur L. Cette longueur L est la distance entre deux points dont l'un marque l'inversion des pentes dans le profil du carter et l'autre est un plan de joint avec la structure aval du compresseur HP qui devient une structure en superalliage en veine gazeuse. Si ce carter externe 10 est constitué exclusivement en titane ou en alliage de titane, un feu de titane peut donc être créé et donc se propager à l'ensemble des autres pièces constituant le turboréacteur. Pour éviter cela, selon l'invention, on réalise un carter externe 10 à partir d'une pièce dont l'épaisseur externe 11 est en titane ou alliage de titane et sur laquelle est plaquée une épaisseur interne 12 en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au titane en combustion. L'épaisseur interne 12 en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au titane en combustion constitue ainsi en quelque sorte une barrière thermique à la structure porteuse contre n'importe quelle particule du titane en 10 combustion susceptible de venir dans cette partie L du carter 10. La paroi interne 12 du carter délimitant le contour externe 40 de la veine de compresseur 4 est ainsi constituée par l'épaisseur en acier ou alliage d'acier ou superalliage. Dans le mode de réalisation illustré, l'épaisseur externe 11 est en alliage de titane Ti 6.4. L'épaisseur interne 12 de plaquage est en alliage à bas coefficient de dilatation tel que l'inconel 909 ou le 783. Selon l'invention, pour obtenir le carter 10 selon l'invention, on procède comme suit : Tout d'abord, on réalise une transformation à chaud de préférence par forgeage beta ou alpha-beta d'une ébauche brute 11' en alliage de titane Ti 6.4 en le mettant sous la forme d'un tronc de cône. L'ébauche 11' est réalisée au plus prêt de la forme extérieure et des côtes extérieures du carter 10.
On réalise en parallèle une ébauche brute 12' en alliage d'acier Inconel 909 sous la forme également d'un tronc de cône de diamètre inférieur à la à celui 11' en Ti 6.4. L'ébauche 12' est réalisée au plus prêt de la forme intérieure et des côtes intérieures du carter 10. On usine alors la surface interne du tronc de cône 12' en alliage d'acier ou alliage d'acier ou superalliage aux côtes intérieures du carter 10 à obtenir.
On emboite alors le tronc de cône 12' en alliage d'acier ou alliage d'acier ou superalliage dans 11 le tronc de cône 11' en alliage de titane. On assemble alors les deux troncs de cône 11', 12' emboités l'un dans l'autre par exemple selon l'étape d'assemblage de la technique de placage par explosion DETACLAD . Cet assemblage est réalisé afin de permettre des conditions opératoires optimisées pour le placage par explosion ultérieur. Comme montré sur la figure 2, on place alors un certain nombre de cordons d'explosifs 13 appropriés sur la surface intérieure du tronc de cône en alliage d'acier ou alliage d'acier ou superalliage 12'. On enferme le tout dans un outillage 13 de forme adaptée à la forme extérieure du carter 10 et susceptible de résister à l'explosion ultérieure (figure 2). L'outillage 14 est réutilisable à souhait pour d'autres réalisations de placage par explosion. On procède alors à l'étape proprement dite de placage par explosion de l'alliage d'acier ou alliage d'acier ou superalliage sur l'épaisseur de titane. Cette étape est avantageusement réalisée conformément au procédé DETACLAD Grâce au procédé selon l'invention, on obtient une pièce thermomécanique de révolution circulaire dont la masse volumique est comprise entre 4,7 et 5,8 kg/dm3. Pour l'application au carter de turboréacteur, on peut réaliser grâce au procédé, un carter 10 d'épaisseur finale de l'ordre de 1 à 2 mm.
Pour finir la pièce thermomécanique de révolution circulaire 11', 12' obtenue selon le procédé 12 de l'invention et parvenir au carter 10, on procède aux étapes de contrôles et de finition utilisées classiquement dans la fabrication des carters de compresseur de turboréacteur.
Le carter externe 10 plaqué selon l'invention permet de conserver une structure porteuse 11 en alliage de titane (Ti 6 4 ,6242 ou 6246, par exemple) protégée des risques de feu de titane par l'épaisseur interne 12.
En outre, grâce au procédé de plaquage par explosion circulaire selon l'invention, l'épaisseur interne en acier ou alliage d'acier ou superalliage constitue en quelque sorte une partie de la structure porteuse et participe également à la tenue mécanique du carter. En effet, les ondulations circonférentielles dues aux ondes de choc de l'explosion à l'interface entre l'épaisseur en alliage de titane et l'épaisseur en alliage d'acier ou alliage d'acier ou superalliage améliore la tenue mécanique du carter dans le sens axial. L'invention telle que décrite permet de : A/ protéger la veine des compresseurs haute-pression grâce à un alliage incombustible au feu de titane, B/ réaliser la partie externe ou structure porteuse avec un alliage de titane hors de la zone potentiellement concernée par le feu de titane, C/ conserver une masse bien inférieure par rapport à des solutions de carter réalisées complètement en acier ou alliage d'acier ou superalliage. Par exemple, il est permis d'envisager un 13 carter externe 10, utilisant comme épaisseur interne plaquée de l'Inconel 909 de l'ordre de 1 à 2 mm, tel que réalisé sur la longueur L dans le mode de réalisation illustré, ayant un poids moindre d'environ 10 kg par rapport à un carter de forme et de dimensions identiques réalisé totalement en Inconel 909. Ainsi, la masse volumique moyenne du carter selon l'invention est équivalente à celle d'un carter en alliages dérivés du titane réputés anti feu.10

Claims (11)

  1. REVENDICATIONS1. Procédé de fabrication d'une pièce thermomécanique de révolution circulaire comprenant un substrat porteur en titane ou alliage de titane revêtu d'un acier ou superalliage, caractérisé en ce qu'on réalise les étapes suivantes : a/ réalisation d'une ébauche brute en titane ou alliage de titane sous une forme générale circulaire (12') au plus prêt de la forme et des côtes extérieures de la pièce à fabriquer, b/ réalisation d'une ébauche brute en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au titane en combustion sous une forme générale circulaire (11') de diamètre(s) inférieur(s) à l'ébauche circulaire en titane ou alliage de titane et au plus prêt de la forme et des côtes intérieures de la pièce à fabriquer, c/ usinage, aux côtes intérieures de la pièce à fabriquer, de la surface intérieure de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage, d/ assemblage avec emboitement de l'ébauche en acier ou alliage d'acier ou superalliage dans l'ébauche en titane ou alliage de titane, e/ placage par explosion de l'ébauche (12') en acier ou alliage d'acier ou superalliage sur l'ébauche en titane ou alliage de titane (11') dans des conditions opératoires telles que les ondulations créées à l'interface sont dépourvues de phases fragiles au cours des cycles thermomécaniques subis ultérieurement par la pièce.
  2. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en qu'on réalise l'étape a/ par forgeage béta ou alpha-béta d'un alliage de titane.
  3. 3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en qu'on réalise l'étape b/ par prélaminage ou par roulage d'une tôle ou par une technique de filé- roulé-soudé d'un acier ou alliage d'acier ou superalliage.
  4. 4. Carter (10) comprenant au moins une partie constituant la structure porteuse de rangées d'aubes fixes et une paroi interne délimitant le contour externe (40) d'une veine (4) de compresseur (1) dans laquelle sont montées en rotation des rangées d'aubes mobiles (3) intercalées individuellement avec les rangées d'aubes fixes (2) et, des moyens de protection thermique contre du titane en combustion caractérisé en ce qu'il comprend sur au moins une partie de sa longueur, en tant que structure porteuse, une pièce (11) en titane ou alliage de titane sur laquelle est plaquée une épaisseur (12) en acier ou alliage d'acier ou superalliage incombustible au titane en combustion, l'épaisseur d'acier ou alliage d'acier ou superalliage constituant les moyens de protection thermique et la paroi interne délimitant le contour externe (40) de la veine (4) de compresseur.
  5. 5. Carter (10) selon la revendication 30 précédente, caractérisé en ce que l'acier ou alliaged'acier est choisi parmi l'Inconel 909 ou l'Inconel 783.
  6. 6. Carter (10) selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce que l'alliage de titane est choisi parmi le Ti 6 4, Ti 6242 ou Ti 6246.
  7. 7. Carter (10) selon l'une quelconque des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que la pièce plaquée a une longueur correspondant à seulement à une partie de la longueur annulaire du carter.
  8. 8. Carter (10) selon l'une des revendications 4 à 7, caractérisé en ce que sur le diamètre interne de la pièce plaquée ou en aval de la longueur sur laquelle elle est fixée, un matériau d'usure adapté pour définir le contour externe de la veine est fixé sur une partie en titane ou en alliage de titane.
  9. 9. Compresseur axial haute-pression (1) comprenant, en tant que stator, un carter (10) selon l'une quelconque des revendications 4 à 8.
  10. 10. Compresseur haute-pression (1) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la longueur du carter (L) constitue uniquement la partie amont (10) du compresseur, la paroi interne (14) délimitant le contour externe (40) de la veine (4) en aval étant réalisée en titane ou alliage de titane.
  11. 11. Moteur d'aéronef comprenant un compresseur selon la revendication 9 ou 10.
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US13/060,719 US20110211945A1 (en) 2008-09-05 2009-09-03 Method for the manufacture of a circular revolution thermomechanical part including a titanium-based load-bearing substrate lined with steel or superalloy, a turbomachine compressor housing which is resistant to titanium fire obtained according to this method
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2951198B1 (fr) 2009-10-12 2013-05-10 Snecma Traitements thermiques d'aciers martensitiques inoxydables apres refusion sous laitier
FR2951196B1 (fr) 2009-10-12 2011-11-25 Snecma Degazage d'aciers martensitiques inoxydables avant refusion sous laitier
FR2951197B1 (fr) 2009-10-12 2011-11-25 Snecma Homogeneisation d'aciers martensitiques inoxydables apres refusion sous laitier
FR2978075B1 (fr) * 2011-07-22 2013-08-16 Snecma Assemblage d'une coque titane et d'une coque alliage resistant au feu titane par deformation superplastique
WO2013014369A1 (fr) * 2011-07-22 2013-01-31 Snecma Procede d'assemblage d'une coque titane et d'une coque alliage resistant au feu titane
FR2978077B1 (fr) * 2011-07-22 2013-08-16 Snecma Assemblage d'une coque titane et d'une coque alliage resistant au feu titane par compression isostatique a chaud
CN106078112B (zh) * 2016-07-21 2018-07-20 滁州南钢盛达实业有限公司 一种h型钢的生产工艺
US11982236B2 (en) 2017-12-22 2024-05-14 General Electric Company Titanium alloy compressor case
US11033992B2 (en) * 2018-10-05 2021-06-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Double row compressor stators

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3798011A (en) * 1969-01-31 1974-03-19 Du Pont Multilayered metal composite
US4155680A (en) * 1977-02-14 1979-05-22 General Electric Company Compressor protection means
FR2560640A1 (fr) * 1984-03-03 1985-09-06 Mtu Muenchen Gmbh Procede et moyens pour eviter la naissance du feu de titane
FR2560641A1 (fr) * 1984-03-03 1985-09-06 Mtu Muenchen Gmbh Installation pour eviter l'extension du " feu de titane " dans les turbomachines notamment les turbines a gaz ou des turbines a gaz ou des turboreacteurs
EP0305113A2 (fr) * 1987-08-27 1989-03-01 Imi Titanium Limited Pièces métalliques rotatives ou mouvantes et méthodes de fabrication de ces pièces
EP1002882A1 (fr) * 1998-11-11 2000-05-24 Rolls-Royce Plc Une alliage de titane de phase beta
WO2004071763A2 (fr) * 2003-02-17 2004-08-26 Sigmabond Technologies Corporation Procede de production de materiaux composites metalliques comportant des metaux incompatibles
EP1643011A1 (fr) * 2004-09-30 2006-04-05 General Electric Company Structures de protection résistantes à l'érosion et à l'abrasion pour composants de turbine
US20090047126A1 (en) * 2006-12-29 2009-02-19 Ress Jr Robert A Integrated compressor vane casing

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3137937A (en) * 1960-10-26 1964-06-23 Du Pont Explosive bonding
US3434197A (en) * 1964-08-03 1969-03-25 Singer General Precision Explosive welding
US3403889A (en) * 1966-04-07 1968-10-01 Gen Electric Frame assembly having low thermal stresses
US3360848A (en) * 1966-10-17 1968-01-02 Du Pont Process for explosion-bonding metals
US3728780A (en) * 1970-01-24 1973-04-24 Inst Science And Technology Explosive cladding on geometrically non-uniform metal material
US3854891A (en) * 1972-09-25 1974-12-17 Allegheny Ludlum Ind Inc Titanium composite
EP0003078A1 (fr) * 1978-01-17 1979-07-25 Imperial Chemical Industries Plc Perfectionnements au plaquage par explosion
US4612259A (en) * 1981-03-05 1986-09-16 Asahi Kasei Kogyo Kabushiki Kaisha Titanium clad steel plate
DE3926151C1 (fr) * 1989-02-28 1990-05-10 Mtu Muenchen Gmbh
US5074970A (en) * 1989-07-03 1991-12-24 Kostas Routsis Method for applying an abrasive layer to titanium alloy compressor airfoils
US5210945A (en) * 1991-05-22 1993-05-18 Ngk Spark Plug Co., Ltd. Method of assembly of a rotary shaft in a ball-bearing type turbocharger
GB9121147D0 (en) * 1991-10-04 1991-11-13 Ici Plc Method for producing clad metal plate
RU2115812C1 (ru) * 1994-02-16 1998-07-20 Юнайтед Технолоджиз Корпорейшн Способ и устройство удержания расплавленного материала в процессе горения в газотурбинном двигателе (варианты)
GB9823267D0 (en) * 1998-10-24 1998-12-16 Hardwick Roy Method of producing a metal composites which can be processed at high temperatures
FR2794816B1 (fr) * 1999-06-10 2001-07-06 Snecma Stator de compresseur a haute pression
GB0116988D0 (en) * 2000-08-11 2001-09-05 Rolls Royce Plc A gas turbine engine blade containment assembly
GB0300014D0 (en) * 2003-01-02 2003-02-05 Hardwick Roy Method of producing explosively bonded interfaces which are waveless when using explosives of higher detonation velocity which normally produce waves
US7824159B2 (en) * 2004-01-14 2010-11-02 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Compressor, titanium-made rotor blade, jet engine and titanium-made rotor blade producing method
US7530485B1 (en) * 2006-02-07 2009-05-12 High Energy Metals, Inc. Method for explosive bonding of tubular metal liners
DE102008019296A1 (de) * 2008-04-16 2009-10-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Herstellung eines Feuerschutzes für aus Titan bestehende Bauteilkörper einer Fluggasturbine und Bauteilkörper aus Titan für eine Fluggasturbine

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3798011A (en) * 1969-01-31 1974-03-19 Du Pont Multilayered metal composite
US4155680A (en) * 1977-02-14 1979-05-22 General Electric Company Compressor protection means
FR2560640A1 (fr) * 1984-03-03 1985-09-06 Mtu Muenchen Gmbh Procede et moyens pour eviter la naissance du feu de titane
FR2560641A1 (fr) * 1984-03-03 1985-09-06 Mtu Muenchen Gmbh Installation pour eviter l'extension du " feu de titane " dans les turbomachines notamment les turbines a gaz ou des turbines a gaz ou des turboreacteurs
EP0305113A2 (fr) * 1987-08-27 1989-03-01 Imi Titanium Limited Pièces métalliques rotatives ou mouvantes et méthodes de fabrication de ces pièces
EP1002882A1 (fr) * 1998-11-11 2000-05-24 Rolls-Royce Plc Une alliage de titane de phase beta
WO2004071763A2 (fr) * 2003-02-17 2004-08-26 Sigmabond Technologies Corporation Procede de production de materiaux composites metalliques comportant des metaux incompatibles
EP1643011A1 (fr) * 2004-09-30 2006-04-05 General Electric Company Structures de protection résistantes à l'érosion et à l'abrasion pour composants de turbine
US20090047126A1 (en) * 2006-12-29 2009-02-19 Ress Jr Robert A Integrated compressor vane casing

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