JPS60259706A - タ−ビン翼の補修法 - Google Patents
タ−ビン翼の補修法Info
- Publication number
- JPS60259706A JPS60259706A JP11298384A JP11298384A JPS60259706A JP S60259706 A JPS60259706 A JP S60259706A JP 11298384 A JP11298384 A JP 11298384A JP 11298384 A JP11298384 A JP 11298384A JP S60259706 A JPS60259706 A JP S60259706A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- groove
- repair
- damaged
- bonding
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
- B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
- B23P6/005—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors using only replacement pieces of a particular form
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔発明の利用分野〕
本発明はタービン翼に係り、特に損傷タービン翼の再生
活用のための簡便な補修法に関する。
活用のための簡便な補修法に関する。
従来ガスタービン翼は、第１図に示す如くダブテイル部
１、シャンク部２、および翼部３、からなっている。そ
して翼部はガスタービン翼が８０００以上の高温度でか
つ３６００ｒｐｍ以上の高速回転を受けることから、翼
部先端部で自重の遠心力を低めるために肉厚を薄くしで
ある。寸だ翼部光（１） 端はカス流を効率良く受けるために外側の枠と接触しな
がら曲げ応力を受けて回転している。このタービン翼が
第２図および第３図に示すように、長時間運転中に翼部
先端＠より翼部中心部に向って、クランク５、および欠
損８を生じるとぎう問題が起っている。翼材質は一般に
はニッケル基超合金が用いられている。使用中翼先端部
が損傷する原因としては、■、＾温度で長時間１史用中
に燃焼ガスによる腐食や組織変化に工す材料が脆化を生
じること、および＠、燃焼ガスに混入した不純物質によ
り翼部端部と外側枠との間でかじり現象を起すことが考
えられる。
１、シャンク部２、および翼部３、からなっている。そ
して翼部はガスタービン翼が８０００以上の高温度でか
つ３６００ｒｐｍ以上の高速回転を受けることから、翼
部先端部で自重の遠心力を低めるために肉厚を薄くしで
ある。寸だ翼部光（１） 端はカス流を効率良く受けるために外側の枠と接触しな
がら曲げ応力を受けて回転している。このタービン翼が
第２図および第３図に示すように、長時間運転中に翼部
先端＠より翼部中心部に向って、クランク５、および欠
損８を生じるとぎう問題が起っている。翼材質は一般に
はニッケル基超合金が用いられている。使用中翼先端部
が損傷する原因としては、■、＾温度で長時間１史用中
に燃焼ガスによる腐食や組織変化に工す材料が脆化を生
じること、および＠、燃焼ガスに混入した不純物質によ
り翼部端部と外側枠との間でかじり現象を起すことが考
えられる。
近年ガスタービン翼の高効率化に伴い、冷却翼の複雑構
造化および興の大型化が進んでいる。また翼材質がより
耐熱性の秀れた超合金となっている。このため、損傷部
を簡便に補修再生する技術がめられている。
造化および興の大型化が進んでいる。また翼材質がより
耐熱性の秀れた超合金となっている。このため、損傷部
を簡便に補修再生する技術がめられている。
従来の補修法は、ｑ）翼部先端の損傷部を削除後アーク
ｍ接にエリ補修する法、および、■、興先端部の部品を
あらかじめ製作しておき、損傷！ｌｌを（２） 含む翼先端部を部品長さに切除後、この部品を拡散接合
により補修接合する法である。
ｍ接にエリ補修する法、および、■、興先端部の部品を
あらかじめ製作しておき、損傷！ｌｌを（２） 含む翼先端部を部品長さに切除後、この部品を拡散接合
により補修接合する法である。
■法は近年翼材の尚温強度を高めるため、現用材のＮｉ
系超合金の析出強化成分であるＡ４．Ｔｉを増加する方
向にあるため、割れ等からアーク浴接補修はほとんど不
可能になっている。■法は、三次元複雑構造の翼先端部
を製作し、損傷部を含む翼先端部を削除して部品を接合
する法である。
系超合金の析出強化成分であるＡ４．Ｔｉを増加する方
向にあるため、割れ等からアーク浴接補修はほとんど不
可能になっている。■法は、三次元複雑構造の翼先端部
を製作し、損傷部を含む翼先端部を削除して部品を接合
する法である。
タービン翼はロストワックス法等の精密鋳造法に工り製
作しているが、その製造技術では翼部の精度、品質管理
に高度な技術が要求される。補修に用いる翼先端部品も
翼同様精密鋳造法にエリ製作されるが、その製造工程は
翼製作と同工程を要する。このため簡便でかつ短期間で
補修再生可能な補修技術がめられてきた。
作しているが、その製造技術では翼部の精度、品質管理
に高度な技術が要求される。補修に用いる翼先端部品も
翼同様精密鋳造法にエリ製作されるが、その製造工程は
翼製作と同工程を要する。このため簡便でかつ短期間で
補修再生可能な補修技術がめられてきた。
〔発明の目的〕
本発明の目的は、使用中に損傷したタービン翼の損傷部
を削除し、削除部に接合用開先を設け、成形した開先と
同形状を有する部材を挿入又は密着させ、拡散接合にエ
リ一体化してタービン翼を再生する簡便な補修法を提供
するものである。
を削除し、削除部に接合用開先を設け、成形した開先と
同形状を有する部材を挿入又は密着させ、拡散接合にエ
リ一体化してタービン翼を再生する簡便な補修法を提供
するものである。
本発明は使用中に損傷したタービン翼先端部の損傷部を
削除し、削除部に接合用開先を形成し、この開先と同形
状部を有する部材を開先部に挿入もしくは密着させ拡散
接合法により一体化し、翼の再生を計る損傷タービン翼
の補修技術である。
削除し、削除部に接合用開先を形成し、この開先と同形
状部を有する部材を開先部に挿入もしくは密着させ拡散
接合法により一体化し、翼の再生を計る損傷タービン翼
の補修技術である。
使用中に翼先端部を損傷したタービン翼は、第２図およ
び第３図に示すように翼端部にクラック５、欠損８等の
損傷を生じている。損傷部はまずクランクおよび欠損部
を削除する。削除後損傷場所や損傷の状況に応じて開先
を形成する。開先形状は、Ｖ形開先、Ｕ形開先、Ｌ形開
先を、損傷部の状況に応じて選別する。例えば、翼先端
部の背１１＋ｔｌ ｌ ｌ 、および腹側１２の損傷は
Ｖ形開先かＶ形開先６が良い。又トレーリングエツジ側
翼先端部の欠損やクラックの場合は、Ｌ形開先９が補修
接合が容易である。開先部の加工仕上げ精度は、接合条
件と関連するが３８以上が望捷しい。
び第３図に示すように翼端部にクラック５、欠損８等の
損傷を生じている。損傷部はまずクランクおよび欠損部
を削除する。削除後損傷場所や損傷の状況に応じて開先
を形成する。開先形状は、Ｖ形開先、Ｕ形開先、Ｌ形開
先を、損傷部の状況に応じて選別する。例えば、翼先端
部の背１１＋ｔｌ ｌ ｌ 、および腹側１２の損傷は
Ｖ形開先かＶ形開先６が良い。又トレーリングエツジ側
翼先端部の欠損やクラックの場合は、Ｌ形開先９が補修
接合が容易である。開先部の加工仕上げ精度は、接合条
件と関連するが３８以上が望捷しい。
開先部に挿入して接合する部材は、翼材の同材質が良く
、部材の形状は開先部と密着する形状を有し、接Ｂ後大
原形と同一もしくは同一以上になるように成形する。こ
の場合接餘部の位置や開先形状にエリ、接合時に接合面
が均一に加圧できるように部材を成形しておく事もある
。又部材の厚きは翼接合部の最大厚さ以上が望°ましい
。とくに接合後の仕上加工分として接合部の根厚側両面
にそｎぞｎ Ｏ，ｌ ｒｕｍ以上厚くしであることが望
せしい。
、部材の形状は開先部と密着する形状を有し、接Ｂ後大
原形と同一もしくは同一以上になるように成形する。こ
の場合接餘部の位置や開先形状にエリ、接合時に接合面
が均一に加圧できるように部材を成形しておく事もある
。又部材の厚きは翼接合部の最大厚さ以上が望°ましい
。とくに接合後の仕上加工分として接合部の根厚側両面
にそｎぞｎ Ｏ，ｌ ｒｕｍ以上厚くしであることが望
せしい。
接合部材の翼間先部と接合する而は、拡散接合をするた
めの低融点合金化処理を行う。この低融点合金化処理は
、Ｂ、Ｓｔ、Ａｌ、Ｔ；等の低融点化元素の拡散法、又
は前記元素を含む低融点化合金の蒸着法にエリ行うのが
良い。低融点合金層の厚さは１〜５０μｍが良いが、接
合後上記低融点化元素による残留化合物の問題、拡散時
間、接合加圧力および表面仕上精度等から、１０〜２０
μｍが特に良好である。接ａＵｋＪに低融点合金化処理
を施した部材を、翼間先部に挿入又は密着させ、加圧し
ながら真空炉内で接合を行う。加圧力は小σい程装置の
問題や歪の問題等から容易である。
めの低融点合金化処理を行う。この低融点合金化処理は
、Ｂ、Ｓｔ、Ａｌ、Ｔ；等の低融点化元素の拡散法、又
は前記元素を含む低融点化合金の蒸着法にエリ行うのが
良い。低融点合金層の厚さは１〜５０μｍが良いが、接
合後上記低融点化元素による残留化合物の問題、拡散時
間、接合加圧力および表面仕上精度等から、１０〜２０
μｍが特に良好である。接ａＵｋＪに低融点合金化処理
を施した部材を、翼間先部に挿入又は密着させ、加圧し
ながら真空炉内で接合を行う。加圧力は小σい程装置の
問題や歪の問題等から容易である。
このため、上記接合条件の関連および変形歪等も考えて
、３Ｋｇｆ／ｍｍ”以下が良い。接合後熱間静水加圧法
（ＨＩ Ｐ ） ｋ用いることも良好な接合部を得る方
法である。接合後所程の熱処理を施し、表面の仕上加工
および表面処理を施して接合補修を完了させる。
、３Ｋｇｆ／ｍｍ”以下が良い。接合後熱間静水加圧法
（ＨＩ Ｐ ） ｋ用いることも良好な接合部を得る方
法である。接合後所程の熱処理を施し、表面の仕上加工
および表面処理を施して接合補修を完了させる。
実施例 ｌ
以下発明の実施例を第２図に示す、ガスタービン初段動
翼で７９７６時間使用でクランク５が発生した損傷部を
補修再生した。翼の材質はＮｉ系超合金のｌＮ−７３８
ＬＣである。興の損傷は、翼端部背側中央部に翼中心部
にむかって８．０胴のクラック６があった。クラック部
を精密グラインダにより削除後、削除部にＶ形の接合開
先６を成形した。Ｖ形開先は、深さ９．ＯＭ、角度６０
°、接合面の仕上精度３Ｓとした。開先部の翼端部肉厚
は１．２ ｍｍ、開先部の底部肉厚は１．４ ｒｒａｎ
であった。
翼で７９７６時間使用でクランク５が発生した損傷部を
補修再生した。翼の材質はＮｉ系超合金のｌＮ−７３８
ＬＣである。興の損傷は、翼端部背側中央部に翼中心部
にむかって８．０胴のクラック６があった。クラック部
を精密グラインダにより削除後、削除部にＶ形の接合開
先６を成形した。Ｖ形開先は、深さ９．ＯＭ、角度６０
°、接合面の仕上精度３Ｓとした。開先部の翼端部肉厚
は１．２ ｍｍ、開先部の底部肉厚は１．４ ｒｒａｎ
であった。
接合用部材７は翼材と同じｌＮ−７３８ＬＣを用いた。
部材の寸法は、厚さ２．０喘の板材を６０１長さｌ ’
２ ｒａｎの三角片とした。接合面となる６０００角度
而の仕上精度は３Ｓとした。その後、接合面に低融点合
金化処理を施した。低融点合金化処理ハ、ホロンバック
法により行った。ボロンバック法は、ボロン粉末１．０
％を含むバック剤を部材と一緒に容器に入れ、８５０Ｃ
で２時間の処理を行った。部材の接合部以外の而は、低
融点合金の拡散を防止する防止膜（Ｃｕメッキ）を施し
た。
２ ｒａｎの三角片とした。接合面となる６０００角度
而の仕上精度は３Ｓとした。その後、接合面に低融点合
金化処理を施した。低融点合金化処理ハ、ホロンバック
法により行った。ボロンバック法は、ボロン粉末１．０
％を含むバック剤を部材と一緒に容器に入れ、８５０Ｃ
で２時間の処理を行った。部材の接合部以外の而は、低
融点合金の拡散を防止する防止膜（Ｃｕメッキ）を施し
た。
ボロン拡散層厚きは２０μｍであった。この拡散合金層
の融点は、＾温顕微鏡で調べた結果１１３５ｔ、テ６り
翼材のｌＮ−７３８ＬＣ材の融点１２５０Ｃ工り１１５
ｉｃ低くなっている。接合面に合金層を施した部材を間
開先部に密着させ拡散接合を行った。接合条件は、真空
度１０− ’ Ｔｏｒｒ ％ 温度ｔ ２００ ’Ｃ，
接合時間１時間、加圧力１０ｇｆ／ｉ祖’である。接合
後翼原形寸法に加工し、拡散熱処理、表面処理、時効処
理を施し補修再生した。尚接合後接合部の欠陥検査をホ
ットザイクロ検査等により行ったが、異常ｉｊ：認めら
れなかった。
の融点は、＾温顕微鏡で調べた結果１１３５ｔ、テ６り
翼材のｌＮ−７３８ＬＣ材の融点１２５０Ｃ工り１１５
ｉｃ低くなっている。接合面に合金層を施した部材を間
開先部に密着させ拡散接合を行った。接合条件は、真空
度１０− ’ Ｔｏｒｒ ％ 温度ｔ ２００ ’Ｃ，
接合時間１時間、加圧力１０ｇｆ／ｉ祖’である。接合
後翼原形寸法に加工し、拡散熱処理、表面処理、時効処
理を施し補修再生した。尚接合後接合部の欠陥検査をホ
ットザイクロ検査等により行ったが、異常ｉｊ：認めら
れなかった。
実施例 ２
第３図に実施例を示す。ガスタービン初段動翼で５４０
０時間使用後損傷した翼を補修再生した。
０時間使用後損傷した翼を補修再生した。
翼の材質はＮｉ糸超超合金ｌＮ−７３８ＬＣである。タ
ービン翼の損傷位置け、トレーリングエツジ０１１１
ｇ端部が、深さ６． ＯＴｒＵｎ、巾８．０聴で欠損８
していた。欠損＠を精密クランクで削除後、削除部にＬ
形接合開先９を成形した。Ｌ形接合開先は、深さ７．０
關、中９．０聴とした。而の仕上精度は３ＳＸ Ｌ形の
内角は９０°とした。興の開先部肉厚は、最薄部１．８
ｒｒｒｍ、厚肉部２．７ ｒｒｒｍである。接合用部
材ｌＯは、材質ｌＮ−７３８ＬＣで厚さ３．０術の部材
から巾１０．０ｍ＋ｎ、高さｌＯｍとした。部材の接合
部仕上精度は３８Ｘ Ｌ形接合面の角度は９０°とした
。部材の接合部の低融点合金化処理は、スパッタ蒸着法
にエリ行った。部材表面の酸化皮膜をＡｒイオンで剥離
し清浄化した後、マグネトロンスパッタ蒸着法により、
３％Ｂ Ｎ ｉ 合金を蒸着した。スパッタ蒸着条件は
、出力２．２ＫＷ、雰囲気３ Ｘ １Ｏ−３Ｔｏｒｒ
Ａｒ テ１．す、ターゲットと部材間距離は７０Ｂ″ｒ
：ある。スパッタ速度は３．５Ｘ１０−’ μｍ／ｍｉ
ｎ Ｔ２Ｏ分［川魚Ｍ ｆ 行った。同部材が直角形状
をしているため、ターゲット側に部材のエツジが向くよ
うに取りつけ蒸着を行った。蒸着膜厚け１０８ｍである
。このＮ１−Ｂ蒸着膜の融点は１１２０ｒ″Ｔ：ある。
ービン翼の損傷位置け、トレーリングエツジ０１１１
ｇ端部が、深さ６． ＯＴｒＵｎ、巾８．０聴で欠損８
していた。欠損＠を精密クランクで削除後、削除部にＬ
形接合開先９を成形した。Ｌ形接合開先は、深さ７．０
關、中９．０聴とした。而の仕上精度は３ＳＸ Ｌ形の
内角は９０°とした。興の開先部肉厚は、最薄部１．８
ｒｒｒｍ、厚肉部２．７ ｒｒｒｍである。接合用部
材ｌＯは、材質ｌＮ−７３８ＬＣで厚さ３．０術の部材
から巾１０．０ｍ＋ｎ、高さｌＯｍとした。部材の接合
部仕上精度は３８Ｘ Ｌ形接合面の角度は９０°とした
。部材の接合部の低融点合金化処理は、スパッタ蒸着法
にエリ行った。部材表面の酸化皮膜をＡｒイオンで剥離
し清浄化した後、マグネトロンスパッタ蒸着法により、
３％Ｂ Ｎ ｉ 合金を蒸着した。スパッタ蒸着条件は
、出力２．２ＫＷ、雰囲気３ Ｘ １Ｏ−３Ｔｏｒｒ
Ａｒ テ１．す、ターゲットと部材間距離は７０Ｂ″ｒ
：ある。スパッタ速度は３．５Ｘ１０−’ μｍ／ｍｉ
ｎ Ｔ２Ｏ分［川魚Ｍ ｆ 行った。同部材が直角形状
をしているため、ターゲット側に部材のエツジが向くよ
うに取りつけ蒸着を行った。蒸着膜厚け１０８ｍである
。このＮ１−Ｂ蒸着膜の融点は１１２０ｒ″Ｔ：ある。
タービン翼材の融点は１２５０？？であり、１３０Ｃの
温度差があり、この温度差を利用して拡散接合を行うも
のである。表面に合金膜をつげた部材は、タービン翼の
開先部に密着させ、以下の条件にエリ接合した。接合条
件け、真空度２Ｘ ｌ Ｏ−’ ＴｏｒｒＸ温度１２０
０ｔＺ”、接合時間１時間、加圧力１０ｇｆ／Ｍ２であ
る。接合後翼原形状に加工し、拡散熱処理、表面処理、
時効処理を施し、補修再生した。
温度差があり、この温度差を利用して拡散接合を行うも
のである。表面に合金膜をつげた部材は、タービン翼の
開先部に密着させ、以下の条件にエリ接合した。接合条
件け、真空度２Ｘ ｌ Ｏ−’ ＴｏｒｒＸ温度１２０
０ｔＺ”、接合時間１時間、加圧力１０ｇｆ／Ｍ２であ
る。接合後翼原形状に加工し、拡散熱処理、表面処理、
時効処理を施し、補修再生した。
尚接合後接合部の欠陥検査をホットザイクロ検査等によ
り行ったが、異状は認められなかった。
り行ったが、異状は認められなかった。
実施例１１ および実施例２で補修再生したガスタービ
ン用初段！ｌｌ２Ｉ翼け、７万ＫＷガスタービンに組込
みメタル温度７７０’ＣＸ＠油燃料、３６ｏ。
ン用初段！ｌｌ２Ｉ翼け、７万ＫＷガスタービンに組込
みメタル温度７７０’ＣＸ＠油燃料、３６ｏ。
ｒｐｍの条件で３０００時間運転を行ったが、実施例１
１および実施例２の再生翼は損傷および欠陥（９） の発生は見られなかつ′ＰＣ８ 〔発明の効果〕 本発明による損傷間の損傷部分を削除し、削除部に接餘
開先を設け、開先と同形状を有する部材を拡散接合によ
り一体化し損傷間を補修し町生ずる技術は、従来法に比
べ部品製作が谷易なこと、短期間補修が可能なこと、補
修工程が簡便であることなどの利点をもっている。しか
もタービン翼に限らす、アーク溶接等のできない材質や
部品にも応用出来る技術である。又凋生翼は過こくな使
用条件のもとでも十分能力を発揮している。
１および実施例２の再生翼は損傷および欠陥（９） の発生は見られなかつ′ＰＣ８ 〔発明の効果〕 本発明による損傷間の損傷部分を削除し、削除部に接餘
開先を設け、開先と同形状を有する部材を拡散接合によ
り一体化し損傷間を補修し町生ずる技術は、従来法に比
べ部品製作が谷易なこと、短期間補修が可能なこと、補
修工程が簡便であることなどの利点をもっている。しか
もタービン翼に限らす、アーク溶接等のできない材質や
部品にも応用出来る技術である。又凋生翼は過こくな使
用条件のもとでも十分能力を発揮している。
第１図はガスタービン初段動翼の外観図、第２図は実施
例１の補修接合手段の説明図、第３図は実施例２の補修
接合手段の説明図である。 ｌ・・・ダプティル部、２・・・シャンク部、３・・・
翼部、４、・・・トレーリングエツジ側、５・・・クラ
ンク、６・・・Ｖ形開先、７・・・Ｖ形部材、８・・・
欠損部、９・・・Ｌ形開先、ｌＯ・・・Ｌ形部材、ｌｌ
・・・背側、１２・・・腹側。 代理人 弁理士 高橋明夫 （ｌＯ） 第 １ 圀 犠 ２圀 第１頁の続き ０発 明 者 高 橋 浩 二 日立市幸町：内 ３４−
例１の補修接合手段の説明図、第３図は実施例２の補修
接合手段の説明図である。 ｌ・・・ダプティル部、２・・・シャンク部、３・・・
翼部、４、・・・トレーリングエツジ側、５・・・クラ
ンク、６・・・Ｖ形開先、７・・・Ｖ形部材、８・・・
欠損部、９・・・Ｌ形開先、ｌＯ・・・Ｌ形部材、ｌｌ
・・・背側、１２・・・腹側。 代理人 弁理士 高橋明夫 （ｌＯ） 第 １ 圀 犠 ２圀 第１頁の続き ０発 明 者 高 橋 浩 二 日立市幸町：内 ３４−
Claims (1)
- １、損傷タービン翼において、損傷部を削除後、削除部
に接合用開先を形成し、開先部と同形状部を有し開先部
に面が密着するように成形した部材を挿入又は密着させ
、拡散接合により一体化し、タービン翼の再生を行うこ
とを特徴とするタービン翼の補修法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11298384A JPS60259706A (ja) | 1984-06-04 | 1984-06-04 | タ−ビン翼の補修法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11298384A JPS60259706A (ja) | 1984-06-04 | 1984-06-04 | タ−ビン翼の補修法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS60259706A true JPS60259706A (ja) | 1985-12-21 |
Family
ID=14600464
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11298384A Pending JPS60259706A (ja) | 1984-06-04 | 1984-06-04 | タ−ビン翼の補修法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS60259706A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02138432A (ja) * | 1988-07-14 | 1990-05-28 | Rolls Royce Plc | 合金とその使用方法 |
| EP0676259A1 (de) * | 1994-04-05 | 1995-10-11 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàNchen Gmbh | Verfahren zur Reparatur von Fehlstellen in Bauteiloberflächen |
| JP2009041449A (ja) * | 2007-08-09 | 2009-02-26 | Hitachi Ltd | ガスタービン動翼の補修方法 |
| CN106670721A (zh) * | 2016-12-30 | 2017-05-17 | 武汉航达航空科技发展有限公司 | 起动机涡轮叶轮的深度修理方法 |
| JP2019505711A (ja) * | 2015-12-21 | 2019-02-28 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 修復されたターボ機械部品および対応する修復方法 |
-
1984
- 1984-06-04 JP JP11298384A patent/JPS60259706A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02138432A (ja) * | 1988-07-14 | 1990-05-28 | Rolls Royce Plc | 合金とその使用方法 |
| EP0676259A1 (de) * | 1994-04-05 | 1995-10-11 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàNchen Gmbh | Verfahren zur Reparatur von Fehlstellen in Bauteiloberflächen |
| JP2009041449A (ja) * | 2007-08-09 | 2009-02-26 | Hitachi Ltd | ガスタービン動翼の補修方法 |
| JP2019505711A (ja) * | 2015-12-21 | 2019-02-28 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 修復されたターボ機械部品および対応する修復方法 |
| US11077527B2 (en) | 2015-12-21 | 2021-08-03 | General Electric Company | Modified components and methods for modifying components |
| CN106670721A (zh) * | 2016-12-30 | 2017-05-17 | 武汉航达航空科技发展有限公司 | 起动机涡轮叶轮的深度修理方法 |
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