NL8101356A - Werkwijze voor het repareren van een luchtgekoeld schoepsamenstel. - Google Patents
Werkwijze voor het repareren van een luchtgekoeld schoepsamenstel. Download PDFInfo
- Publication number
- NL8101356A NL8101356A NL8101356A NL8101356A NL8101356A NL 8101356 A NL8101356 A NL 8101356A NL 8101356 A NL8101356 A NL 8101356A NL 8101356 A NL8101356 A NL 8101356A NL 8101356 A NL8101356 A NL 8101356A
- Authority
- NL
- Netherlands
- Prior art keywords
- front edge
- edge wall
- support profile
- wall
- blade assembly
- Prior art date
Links
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
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/49318—Repairing or disassembling
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49718—Repairing
- Y10T29/49732—Repairing by attaching repair preform, e.g., remaking, restoring, or patching
- Y10T29/49734—Repairing by attaching repair preform, e.g., remaking, restoring, or patching and removing damaged material
- Y10T29/49737—Metallurgically attaching preform
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
X * P & c » , *
W 2348-1123 Ned.M/LvD
Werkwijze voor het repareren van een luchtgekoeld schoepsamenstel.
De uitvinding heeft betrekking op een luchtgekoeld schoepsamenstel van een gasturbine en meer in het bijzonder op een verbeterde 5 werkwijze en vervangingselement voor het repareren van een dergelijk samenstel in de zone van de voorste rand er van.
In het kort komt een eerste uitvoeringsvorm van de werkwijze volgens de uitvinding neer op een werkwijze voor het repareren van een luchtgekoeld schoepsamenstel van een gasturbine, welk samenstel voorzien 10 is van binnenste en buitenste, van elkaar verwij derde plateau konstructie-elementen, waartussen een draagprofiel gestoken is, dat een voorste randwand, een achterste randgedeelte en dwars daartussen een lichaams-wand bezit, welke tezamen een hol inwendige van het draagprofiel bepalen, met het kenmerk, dat 15 - van het schoepsamenstel een schoepsegment verwijderd wordt, welk seg ment tenminste een gedeelte van de voorste randwand bevat, een gedeelte van de draagprofiel lichaamswand verbonden met het voorste randwandgedeelte, en een gedeelte van tenminste een plateau konstructie element verbonden met het voorste randwandgedeelte? 20 - waarbij door verwijdering van het schoepsegment een eerste plaatsings- en bindingswand oppervlak op het schoepsamenstel verkregen wordt langs een voorgeselecteerde baan, die tijdens het in bedrijf zijn van het draagprofiel in een gasturbine relatief lage mechanische spanningen ondervindt, - een verwarmingselement verstrekt wordt van in hoofdzaak het zelfde type 25 materiaal en van een grootte en vorm, die past bij het verwijderde schoepsegment, welk verwarmingselement omvat een tweede plaatsing- en bindings-wandoppervlak, dat past bij het eerste plaatsings- en bindingswandoppervlak; - het eerste en het tweede plaatsings- en bindingswandoppervlak op een lijn ten opzichte van elkaar geplaatst worden; en vervolgens 30 - het verwarmingselement met het schoepsamenstel metallurgisch verbonden wordt op de plaatsings- en bindingswandoppervlakken. Deze metallurgische binding geschiedt door een niet-smeltingsmethode.
De uitvinding zal hieronder nader aan de hand van de figuren der bijgaande tekening worden toegelicht.
35 Fig. 1 geeft fragmentarisch een aanzicht in perspectief van een gedeelte van een turbine schoepsamenstel van een gasturbine, waaronder een aanzicht van een vervangingselement in uitgetrokken toestand;
Eig. 2 geeft een fragmentarisch aanzicht in perspectief van het type schoepsamenstel weergegeven in fig. 1 met een andere uitvoeringsvorm 40 van het vervangingselement in uitgetrokken toestand; 8101356 S t - 2 -
Fig. 3 geeft een fragmentarisch aanzicht van een draagprofiel en een binnenste plateaugedeelte van het schoepsamenstel volgens een andere uitvoeringsvorm van het vervanginselement; en
Fig. 4 geeft een fragmentarisch aanzicht van weer een andere 5 uitvoeringsvorm van de onderhavige uitvinding.
In de hierna volgende beschrijving en tekening worden de zelfde verwijzingscijfers gebruikt om gelijke onderdelen te identificeren. Onder verwijzing in het bijzonder naar het perspectivische aanzicht en uitgetrokken aanzicht van Fig. 1, gedeeltelijk ook in doorsnede, wordt een 10 gedeélte van een luchtgekoeld schoepsamenstel voor een gasturbine algemeen met 10 weergegeven. Een dergelijk samenstel omvat een binnenste plateau-element 12 op zekere afstand verwijderd van een buitenste plateau-element 14, waartussen een draagprofiel, algemeen aangegeven met 16, bevestigd is.
Het draagprofiel 16 omvat een voorste randwand 18, een achterste randge-15 deelte 20 en een lichaamswand 22. Tezamen bepalen de voorste randwand, het lichaamsgedeelte. en het achterste randgedeelte een hol inwendige van het draagprofiel. In het algemeen zijn koelfluidumopeningen aanwezig in wanden van het draagprofiel, bijvoorbeeld zoals weergegeven in het hierboven geïdentificeerde Amerikaanse octrooischrift 3,628.880 van Smuland 20 et al. Dergelijke openingen worden hier echter niet beschreven terwille van de eenvoud van de voorstelling en omdat zij geen deel van de.onderhavige uitvinding vormen.
Zoals eerder vermeld kan tijdens het bedrijf van een dergelijk schoepsamenstel bij een gasturbine slijtage, beschadiging of andere 25 narigheid aan de voorste randwand 18 van het draagprofiel optreden.
In overeenstemming met de werkwijze volgens de uitvinding wordt een schoepsegment van de grootte en vorm van het element 24 verwijderd uit het schoepsamenstel langs een voorgeselecteerde baan 26, die in stippellijnen is weergegeven in fig. 1, en waarvan tijdens het bedrijf van het 30 schoepsamenstel in een gasturbine, ingezien wordt dat het relatief lage mechanische spanningen ondervindt. Bijvoorbeeld tijdens bedrijf wordt een betrekkelijk grote buigkracht uitgeoefend op het draagprofiel 16 in het algemeen op de lichaamswand van het draagprofiel naar de achterste rand 20 en het binnenste plateau-element 12. Dit wekt een relatief hoge mechanische 35 spanningszóne op naar de voorste rand van 18, die het buitenste plateau-element 14 nadert. Men heeft voorts ingezien dat een zone van betrekkelijk lage spanning gelegen is bij de voorste randwand, die het binnenste plateau-element 12 nadert, maar niet geheel bereikt. Aldus is voor de in fig. 1 weergegeven uitvoeringsvorm van het schoepsamenstel de voorgeselecteerde 8101356 r ^ - 3 - baan, waarin relatief lage mechanische spanningen ondervonden worden, die welke met stippellijnen wordt weergegeven bij 26. Verwijdering van het door baan 26 ingesloten gedeelte verschaft een eerste plaatsing- en bindings-wandoppervlak 28.
5 Volgens de onderhavige uitvinding wordt er een vervangingsele- ment 24 verschaft van nagenoeg het zelfde type materiaal en van een grootte en vorm, die past bij het verwijderde schoepsegment ingesloten door de voorgeselecteerde baan 26. Het vervangingselement 24 omvat een tweede plaatsings- en bindingswandoppervlak 30 dat past bij het eerste plaatsings-10 en bindingswandoppervlak 28 om een nauwkeurig op een lijn brengen van het vervangingselement 24 en het schoepsamenstel 10 mogelijk te maken. Op geschikte wijze kan het vervangingselement 24 op conventionele wijze verkregen zijn door precisie gieten, bijvoorbeeld onder gebruikmaking van het procédé van het "verloren was" type, dat in het algemeen gebruikt wordt 15 bij de vervaardiging van het schoepsamenstel.
Een andere maatregel van de werkwijze volgens de onderhavige uitvinding voor zover het betrekking heeft op de voorgeselecteerde baan 26 en de uitgebreidheid van het vervangingselement 24, is het feit, dat de voorgeselecteerde baan 26, en dus de grootte en vorm van het vervangins-20 element 24, zich tenminste uitstrekt tot aan een plateau-element, zoals 14 in fig. 1. Dit is noodzakelijk om gasstroombelasting op het draagprofiel gedeelte in de montagekonstructie weg te nemen. Deze waarborg voor een goede belastingsoverdracht is in het bijzonder belangrijk bij het repareren van het eerste van een paar schoepen in een schoepsegment, bijvoorbeeld 25 de in fig. 1 weergegeven linkerschoep. Aldus is een belangrijke maatregel van de onderhavige uitvinding het verschaffen van een vervangingselement, dat een vervanging omvat voor een gedeelte van het draagprofiel, om dat te binden langs relatief lage mechanische spanningslijnen, en een gedeelte, dat lasten overdraagt van een dergelijk gebonden draagprofiel vervangins-30 gedeelte naar een verbonden konstructie-element buiten het draagprofiel.
Een andere uitvoeringsvorm van de onderhavige uitivnding wordt weergegeven in het fragmentarische, perspectivische aanzicht in uiteengetrokken toestand van fig. 2. Bij een dergelijke uitvoeringsvorm wordt de gehele voorste rand van het draagprofiel vervangen. Daarenboven zijn ge-* 35 deelten van beide plateaukonstructie-elementen verwijderd en opgenomen in het vervangingselement. Opgemerkt dient te worden, dat verwijderde gedeelten van het plateau, zoals 14 in fig. 1, en 12 en 14 in fig. 2, zich niet volledig uitstrekken door de voorste randgedeelten van het plateau, zoals op rail 14A in fig. 1, en 12A en 14A in fig. 2. Dit verdient 40 de voorkeur teneinde de samenhang van dergelijke structuren te handhaven, ___<4.
8101 35 6 ' ' t I " - 4 - en in het bijzonder in het geval van rail 14A, om vervanging te vermijden van een structureel elementgedeelte, dat bijzonder belangrijke toleratie beperkingen bezit.
Nog een andere uitvoeringsvorm van de uitvinding wordt weergege-5' ven in fig. 3. Een dergelijke uitvoeringsvorm brengt met zich mee de voorselectie van de baan 26 ter verschaffing van een vervangingselement, dat een voorste randwandgedeelte .30A bezit, als een gedeelte van het plaatsing- en bindingswandoppervlak, hellend of taps toelopend naar de lichaamswand 22, weg van de meest naar voren gelegen voorste rand 18A en 10 naar het aangrenzende plateau-element 12A. Aldus loopt de punt 30A taps toe naar. de achterste rand 20 en weg van het plateau-elementgedeelte 14B van het vervangingselement zoals weergegeven in fig. 1. Dergelijke inrichting vergrendelt het voorste randgedeelte van het vervangingselement aan het voorste randgedeelte, dat achterblijft in het draagprofiel van het 15 schoepsamenstel. Hierdoor vindt voorts overdracht plaats vanaf het draagprofiel naar het overblijvende, niet-verwijderde schoepsamenstel via zijn overblijvende draagprofielgedeelte, van lasten op het vervangingselement, die de neiging hebben het vervangingselement weg te draaien van het draagprofiel om een middelpunt gelegen in het buitenste plateau-20 element 14. Aldus in de uitvoeringsvorm weergegeven door fig. 3 draagt het vervanginselement niet alleen lasten over aan uitwendige konstructieve pleateau-element 14, maar is eveneens zodanig geconfigureerd, dat eventuele bijkomende buigings- of rotatiebelastingen worden overgedragen aan het overblijvende schoepsamenstel bij het gedeelte van het vervangingselement, 25 dat verwijderd is van het plateau. Dit type structuur is uiteraard niet opgenomen in de uitvoeringsvorm van fig. 2 omdat belastingen worden overgedragen vanaf het draagprofiel. naar elk van de konstructieve plateau-ele-menten 12 en 14.
Een verdere uitvoeringsvorm van de onderhavige uitvinding is 30 weergegeven in een gedeeltelijk aanzicht· van· fig. 4, waarin het gedeelte 14B van het uitwendige plateau-element 14 niet volledig verwijderd is, zoals in fig. 1, maar slechts gedeeltelijk verwijderd is. Aldus wordt er een behoorlijk vlak gedeelte verkregen op het plateau 14 nabij rail 14A voor het plaatsen en binden aan dat gedeelte van het buitenste 35 plateau 14. Zoals hierboven beschreven zal het vervangingselement voor de uitvoeringsvorm van fig. 4 van een grootte en vorm zijn, die past bij het verwijderde gedeelte van het schoepsamenstel, waaronder dat deel van het gedeelte 14B, dat een gedeelte bepaalt van de plaatsings- en bindingswand 28.
40 In een bepaalde uitvoeringsvorm van de onderhavige uitvinding 81 01 356 - 5 - werd een schoepsamenstel configuratie gebruikt, zoals die normaal gebruikt wordt bij een commerciële gasturbine.
In de eerste plaats werd een gedeelte van de voorste randwand en het uitwendige plateau verwijderd langs een voorgeselecteerde baan 26, 5 zoals weergegeven in fig. 1, door vonkverspaning, zoals gewoonlijk wordt gebruikt in de techniek waarbij men materiaal moet verwijderen. Omdat het beschouwde schoepsamenstel in bedrijf is geweest in een gasturbine, werd het resterende schoepsamenstel schoongemaakt door het verwijderen van oppervlakverontreinigingen en deklagen, die werden opgebracht als weerstand 10 tegen oxidatie en sulfidatie (verzwaveling). Ofschoon een dergelijke verwijdering kan worden bewerkstelligd op diverse bekende manieren, werd in het onderhavige geval een methode gebruikt, die beschreven is in het Amerikaans octrooischrift 4,098.450 van Keiler et al. Een dergelijke methode omvat het in contakt met het oppervlak brengen van gasachtige 15 actieve fluoride ionen ter verwijdering van oxiden.
Omdat een dergelijke baan voorgeselecteerd was, werd er door precisiegieten onder gebruikmaking van het "verloren was" procédé een vervangingsmiddel verschaft van de hierboven beschreven Rene' 80 legering en van een configuratie, die passen bij die van het uit het schoepsamen-20 stel verwijderde segment. Het vervangingselement werd op een lijn geplaatst met het schoepsamenstel nabij de oppervlakken, waaruit materiaal verwijderd was, via een relatief smalle en beheerste scheur of spleet.
Daarna werd het vervangingselement aan het schoepsamenstel gebonden onder gebruikmaking van een mengsel van het hierboven beschreven op nikkel 25 berustende bindingspoeder en een poeder van de hiervoor beschreven Rene' 80 legering, met behulp vein een hard soldeermethode in vacuum. Het resultaat was een gerepareerd schoepsamenstel met een op betrouwbare wijze metallurgisch gebonden vervangingselement aan het voorste randgedeelte er van en met tenminste een van de plateau konstructie-elementen.
30 Zoals hiervoor vermeld, geschiedt het binden van het vervangings element aan de rest van het schoepsamenstel door een niet-smeltingsproces zoals bewerkstelligd wordt door hard solderen in vacuum, en tectisch hardsolderen-, heet isostatisch persen en diffusie handelingen van het bindingstype. Men heeft ingezien dat een samenvoegen van het smeltings-35 type, zoals smeltlassen kan resulteren in de vorming van bijkomende spanningen in de buurt van de voegnaad tussen het vervangingselement en het schoepsamenstel, hetgeen uiteindelijk leidt tot scheurvorming alsmede tot vervorming. Daarom wordt met de uitdrukking "metallurgische binding", zoals hier gebruikt, bedoeld een binding van het type waarbij samenvoe-40 gingsprocessen van het smelttype uitgesloten zijn.
__^ 81 01 35 6
Claims (6)
1. Werkwijze voor het repareren van een luchtgekoeld schoepsamen-stel van een gasturbine, welk samenstel voorzien is van binnenste en buitenste, van elkaar verwijderde plateau konstructie-elementen, waartussen een draagprofiel gestoken is, dat een voorste randwand, een 5 achterste randgedeelte en dwars daartussen een lichaamswand bezit, welke tezamen een hol inwendige van het draagprofiel bepalen, met het kenmerk, dat - van het schoepsamenstel een schoepsegment verwijderd wordt, welk segment tenminste een gedeelte van de voorste randwand bevat, een gedeel- 10 te van de draagprofiel lichaamswand verbonden met het voorste randwand-gedeelte, en een gedeelte van tenminste een plateau konstructie element verbonden met het voorste randwandgedeelte; - waarbij door verwijdering van het schoepsegment een eerste plaatsings- en bindingswand oppervlak op het schoepsamenstel verkregen wordt langs 15 een voorgeselecteerde baan, die tijdens het in bedrijf zijn van het draagprofiel in een gasturbine relatief lage mechanische spanningen ondervindt, s - een verwarmingselement verstrekt wordt van in hoofdzaak het zelfde type materiaal en van een grootte en vorm, die past bij het verwijderde 20 schoepsegment, welk verwarmingselement omvat een tweede plaatsingen bindingswandoppervlak, dat past bij het eerste plaatsings- en bindings-wandoppervlak; - het eerste en het tweede plaatsings- en bindingswandoppervlak op een lijn ten opzichte van elkaar geplaatst worden; en vervolgens 25 - het verwarmingselement met het schoepsamenstel metallurgisch verbonden wordt op de plaatsings- en bindingswandoppervlakken.
2. Werkwijze volgens conclusie 1, met het kenmerk, dat - het uit het schoepsamenstel verwijderde schoepsegment bevat: een eerste voorste randwandgedeelte, dat kleiner is dan de gehele voorste 30 randwand aangebracht tussen het binnenste en het buitenste plateau-element, waardoor een tweede voorste randwandgedeelte van het schoepsamenstel behouden blijft; een gedeelte van de lichaamswand van het draagprofiel verbonden met het eerste voorste randwandgedeelte; en een gedeelte van een eerste van de plateau-konstructie-elementen verbonden met het eerste 35" voorste randwandgedeelte; - een gedeelte van de voorgeselecteerde baan is aangebracht tussen het eerste voorste randwandgedeelte en het tweede voorste randwandgedeelte en hellend is naar het achterste randgedeelte en naar een tweede 81 01 35 6 ft s - 7 - van de plateaukonstructie elementen; en - het aangebrachte vervangingselement van de zelfde grootte en vorm is als het verwijderde schoepsegment, waardoor het voorste randwand-gedeelte van het vervangingselement vergrendeld wordt met het tweede 5 voorste randwandgedeelte, dat vastgehouden wordt op het schoepsamenstel.
3. Werkwijze volgens conclusie 1, met het kenmerk, dat het schoepsamenstel gedeelten bevat van zowel het binnenste als het buitenste plateauconstructie element, de gehele voorste randwand daartussen, en een gedeelte van de draagprofielwand verbonden met de voorste randwand.
4. Door precisiegieten verkregen vervangingselement voor een segment van een luchtgekoeld schoepsamenstel van een gasturbine, waarbij het schoepsamenstel een binnenste en een buitenste van elkaar verwijderde plateau konstructie-elementen omvat, alsmede een daartussen opgesteld draagprofiel, welk draagprofiel een voorste randwand bezit, een achterste 15 randgedeelte en dwars daartussen een lichaamswand, die tezamen een hol inwendige van het draagprofiel bepalen, gekenmerkt door: - tenminste een gedeelte van de voorste randwand; - een gedeelte van de lichaamswand van het draagprofiel verbonden met het voorste randwandgedeelte; en 20. een gedeelte van tenminste een plateau konstructie-element verbonden met het voorste randwandgedeelte.
5. Door precisiegieten verkregen vervangingselement volgens conclusie 4, gekenmerkt door: - een gedeelte van een der plateau konstructie-elementen; 25. waarbij het voorste randwandgedeelte kleiner is dan de gehele voorste randwand aangebracht tussen het binnenste en het buitenste plateau-element en omvattende een voorste randwandgedeeltepunt, verwijderd van het gedeelte van het plateau konstructie-element en hellend vanaf het voorste randwandgedeelte naar het gedeelte van de lichaamswand van het draagpro- 30 fiel en weg van het gedeelte van het plateau konstructie-element. m
6. Door precisiegieten verkregen vervangingselement volgens conclusie 4, gekenmerkt door gedeelten van zowel het binnenste als het buitenste plateau konstructie-element en de daartussen aangebrachte volledige voorste randwand. ---++--- 81 01 35 6 35
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/131,607 US4305697A (en) | 1980-03-19 | 1980-03-19 | Method and replacement member for repairing a gas turbine engine vane assembly |
US13160780 | 1980-03-19 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
NL8101356A true NL8101356A (nl) | 1981-10-16 |
NL188813B NL188813B (nl) | 1992-05-06 |
NL188813C NL188813C (nl) | 1992-10-01 |
Family
ID=22450193
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
NLAANVRAGE8101356,A NL188813C (nl) | 1980-03-19 | 1981-03-19 | Werkwijze voor het repararen van een schoepsamenstel voor een gasturbine. |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4305697A (nl) |
JP (1) | JPS56154106A (nl) |
AU (1) | AU555653B2 (nl) |
CA (1) | CA1162722A (nl) |
DE (1) | DE3110180A1 (nl) |
FR (1) | FR2478734A1 (nl) |
GB (1) | GB2071777B (nl) |
IL (1) | IL62219A (nl) |
IT (1) | IT1139323B (nl) |
NL (1) | NL188813C (nl) |
Families Citing this family (81)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
IL99354A (en) * | 1990-09-04 | 1995-06-29 | United Technologies Corp | Vane Wing Repair Technique |
US5272809A (en) * | 1990-09-04 | 1993-12-28 | United Technologies Corporation | Technique for direct bonding cast and wrought materials |
US5281085A (en) * | 1990-12-21 | 1994-01-25 | General Electric Company | Clearance control system for separately expanding or contracting individual portions of an annular shroud |
US5269057A (en) * | 1991-12-24 | 1993-12-14 | Freedom Forge Corporation | Method of making replacement airfoil components |
US5358379A (en) * | 1993-10-27 | 1994-10-25 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane |
US5444911A (en) * | 1994-05-05 | 1995-08-29 | Chromalloy Gas Turbine Corporation | Gas turbine engine vane assembly repair |
US5522134A (en) * | 1994-06-30 | 1996-06-04 | United Technologies Corporation | Turbine vane flow area restoration method |
US5813832A (en) * | 1996-12-05 | 1998-09-29 | General Electric Company | Turbine engine vane segment |
US5732468A (en) * | 1996-12-05 | 1998-03-31 | General Electric Company | Method for bonding a turbine engine vane segment |
US5758416A (en) * | 1996-12-05 | 1998-06-02 | General Electric Company | Method for repairing a turbine engine vane segment |
EP0882545A3 (de) * | 1997-06-05 | 1999-03-10 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàNchen Gmbh | Verfahren zum Reparieren von integral gegossenen Leitkränzen einer Turbine |
US6109873A (en) * | 1998-06-17 | 2000-08-29 | United Technologies Corporation | Shield for masking a flow directing assembly |
US6247895B1 (en) * | 1998-06-17 | 2001-06-19 | United Technologies Corporation | Locking member for processing a flow directing assembly |
US6785961B1 (en) * | 1999-11-12 | 2004-09-07 | General Electric Corporation | Turbine nozzle segment and method of repairing same |
JP3977976B2 (ja) * | 2000-01-26 | 2007-09-19 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン静翼の補修方法 |
US6553665B2 (en) * | 2000-03-08 | 2003-04-29 | General Electric Company | Stator vane assembly for a turbine and method for forming the assembly |
US6339878B1 (en) * | 2000-03-27 | 2002-01-22 | United Technologies Corporation | Method of repairing an airfoil |
US6394750B1 (en) * | 2000-04-03 | 2002-05-28 | United Technologies Corporation | Method and detail for processing a stator vane |
US6416278B1 (en) | 2000-11-16 | 2002-07-09 | General Electric Company | Turbine nozzle segment and method of repairing same |
US6685431B2 (en) * | 2001-10-24 | 2004-02-03 | United Technologies Corporation | Method for repairing a turbine vane |
JP3957214B2 (ja) * | 2001-11-30 | 2007-08-15 | 株式会社日立製作所 | 発電用ガスタービンの動翼の補修方法及び補修後のタービン動翼 |
US6793457B2 (en) | 2002-11-15 | 2004-09-21 | General Electric Company | Fabricated repair of cast nozzle |
US6905308B2 (en) | 2002-11-20 | 2005-06-14 | General Electric Company | Turbine nozzle segment and method of repairing same |
EP1489264A1 (de) * | 2003-06-18 | 2004-12-22 | Siemens Aktiengesellschaft | Modular aufgebaute Schaufel |
US6901758B2 (en) * | 2003-08-08 | 2005-06-07 | General Electric Company | Method for repairing an air cooled combustor liner segment edge portion and repaired segment |
US6994920B2 (en) * | 2003-10-31 | 2006-02-07 | General Electric Company | Fusion welding method and welded article |
US20050172485A1 (en) * | 2004-02-10 | 2005-08-11 | Ramsay Mussen | Method of repair for cast article |
US7278828B2 (en) * | 2004-09-22 | 2007-10-09 | General Electric Company | Repair method for plenum cover in a gas turbine engine |
US7172389B2 (en) * | 2004-11-16 | 2007-02-06 | General Electric Company | Method for making a repaired turbine engine stationary vane assembly and repaired assembly |
US7185433B2 (en) | 2004-12-17 | 2007-03-06 | General Electric Company | Turbine nozzle segment and method of repairing same |
US7146990B1 (en) * | 2005-07-26 | 2006-12-12 | Chromalloy Gas Turbine Corporation | Process for repairing sulfidation damaged turbine components |
US7540083B2 (en) * | 2005-09-28 | 2009-06-02 | Honeywell International Inc. | Method to modify an airfoil internal cooling circuit |
US7434313B2 (en) * | 2005-12-22 | 2008-10-14 | General Electric Company | Method for repairing a turbine engine vane assembly and repaired assembly |
DE102006034055A1 (de) | 2006-07-20 | 2008-01-24 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verfahren zur Reparatur eines Leitschaufelsegments für ein Strahltriebwerk |
US7581924B2 (en) * | 2006-07-27 | 2009-09-01 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vanes with airfoil-proximate cooling seam |
US7488157B2 (en) * | 2006-07-27 | 2009-02-10 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vane with removable platform inserts |
EP1892422A1 (de) * | 2006-08-25 | 2008-02-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterleitschauffel für einen Verdichter und Verfahren zum Wiederherstellen eines Verdichters |
US7959409B2 (en) * | 2007-03-01 | 2011-06-14 | Honeywell International Inc. | Repaired vane assemblies and methods of repairing vane assemblies |
US8220150B2 (en) * | 2007-05-22 | 2012-07-17 | United Technologies Corporation | Split vane cluster repair method |
US7798773B2 (en) * | 2007-08-06 | 2010-09-21 | United Technologies Corporation | Airfoil replacement repair |
JP2009041449A (ja) * | 2007-08-09 | 2009-02-26 | Hitachi Ltd | ガスタービン動翼の補修方法 |
US20090214335A1 (en) * | 2008-02-21 | 2009-08-27 | Long Merrell W | Method of repair for cantilevered stators |
US20090274562A1 (en) * | 2008-05-02 | 2009-11-05 | United Technologies Corporation | Coated turbine-stage nozzle segments |
US8083465B2 (en) * | 2008-09-05 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Repaired turbine exhaust strut heat shield vanes and repair methods |
US8245399B2 (en) * | 2009-01-20 | 2012-08-21 | United Technologies Corporation | Replacement of part of engine case with dissimilar material |
US8763403B2 (en) | 2010-11-19 | 2014-07-01 | United Technologies Corporation | Method for use with annular gas turbine engine component |
US9057271B2 (en) | 2011-11-04 | 2015-06-16 | Siemens Energy, Inc. | Splice insert repair for superalloy turbine blades |
US20130294904A1 (en) * | 2012-05-01 | 2013-11-07 | General Electric Company | Method of repairing a turbine component |
US9227277B2 (en) * | 2012-08-10 | 2016-01-05 | General Electric Company | Method for repairing a turbine diaphragm and diaphragm assembly resulting therefrom |
WO2014105604A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Angled cut to direct radiative heat load |
EP2938834A1 (en) | 2012-12-29 | 2015-11-04 | United Technologies Corporation | Bumper for seals in a turbine exhaust case |
US9631517B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-04-25 | United Technologies Corporation | Multi-piece fairing for monolithic turbine exhaust case |
US10378370B2 (en) | 2012-12-29 | 2019-08-13 | United Technologies Corporation | Mechanical linkage for segmented heat shield |
WO2014105603A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Multi-piece heat shield |
US9850774B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-12-26 | United Technologies Corporation | Flow diverter element and assembly |
WO2014143329A2 (en) | 2012-12-29 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Frame junction cooling holes |
WO2014137444A2 (en) | 2012-12-29 | 2014-09-12 | United Technologies Corporation | Multi-ply finger seal |
US10053998B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-08-21 | United Technologies Corporation | Multi-purpose gas turbine seal support and assembly |
WO2014105826A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Seal support disk and assembly |
WO2014105602A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Heat shield for a casing |
US9903216B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-02-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine seal assembly and seal support |
WO2014105657A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Mount with deflectable tabs |
WO2014105800A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine seal assembly and seal support |
US9903224B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-02-27 | United Technologies Corporation | Scupper channelling in gas turbine modules |
US9982564B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-05-29 | United Technologies Corporation | Turbine frame assembly and method of designing turbine frame assembly |
US10329956B2 (en) | 2012-12-29 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Multi-function boss for a turbine exhaust case |
US10006306B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-06-26 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case architecture |
EP2938857B2 (en) | 2012-12-29 | 2020-11-25 | United Technologies Corporation | Heat shield for cooling a strut |
GB2524443B (en) | 2012-12-31 | 2020-02-12 | United Technologies Corp | Turbine exhaust case multi-piece frame |
EP2938860B1 (en) | 2012-12-31 | 2018-08-29 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case multi-piece frame |
GB2524220B (en) | 2012-12-31 | 2020-05-20 | United Technologies Corp | Turbine exhaust case multi-piece frame |
WO2014197037A2 (en) * | 2013-03-11 | 2014-12-11 | United Technologies Corporation | Bench aft sub-assembly for turbine exhaust case fairing |
EP2781691A1 (en) * | 2013-03-19 | 2014-09-24 | Alstom Technology Ltd | Method for reconditioning a hot gas path part of a gas turbine |
US9416667B2 (en) * | 2013-11-22 | 2016-08-16 | General Electric Company | Modified turbine components with internally cooled supplemental elements and methods for making the same |
US10280768B2 (en) * | 2014-11-12 | 2019-05-07 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine blisk including ceramic matrix composite blades and methods of manufacture |
ITUA20161718A1 (it) * | 2016-03-16 | 2017-09-16 | Nuovo Pignone Tecnologie Srl | Parte di riparazione per un gruppo palare di una turbina a gas e metodo per riparare una pala danneggiata di un gruppo palare di una turbina a gas |
US10767501B2 (en) | 2016-04-21 | 2020-09-08 | General Electric Company | Article, component, and method of making a component |
CN109048220B (zh) * | 2018-08-31 | 2021-03-23 | 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 | 一种更换飞机发动机叶片的方法 |
US11994040B2 (en) | 2019-07-30 | 2024-05-28 | Siemens Energy, Inc. | System and method for repairing high-temperature gas turbine components |
US11795832B2 (en) | 2019-11-13 | 2023-10-24 | Siemens Energy, Inc. | System and method for repairing high-temperature gas turbine components |
CN111173570B (zh) * | 2019-12-30 | 2022-10-25 | 中国南方航空股份有限公司 | 一种涡轮叶片的更换方法 |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3215511A (en) * | 1962-03-30 | 1965-11-02 | Union Carbide Corp | Gas turbine nozzle vane and like articles |
GB1005140A (en) * | 1962-10-18 | 1965-09-22 | Stal Laval Turbin Ab | Radial-flow turbine or radial-flow compressor blades |
GB1088032A (en) * | 1964-06-12 | 1967-10-18 | English Electric Co Ltd | Turbine blades |
US3394918A (en) * | 1966-04-13 | 1968-07-30 | Howmet Corp | Bimetallic airfoils |
US3574924A (en) * | 1968-10-28 | 1971-04-13 | North American Rockwell | Solid state repair method and means |
BE755567A (fr) * | 1969-12-01 | 1971-02-15 | Gen Electric | Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe |
US3650635A (en) * | 1970-03-09 | 1972-03-21 | Chromalloy American Corp | Turbine vanes |
US3802046A (en) * | 1972-01-27 | 1974-04-09 | Chromalloy American Corp | Method of making or reconditioning a turbine-nozzle or the like assembly |
CA989153A (en) * | 1972-08-22 | 1976-05-18 | John M. Aartman | Guide vane repair |
US4098450A (en) * | 1977-03-17 | 1978-07-04 | General Electric Company | Superalloy article cleaning and repair method |
US4214355A (en) * | 1977-12-21 | 1980-07-29 | General Electric Company | Method for repairing a turbomachinery blade tip |
JPS54106708A (en) * | 1978-02-09 | 1979-08-22 | Toshiba Corp | Turbine blade |
-
1980
- 1980-03-19 US US06/131,607 patent/US4305697A/en not_active Expired - Lifetime
- 1980-12-19 CA CA000367191A patent/CA1162722A/en not_active Expired
-
1981
- 1981-02-23 GB GB8105593A patent/GB2071777B/en not_active Expired
- 1981-02-26 IL IL62219A patent/IL62219A/xx not_active IP Right Cessation
- 1981-03-17 DE DE19813110180 patent/DE3110180A1/de active Granted
- 1981-03-18 JP JP3802581A patent/JPS56154106A/ja active Granted
- 1981-03-19 FR FR8105474A patent/FR2478734A1/fr active Granted
- 1981-03-19 IT IT20584/81A patent/IT1139323B/it active
- 1981-03-19 NL NLAANVRAGE8101356,A patent/NL188813C/nl not_active IP Right Cessation
- 1981-09-11 AU AU75193/81A patent/AU555653B2/en not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
AU555653B2 (en) | 1986-10-02 |
GB2071777B (en) | 1983-08-17 |
IL62219A (en) | 1983-06-15 |
FR2478734A1 (fr) | 1981-09-25 |
NL188813B (nl) | 1992-05-06 |
JPS64562B2 (nl) | 1989-01-06 |
DE3110180C2 (nl) | 1992-07-30 |
FR2478734B1 (nl) | 1985-04-05 |
IL62219A0 (en) | 1981-03-31 |
DE3110180A1 (de) | 1982-02-18 |
IT8120584A0 (it) | 1981-03-19 |
IT1139323B (it) | 1986-09-24 |
US4305697A (en) | 1981-12-15 |
AU7519381A (en) | 1983-03-17 |
NL188813C (nl) | 1992-10-01 |
JPS56154106A (en) | 1981-11-28 |
GB2071777A (en) | 1981-09-23 |
CA1162722A (en) | 1984-02-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
NL8101356A (nl) | Werkwijze voor het repareren van een luchtgekoeld schoepsamenstel. | |
NL8101355A (nl) | Werkwijze voor het repareren van een gasturbineschoep en een ter vervanging dienend schoepelement. | |
KR100639450B1 (ko) | 내마모성 표면경화 합금의 부착 방법, 터빈 블레이드의 일부의 재생 방법 및 터빈 블레이드 | |
US4822248A (en) | Rebuilt shrouded turbine blade and method of rebuilding the same | |
EP1721697B2 (en) | Superalloy repair methods and inserts | |
RU2563907C2 (ru) | Способ изготовления металлической вставки для защиты передней кромки из композитного материала | |
JP5248495B2 (ja) | タービンブレードを補修するための方法 | |
EP0850718B1 (en) | Process for linear friction welding | |
US5083903A (en) | Shroud insert for turbomachinery blade | |
US20070044306A1 (en) | Superalloy repair methods | |
JP2006315083A (ja) | 超合金修復方法及びインサート部材 | |
NL8601474A (nl) | Werkwijze voor de reparatie van een onderdeel dat een uitsteeksel heeft. | |
CN103962670A (zh) | 钎焊工艺、钎焊布置和钎焊制品 | |
EP1950380A1 (en) | Turbine blade | |
CN104511674A (zh) | 硬钎焊方法 | |
JPH0753325B2 (ja) | 蒸気タービン及びその製造方法 | |
US2787049A (en) | Process of fabricating blades for turbines, compressors and the like | |
JP2000501657A (ja) | 金属構造部品特にタービン翼のクラック除去方法並びにタービン翼 | |
NL9301335A (nl) | Werkwijze voor het tot stand brengen van een lasverbinding van bouwelementen voor turbomachines, in het bijzonder voor reparatiedoeleinden aan bouwelementen. | |
JP7012474B2 (ja) | タービン構成要素及びタービン構成要素を形成するための方法 | |
EP1952917A2 (en) | A method of manufacturing a component by consolidating powder material | |
US3110952A (en) | Carbide tipped saw blade | |
CN114555911A (zh) | 用于飞行器涡轮发动机叶片的修复焊接的方法 | |
EP1495829B1 (en) | Method of linear friction welding of blades to aerofoil blisks and blade having a root with a taper ratio less than 2 | |
KR20210143898A (ko) | 복합 팁 붕소계 사전 소결된 프리폼을 사용하는 터빈 컴포넌트의 팁 수리 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A85 | Still pending on 85-01-01 | ||
BA | A request for search or an international-type search has been filed | ||
BB | A search report has been drawn up | ||
BC | A request for examination has been filed | ||
R2I | Withdrawn after publication | ||
BK | Erratum |
Free format text: PAT.BUL.23/94,HEADING R,SECTION 2,PAGE 4129;THE NUMBER OF THE EXAMINED PATENT APPLICATION "188813" CORR."188013" |
|
V4 | Discontinued because of reaching the maximum lifetime of a patent |
Free format text: 20010319 |