JP2003278502A - 翼形部基体から金属クラッドを除去するための方法 - Google Patents
翼形部基体から金属クラッドを除去するための方法Info
- Publication number
- JP2003278502A JP2003278502A JP2002298169A JP2002298169A JP2003278502A JP 2003278502 A JP2003278502 A JP 2003278502A JP 2002298169 A JP2002298169 A JP 2002298169A JP 2002298169 A JP2002298169 A JP 2002298169A JP 2003278502 A JP2003278502 A JP 2003278502A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cladding
- substrate
- blade
- acid
- metal
- 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.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/005—Repairing methods or devices
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23F—NON-MECHANICAL REMOVAL OF METALLIC MATERIAL FROM SURFACE; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL; MULTI-STEP PROCESSES FOR SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL INVOLVING AT LEAST ONE PROCESS PROVIDED FOR IN CLASS C23 AND AT LEAST ONE PROCESS COVERED BY SUBCLASS C21D OR C22F OR CLASS C25
- C23F1/00—Etching metallic material by chemical means
- C23F1/10—Etching compositions
- C23F1/14—Aqueous compositions
- C23F1/16—Acidic compositions
- C23F1/26—Acidic compositions for etching refractory metals
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23F—NON-MECHANICAL REMOVAL OF METALLIC MATERIAL FROM SURFACE; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL; MULTI-STEP PROCESSES FOR SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL INVOLVING AT LEAST ONE PROCESS PROVIDED FOR IN CLASS C23 AND AT LEAST ONE PROCESS COVERED BY SUBCLASS C21D OR C22F OR CLASS C25
- C23F1/00—Etching metallic material by chemical means
- C23F1/44—Compositions for etching metallic material from a metallic material substrate of different composition
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/90—Coating; Surface treatment
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
-
- 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
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- General Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- ing And Chemical Polishing (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(38)の少なくとも1つの表面(54、58)に、そ
の少なくとも一部分が接着されたクラッド(42、4
6、50)を除去するための方法を提供する。 【解決手段】 この方法においては、クラッド(42、
46、50)は、該クラッドが造られている金属の化学
エッチング液を用いて、基体(38)の少なくとも1つ
の表面(54、58)に接着されたクラッドの少なくと
も一部分(62、66)を除去するのに十分な時間にわ
たり処理される。基体(38)は該エッチング液に対し
化学的耐性を有する材料で造られている。
Description
(ファン)ブレードのような翼形部の基体の少なくとも
1つの表面に接着された金属クラッドを、化学エッチン
グ液を用いて該金属クラッドを処理することにより除去
する方法に関する。本発明は、具体的には、タービンブ
レードのような翼形部の基体の前縁に又は該前縁に沿っ
て非金属繊維強化樹脂の基体に接着されたチタンクラッ
ドを、フッ化水素酸を含む化学エッチング液を用いて該
チタンクラッドを処理することにより除去する方法に関
する。
速で運航する高性能航空機に広く使用される。このよう
なエンジンの前部には大きいファンが通常設置され、よ
り大きい推力を発生させ且つ燃料消費率を低減させるた
めに使用される。性能を最適にしながらエンジン重量を
最小化するために、多くの場合、固定用の根元部ブレー
ド形状(即ち、ブレードはハブ内にダブテール結合され
る)を有するファンブレードの最大数を組込むことが選
ばれる。重量低減は、アルミニウム及び炭素繊維強化エ
ポキシのような強度を有するが軽量である材料で形成さ
れた複合材ファンブレードを使用する高バイパスエンジ
ンにおいて達成できる。また、これらの複合材料を使用
することによって、ブレードにおける比較的複雑な外形
を製作することも容易になる。
かもめのような大きい鳥から雹、砂及び雨に至る範囲の
多くの種類の異物が、航空機のガスタービンエンジンの
吸気口内に混入する可能性がある。より小さい物体はブ
レード材料を侵食し、圧縮機の性能を低下させる可能性
がある。より大きい物体による衝撃は、衝撃を受けたブ
レードの部分の脱落や、下流のブレード及び他のエンジ
ン構成要素への重大な2次損傷の原因となり、ブレード
を破壊し或いはブレードに穴を開ける可能がある。
る脆弱性は、2つの要因による。第1に、ブレードの基
体に使用されているポリマー樹脂或いはアルミニウムの
ような軽量のマトリックス材料が、侵食を受けやすい可
能性がある。第2に、高強度繊維が使用されていると
き、それらの繊維は、チタンのような金属又は合金に比
較して相対的に脆い可能性がある。複合材料の軽量の利
点に加えて金属による保護を与えるために、チタンクラ
ッドのような表面金属クラッドで被覆された翼形部形状
を有する複合材基体を含むハイブリッドタービンファン
ブレードが造られてきている。一般的に、ブレード先端
縁と前縁及び後縁のみがそのような表面金属クラッドを
有し、それらは、通常は適切な接着剤によって複合材基
体に結合又は接着される。この金属クラッドは、脆性が
より小さいので、タービンファンブレードの縁部、とり
わけブレードの前縁についての、異物損傷及び侵食に対
する保護を与える。
たこの金属クラッドであっても、異物によって凹み或い
は損傷を受け、従って修復又は交換を要する。前縁、後
縁及び先端縁からこのような金属クラッドを除去するた
めの従来の方法は、クラッドを掴むことのできる工具を
用いる機械的除去によるものである。該工具により掴ま
れたクラッドは、次にそれが接着されている複合材基体
からこじ外され又は剥ぎ取られる。残念なことに、金属
クラッドが剥ぎ取られるときに、金属クラッドが下層の
複合材基体を剥離させ又は他の状態に損傷させる可能性
がある。このことは、金属クラッドが、一連の複合した
湾曲部を有する縁部(例えば前縁)に又は該縁部(例え
ば前縁)に沿って、複合材基体に接着されている場合
に、特にそのようになる。更に、比較的強度があり展性
がより低い金属クラッドでは、引き剥がし作業の間に
(曲がらないで)引裂かれ、クラッドの除去を更に難し
くする。クラッドの厚さが、露出されたブレード表面の
内側(通常比較的薄い)から縁部の周辺部(通常比較的
厚い)に向かって変化している場合に、金属クラッドの
引裂きが一層発生しやすい。
複合した湾曲部を有している場合及び/又は金属クラッ
ドが比較的強度を有し展性がより低い場合においても、
タービンファンブレード或いは他の翼形部の縁部に又は
該縁部に沿って接着された、凹み又は損傷を受けた金属
クラッドを、下層の複合材料を剥離させ又は他の状態に
損傷させることなく、容易に除去できることが望まれ
る。
ードのような翼形部に接着された金属クラッドを除去す
るための方法に関し、該翼形部は基体を有し、金属クラ
ッドの少なくとも一部分は、翼形部の基体の少なくとも
1つの表面に接着されている。この方法は、クラッドが
造られている金属の化学エッチング液を用いて、基体の
少なくとも1つの表面に接着されたクラッドの少なくと
も一部分を除去するのに十分な時間にわたり、クラッド
を処理する段階を含む。基体は、該エッチング液に対し
化学的耐性を有する材料で造られている。
レードの基体に接着されたこのような金属クラッドを除
去するための従来の機械的方法に優る、多数の顕著な利
点をもたらす。本発明の方法は、機械的工具を用いて基
体からクラッドをこじ外し又は引き剥がすことによって
発生する可能性のある損傷を、低減又は排除する。本発
明の方法は、除去されるべきクラッドが比較的強度を有
し展性がより低い場合に特に有利である。本発明の方法
はまた、金属クラッドが一連の複合した湾曲部を有する
縁部(例えば前縁)に又は該縁部(例えば前縁)に沿っ
て接着されている場合及び/又は金属クラッドの厚さ
が、露出された翼形部又はブレード表面(例えば、比較
的薄い)から縁部の周辺部(例えば、比較的厚い)に向
けて変化している場合に有利である。
は、本発明の方法が有用である、代表的なガスタービン
エンジンファンブレードを示し、該ブレードは、その全
体を符号10で表されている。本発明の方法は、タービ
ンファンブレードに関して説明されているが、この方法
が、基体に接着された金属クラッドを有する他の形式の
タービンブレード、更に、ベーン、プロペラ、ロータブ
レード(例えば、ヘリコプタのための)を含む他の翼形
部にも適用可能であることを理解されたい。図1は、全
体を符号14で表したブレード10の凸状曲面(ブレー
ドの「負圧」側面とも呼ばれる)を示し、一方、図2
は、全体を符号18で表したブレード10の凹状曲面
(ブレードの「正圧」側面とも呼ばれる)を示す。ブレ
ード10はまた、符号22として表した前縁、符号26
として表した後縁、及び符号34として表したブレード
根元部を有する。
で表されている。基体38は、金属(例えばアルミニウ
ム)又は非金属(例えば樹脂−繊維マトリックス)材料
のいずれかで作られることができ、これらの材料は通常
比較的軽量でありブレードの望ましい構造又は形状に形
成或いは成形することが比較的容易である。基体38
は、通常、テープ、繊維又は粉末のような強化材をバイ
ンダ或いはマトリックス材料(例えば樹脂)中に含む、
複合材料(即ち、互いに組合わされた2つ又はそれ以上
の材料)で一般的に作られる。金属及び非金属複合材料
の両方を含む、多くの複合材料が基体38に使用でき
る。基体38として有用な複合材料は、一般に非金属の
タイプであり、エポキシ、PMR15、BMI、PEE
K等のような樹脂材料中に埋め込まれた、炭素質、シリ
カ、金属、酸化金属、又はセラミック繊維のような繊
維、或いは、エポキシ樹脂マトリックス中の単方向性テ
ープを含む材料で造られることができる。繊維(又はテ
ープ)は樹脂を含浸され、好適なブレード形状に形成さ
れ、次いでオートクレーブ工程又はプレス成形によって
硬化されて、軽量で剛性があり比較的均質な基体38を
形成することができる。
6及び50として全体を表した金属クラッドは、一般的
に適切な接着剤(例えばエポキシ接着剤)を使用して、
基体38に接着又は付着される。クラッド42は、前縁
22に又は該前縁22に沿って配置されるように示され
ている。クラッド46は、根元部34に隣接する後縁2
6の一部分に又は該後縁26の一部分に沿って配置され
るように示されている。クラッド50は、先端縁30と
同時に該先端縁30に隣接する後縁26の一部分に又は
該先端縁30と同時に後縁26の一部分に沿って配置さ
れるように示されている。
含むことができ、それらにはチタン、鋼、ニッケル、タ
ングステン、及びその合金が含まれる。この金属クラッ
ドは、ブレード10のための望ましい翼形部外形を正確
に得るように製作されることができ、或いは成形された
金属シート部材として製作されることができる。また、
クラッドの組成は、それがブレード10上に配置される
場所に応じて変えることができる。例えば、前縁22に
又は該前縁22に沿って配置されるクラッド42は、一
般的により大きい強度を有することが要求され、チタン
6−4(チタンとアルミニウム及びバナジウムとの合
金)のような、比較的大きい強度を有する金属又は合金
で造られることができる。これに対し、後縁26に又は
該後縁26に沿って配置されるクラッド46及び、先端
縁50に又は該先端縁50に沿って配置されるクラッド
50は、同様な強度を有することは要求されず、市販の
純チタンのような、低い強度を有する金属又は合金で造
られることができる。
ッド42、46及び50のうちの1つ又はそれ以上を、
クラッドが造られている金属に対する化学エッチング液
を用いて処理する段階を含む。化学エッチング液は、取
り付けられていない個々の翼形部又はブレードの表面か
ら、材料、特にチタン金属で造られた翼形部又はブレー
ドの鍛造の間に発生する可能性のある薄い酸化層すなわ
ち「アルファケース」を均一に除去するためにこれまで
使用されている。回転バレルのような可動容器を使用す
る、取り付けられていない個々の翼形部又はブレードの
ケミカルミリングのための方法を開示している、198
6年1月7日登録の米国特許第4,563,239号
(Adinolfiほか)を参照されたい。しかしなが
ら、タービンブレードの基体の少なくとも1つの表面に
接着された金属クラッドの除去において化学エッチング
液を使用することは、これまで開示されてはいない。
チング液は、普通、例えば、チタン、鋼、ニッケル、タ
ングステン、及びそれらの合金のような、クラッドが造
られている金属(又は合金)によって定まることにな
る。一般的に、使用される化学エッチング液は、フッ化
水素酸、硝酸、塩酸、硫酸、及びそれらの混合物のよう
な少なくとも1つの強酸を含むエッチング水溶液であ
る。例えば、チタンで造られているクラッドに使用する
のに適した化学エッチング液には、フッ化水素酸或い
は、例えば(体積で)約8ないし約16%の濃硝酸及び
約3ないし約10%の濃フッ化水素酸のようなフッ化水
素酸と硝酸との混合物を含み、必要に応じOrvus
WA(米国オハイオ州シンシナチにあるProcter
&GambleCo.)のような市販の湿潤剤の添加を
含む、水溶液が含まれる。例えば、参考文献として組み
込まれている、1986年1月7日登録の米国特許第
4,563,239号(Adinolfiほか)を参照
(特に、第2コラム67行ないし第3コラム7行)され
たい。高タングステン含有合金で造られているクラッド
に使用するのに適した化学エッチング液には、例えば
(体積で)約40ないし約60%の濃硝酸、約0.6な
いし約0.8%の濃フッ化水素酸、及び約30ないし約
70%の水のような、フッ化水素酸と硝酸との混合物を
含み、更に少なくとも約0.008モル/リットルの硫
酸銅及び約0.0016ないし約0.025モル/リッ
トルの塩化第2鉄を含有する水溶液が含まれる。例え
ば、参考文献として組み込まれている、1982年10
月12日登録の米国特許第4,353,780号(Fi
sherほか)を参照(特に、第1コラム50〜58
行)されたい。ニッケル基合金で造られているクラッド
に使用するのに適した化学エッチング液には、例えば
(体積で)約40ないし約60%の濃硝酸、約5ないし
約20%の塩酸、残余が水であるような、硝酸と塩酸と
の混合物を含み、更に約0.0008ないし約0.02
5モル/リットルの塩化第2鉄及び少なくとも約0.0
16モル/リットルの硫酸銅を含有する水溶液が含まれ
る。例えば、参考文献として組み込まれている、198
3年10月25日登録の米国特許第4,411,730
号(Fisherほか)を参照(特に、第2コラム40
〜51行)されたい。IN−100ニッケル基合金で造
られているクラッドに使用するのに適した化学エッチン
グ液には、例えば(体積で)約32.5ないし約85%
(好ましくは約32.5ないし42.5%)の塩酸に、
塩酸の容量に比例する他の含有成分、すなわち、約35
ないし約45ミリリットル/リットルの硝酸、約0.0
122ないし約0.0160モル/リットルの金属硫酸
塩イオン、約0.0283ないし約0.0369モル/
リットルの金属塩化物イオン、約0.0146ないし約
0.0190モル/リットルの金属フッ化物イオン、及
び約0.0063ないし約0.0083モル/リットル
のクエン酸を加え、溶液の残余を水としたもののような
塩酸と硝酸との混合物を含む水溶液が含まれる。例え
ば、参考文献として組み込まれている、1985年8月
13日登録の米国特許第4,534,823号(Fis
herほか)を参照(特に、第2コラム5〜14行)さ
れたい。
ドが接着された基体38の表面から該金属クラッドを除
去するのに十分な時間にわたり、化学剤を用いていずれ
かの適切な方法で処理されることができ、その時、基体
は、化学エッチング液に対して比較的化学的耐性を有す
るか又は不活性である。例えば、化学エッチング液は、
水溶液として調合されることができ、除去されるべき金
属クラッドは、このエッチング水溶液を用いて、はけ塗
り、噴霧、浸漬、又は他の方法で処理される。一般的
に、エッチング水溶液は、除去されるべき金属クラッド
上に、下層の基体38の表面からクラッドが取除かれ又
は溶解除去されるまで、連続方式で噴霧、注下又は流下
(例えば、溶液を1つ又は複数のスプレーバーから流す
ことにより)される。クラッドが除去されるのにつれ
て、エッチング水溶液の流れ又は塗布は、基体38のエ
ッチング液への曝露が最小になるように調節される。ク
ラッドの除去のために該クラッドを処理するのに必要な
時間の長さは、用いられる化学エッチング液、クラッド
が造られている金属(又は合金)、クラッドの厚さ及び
同様な諸要因を含む、多くの要因によって定まる。通
常、チタン(又はチタン合金)で造られたクラッドのフ
ッ化水素酸水溶液(例えば、約2ないし約7%のフッ化
水素酸濃度を有する)での処理は、約1ないし約1.5
分で厚さ約1ミル(0.025mm)の速度で金属クラ
ッドを取除き又は溶解除去する。換言すれば、通常、例
えば約60ないし約75ミル(約1.52ないし約1.
91mm)までの厚さを有するクラッドを取除き又は溶
解除去するためには、約60ないし約120分の時間で
十分である。
は該縁部に沿って基体38に接着された金属クラッドの
除去において特に有用である。例えば、図3に示すよう
に、金属クラッド42は、前縁22に又は該前縁22に
沿って、基体38の凹状側面18の表面54と同時に基
体38の凸状側面14の表面58に接着されている。図
3に示すように、クラッド42は、相対的に薄い、例え
ば約2ないし約10ミル(約0.051ないし約0.2
5mm)の厚さ、より典型的には約3ないし約8ミル
(約0.076ないし約0.20mm)の厚さである、
符号62及び66で表した内側区域から、相対的に厚
い、例えば約60ないし約75ミル(約1.52ないし
約1.91mm)の厚さ、より典型的には約65ないし
約70ミル(約1.65ないし約1.78mm)の厚さ
である周辺区域70に向かって厚さが増大する。縁部2
2から金属クラッド42を除去するために、クラッド
(又は、少なくともクラッドの区域62及び区域66)
は、クラッドの該区域62及び区域66が、基体38の
表面54及び表面58から取除かれ又は溶解除去される
まで化学エッチング液で処理されることができ、そうな
った時点で、クラッド42の周辺区域70は、例えば切
断、鋸引き、又は他の基体38から切り離すような方法
で機械的に容易に除去できる。一般的には、チタン金属
(又は合金)で造られたクラッド42の区域62及び区
域66は、フッ化水素酸水溶液(例えば約2ないし約7
%のフッ化水素酸濃度を有する)により、約2ないし約
15分間、より典型的には約3ないし約12分間で、表
面54及び表面58から取除かれ又は溶解除去される。
(後縁26に沿ったところから)除去するために、又は
金属クラッド50を(先端縁30及び後縁26に沿った
ところから)除去するためにも使用することができる。
本発明の方法はまた、比較的高い強度を有し展性が低
く、また引き剥がし作業の間に通常引裂かれることにな
る金属又は合金(例えば、チタン6−4)で造られた金
属クラッドの除去において有用である。このことは、前
縁22に又は該前縁22に沿って配置されているクラッ
ド42についてそのようであることが多い。本発明の方
法はまた、一連の複合した湾曲部を有する縁部に又は該
縁部に沿って基体38に接着されている金属クラッドの
除去において特に有用である。このこともまた、前縁2
2に又は該前縁22に沿って配置されているクラッド4
2についてそのようであることが多い。
要とない金属クラッド)を保護するために、エッチング
液に対し比較的化学的耐性を有するか又は不活性である
マスク材を、ブレード10に対して施すことができ、ま
た除去を必要とせず、処理の間に化学エッチング液に接
触する状態になる又は接触する状態になる可能性があ
る、ブレード10の金属クラッドに対して少なくとも施
すことができる。好適なマスク材には、プラスチックフ
ィルム、コーティング、又は該表面に付着させることが
できる他の材料が含まれ、該マスク材は、エチレングリ
コールモノメチルエーテルベースの組成物、ネオプレン
ベースのゴム又は合成ゴム組成物、及びポリテトラフル
オロエチレンのようなエッチング液に対して化学的耐性
を有する又は不活性であるポリマー、化合物、又は他の
組成物から造られる。例えば、1992年6月30日登
録の米国特許第5,126,005号(Blake)
(特に、第2コラム8〜34行)、1992年3月31
日登録の米国特許第5,100,500号(Dasto
lfo)(特に、第2コラム49〜63行)、及び19
90年2月13日登録の米国特許第4,900,389
号(Chen)(特に、第2コラム46〜51行)を参
照されたく、これら全ての特許は参考文献として組み込
まれる。マスク材は、エッチング液から保護されるべき
ブレード10の表面(又は表面の一部分)に対して、従
来の何れかの方法で施されることができ、それらの方法
には、はけ塗り、浸漬、噴霧、ローラ塗り、又は流し塗
りが含まれる。化学エッチング液を用いた処理が行われ
たのち、マスク材はブレード10から除去されることが
できる。
た後、ブレード上のエッチング液の残留物は、洗い流さ
れ(例えば水で)、中和され或いは当業者に公知の方法
による他の方法で除去されることができる。若しくは、
エッチング液を用いたブレード10の処理を、周期的に
(例えば約3ないし約5分ごとに)中断して、ブレード
10上の残留エッチング液を洗い流し及び/又は中和す
ることができる。また、ブレードに施されたあらゆるマ
スク材は、表面から剥ぎ取る(マスク材に対する溶媒で
の処理を伴うか或いは伴わないで)ことにより、或いは
当業者に公知の他の方法によって除去されることがで
き、ブレード10は、除去したクラッドが再施工できる
状態となる。通常、基材38上には金属クラッドが再施
工可能となる前に除去される必要のある残留接着材が存
在し、この残留接着材の除去は、機械的研削処理(例え
ば、サンディング)を含む、当業者に公知のいずれかの
好適な方法によって実行することができる。
きたが、それらに対する多様な修正が、特許請求の範囲
に記載された本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱
することなく可能であることは当業者に明らかであろ
う。
は、本発明の技術的範囲を制限するためではなく、理解
を容易にするためのものである。
ビンエンジンのファンブレードの凸状表面又は「負圧」
側面を示す図。
を示す図。
28)
Claims (21)
- 【請求項1】 基体(38)を含む翼形部(10)の該
基体(38)の少なくとも1つの表面(62、66)
に、その少なくとも一部分が接着されたクラッド(4
2、46、50)を除去するための方法であって、該ク
ラッドが造られている金属の化学エッチング液を用い
て、前記基体(38)の前記少なくとも1つの表面(6
2、66)に接着された前記クラッド(42、46、5
0)の少なくとも前記一部分(62、66)を除去する
のに十分な時間にわたり、前記クラッド(42、46、
50)を処理する段階を含み、前記基体(38)は、前
記エッチング液に対し化学的耐性を有する材料で造られ
ていることを特徴とする方法。 - 【請求項2】 前記化学エッチング液が、少なくとも1
つの強酸を含むエッチング水溶液であることを特徴とす
る、請求項1に記載の方法。 - 【請求項3】 前記強酸が、フッ化水素酸、硝酸、塩
酸、硫酸、及びそれらの混合物からなる群から選択され
ることを特徴とする、請求項2に記載の方法。 - 【請求項4】 前記クラッド(42、46、50)が、
チタン又はチタン合金で造られており、前記強酸がフッ
化水素酸であることを特徴とする、請求項3に記載の方
法。 - 【請求項5】 前記処理段階が、前記基体の前記少なく
とも1つの表面から前記クラッド(42、46、50)
が除去されるまで、前記エッチング水溶液を連続方式で
前記クラッド(42、46、50)上に流す段階を含む
ことを特徴とする、請求項2に記載の方法。 - 【請求項6】 前記クラッド(42、46、50)が、
ブレードの縁部(22、26、30)に沿って配置され
ていることを特徴とする、請求項1に記載の方法。 - 【請求項7】 前記クラッド(42)が少なくとも1つ
の内側区域(62、66)及び周辺区域(70)を有
し、前記クラッド(42)の厚さが前記少なくとも1つ
の内側区域(62、66)から前記周辺区域(70)に
向かって増大していることを特徴とする、請求項6に記
載の方法。 - 【請求項8】 前記少なくとも1つの内側区域(62、
66)が、2ないし10ミル(0.051ないし0.2
5mm)の厚さを有し、前記周辺区域(70)が、60
ないし75ミル(1.52ないし1.91mm)の厚さ
を有することを特徴とする、請求項7に記載の方法。 - 【請求項9】 前記少なくとも1つの内側区域(62、
66)が、前記基体(38)の前記少なくとも1つの表
面(54、58)に接着されており、前記クラッド(4
2)が、前記少なくとも1つの内側区域(62、66)
が前記少なくとも1つの表面(54、58)から除去さ
れるまで、前記化学エッチング液で処理されることを特
徴とする、請求項8に記載の方法。 - 【請求項10】 前記クラッド(42)の前記少なくと
も1つの内側区域が、2ないし15分間にわたり前記化
学エッチング液で処理されることを特徴とする、請求項
8に記載の方法。 - 【請求項11】 前記翼形部(10)が凸状側面(1
4)及び凹状側面(18)を有し、前記基体(38)は
2つの表面(54、58)を含み、該基体(38)の1
つの表面(58)は前記凸状側面(14)上にあり、該
基体(38)の他の表面(54)は前記凹状側面(1
8)上にあり、前記少なくとも1つの内側区域は2つの
内側区域(62、66)を含み、1つの内側区域(6
2)は前記基体(38)の1つの表面(54)に接着さ
れ、他の内側区域(66)は前記基体(38)の他の表
面(58)に接着されていることを特徴とする、請求項
9に記載の方法。 - 【請求項12】 前記翼形部の前記縁部が、前縁(2
2)であることを特徴とする、請求項5に記載の方法。 - 【請求項13】 前記翼形部が、タービンファンブレー
ドであることを特徴とする、請求項1に記載の方法。 - 【請求項14】 タービンファンブレード(10)に接
着された金属クラッド(42)を除去するための方法で
あって、前記ブレード(10)は凸状側面(14)及び
凹状側面(18)を有し、かつ2つの表面(54、5
8)を有する基体を含み、該基体(38)の1つの表面
(58)は前記凸状側面(14)上にあり、該基体の他
の表面(54)は前記凹状側面(18)上にあり、前記
クラッド(42)は、前記ブレード(10)の1つの縁
部(22)に沿って配置され、かつ2つの内側区域(6
2、66)及び周辺区域(70)を含み、前記内側区域
(62、66)の各々は前記基体(38)の1つの表面
(54、58)に接着されており、該方法は、前記クラ
ッド(42)が造られている金属の化学エッチング液を
用いて、前記基体(38)の前記表面(54、58)に
接着された前記内側区域(62、66)を除去するのに
十分な時間にわたり、前記クラッド(42)を処理する
段階を含み、前記基体(58)は前記エッチング液に対
し化学的耐性を有する材料で造られていることを特徴と
する方法。 - 【請求項15】 前記化学エッチング液が、少なくとも
1つの強酸を含むエッチング水溶液であることを特徴と
する、請求項14に記載の方法。 - 【請求項16】 前記強酸が、フッ化水素酸、硝酸、塩
酸、硫酸、及びそれらの混合物からなる群から選択され
ることを特徴とする、請求項15に記載の方法。 - 【請求項17】 前記クラッド(42)が、チタン又は
チタン合金で造られており、前記強酸がフッ化水素酸で
あることを特徴とする、請求項16に記載の方法。 - 【請求項18】 前記処理段階が、前記基体(38)の
前記表面(54、58)から前記クラッド(42)の前
記内側区域(62、62)が除去されるまで、前記エッ
チング水溶液を連続方式で前記クラッド(42)の少な
くとも前記内側区域上に流す段階を含むことを特徴とす
る、請求項17に記載の方法。 - 【請求項19】 前記クラッド(42)の厚さが、前記
内側区域(62、66)から前記周辺区域(70)に向
かって増大していることを特徴とする、請求項18に記
載の方法。 - 【請求項20】 各内側区域(62、66)が、3ない
し8ミル(0.076ないし0.20mm)の厚さを有
し、前記周辺区域(70)が、65ないし70ミル
(1.65ないし1.78mm)の厚さを有しており、
前記クラッド(42)が、3ないし12分間にわたり前
記エッチング水溶液で処理されることを特徴とする、請
求項19に記載の方法。 - 【請求項21】 前記ブレード(10)の前記縁部が、
前縁であることを特徴とする、請求項20に記載の方
法。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/976,564 US6843928B2 (en) | 2001-10-12 | 2001-10-12 | Method for removing metal cladding from airfoil substrate |
US09/976564 | 2001-10-12 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2003278502A true JP2003278502A (ja) | 2003-10-02 |
JP2003278502A5 JP2003278502A5 (ja) | 2005-11-04 |
JP4184031B2 JP4184031B2 (ja) | 2008-11-19 |
Family
ID=25524230
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2002298169A Expired - Fee Related JP4184031B2 (ja) | 2001-10-12 | 2002-10-11 | 翼形部基体から金属クラッドを除去するための方法 |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6843928B2 (ja) |
EP (1) | EP1302562B1 (ja) |
JP (1) | JP4184031B2 (ja) |
BR (1) | BR0204152B1 (ja) |
CA (1) | CA2406430C (ja) |
DE (1) | DE60219116T2 (ja) |
SG (1) | SG107616A1 (ja) |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2005207423A (ja) * | 2004-01-21 | 2005-08-04 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンを組立てるための方法及び装置 |
JP2009024695A (ja) * | 2007-07-23 | 2009-02-05 | General Electric Co <Ge> | 翼形部及び翼形部前縁を保護する方法 |
JP2012013017A (ja) * | 2010-07-01 | 2012-01-19 | Ihi Corp | ファン動翼及びファン |
JP2013002450A (ja) * | 2011-06-21 | 2013-01-07 | Alstom Technology Ltd | 複合素材のタービン翼およびその製造方法 |
JP2013527359A (ja) * | 2009-12-23 | 2013-06-27 | スネクマ | タービンエンジンブレード用の金属補強材の製造方法 |
JP2013155723A (ja) * | 2012-01-31 | 2013-08-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 風車回転翼及びこれを備えた風力発電装置 |
JP2014502701A (ja) * | 2011-01-11 | 2014-02-03 | スネクマ | 機械部品に接着された磁気的機械部品を誘導によって分離する方法 |
WO2015155905A1 (ja) * | 2014-04-07 | 2015-10-15 | 株式会社Ihi | 複合材翼及び複合材翼の製造方法 |
WO2018146862A1 (ja) * | 2017-02-08 | 2018-08-16 | 株式会社Ihi | ファンブレード |
Families Citing this family (40)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7754091B2 (en) * | 2004-08-31 | 2010-07-13 | World Properties, Inc. | Custom lamp from finished EL panel |
US7637721B2 (en) * | 2005-07-29 | 2009-12-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for producing wind energy with reduced wind turbine noise |
DE102006061916A1 (de) * | 2006-12-21 | 2008-06-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fanschaufel für ein Gasturbinentriebwerk |
US20080169270A1 (en) * | 2007-01-17 | 2008-07-17 | United Technologies Corporation | Method of removing a case layer from a metal alloy |
US20080210059A1 (en) * | 2007-01-30 | 2008-09-04 | Robert Adams | Graphite / titanium hammer |
US8236190B2 (en) * | 2008-06-13 | 2012-08-07 | United Technologies Corporation | Recast removal method |
US20110097213A1 (en) * | 2009-03-24 | 2011-04-28 | Peretti Michael W | Composite airfoils having leading edge protection made using high temperature additive manufacturing methods |
US8662834B2 (en) * | 2009-06-30 | 2014-03-04 | General Electric Company | Method for reducing tip rub loading |
CA2766534C (en) * | 2009-06-30 | 2017-12-12 | General Electric Company | Rotor blade and method for reducing tip rub loading |
US8657570B2 (en) * | 2009-06-30 | 2014-02-25 | General Electric Company | Rotor blade with reduced rub loading |
US8419374B2 (en) * | 2009-08-14 | 2013-04-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Gas turbine engine composite blade |
US20110052405A1 (en) * | 2009-09-02 | 2011-03-03 | United Technologies Corporation | Composite airfoil with locally reinforced tip region |
US9528382B2 (en) * | 2009-11-10 | 2016-12-27 | General Electric Company | Airfoil heat shield |
DE102010006384A1 (de) * | 2010-01-29 | 2011-08-04 | Lufthansa Technik AG, 22335 | Reparaturverfahren für ein Verbundbauteil für ein Luftfahrzeug, Verbundbauteil für ein Luftfahrzeug und Einrichtung zur Reparatur eines Verbundbauteiles für ein Luftfahrzeug |
US20110194941A1 (en) * | 2010-02-05 | 2011-08-11 | United Technologies Corporation | Co-cured sheath for composite blade |
US9157327B2 (en) * | 2010-02-26 | 2015-10-13 | United Technologies Corporation | Hybrid metal fan blade |
US9650897B2 (en) | 2010-02-26 | 2017-05-16 | United Technologies Corporation | Hybrid metal fan blade |
GB201011228D0 (en) | 2010-07-05 | 2010-08-18 | Rolls Royce Plc | A composite turbomachine blade |
WO2012008452A1 (ja) * | 2010-07-15 | 2012-01-19 | 株式会社Ihi | ファン動翼、及び、ファン |
US8449784B2 (en) * | 2010-12-21 | 2013-05-28 | United Technologies Corporation | Method for securing a sheath to a blade |
US9121294B2 (en) * | 2011-12-20 | 2015-09-01 | General Electric Company | Fan blade with composite core and wavy wall trailing edge cladding |
US9752441B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-09-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine rotary blade with tip insert |
FR2991710B1 (fr) * | 2012-06-06 | 2018-06-01 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine comportant un insert recouvrant le bord de fuite |
SG11201408363XA (en) * | 2012-06-21 | 2015-01-29 | United Technologies Corp | Hybrid metal fan blade |
US20140064937A1 (en) * | 2012-06-29 | 2014-03-06 | General Electric Company | Fan blade brush tip |
US10385703B2 (en) * | 2013-03-08 | 2019-08-20 | United Technologies Corporation | Fan blades with protective sheaths and galvanic shields |
US20140259667A1 (en) * | 2013-03-13 | 2014-09-18 | James Witt | System, kit and method for surface repair and reconditioning of industrial sized fan blades such as incorporated into a cooling tower |
WO2014204573A1 (en) * | 2013-06-17 | 2014-12-24 | United Technologies Corporation | Composite airfoil bonded to a metallic root |
WO2015034612A1 (en) * | 2013-09-09 | 2015-03-12 | United Technologies Corporation | Fan blades and manufacture methods |
US10487843B2 (en) * | 2013-09-09 | 2019-11-26 | United Technologies Corporation | Fan blades and manufacture methods |
WO2015041841A1 (en) | 2013-09-17 | 2015-03-26 | United Technologies Corporation | Aluminum airfoil with titanium coating |
FR3025127B1 (fr) * | 2014-08-28 | 2017-03-17 | Snecma | Reparation d'un assemblage comprenant un corps principal et un renfort |
US10465703B2 (en) | 2016-04-11 | 2019-11-05 | United Technologies Corporation | Airfoil |
GB201702698D0 (en) * | 2017-02-20 | 2017-04-05 | Rolls Royce Plc | Fan |
US20190368361A1 (en) * | 2018-06-05 | 2019-12-05 | General Electric Company | Non-symmetric fan blade tip cladding |
CN109185226B (zh) * | 2018-10-24 | 2024-06-11 | 佛山市启正电气有限公司 | 吊扇及其扇叶 |
US20200157953A1 (en) * | 2018-11-20 | 2020-05-21 | General Electric Company | Composite fan blade with abrasive tip |
US11136673B2 (en) * | 2019-02-08 | 2021-10-05 | The Boeing Company | Method of surface micro-texturing with a subtractive agent |
US11142830B2 (en) | 2019-02-08 | 2021-10-12 | The Boeing Company | Method of surface micro-texturing with a subtractive agent |
US11441545B2 (en) * | 2020-02-25 | 2022-09-13 | General Electric Company | Tungsten-based erosion-resistant leading edge protection cap for rotor blades |
Family Cites Families (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4006999A (en) | 1975-07-17 | 1977-02-08 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Leading edge protection for composite blades |
DE2705225C2 (de) * | 1976-06-07 | 1983-03-24 | Nobuo Tokyo Nishida | Ornamentteil für Uhren usw. |
USRE31605E (en) * | 1979-06-20 | 1984-06-19 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for electrochemically finishing airfoil edges |
US4353780A (en) | 1980-10-01 | 1982-10-12 | United Technologies Corporation | Chemical milling of high tungsten content superalloys |
US4411730A (en) | 1980-10-01 | 1983-10-25 | United Technologies Corporation | Selective chemical milling of recast surfaces |
US4339282A (en) * | 1981-06-03 | 1982-07-13 | United Technologies Corporation | Method and composition for removing aluminide coatings from nickel superalloys |
US4534823A (en) | 1983-12-05 | 1985-08-13 | United Technologies Corporation | Chemical milling IN-100 nickel superalloy |
US4563239A (en) | 1984-10-16 | 1986-01-07 | United Technologies Corporation | Chemical milling using an inert particulate and moving vessel |
US4900398A (en) | 1989-06-19 | 1990-02-13 | General Motors Corporation | Chemical milling of titanium |
US5126005A (en) | 1990-08-31 | 1992-06-30 | The Boeing Company | Process for eliminating pits during chemical milling |
US5102499A (en) | 1991-01-07 | 1992-04-07 | United Technologies Corporation | Hydrogen embrittlement reduction in chemical milling |
US5100500A (en) | 1991-02-08 | 1992-03-31 | Aluminum Company Of America | Milling solution and method |
US5215624A (en) | 1991-02-08 | 1993-06-01 | Aluminum Company Of America | Milling solution and method |
US5248386A (en) | 1991-02-08 | 1993-09-28 | Aluminum Company Of America | Milling solution and method |
US5197191A (en) | 1991-03-04 | 1993-03-30 | General Electric Company | Repair of airfoil edges |
GB9116332D0 (en) * | 1991-07-29 | 1991-09-11 | Diffusion Alloys Ltd | Refurbishing of corroded superalloy or heat resistant steel parts and parts so refurbished |
GB2293631B (en) | 1994-09-30 | 1998-09-09 | Gen Electric | Composite fan blade trailing edge reinforcement |
US5705082A (en) * | 1995-01-26 | 1998-01-06 | Chromalloy Gas Turbine Corporation | Roughening of metal surfaces |
US5655883A (en) | 1995-09-25 | 1997-08-12 | General Electric Company | Hybrid blade for a gas turbine |
US5695659A (en) * | 1995-11-27 | 1997-12-09 | United Technologies Corporation | Process for removing a protective coating from a surface of an airfoil |
US5685917A (en) * | 1995-12-26 | 1997-11-11 | General Electric Company | Method for cleaning cracks and surfaces of airfoils |
JPH11107780A (ja) * | 1997-10-02 | 1999-04-20 | Toshiba Corp | ガスタービン部品のコーティングの除去方法 |
US5944909A (en) | 1998-02-02 | 1999-08-31 | General Electric Company | Method for chemically stripping a cobalt-base substrate |
US5960249A (en) * | 1998-03-06 | 1999-09-28 | General Electric Company | Method of forming high-temperature components and components formed thereby |
US6833328B1 (en) | 2000-06-09 | 2004-12-21 | General Electric Company | Method for removing a coating from a substrate, and related compositions |
US6413051B1 (en) | 2000-10-30 | 2002-07-02 | General Electric Company | Article including a composite laminated end portion with a discrete end barrier and method for making and repairing |
-
2001
- 2001-10-12 US US09/976,564 patent/US6843928B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-10-03 CA CA002406430A patent/CA2406430C/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-10-10 SG SG200206208A patent/SG107616A1/en unknown
- 2002-10-10 DE DE60219116T patent/DE60219116T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-10-10 EP EP02257058A patent/EP1302562B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-10-11 JP JP2002298169A patent/JP4184031B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-10-11 BR BRPI0204152-9A patent/BR0204152B1/pt not_active IP Right Cessation
Cited By (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2005207423A (ja) * | 2004-01-21 | 2005-08-04 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンを組立てるための方法及び装置 |
JP2009024695A (ja) * | 2007-07-23 | 2009-02-05 | General Electric Co <Ge> | 翼形部及び翼形部前縁を保護する方法 |
JP2013527359A (ja) * | 2009-12-23 | 2013-06-27 | スネクマ | タービンエンジンブレード用の金属補強材の製造方法 |
JP2012013017A (ja) * | 2010-07-01 | 2012-01-19 | Ihi Corp | ファン動翼及びファン |
JP2014502701A (ja) * | 2011-01-11 | 2014-02-03 | スネクマ | 機械部品に接着された磁気的機械部品を誘導によって分離する方法 |
JP2013002450A (ja) * | 2011-06-21 | 2013-01-07 | Alstom Technology Ltd | 複合素材のタービン翼およびその製造方法 |
US9587497B2 (en) | 2011-06-21 | 2017-03-07 | General Electric Technology Gmbh | Turbine airfoil of composite material and method of manufacturing thereof |
US10072505B2 (en) | 2011-06-21 | 2018-09-11 | General Electric Technology Gmbh | Turbine airfoil of composite material and method of manufacturing thereof |
JP2013155723A (ja) * | 2012-01-31 | 2013-08-15 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 風車回転翼及びこれを備えた風力発電装置 |
WO2015155905A1 (ja) * | 2014-04-07 | 2015-10-15 | 株式会社Ihi | 複合材翼及び複合材翼の製造方法 |
JP2015200206A (ja) * | 2014-04-07 | 2015-11-12 | 株式会社Ihi | 複合材翼及び複合材翼の製造方法 |
CN106170609A (zh) * | 2014-04-07 | 2016-11-30 | 株式会社Ihi | 复合材料翼以及复合材料翼的制造方法 |
CN106170609B (zh) * | 2014-04-07 | 2017-08-11 | 株式会社Ihi | 复合材料翼以及复合材料翼的制造方法 |
RU2646165C1 (ru) * | 2014-04-07 | 2018-03-01 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Композитная лопасть и способ изготовления композитной лопасти |
WO2018146862A1 (ja) * | 2017-02-08 | 2018-08-16 | 株式会社Ihi | ファンブレード |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
BR0204152B1 (pt) | 2012-08-21 |
BR0204152A (pt) | 2003-09-16 |
JP4184031B2 (ja) | 2008-11-19 |
DE60219116D1 (de) | 2007-05-10 |
DE60219116T2 (de) | 2007-12-13 |
CA2406430C (en) | 2008-08-19 |
US6843928B2 (en) | 2005-01-18 |
US20030071019A1 (en) | 2003-04-17 |
EP1302562A1 (en) | 2003-04-16 |
CA2406430A1 (en) | 2003-04-12 |
EP1302562B1 (en) | 2007-03-28 |
SG107616A1 (en) | 2004-12-29 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4184031B2 (ja) | 翼形部基体から金属クラッドを除去するための方法 | |
EP0805722B1 (en) | Roughening of metal surfaces | |
JP5080002B2 (ja) | タービン構成部品からエンジンデポジットを除去する方法及びそれに使用する組成物 | |
US5965240A (en) | Metal/composite | |
US7270764B2 (en) | Method for removing aluminide coating from metal substrate and turbine engine part so treated | |
KR100612532B1 (ko) | 터빈 엔진 부품의 수리방법 | |
US5944909A (en) | Method for chemically stripping a cobalt-base substrate | |
JP2007040303A (ja) | タービン構成要素の一部を回復させる方法 | |
EP2971531B1 (en) | Blades and manufacture methods | |
JP2003239061A (ja) | アルミニウム化合物拡散コーティングを修復するための方法 | |
EP3282034A1 (en) | Aluminum fan blade tip prepared for thermal spray deposition of abrasive by laser ablation | |
US6660102B2 (en) | Method of decoating a turbine blade | |
JP2003239091A (ja) | マスキングシステム | |
EP3748125A1 (en) | Methods for repairing a multi-layer coated component | |
CN116670318A (zh) | 经选择性去除钛或钛合金基材上的粘结底漆的表面处理方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20050915 |
|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20050915 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20080304 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20080428 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20080812 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20080903 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110912 Year of fee payment: 3 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 4184031 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110912 Year of fee payment: 3 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120912 Year of fee payment: 4 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130912 Year of fee payment: 5 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |