RU2311536C2

RU2311536C2 - Component of turbine engine (versions) and method of manufacture of surface machined component of turbine engine (versions)

Info

Publication number: RU2311536C2
Application number: RU2005141138/06A
Authority: RU
Inventors: Хироюки ОТИАИ (JP); Хироюки ОТИАИ; Мицутоси ВАТАНАБЕ (JP); Мицутоси ВАТАНАБЕ; Акихиро ГОТО (JP); Акихиро ГОТО; Масао АКИЙОСИ (JP); Масао АКИЙОСИ
Original assignee: Исикавадзима-Харима Хэви Индастриз Ко., Лтд.; Мицубиси Денки Кабусики Кайся
Priority date: 2003-06-10
Filing date: 2004-06-10
Publication date: 2007-11-27
Also published as: RU2005141138A

Abstract

FIELD: gas-turbine engines.

SUBSTANCE: invention contains description of formation of oxidation resistant and abrasion resistant protective coating on treated part of component main body by means of electrode consisting of powder mix-formed body including powder resistant to metal oxidation and ceramic powder, or consisting of thermal treated formed, body, by means of impulse electric discharge between electrode and treated part of main body of component. As a result, electrode material provides settling, diffusion and/or welding of treated part of main body of component owing to energy of electric discharge.

EFFECT: increased abrasion resistance and oxidation resistance.

25 cl, 17 dwg

Description

Изобретение относится к компоненту турбины, газотурбинному двигателю, способу изготовления компонента турбины, компоненту лопатки, металлическому компоненту и паротурбинному двигателю.The invention relates to a turbine component, a gas turbine engine, a method for manufacturing a turbine component, a blade component, a metal component and a steam turbine engine.

Лопатка ротора турбины, применяемая в газотурбинном двигателе для реактивного двигателя или т.п., является одним из компонентов турбины и имеет основное тело лопатки турбины ротора в качестве основного тела компонента. Подлежащие обработке части основного тела лопатки ротора турбины в лопатке ротора турбины проходят обработку их поверхности для получения локальной прочности на истирание и стойкости к окислению; причем здесь термин «истирание» означает способность к легкому истиранию воздействуемого объекта.The turbine rotor blade used in a gas turbine engine for a jet engine or the like is one of the components of the turbine and has the main body of the rotor turbine blades as the main body of the component. The parts of the main body of the turbine rotor blade to be processed in the turbine rotor blade undergo surface treatment to obtain local abrasion resistance and oxidation resistance; and here the term "abrasion" means the ability to lightly abrade the affected object.

В частности, необрабатываемые части основного тела лопатки ротора турбины можно закрыть маской. И при помощи стойкого к окислению металла, в качестве материала для напыления, на обрабатываемых напылением частях основного тела лопатки ротора турбины формируют основное стойкое к окислению покрытие. Затем с помощью керамического материала, в качестве материала для напыления, формируют напылением твердое защитное покрытие на основном покрытии.In particular, the untreated parts of the main body of the turbine rotor blade can be masked. And with the help of oxidation-resistant metal, as a material for spraying, on the parts to be treated by spraying the main body of the turbine rotor blades, the main oxidation-resistant coating is formed. Then, using a ceramic material, as a material for spraying, a hard protective coating is formed by spraying on the main coating.

Поскольку такие покрытия, как основное покрытие и защитное покрытие, формируют напылением, то необходимы такие виды предварительной обработки, как струйная обработка, приклеивание маскирующей ленты, и такие сопутствующие формированию покрытий операции и последующая обработка, как снятие маскирующей ленты и последующее формирование покрытий. По этой причине увеличивается число технологических этапов, необходимых для изготовления лопатки ротора турбины, в результате чего время изготовления лопатки ротора турбины увеличивается, и поэтому существует проблема повышения производительности изготовления лопаток ротора турбины.Since coatings such as the basecoat and the protective coating are spray-formed, pre-treatments such as blasting, masking tape bonding, and such operations accompanying coating formation and subsequent processing as masking tape removal and subsequent coating formation are necessary. For this reason, the number of process steps necessary for the manufacture of a turbine rotor blade increases, as a result of which the production time of a turbine rotor blade increases, and therefore there is a problem of increasing the production capacity of a turbine rotor blade.

Причем по этой же причине существуют проблемы отслаивания с основного тела лопатки ротора турбины и нестабильности качества лопатки ротора турбины.And for the same reason, there are problems of delamination from the main body of the turbine rotor blades and the instability of the quality of the turbine rotor blades.

При этом упомянутые проблемы не ограничиваются лопаткой ротора турбины и также возникают в любых компонентах турбины и в других металлических компонентах, включающих в себя компоненты турбины.Moreover, the problems mentioned are not limited to the turbine rotor blade and also arise in any turbine components and in other metal components including turbine components.

Согласно одному объекту настоящего изобретения создан компонент турбинного двигателя, содержащий: основное тело, имеющее часть, подлежащую обработке, и защитное покрытие, нанесенное на часть и включающее в себя один или более стойких к окислению металлов и один ли более керамических материалов, причем стойкие к окислению металлы выбираются из группы, состоящей из: NiCr сплавов и сплавов M-CrAlY, где М представляет один или более металлических элементов, выбранных из группы, состоящей из Со и Ni, и образована посредством обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом, включающим в себя стойкие к окислению металлы и керамические материалы.According to one aspect of the present invention, a turbine engine component is provided comprising: a main body having a part to be treated and a protective coating applied to the part and including one or more oxidation-resistant metals and one or more ceramic materials, moreover, oxidation-resistant metals are selected from the group consisting of: NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni, and is formed by treating the part as a blank The electric discharge installation is covered by an electrode, which includes oxidation-resistant metals and ceramic materials.

Предпочтительно керамические материалы выбраны из группы, состоящей из: cBN, TiC, TiN, TiAlN, TiB₂, WC, SiC, Si₃N₄, Cr₃С₂, Al₂O₃, ZrO₂-Y, ZrC, VC и В₄С.Preferably, the ceramic materials are selected from the group consisting of: cBN, TiC, TiN, TiAlN, TiB ₂ , WC, SiC, Si ₃ N ₄ , Cr ₃ C ₂ , Al ₂ O ₃ , ZrO ₂ -Y, ZrC, VC and B ₄ S.

Предпочтительно часть выбрана из группы, состоящей из концевого участка лопатки ротора турбины, боковой стенки высокого давления лопатки ротора, боковой стенки всасывания лопатки ротора и концевого уплотнения бандажа.Preferably, the portion is selected from the group consisting of the end portion of the turbine rotor blade, the high pressure side wall of the rotor blade, the suction side wall of the rotor blade, and the end seal of the bandage.

Предпочтительно компонент дополнительно содержит основное покрытие, расположенное между частью и защитным покрытием и включающее в себя SiC, образованный обработкой части как заготовки электроразрядной установки электродом из Si в жидкости, включающей алкановые углеводороды.Preferably, the component further comprises a main coating located between the part and the protective coating and including SiC formed by treating the part as a billet of an electric-discharge installation with a Si electrode in a liquid including alkane hydrocarbons.

Согласно другому объекту настоящего изобретения создан способ изготовления поверхностно обработанного компонента турбинного двигателя, при котором: используют прессованный порошок из смеси, включающей один или более стойких к окислению металлов и один или более керамических материалов как электрод, и формируют защитное покрытие на части необработанного компонента посредством обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом.According to another aspect of the present invention, there is provided a method for manufacturing a surface-treated component of a turbine engine, wherein: a pressed powder is used from a mixture comprising one or more oxidation-resistant metals and one or more ceramic materials as an electrode, and a protective coating is formed on a portion of the untreated component by processing parts as blanks of an electric discharge installation by an electrode.

Предпочтительно стойкие к окислению металлы выбирают из группы, состоящей из: NiCr сплавов и сплавов M-CrAlY, где М представляет один или более металлических элементов, выбранных из группы, состоящей из Со и Ni, а керамические материалы выбирают из группы, состоящей из: cBN, TiC, TiN, TiAlN, TiB₂, WC, SiC, Si₃N₄, Cr₃С₂, Al₂O₃, ZrO₂-Y, ZrC, VC и В₄С.Preferably, the oxidation-resistant metals are selected from the group consisting of: NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni, and the ceramic materials are selected from the group consisting of: cBN , TiC, TiN, TiAlN, TiB ₂ , WC, SiC, Si ₃ N ₄ , Cr ₃ C ₂ , Al ₂ O ₃ , ZrO ₂ -Y, ZrC, VC and B ₄ C.

Предпочтительно дополнительно формируют второе защитное покрытие на защитном покрытии и второй части компонента, образуя защитное покрытие любым способом, выбранным из группы, состоящей из алюминирования, хромирования, осаждения и конденсации из газовой фазы.Preferably, a second protective coating is additionally formed on the protective coating and the second part of the component, forming a protective coating by any method selected from the group consisting of aluminization, chromium plating, deposition and condensation from the gas phase.

Предпочтительно описанным выше способом изготовляют компонент турбинного двигателя.Preferably, a turbine engine component is manufactured in the manner described above.

Согласно еще одному объекту настоящего изобретения создан компонент турбинного двигателя, содержащий основное тело, имеющее часть, подлежащую обработке, основное покрытие, нанесенное на часть, промежуточное покрытие, нанесенное на основное покрытие и включающее в себя один или более материалов наполнителя, выбранных из группы, состоящей из: SiC и MoSi₂, и защитное покрытие, нанесенное на основное покрытие и промежуточное покрытие и включающее в себя один или более защитных материалов, выбранных из группы, состоящей из оксидной керамики, cBN и стойких к окислению металлов, и образованное посредством обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом.According to another aspect of the present invention, a turbine engine component is provided comprising a main body having a part to be treated, a main coating applied to a part, an intermediate coating applied to the main coating and including one or more filler materials selected from the group consisting of from: SiC and MoSi ₂ , and a protective coating applied to the main coating and the intermediate coating and including one or more protective materials selected from the group consisting of oxide ceramics, cBN and resistant to oxidation of metals, and formed by treating the part as a blank of an electric-discharge installation with an electrode.

Предпочтительно стойкие к окислению металлы выбраны из группы, состоящей из: NiCr сплавов и сплавов M-CrAlY, где М представляет один или более металлических элементов, выбранных из группы, состоящей из Со и Ni.Preferably, the oxidation-resistant metals are selected from the group consisting of: NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni.

Предпочтительно основное покрытие образовано посредством обработки части как заготовки электроразрядной установки.Preferably, the base coat is formed by treating the part as a blank of an electric discharge installation.

Предпочтительно промежуточное покрытие образовано посредством любого способа, выбранного из группы, состоящей из: обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом из Si в жидкости, включающей алкановые углеводороды, и обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом из одного или более материалов наполнителя, выбранных из группы, состоящей из SiC и MoSi₂.Preferably, the intermediate coating is formed by any method selected from the group consisting of: treating the part as a billet of an electric discharge installation with an Si electrode in a liquid including alkane hydrocarbons, and treating the part as a billet of an electric discharge installation with an electrode of one or more filler materials selected from the group, consisting of SiC and MoSi ₂ .

Согласно еще одному объекту настоящего изобретения создан компонент турбинного двигателя, содержащий основное тело, имеющее часть, подлежащую обработке, основное покрытие, нанесенное на часть, защитное покрытие, нанесенное на основное покрытие и промежуточное покрытие и включающее в себя один или более защитных материалов, выбранных из группы, состоящей из оксидной керамики, cBN и стойких к окислению металлов, и образованное посредством обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом, и наполнитель, включающий в себя аморфный SiO₂, заполняющий поры защитного покрытия.According to yet another aspect of the present invention, a turbine engine component is provided comprising a main body having a part to be treated, a main coating applied to a part, a protective coating applied to the main coating and an intermediate coating, and including one or more protective materials selected from a group consisting of oxide ceramics, cBN and oxidation-resistant metals, and formed by treating the part as a blank of an electric-discharge installation with an electrode, and a filler including amorphous SiO _2, filling the pores of the protective coating.

Предпочтительно стойкие к окислению металлы выбираются из группы, состоящей из: NiCr сплавов и сплавов M-CrAlY, где М представляет один или более металлических элементов, выбранных из группы, состоящей из Со и Ni.Preferably, the oxidation resistant metals are selected from the group consisting of: NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni.

Согласно еще одному объекту настоящего изобретения создан способ изготовления поверхностно обработанного компонента турбинного двигателя, при котором формируют основное покрытие на части необработанного покрытия посредством обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом из стойкого к окислению металла, формируют промежуточное покрытие, нанесенное на основное покрытие и включающее в себя один или более материалов наполнителя, выбранного из группы, состоящей из SiC и MoSi₂, причем промежуточное покрытие образовано любым способом, выбранным из группы, состоящей из: обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом из Si в жидкости, включающей алкановые углеводороды, и обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом из одного или более материалов наполнителя, выбранных из группы, состоящей из SiC и MoSi₂, и формируют защитное покрытие на основном покрытии и промежуточном покрытии посредством обработки основного покрытия и промежуточного покрытия как заготовки электроразрядной установки электродом из одного или более защитных материалов, выбранных из группы, состоящей из: оксидной керамики, cBN и стойких к окислению металлов.According to yet another aspect of the present invention, there is provided a method for manufacturing a surface-treated component of a turbine engine, in which a base coating is formed on a portion of the untreated coating by treating the portion as a billet of an electric-discharge installation with an oxidation-resistant metal electrode, and forming an intermediate coating applied to the base coating and including one or more filler materials selected from the group consisting of SiC and MoSi _2, wherein the intermediate coating is formed any method selected from the group consisting of: a processing portion as the blank discharge installation electrode of Si in a liquid consisting of alkane hydrocarbons and processing portion as the blank discharge installation electrode of one or more filler materials selected from the group consisting of SiC and MoSi _2, and form a protective coating on the primary coating and intermediate coating by treating the base coating and intermediate coating as a preform discharge electrode from one installation yl more protective materials selected from the group consisting of oxide ceramics, cBN and oxidation resistant metals.

Предпочтительно стойкие к окислению металлы выбирают из группы, состоящей из: NiCr сплавов и сплавов M-CrAlY, где М представляет один или более металлических элементов, выбранных из группы, состоящей из Со и Ni, а оксидная керамика является цирконием, стабилизированным иттрием.Preferably, the oxidation-resistant metals are selected from the group consisting of: NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni, and the oxide ceramic is yttrium stabilized zirconium.

Предпочтительно описанным выше способом изготавливают компонент турбинного двигателя.Preferably, a turbine engine component is manufactured in the manner described above.

Согласно еще одному объекту настоящего изобретения создан способ изготовления поверхностно обработанного компонента турбинного двигателя, при котором формируют основное покрытие на части необработанного компонента посредством обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом из стойкого к окислению металла, формируют защитное покрытие, нанесенное на основное покрытие и промежуточное покрытие, посредством обработки основного покрытия и промежуточного покрытия как заготовки электроразрядной установки электродом из одного или более защитных материалов, выбранных из группы, состоящей из: оксидной керамики, cBN и стойких к окислению металлов, и закрывают поры защитного покрытия посредством наполнения порошка SiO₂ или MoSi₂ в поры и нагревания части, достаточного для превращения порошка в аморфный SiO₂.According to yet another aspect of the present invention, there is provided a method for manufacturing a surface-treated component of a turbine engine, in which a base coating is formed on a portion of the untreated component by treating the portion as a blank of an electric discharge installation with an oxidation-resistant metal electrode, forming a protective coating applied to the base coating and the intermediate coating, by treating the main coating and the intermediate coating as a blank of an electrode-discharge installation m from one or more protective materials selected from the group consisting of oxide ceramics, cBN and oxidation resistant metals, and close pores of the protective coating by powder SiO ₂ or MoSi ₂ filling the pores and heating the portion sufficient to convert the powder into amorphous SiO ₂ .

Согласно еще одному объекту настоящего изобретения создан способ изготовления поверхностного обработанного компонента турбинного двигателя, при котором формируют покрытие, включающее в себя SiC и нанесенное на часть необработанного компонента, посредством обработки части как заготовки электроразрядной установки электродом из Si в жидкости, включающей алкановые углеводороды.According to another aspect of the present invention, there is provided a method for manufacturing a surface treated component of a turbine engine, in which a coating comprising SiC and applied to a portion of the untreated component is formed by treating the part as a blank of an electric discharge installation with a Si electrode in a liquid including alkane hydrocarbons.

Далее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:The invention will now be described in more detail with reference to the accompanying drawings, in which:

Фиг.1 - схематическое изображение газотурбинного двигателя согласно вариантам осуществления настоящего изобретения.1 is a schematic illustration of a gas turbine engine according to embodiments of the present invention.

Фиг.2 - вид сбоку лопатки ротора турбины согласно первому варианту осуществления.FIG. 2 is a side view of a blade of a turbine rotor according to a first embodiment.

Фиг.3 - вид сбоку электроэрозионной установки согласно вариантам осуществления настоящего изобретения.Figure 3 is a side view of an EDM installation according to embodiments of the present invention.

Фиг.4(а) и 4(b) иллюстрирует способ изготовления компонента турбины согласно первому варианту осуществления.4 (a) and 4 (b) illustrate a method of manufacturing a turbine component according to a first embodiment.

Фиг.5 - вид сбоку лопатки ротора турбины согласно модифицированному первому варианту осуществления.5 is a side view of a blade of a turbine rotor according to a modified first embodiment.

Фиг.6 - вид сбоку лопатки ротора турбины согласно второму варианту осуществления.6 is a side view of a blade of a turbine rotor according to a second embodiment.

Фиг.7(а) и 7(b) иллюстрируют способ поверхностной обработки в соответствии со вторым вариантом осуществления.7 (a) and 7 (b) illustrate a surface treatment method in accordance with a second embodiment.

Фиг.8(а) - чертеж, выполненный по линии VIIIA-VIIIA, с Фиг.8(b); и Фиг.8(b) - вид сбоку лопатки ротора турбины согласно третьему варианту осуществления.Fig. 8 (a) is a drawing taken along line VIIIA-VIIIA, with Fig. 8 (b); and FIG. 8 (b) is a side view of a blade of a turbine rotor according to a third embodiment.

Фиг.9(а) и 9(b) - иллюстрируют способ обработки поверхности согласно третьему варианту осуществления.9 (a) and 9 (b) illustrate a surface treatment method according to a third embodiment.

Фиг.10 - вид сбоку лопатки ротора турбины согласно четвертому варианту осуществления.10 is a side view of a blade of a turbine rotor according to a fourth embodiment.

Фиг.11(а) и Фиг.11(b) - иллюстрируют способ обработки поверхности согласно четвертому варианту осуществления.11 (a) and 11 (b) illustrate a surface treatment method according to a fourth embodiment.

Фиг.12(а) и 12(b) - иллюстрируют способ обработки поверхности согласно модифицированному четвертому варианту осуществления.12 (a) and 12 (b) illustrate a surface treatment method according to a modified fourth embodiment.

Фиг.13 - схематический вид газотурбинного двигателя согласно пятому варианту осуществления.13 is a schematic view of a gas turbine engine according to a fifth embodiment.

Фиг.14 - вид сбоку лопатки ротора турбины согласно пятому варианту осуществления.Fig. 14 is a side view of a blade of a turbine rotor according to a fifth embodiment.

Фиг.15 (а) - горизонтальная проекция Фиг.15(b); и Фиг.15(b) иллюстрирует способ обработки поверхности согласно пятому варианту осуществления.Fig. 15 (a) is a horizontal projection of Fig. 15 (b); and FIG. 15 (b) illustrates a surface treatment method according to a fifth embodiment.

Фиг.16(а) - горизонтальная проекция Фиг.16(b); и Фиг.16(b) иллюстрирует способ обработки поверхности согласно пятому варианту осуществления.Fig. 16 (a) is a horizontal projection of Fig. 16 (b); and FIG. 16 (b) illustrates a surface treatment method according to a fifth embodiment.

Фиг.17 - вид сбоку лопатки ротора турбины согласно модифицированному пятому варианту осуществления.17 is a side view of a blade of a turbine rotor according to a modified fifth embodiment.

Ниже приводится подробное описание некоторых вариантов осуществления настоящего изобретения со ссылкой на прилагаемые чертежи. На чертежах: обозначение FF указывает направление вперед, FR указывает направление назад. В описании: термин «поперечное направление» обозначает направление по оси X; термин «горизонтальное направление» обозначает направлении по оси Y; и термин «вертикальное направление» обозначает направление по оси Z.The following is a detailed description of some embodiments of the present invention with reference to the accompanying drawings. In the drawings: the designation FF indicates a forward direction, FR indicates a reverse direction. In the description: the term "transverse direction" refers to the direction along the X axis; the term "horizontal direction" refers to the direction along the Y axis; and the term "vertical direction" refers to the direction along the Z axis.

ПЕРВЫЙ ВАРИАНТ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯFIRST OPTION FOR CARRYING OUT THE INVENTION

Первый вариант осуществления далее раскрывается со ссылкой на Фиг.1, 2, 3, 4(а) и 4(b).The first embodiment is further disclosed with reference to FIGS. 1, 2, 3, 4 (a) and 4 (b).

Согласно Фиг.1 и 2: лопатка 1 ротора турбины согласно первому варианту осуществления является одним из компонентов турбины, используемых в газотурбинном двигателе 3 реактивного двигателя и вращаемых вокруг осевого центра 3с газотурбинного двигателя 3.According to FIGS. 1 and 2: a turbine rotor blade 1 according to a first embodiment is one of the turbine components used in a jet engine gas turbine engine 3 and rotated around the axial center 3c of the gas turbine engine 3.

Лопатка 1 ротора турбины имеет основное тело 5 лопатки ротора в качестве основного тела компонента, и основное тело 5 лопатки ротора состоит из лопатки 7 ротора, платформы 9, образованной в едином теле с ближней стороной лопатки 7 ротора, и из соединения ласточкиным хвостом 11, образованного на платформе 9. При этом платформа 9 имеет поверхность 9f протока для газа сгорания, а соединение ласточкиным хвостом 11 восполнено с возможностью зацепления с желобом соединения ласточкиным хвостом (не показано) турбинного диска (не показан). При этом концевая часть лопатки 7 ротора является обрабатываемой частью.The turbine rotor blade 1 has the main body 5 of the rotor blade as the main body of the component, and the main body 5 of the rotor blade consists of the rotor blade 7, the platform 9, formed in a single body with the proximal side of the rotor blade 7, and from the connection dovetail 11 formed on the platform 9. In this case, the platform 9 has a duct surface 9f for the combustion gas, and the dovetail connection 11 is made up with the possibility of engagement with the gutter connection of the turbine disk (not shown) with a dovetail (not shown). In this case, the end part of the rotor blade 7 is a machined part.

Как будет раскрыто ниже, защитное покрытие 13 обладающего новизной состава, имеющего прочность на истирание и стойкость к окислению, сформировано на концевой части лопатки 7, и поверхность защитного покрытия 13 проходит обработку нагартовкой. То есть на основе нового способа обработки поверхности согласно первому варианту осуществления его выполняют на концевой части лопатки 7 для обеспечения стойкости к окислению и прочности на истирание.As will be described below, a protective coating 13 having a novel composition having abrasion resistance and oxidation resistance is formed on the end portion of the blade 7, and the surface of the protective coating 13 undergoes a hardening treatment. That is, based on the new surface treatment method according to the first embodiment, it is performed on the end portion of the blade 7 to provide oxidation resistance and abrasion resistance.

Согласно Фиг.3 электроэрозионная установка 15 в соответствии с настоящим изобретением является устройством для обработки поверхности части основного тела такого компонента турбины, как концевая часть лопатки 7 ротора, и имеет основание 17 с габаритами по осям Х и Y. Основание 17 имеет стол 19, подвижный в направлении оси Х и приводимый в движение серводвигателем (не показан) по оси X, и приводимый в движение серводвигателем (не показан) по оси Y для перемещения в направлении оси Y.According to Figure 3, the EDM 15 in accordance with the present invention is a device for surface treatment of a part of the main body of such a turbine component as the end part of the rotor blade 7, and has a base 17 with dimensions along the X and Y axes. The base 17 has a table 19, movable in the direction of the X axis and driven by a servomotor (not shown) along the X axis, and driven by a servomotor (not shown) along the Y axis to move in the direction of the Y axis.

Стол 19 имеет обрабатывающую емкость 21, содержащую такую электроизолирующую жидкость S, как технологическое масло; и, в обрабатывающей емкости 21, опорную пластину 23. Опорная пластина 23 имеет зажимное приспособление 25, в котором крепится такое основное тело компонента, как основное тело 5 лопатки ротора; при этом зажимное приспособление 25 электрически соединено с источником электропитания.Table 19 has a processing tank 21 containing an electrically insulating liquid S such as a process oil; and, in the processing vessel 21, a support plate 23. The support plate 23 has a clamping device 25 in which a main body of the component such as the main body 5 of the rotor blade is attached; wherein the jig 25 is electrically connected to the power source.

Над основанием 17 обрабатывающая головка 29 имеет установочную стойку (не показана), причем обрабатывающая головка 29 выполнена с возможностью перемещения в направлении оси Z при помощи привода серводвигателя (не показан) оси Z. Обрабатывающая головка 29 имеет опорный элемент 37, на котором устанавливается электрод 31. При этом опорный элемент 37 электрически соединен с источником электропитания 27.Above the base 17, the machining head 29 has a mounting stand (not shown), wherein the machining head 29 is movable in the Z axis direction by means of a servo motor (not shown) of the Z axis. The machining head 29 has a support element 37 on which the electrode 31 is mounted . In this case, the support member 37 is electrically connected to the power supply 27.

Электрод 31 состоит из формованного тела, сформованного прессованием порошковой смеси из порошка стойкого к окислению металла и керамического порошка; или состоит из прошедшего термообработку в вакуумной печи или т.п. формованного тела. Вместо формования прессованием электрод 31 можно выполнить методом литья суспензии, литья металла под давлением, напыления и т.п.The electrode 31 consists of a molded body formed by pressing a powder mixture of oxidation-resistant metal powder and ceramic powder; or consists of heat-treated in a vacuum oven or the like. molded body. Instead of compression molding, the electrode 31 can be made by casting a slurry, casting a metal under pressure, spraying, and the like.

Стойкий к окислению металл, образующий электрод 31, обозначает один или более металлов в виде сплавов M-CrAlY и NiCr. Причем М в M-CrAlY обозначает Со, Ni, или и Со, и Ni; в частности M-CrAlY обозначает CoCrAlY, NiCrAlY, CoNiCrAlY или NiCoCrAlY. При этом Si может образовывать эвтектику с Ni при температуре выше 1000°С, M-CrAlY предпочтительно является CoCrAlY или CoNiCrAlY.The oxidation resistant metal forming electrode 31 denotes one or more metals in the form of M-CrAlY and NiCr alloys. Moreover, M in M-CrAlY denotes Co, Ni, or both Co and Ni; in particular, M-CrAlY is CoCrAlY, NiCrAlY, CoNiCrAlY or NiCoCrAlY. While Si can form a eutectic with Ni at temperatures above 1000 ° C, M-CrAlY is preferably CoCrAlY or CoNiCrAlY.

Керамический материал, входящий в состав электрода 31, является любым одним материалом или материалами из числа следующих: cBN, TiC, TiN, TiAlN, TiB₂, WC, SiC, Si₃N₄, Cr₃С₂, Al₂O₃, ZrO₂-Y, ZrC, VC и B₄O.The ceramic material included in the electrode 31 is any one of the following materials or materials: cBN, TiC, TiN, TiAlN, TiB ₂ , WC, SiC, Si ₃ N ₄ , Cr ₃ C ₂ , Al ₂ O ₃ , ZrO _2- Y, ZrC, VC and B ₄ O.

Таблица 1 показывает твердость по Виккерсу cBN, различных карбидов и оксидов при комнатной температуре.Table 1 shows the Vickers hardness of cBN, various carbides and oxides at room temperature.

Таблица 1
Твердость по Виккерсу (комнатная температура)Table 1
Vickers hardness (room temperature) cBNcBN TiCTic WCWC SiCSiC Cr₃С₂ Cr ₃ C ₂ Al₂O₃ Al ₂ O ₃ ZrO₂ ZrO ₂ 45004500 32003200 22002200 24002400 22802280 19001900 13001300

Оконечность электрода 31 имеет форму, аналогичную концевой части лопатки 7.The tip of the electrode 31 has a shape similar to the end portion of the blade 7.

Способ изготовления компонента турбины согласно первому варианту осуществления изобретения представляет собой способ изготовления лопатки 1 ротора турбины, который включает в себя (I) этап формирования основного тела, (II) этап формирования покрытия и (III) этап нагартовки. Причем (II) этап формирования покрытия и (III) этап нагартовки основаны на новом способе обработки поверхности в соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.A method for manufacturing a turbine component according to a first embodiment of the invention is a method for manufacturing a turbine rotor blade 1, which includes (I) a step for forming a main body, (II) a step for forming a coating, and (III) a step for charging. Moreover, (II) the step of forming the coating and (III) the step of air-blasting are based on a new surface treatment method in accordance with the first embodiment of the present invention.

(I) ЭТАП ФОРМИРОВАНИЯ ОСНОВНОГО ТЕЛА(I) STAGE FORMING THE BASIC BODY

Согласно Фиг.4(а): главная часть основного тела лопатки ротора формируется штамповкой или литьем. Причем остальная часть, например наружная часть соединения 11 ласточкиным хвостом лопатки 5 ротора, изготавливается станочной обработкой, например шлифованием.According to Figure 4 (a): the main part of the main body of the rotor blades is formed by stamping or casting. Moreover, the rest, for example the outer part of the connection 11 with the dovetail of the rotor blade 5, is made by machining, for example grinding.

(II) ЭТАП ФОРМИРОВАНИЯ ПОКРЫТИЯ(II) STAGE FORMING COATING

После завершения этапа (I) формирования основного тела основное тело 5 лопатки ротора устанавливают в зажимном приспособлении 25, чтобы направить концевую часть аэродинамического профиля 7 вверх. Затем за счет действия серводвигателя оси Х и серводвигателя оси Y стол 19 перемещается в направлении оси Х и направлении оси Y, чтобы установить основное тело 5 лопатки ротора таким образом, чтобы концевая часть лопатки 7 была напротив электрода 31. При этом возможно, что стол 19 нужно будет перемещать в любом направлении оси Х и направлении оси Y.After completion of stage (I) of the formation of the main body, the main body 5 of the rotor blades is installed in the clamping device 25 to direct the end part of the aerodynamic profile 7 up. Then, due to the action of the X-axis servomotor and the Y-axis servomotor, the table 19 moves in the X-axis direction and the Y-axis direction in order to install the main body 5 of the rotor blade so that the end part of the blade 7 is opposite the electrode 31. It is possible that the table 19 will need to be moved in either direction of the x-axis and the direction of the y-axis.

Импульсный электрический разряд формируется между электродом 31 и концевой частью лопатки 7. При этом, согласно Фиг.4(b), при помощи энергии электрического разряда материал электрода 31 или реагирующее вещество материала электрода выполняет напыление, диффузию и/или сварку на концевой части лопатки 7, в результате чего образуется защитное покрытие 13, стойкое к окислению и обладающее прочностью на истирание. При формировании импульсного электрического разряда электрод, будучи единым целым с обрабатывающей головкой 29, осуществляет возвратно-поступательное движение в направлении оси Z на небольшое расстояние хода.A pulsed electric discharge is formed between the electrode 31 and the end part of the blade 7. In this case, according to FIG. 4 (b), using the energy of the electric discharge, the electrode material 31 or the reactant material of the electrode material sputtering, diffusion and / or welding on the end part of the blade 7 as a result of which a protective coating 13 is formed, resistant to oxidation and possessing abrasion resistance. When forming a pulsed electric discharge, the electrode, being integral with the processing head 29, performs a reciprocating movement in the direction of the Z axis for a short distance.

Термин «осаждение, диффузия и/или сварка» включает в себя все значения, включая «осаждение», «диффузия», «сварка», «смешанные явления осаждения и диффузии», «смешанные явления диффузии и сварки» и «смешанные явления осаждения, диффузии и сварки».The term “deposition, diffusion and / or welding” includes all meanings, including “deposition”, “diffusion”, “welding”, “mixed deposition and diffusion phenomena”, “mixed diffusion and welding phenomena” and “mixed deposition phenomena, diffusion and welding. "

(III) ЭТАП НАГАРТОВКИ(III) PREPARATION STAGE

После завершения (II) этапа формирования покрытия основное тело 5 лопатки ротора снимают с зажимного приспособления 25 и устанавливают в заданное положение в агрегате для дробеструйного упрочнения (не показан). Затем поверхность защитного покрытия 13 подвергают нагартовочной обработке. Конкретные виды нагартовочной обработки, например дробью, раскрыты в японских выложенных заявках №2001-170866, 2001-260027 и 2000-225567, и примеры нагартовки с помощью лазера приводятся в японских выложенных заявках №2002-236112 и 2002-239759.After completion of the (II) stage of coating formation, the main body 5 of the rotor blade is removed from the clamping device 25 and set to a predetermined position in the unit for shot peening (not shown). Then, the surface of the protective coating 13 is subjected to a fretting. Specific types of fretting, for example by shot, are disclosed in Japanese Laid-Open Applications No. 2001-170866, 2001-260027 and 2000-225567, and examples of laser-assisted laser fretting are given in Japanese Laid-Open Applications No. 2002-236112 and 2002-239759.

Затем изготовление лопатки 1 ротора турбины завершается.Then, the manufacture of the blade 1 of the turbine rotor is completed.

Ниже приводится описание первого варианта осуществления изобретения.The following is a description of a first embodiment of the invention.

Во-первых, поскольку защитное покрытие 13 формируется с помощью энергии электрического разряда, поэтому пределы защитного покрытия 13 можно ограничить диапазоном, в котором формируется электрический разряд, и поэтому предварительную обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия, и последующую обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия, можно не выполнять.Firstly, since the protective coating 13 is formed using electric discharge energy, therefore, the limits of the protective coating 13 can be limited to the range in which the electric discharge is formed, and therefore, the pretreatment related to the formation of the protective coating and the subsequent processing related to the formation of the protective coating , you can not perform.

По той же причине граничащая часть V между защитным покрытием 13, сформированным энергией электрического разряда, и основным материалом основного тела 5 лопатки ротора имеет конструкцию, в которой соотношение составляющих постепенно изменяется, и поэтому защитное покрытие 13 и основной металл основного тела 5 лопатки ротора можно прочно скомбинировать.For the same reason, the bordering part V between the protective coating 13 formed by the electric discharge energy and the main material of the main body 5 of the rotor blade has a structure in which the ratio of the components gradually changes, and therefore the protective coating 13 and the main metal of the main body 5 of the rotor blade combine.

Помимо этого, поскольку поверхность защитного покрытия 13 обрабатывается нагартовкой, то поверхность защитного покрытия 13 может приобрести остаточное напряжение сжатия.In addition, since the surface of the protective coating 13 is treated with hardening, the surface of the protective coating 13 may acquire a residual compressive stress.

Согласно описываемому выше первому варианту осуществления, поскольку пределы защитного покрытия 13 можно ограничить в диапазоне, в котором формируется электрический разряд, и поскольку предварительную обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия, и последующую обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия, можно соответственно не осуществлять, поэтому время изготовления лопатки 1 ротора турбины можно сократить и легко повысить производительность изготовления лопатки 1 ротора турбины. В частности, защитное покрытие 13, обладающее стойкостью к окислению и прочностью на истирание, можно сформировать на оконечности основного тела 5 лопатки ротора, и время изготовления лопатки 1 ротора турбины можно в еще большей степени сократить не при помощи этапа формирования стойкого к окислению основного покрытия и другого этапа формирования защитного покрытия, прочного на истирание, т.е. не с помощью двух этапов формирования покрытий, а с помощью одного этапа формирования покрытия.According to the first embodiment described above, since the limits of the protective coating 13 can be limited in the range in which the electric discharge is generated, and since the preliminary processing related to the formation of the protective coating and the subsequent processing related to the formation of the protective coating can be omitted accordingly, therefore the manufacturing time of the blade 1 of the turbine rotor can be shortened and it is easy to increase the productivity of manufacturing the blade 1 of the turbine rotor. In particular, a protective coating 13 having oxidation and abrasion resistance can be formed on the tip of the main body 5 of the rotor blade, and the manufacturing time of the turbine rotor blade 1 can be further reduced not by the step of forming the oxidation resistant main coating and another stage of formation of a protective coating, durable to abrasion, i.e. not with the help of two stages of coating formation, but with the help of one stage of coating formation.

Помимо этого, поскольку защитное покрытие 13 и основной материал основного тела 5 лопатки ротора можно прочно скомбинировать, поэтому защитное покрытие 13 вряд ли будет отслаиваться от концевой части основного тела 5 лопатки ротора, и поэтому качество лопатки 1 ротора турбины можно стабилизировать.In addition, since the protective coating 13 and the main material of the main body 5 of the rotor blade can be firmly combined, therefore, the protective coating 13 is unlikely to peel off the end part of the main body 5 of the rotor blade, and therefore the quality of the blade 1 of the turbine rotor can be stabilized.

Поскольку поверхность защитного покрытия 13 может приобрести остаточное напряжение сжатия, можно улучшить усталостную прочность защитного покрытия 13 и продлить срок службы лопатки 1 ротора турбины.Since the surface of the protective coating 13 can acquire a residual compressive stress, it is possible to improve the fatigue strength of the protective coating 13 and extend the life of the blade 1 of the turbine rotor.

При этом настоящее изобретение не ограничивается описанием первого варианта осуществления, и его можно надлежащим образом модифицировать, чтобы обработка поверхности обеспечила стойкость к окислению и прочность на истирание на основе нового способа обработки поверхности в соответствии с первым вариантом осуществления для обрабатываемой части основного тела компонента в компоненте турбины помимо лопатки 1 ротора турбины.However, the present invention is not limited to the description of the first embodiment, and it can be appropriately modified so that the surface treatment provides oxidation and abrasion resistance based on the new surface treatment method in accordance with the first embodiment for the machined part of the main body of the component in the turbine component in addition to the blade 1 of the turbine rotor.

Модификация первого варианта осуществления далее излагается со ссылкой на Фиг.5 и 1.A modification of the first embodiment will now be described with reference to FIGS. 5 and 1.

Как показано на Фиг.5, лопатка 37 ротора турбины согласно модификации первого варианта осуществления, аналогично лопатке 5 ротора турбины, представляет собой компонент турбины, используемый в газотурбинном двигателе 3 и вращаемый вокруг осевого центра 3с газотурбинного двигателя 3. Причем лопатка 37 ротора турбины имеет основное тело 39 лопатки турбины в качестве основного тела компонента; и основное тело 39 лопатки ротора состоит из лопатки 7, платформы 9, соединения 11 ласточкиным хвостом и бандажа 41, выполненного на оконечности лопатки 7. Бандаж 41 имеет поверхность 41f протока для газа сгорания и имеет пару концевых уплотнений 43. Концевые части пары концевых уплотнений в бандаже 41 являются частями основного тела 39 лопатки, подлежащими обработке.As shown in FIG. 5, the turbine rotor blade 37 according to a modification of the first embodiment, similarly to the turbine rotor blade 5, is a turbine component used in a gas turbine engine 3 and rotated around the axial center 3c of the gas turbine engine 3. Moreover, the turbine rotor blade 37 has a main turbine blade body 39 as a main component body; and the main body 39 of the rotor blade consists of a blade 7, a platform 9, a dovetail connection 11 and a band 41 made at the tip of the blade 7. The band 41 has a duct surface 41f for the combustion gas and has a pair of end seals 43. The end parts of the pair of end seals in the bandage 41 are parts of the main body 39 of the scapula to be processed.

Защитные покрытия 45, обладающие стойкостью к окислению и прочностью на истирание, сформированы на концевых частях пары концевых уплотнений 43 на основе нового способа обработки поверхности - аналогично защитному покрытию 13 лопатки 1 ротора турбины; и поверхности защитного покрытия 45 обработаны для исключения отслаивания.Protective coatings 45, which are resistant to oxidation and abrasion resistance, are formed on the end parts of a pair of end seals 43 based on a new surface treatment method - similar to the protective coating 13 of the blade 1 of the turbine rotor; and the surfaces of the protective coating 45 are treated to prevent peeling.

Поэтому в этой модификации первого варианта осуществления выполняются и обеспечиваются действия и эффекты, аналогичные действиям и эффектам упомянутого первого варианта осуществления.Therefore, in this modification of the first embodiment, actions and effects similar to those of the first embodiment are carried out and provided.

ВТОРОЙ ВАРИАНТ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯSECOND EMBODIMENT FOR CARRYING OUT THE INVENTION

Второй вариант осуществления далее раскрывается со ссылкой на Фиг.1, 3, 6, 7(а) и 7(b).A second embodiment is further disclosed with reference to FIGS. 1, 3, 6, 7 (a) and 7 (b).

Как показано на Фиг.1, лопатка 47 ротора турбины второго варианта осуществления аналогична лопатке 1 ротора турбины первого варианта осуществления, которая является компонентом турбины, используемым в газотурбинном двигателе реактивного двигателя или т.п. и вращающимся вокруг осевого центра 3с газотурбинного двигателя 3.As shown in FIG. 1, the turbine rotor blade 47 of the second embodiment is similar to the turbine rotor blade 1 of the first embodiment, which is a turbine component used in a jet engine gas turbine engine or the like. and rotating around the axial center 3c of the gas turbine engine 3.

Как показано на Фиг.6, лопатка 47 ротора турбины имеет основное тело 49 лопатки ротора в качестве основного тела компонента, и основное тело 49 лопатки ротора состоит, аналогично основному телу 5 лопатки ротора в лопатке 1 ротора турбины, из лопатки 7, платформы 9, соединения 11 ласточкиным хвостом. При этом концевая часть лопатки 7 является первой частью подлежащего обработке основного тела 5 лопатки ротора, и поверхности лопатки 7 целиком, включая концевую часть лопатки, являются второй подлежащей обработке частью.As shown in FIG. 6, the turbine rotor blade 47 has the main body 49 of the rotor blade as the main body of the component, and the main body 49 of the rotor blade consists, like the main body 5 of the rotor blade in the turbine rotor blade 1, of the blade 7, platform 9, compound 11 dovetail. In this case, the end part of the blade 7 is the first part of the main body 5 of the rotor blade to be processed, and the entire surface of the blade 7, including the end part of the blade, is the second part to be processed.

Концевая часть лопатки 7 и поверхности А лопатки целиком подвергаются обработке поверхности в излагаемом ниже порядке в соответствии с новым способом обработки поверхности. То есть покрытия обладающего новизной состава формируются на концевой части лопатки 7 и целиком на поверхностях лопатки.The end part of the blade 7 and the surface A of the blade are completely subjected to surface treatment in the order described below in accordance with the new method of surface treatment. That is, coatings having a novel composition are formed on the end portion of the blade 7 and entirely on the surfaces of the blade.

В частности, первое защитное покрытие 51, прочное на истирание, сформировано на концевой части лопатки 7 при помощи энергии электрического разряда. То есть первое защитное покрытие 51 сформировано с помощью электрода 53, показанного на Фиг.7(а), и электроэрозионной установки 15, показанной на Фиг.3, согласно варианту осуществления; и с помощью формирования импульсного электрического разряда между концевой частью лопатки 7 и электродом 53 в электроизолирующей жидкости S, в результате чего материал электрода 53 или реагирующее вещество электрода выполняет осаждение, диффузию и/или сварку на концевой части лопатки 7. При этом вместо формирования импульсного электрического разряда в электроизолирующей жидкости S можно сформировать импульсный электрический разряд в электроизолирующем газе.In particular, the first abrasion resistant coating 51 is formed on the end portion of the blade 7 by means of electric discharge energy. That is, the first protective coating 51 is formed by the electrode 53 shown in FIG. 7 (a) and the EDM 15 shown in FIG. 3 according to an embodiment; and by generating a pulsed electrical discharge between the end portion of the blade 7 and the electrode 53 in the electrically insulating liquid S, as a result of which the electrode material 53 or the reactive substance of the electrode performs deposition, diffusion and / or welding on the end portion of the blade 7. Instead of forming a pulsed electric discharge in an electrically insulating liquid S, a pulsed electric discharge can be formed in an electrically insulating gas.

При этом электрод 53 состоит из формованного тела, сформованного прессовкой порошковой смеси из стойкого к окислению порошка и керамического порошка, или состоит из прошедшего в вакуумной печи или т.п. термообработку формованного тела. При этом вместо формования прессовкой электрод 53 можно сформовать отливкой суспензии, литьем металла под давлением, напылением и т.п.Moreover, the electrode 53 consists of a molded body formed by pressing a powder mixture of oxidation-resistant powder and ceramic powder, or consists of a past in a vacuum oven or the like. heat treatment of the molded body. In this case, instead of compression molding, the electrode 53 can be formed by casting a suspension, injection molding, spraying, etc.

Составляющая электрод 53 керамика та же, что и в электроде 31 согласно первому варианту осуществления. При этом концевая часть электрода 53 имеет форму, аналогичную форме концевой части лопатки 7.The ceramic constituent electrode 53 is the same as that of the electrode 31 according to the first embodiment. In this case, the end part of the electrode 53 has a shape similar to that of the end part of the blade 7.

С другой стороны, вместо электрода 53 можно использовать электрод 55, состоящий из сплошного тела из Si, формованного тела, сформованного прессовкой порошка Si; или состоящий из сформованного тела, прошедшего термообработку в вакуумной печи или т.п. В этом варианте осуществления импульсный электрический разряд формируется в электроизолирующей жидкости, содержащей парафиновые углеводороды. При этом вместо формования прессовкой электрод 55 можно сформовать отливкой суспензии, литьем металла под давлением, напылением и т.п.Alternatively, instead of the electrode 53, an electrode 55 may be used, consisting of a solid body of Si, a molded body formed by pressing a powder of Si; or consisting of a molded body heat-treated in a vacuum oven or the like. In this embodiment, a pulsed electrical discharge is generated in an electrically insulating liquid containing paraffin hydrocarbons. In this case, instead of compression molding, the electrode 55 can be formed by casting a suspension, injection molding, spraying, etc.

Лопатка 47 ротора турбины обеспечивает удельную площадь покрытия первого защитного покрытия 51 величиной в 60% или более и 95% или менее. При этом удельная площадь покрытия первого защитного покрытия 51 составляет предпочтительно 90% или более и 95% или менее. Здесь термин «удельная площадь покрытия» обозначает коэффициент покрытия.The blade 47 of the turbine rotor provides a specific coating area of the first protective coating 51 of 60% or more and 95% or less. Moreover, the specific coating area of the first protective coating 51 is preferably 90% or more and 95% or less. Here, the term "specific coating area" refers to the coverage ratio.

В этом варианте осуществления в качестве способа сокращения удельной площади покрытия первого защитного покрытия 51 применяется способ сокращения времени электрического разряда и оставления небольших пятен на концевой части лопатки 7, где электрический разряд не формируется. Хотя время электрического разряда составляет, как правило, 5 мин/кв.см, для предпочтительной обработки оно составляет 3/8 мин/кв.см.In this embodiment, as a method of reducing the specific coating area of the first protective coating 51, a method is used to reduce the time of electric discharge and to leave small spots on the end of the blade 7, where an electric discharge is not formed. Although the electric discharge time is typically 5 min / sq. Cm, it is 3/8 min / sq. Cm for preferred processing.

Формула вычисления времени электрического разряда для обеспечения удельной поверхности покрытия в 95% является следующей.The formula for calculating the electric discharge time to provide a specific coating surface of 95% is as follows.

Время электрического разряда для обеспечения 95% удельной поверхности покрытия = время электрического разряда для обеспечения 98% удельной поверхности покрытия ×log(1-0,95)/log(1-0,98). Причем удельная площадь покрытия в 98% считается 100-процентной удельной площадью.Electric discharge time to provide 95% of the specific surface of the coating = electric discharge time to provide 98% of the specific surface of the coating × log (1-0.95) / log (1-0.98). Moreover, the specific coverage area of 98% is considered a 100 percent specific area.

После формирования первого защитного покрытия 51 оно обрабатывается нагартовкой. Ниже приводятся примеры нагартовки, дробеструйной нагартовки и нагартовки при помощи лазера.After the formation of the first protective coating 51, it is treated with hardening. The following are examples of fretting, bead-blasting and laser-fretting.

Алюминиевое покрытие 57 в качестве второго стойкого к окислению защитного покрытия сформировано на всей поверхности лопатки 7 и покрывает первое защитное покрытие 51. Алюминиевое покрытие 57 согласно Фиг.7(b) выполнено алюминированием с помощью печи 59 термообработки после обработки нагартовкой поверхности первого защитного покрытия 51.The aluminum coating 57 as a second oxidation-resistant protective coating is formed on the entire surface of the blade 7 and covers the first protective coating 51. The aluminum coating 57 according to FIG. 7 (b) is made by aluminization using a heat treatment furnace 59 after surface treatment of the first protective coating 51.

При этом вместо формирования алюминиевого покрытия 57 алюминированием можно выполнить стойкое к окислению хромовое покрытие в качестве второго защитного покрытия с помощью хромирования или выполнить второе стойкое к окислению защитное покрытие осаждением или конденсацией из газовой фазы. Иногда для алюминирования печь 59 термообработки не используется.In this case, instead of forming an aluminum coating 57 by aluminization, it is possible to perform an oxidation-resistant chromium coating as a second protective coating by chromium plating, or to perform a second oxidation-resistant protective coating by vapor deposition or condensation. Sometimes for aluminizing, the heat treatment furnace 59 is not used.

Ниже приводится описание операций второго предпочтительного варианта осуществления.The following is a description of the operations of the second preferred embodiment.

Во-первых, первое защитное покрытие 51 формируют энергией электрического разряда; при этом пределы первого защитного покрытия 51 можно ограничить диапазоном формирования электрического разряда, и при этом предварительную обработку для формирования первого защитного покрытия 51 и последующую обработку, относящуюся к формированию первого защитного покрытия 51, можно, соответственно, не делать.First, the first protective coating 51 is formed by electric discharge energy; the limits of the first protective coating 51 can be limited by the range of formation of the electric discharge, and in this case, the preliminary processing for forming the first protective coating 51 and the subsequent processing related to the formation of the first protective coating 51 can, accordingly, not be done.

По той же причине граничащая часть В между первым защитным покрытием 51, сформированным энергией электрического разряда, и основным материалом основного тела 49 лопатки ротора имеет конструкцию, в которой соотношение составляющих постепенно изменяется, и поэтому первое защитное покрытие 51 и основной материал основного тела 49 лопатки ротора можно прочно скомбинировать.For the same reason, the bordering part B between the first protective coating 51 formed by the electric discharge energy and the main material of the main body 49 of the rotor blade has a structure in which the ratio of the components gradually changes, and therefore the first protective coating 51 and the main material of the main body 49 of the rotor blade can be combined firmly.

Поскольку удельная площадь покрытия первого защитного покрытия составляет 60% или более, то твердость первого защитного покрытия 51 существенно повышена, и, следовательно, можно в достаточной степени устранить износ лопатки 47 ротора турбины, обусловленный контактом с неподвижными компонентами, таким как кожух турбины (не показан). Поскольку удельная площадь покрытия первого защитного покрытия 51 составляет 95% или менее, то в некоторой степени можно допустить разность теплового расширения и разность расширения, вызванные взаимными напряжениями между первым защитным покрытием 51 и основным материалом основного тела 49 лопатки ротора во время работы газотурбинного двигателя 3.Since the specific coating area of the first protective coating is 60% or more, the hardness of the first protective coating 51 is significantly increased, and therefore, it is possible to sufficiently eliminate the wear of the blade 47 of the turbine rotor due to contact with stationary components such as a turbine casing (not shown ) Since the specific coating area of the first protective coating 51 is 95% or less, the thermal expansion difference and the expansion difference caused by mutual stresses between the first protective coating 51 and the main material of the main body 49 of the rotor blade during operation of the gas turbine engine 3 can be assumed to some extent.

Поскольку поверхность первого защитного покрытия 51 обрабатывается нагартовкой, то поверхность первого защитного покрытия 51 может приобрести остаточное напряжение сжатия.Since the surface of the first protective coating 51 is treated with a hardening, the surface of the first protective coating 51 can acquire a residual compressive stress.

Согласно описываемому выше второму варианту осуществления, поскольку переделы первого защитного покрытия 51 можно ограничить в диапазоне формирования электрического разряда, и предварительную обработку, относящуюся к формированию первого защитного покрытия 51, и последующую обработку, относящуюся к формированию первого защитного покрытия 51, можно соответственно не делать, то можно сократить время изготовления лопатки 47 ротора турбины и легко повысить производительность изготовления лопатки 47 ротора турбины.According to the second embodiment described above, since the redistribution of the first protective coating 51 can be limited in the range of electric discharge generation, both the preliminary processing related to the formation of the first protective coating 51 and the subsequent processing related to the formation of the first protective coating 51 can be omitted, this can reduce the manufacturing time of the blade 47 of the turbine rotor and easily increase the productivity of manufacturing the blade 47 of the turbine rotor.

Более того, поскольку первое защитное покрытие 51 и основной материал основного тела 49 лопатки ротора можно прочно скомбинировать, то первое защитное покрытие 51 вряд ли будет отслаиваться от основного материала основного тела 49 лопатки ротора, и поэтому качество лопатки 47 ротора турбины можно стабилизировать.Moreover, since the first protective coating 51 and the main material of the main body 49 of the rotor blade can be firmly combined, the first protective coating 51 is unlikely to peel off from the main material of the main body 49 of the rotor blade, and therefore the quality of the turbine rotor blade 47 can be stabilized.

Помимо этого, так как твердость первого защитного покрытия 51 достаточно высока и, поскольку будет устранен износ лопатки 47 ротора турбины, вызываемый контактом с неподвижными компонентами, в некоторой степени можно допустить разность теплового расширения и разность расширения, вызываемого взаимными напряжениями между первым защитным покрытием 51 и основным материалом основного тела 49 лопатки ротора, когда газотурбинный двигатель 3 находится в работе, то при работе газотурбинного двигателя 3 нарушение первого защитного покрытия 51 происходит редко, и за счет этого можно продлить срок службы лопатки 47 ротора турбины.In addition, since the hardness of the first protective coating 51 is high enough and since the wear of the turbine rotor blade 47 caused by contact with the stationary components will be eliminated, the difference in thermal expansion and the difference in expansion caused by mutual stresses between the first protective coating 51 and can be eliminated. the main material of the main body 49 of the rotor blade, when the gas turbine engine 3 is in operation, when the gas turbine engine 3 is broken, the first protective coating 51 occurs Odita rare, and thus can prolong the service life of the blade 47 of the turbine rotor.

Поскольку поверхность первого защитного покрытия 51 может приобрести остаточное напряжение сжатия, то усталостную прочность первого защитного покрытия 51 можно повысить и продлить срок службы лопатки 47 ротора турбины.Since the surface of the first protective coating 51 can acquire a residual compressive stress, the fatigue strength of the first protective coating 51 can be increased and the life of the turbine rotor blade 47 can be extended.

Настоящее изобретение не ограничивается описанием излагаемого выше второго варианта осуществления, и обработку поверхности по новому способу обработки поверхности согласно второму варианту осуществления можно выполнить для обрабатываемой части тела основного компонента в компоненте турбины, не являющейся лопаткой 47 ротора турбины.The present invention is not limited to the description of the second embodiment described above, and surface treatment according to the new surface treatment method according to the second embodiment can be performed for the machined part of the body of the main component in the turbine component other than the turbine rotor blade 47.

На обрабатываемой части основного тела компонента в компоненте турбины, не являющейся лопаткой 47 ротора турбины, можно сформировать еще одно защитное покрытие, обладающее эрозионной прочностью или имеющее экранирующие тепло свойства, и имеющее тот же состав, что и первое защитное покрытие 51. Здесь термин «эрозионная прочность» означает неподверженность к коррозии при контакте с посторонними веществами или т.п.On the treated part of the main body of the component in the turbine component, which is not the blade 47 of the turbine rotor, it is possible to form another protective coating having erosion resistance or having heat-shielding properties and having the same composition as the first protective coating 51. Here, the term "erosion strength "means not susceptible to corrosion in contact with foreign substances or the like.

ТРЕТИЙ ВАРИАНТ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯTHIRD OPTION FOR CARRYING OUT THE INVENTION

Третий вариант осуществления раскрывается со ссылкой на Фиг.1, 3, 8(а), 8(b), 9(а) и 9(b).A third embodiment is disclosed with reference to FIGS. 1, 3, 8 (a), 8 (b), 9 (a) and 9 (b).

Как показано на Фиг.1, лопатка 61 ротора турбины согласно третьему варианту осуществления аналогично лопатке 1 ротора турбины первого варианта осуществления, является компонентом турбины, используемым в газотурбинном двигателе реактивного двигателя или т.п. и вращающимся вокруг осевого центра 3с газотурбинного двигателя 3.As shown in FIG. 1, the turbine rotor blade 61 according to the third embodiment, similar to the turbine rotor blade 1 of the first embodiment, is a turbine component used in a jet engine or the like. and rotating around the axial center 3c of the gas turbine engine 3.

Согласно Фиг.8(а) и 8(b) лопатка 61 ротора турбины имеет основное тело 63 лопатки ротора в качестве основного тела компонента; и основное тело 63 лопатки ротора состоит, аналогично основному телу 5 лопатки ротора в лопатке 1 ротора турбины, из лопатки 7, платформы 9, соединения 11 ласточкиным хвостом. Та часть, которая находится между передним краем 7а и боковой стенкой 7b высокого давления лопатки 1, является первой обрабатываемой частью основного тела 63 лопатки ротора, и поверхности лопатки 7 целиком являются второй обрабатываемой частью основного тела 63 лопатки ротора.According to Figs. 8 (a) and 8 (b), the turbine rotor blade 61 has a main body 63 of the rotor blade as the main body of the component; and the main body 63 of the rotor blade consists, similarly to the main body 5 of the rotor blade in the blade 1 of the turbine rotor, from the blade 7, platform 9, connection 11 with a dovetail. The part located between the front edge 7a and the high pressure side wall 7b of the blade 1 is the first machined part of the main body 63 of the rotor blade, and the surfaces of the blade 7 are entirely the second machined part of the main body 63 of the rotor blade.

Часть, находящаяся между передним краем 7а и боковой стенкой 7b высокого давления лопатки 7, и поверхности лопатки целиком обрабатывают согласно новому способу обработки поверхности. То есть покрытия нового состава сформированы на части между передним краем 7а и боковой стенкой 7b высокого давления лопатки 7 и на поверхностях лопатки целиком.The part located between the front edge 7a and the high pressure side wall 7b of the blade 7 and the surface of the blade is completely treated according to the new surface treatment method. That is, coatings of a new composition are formed in part between the front edge 7a and the high pressure side wall 7b of the blade 7 and on the entire surfaces of the blade.

В частности, твердое первое защитное покрытие 65 формируют на части, находящейся между передним краем 7а и боковой стенкой 7b высокого давления лопатки 7. В частности, первое защитное покрытие 65 сформировано при помощи электроэрозионной установки 15, показанной на Фиг.3, и электрода 67, показанного на Фиг.9(а); и при помощи формирования импульсного электрического разряда между частью от переднего края 7а до боковой стенки 7b высокого давления лопатки 7 и электрода 67, в результате чего материал электрода 67 или реагирующее вещество материала электрода выполняет осаждение, диффузию и/или сварку на части, находящейся между передним краем 7а и боковой стенкой 7b высокого давления лопатки 7.In particular, a solid first protective coating 65 is formed on the part located between the front edge 7a and the high pressure side wall 7b of the blade 7. In particular, the first protective coating 65 is formed by the EDM 15 shown in FIG. 3 and the electrode 67, shown in Fig.9 (a); and by generating a pulsed electric discharge between the part from the leading edge 7 a to the high pressure side wall 7 b of the blade 7 and the electrode 67, as a result of which the material of the electrode 67 or the reactant material of the electrode material performs deposition, diffusion and / or welding on the part located between the front edge 7a and side wall 7b of the high pressure blades 7.

В этом варианте осуществления состав электрода 67 по существу тот же, что и у электрода 53 второго варианта осуществления; и концевая часть электрода 53 имеет форму, аналогичную форме части между передним краем 7а и боковой стенкой 7b высокого давления лопатки 7.In this embodiment, the composition of the electrode 67 is substantially the same as that of the electrode 53 of the second embodiment; and the end portion of the electrode 53 has a shape similar to that of the part between the front edge 7a and the high pressure side wall 7b of the blade 7.

С другой стороны, вместо электрода 67 можно использовать электрод 69, состоящий из сплошного тела из Si, формованного тела, сформованного прессовкой порошка Si; или состоящий из формованного тела, прошедшего термообработку в вакуумной печи или т.п. В этом варианте осуществления импульсный электрический разряд формируется в электроизолирующей жидкости, содержащей парафиновые углеводороды. При этом вместо формования прессовкой электрод 69 можно сформировать отливкой суспензии, литьем металла под давлением, напылением и т.п.On the other hand, instead of the electrode 67, an electrode 69 may be used, consisting of a solid body of Si, a molded body formed by pressing a powder of Si; or consisting of a molded body heat-treated in a vacuum oven or the like. In this embodiment, a pulsed electrical discharge is generated in an electrically insulating liquid containing paraffin hydrocarbons. In this case, instead of molding by pressing, the electrode 69 can be formed by casting a suspension, injection molding, spraying, etc.

Лопатка 61 ротора турбины обеспечивает удельную площадь покрытия первого защитного покрытия 65 величиной в 60% или более и 95% или менее. При этом удельная площадь покрытия первого защитного покрытия 51 составляет предпочтительно 90% или более и 95% или менее. Причем после формирования первого защитного покрытия 65 поверхность первого защитного покрытия 65 обрабатывают нагартовкой.The turbine rotor blade 61 provides a specific coating area of the first protective coating 65 of 60% or more and 95% or less. Moreover, the specific coating area of the first protective coating 51 is preferably 90% or more and 95% or less. Moreover, after the formation of the first protective coating 65, the surface of the first protective coating 65 is treated with hardening.

Также, согласно Фиг.8(а) и 8(b), алюминиевое покрытие 71 в качестве стойкого к окислению второго защитного покрытия сформировано на всех поверхностях лопатки 7 и покрывает первое защитное покрытие 65. Алюминиевое покрытие 71 согласно Фиг.9(b) выполнено алюминированием с помощью печи 73 термообработки после формирования первого защитного покрытия 65.Also, according to FIGS. 8 (a) and 8 (b), an aluminum coating 71 as an oxidation-resistant second protective coating is formed on all surfaces of the blade 7 and covers the first protective coating 65. The aluminum coating 71 according to FIG. 9 (b) is made aluminization using a heat treatment furnace 73 after forming the first protective coating 65.

При этом, вместо формирования алюминиевого покрытия 71 алюминированием, можно выполнить стойкое к окислению хромовое покрытие в качестве второго защитного покрытия с помощью хромирования, или выполнить второе стойкое к окислению защитное покрытие осаждением или конденсацией из газовой фазы. Иногда для алюминирования печь 73 термообработки не используется.In this case, instead of forming the aluminum coating 71 by aluminization, it is possible to perform an oxidation-resistant chromium coating as a second protective coating by chromium plating, or to perform a second oxidation-resistant protective coating by deposition or condensation from the gas phase. Sometimes for aluminizing, the heat treatment furnace 73 is not used.

Ниже приводится описание операций третьего варианта осуществления.The following is a description of the operations of the third embodiment.

Во-первых, первое защитное покрытие 65 формируют энергией электрического разряда; при этом пределы первого защитного покрытия 65 можно ограничить диапазоном формирования электрического разряда, и при этом предварительную обработку, относящуюся к формированию первого защитного покрытия 65, и последующую обработку, относящуюся к формированию первого защитного покрытия 65, можно, соответственно, не выполнять.First, the first protective coating 65 is formed by electric discharge energy; the limits of the first protective coating 65 can be limited by the range of formation of the electric discharge, and in this case, the preliminary processing related to the formation of the first protective coating 65, and the subsequent processing related to the formation of the first protective coating 65, can accordingly not be performed.

По той же причине граничащая часть В между первым защитным покрытием 65, сформированным энергией электрического разряда, и основным материалом основного тела 63 лопатки ротора имеет конструкцию, в которой соотношение составляющих постепенно изменяется, и поэтому первое защитное покрытие 65 и основной материал основного тела 63 лопатки ротора можно прочно скомбинировать.For the same reason, the adjacent part B between the first protective coating 65 formed by the electric discharge energy and the main material of the main body 63 of the rotor blade has a structure in which the ratio of the components gradually changes, and therefore the first protective coating 65 and the main material of the main body 63 of the rotor blade can be combined firmly.

Поскольку удельная площадь покрытия первого защитного покрытия составляет 60% или более, то твердость первого защитного покрытия 65 существенно повышена, и поэтому можно в достаточной степени устранить износ, вызываемый контактом с пылью, песком и т.п. Поскольку удельная площадь покрытия первого защитного покрытия 65 составляет 95% или менее, то в некоторой степени можно допустить разность теплового расширения и разность расширения, вызванного взаимными напряжениями между первым защитным покрытием 65 и основным материалом основного тела 63 лопатки ротора при работе газотурбинного двигателя 3.Since the specific coating area of the first protective coating is 60% or more, the hardness of the first protective coating 65 is substantially increased, and therefore, wear caused by contact with dust, sand and the like can be sufficiently eliminated. Since the specific coating area of the first protective coating 65 is 95% or less, it is possible to some extent allow the difference in thermal expansion and the difference in expansion caused by mutual stresses between the first protective coating 65 and the main material of the main body 63 of the rotor blade during operation of the gas turbine engine 3.

Поскольку поверхность первого защитного покрытия 65 обрабатывают нагартовкой, то поверхность первого защитного покрытия 65 может приобрести остаточное напряжение сжатия.Since the surface of the first protective coating 65 is treated with hardening, the surface of the first protective coating 65 may acquire a residual compressive stress.

Согласно описываемому выше третьему варианту осуществления, поскольку пределы первого защитного покрытия 65 можно ограничить в диапазоне формирования электрического разряда, и предварительную обработку, относящуюся к формированию первого защитного покрытия 65, и последующую обработку, относящуюся к формированию первого защитного покрытия 65, можно соответственно не делать, то можно сократить время изготовления лопатки 61 ротора турбины и легко повысить производительность изготовления лопатки 61 ротора турбины.According to the third embodiment described above, since the limits of the first protective coating 65 can be limited in the range of electric discharge generation, both the preliminary processing related to the formation of the first protective coating 65 and the subsequent processing related to the formation of the first protective coating 65 can be omitted, this can reduce the manufacturing time of the blade 61 of the turbine rotor and easily increase the productivity of manufacturing the blade 61 of the turbine rotor.

Помимо этого, поскольку первое защитное покрытие 65 и основной материал основного тела 63 лопатки ротора можно прочно скомбинировать, поэтому первое защитное покрытие 65 вряд ли будет отслаиваться от концевой части основного тела 63 лопатки ротора, и поэтому качество лопатки 61 ротора турбины можно стабилизировать.In addition, since the first protective coating 65 and the main material of the main body 63 of the rotor blades can be firmly combined, therefore, the first protective coating 65 is unlikely to peel off the end part of the main body 63 of the rotor blades, and therefore the quality of the turbine rotor blades 61 can be stabilized.

Помимо этого, так как твердость первого защитного покрытия 65 достаточно высока, и поскольку будет устранен износ, вызываемый столкновением с пылью, песком и т.п., в некоторой степени можно допустить разность теплового расширения и разность расширения, вызываемого взаимными напряжениями между первым защитным покрытием 65 и основным материалом основного тела 63 лопатки ротора, когда газотурбинный двигатель 3 находится в работе, то при работе газотурбинного двигателя 3 нарушение первого защитного покрытия 65 происходит редко, и за счет этого можно продлить срок службы лопатки 61 ротора турбины.In addition, since the hardness of the first protective coating 65 is high enough, and since the wear caused by the collision with dust, sand, etc., will be eliminated, to some extent, the difference in thermal expansion and the difference in expansion caused by mutual stresses between the first protective coating can be eliminated. 65 and the main material of the main body 63 of the rotor blade, when the gas turbine engine 3 is in operation, when the gas turbine engine 3 is in operation, the violation of the first protective coating 65 is rare, and due to this zhno prolong the life of the blade 61 of the turbine rotor.

Поскольку поверхность первого защитного покрытия 65 может приобрести остаточное напряжение сжатия, поэтому усталостную прочность первого защитного покрытия 65 можно повысить и продлить срок службы лопатки 61 ротора турбины.Since the surface of the first protective coating 65 can acquire a residual compressive stress, therefore, the fatigue strength of the first protective coating 65 can be increased and the life of the turbine rotor blade 61 can be extended.

Настоящее изобретение не ограничивается описанием излагаемого выше третьего варианта осуществления, и обработку поверхности по новому способу обработки поверхности согласно третьему варианту осуществления можно выполнить для обрабатываемой части основного тела основного компонента в компоненте турбины, не являющейся лопаткой 61 ротора турбины.The present invention is not limited to the description of the third embodiment described above, and surface treatment according to the new surface treatment method according to the third embodiment can be performed for the machined part of the main body of the main component in the turbine component other than the turbine rotor blade 61.

ЧЕТВЕРТЫЙ ВАРИАНТ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯFOURTH EMBODIMENT OF THE INVENTION

Четвертый вариант осуществления раскрывается ниже со ссылкой на Фиг.1, 3, 10, 11(а), 11(b) и 11(с).A fourth embodiment is disclosed below with reference to FIGS. 1, 3, 10, 11 (a), 11 (b), and 11 (c).

Как показано на Фиг.1, лопатка 75 ротора турбины в соответствии с четвертым вариантом осуществления является, аналогично лопатке 1 ротора турбины первого варианта осуществления, одним из компонентов турбины, используемым в газотурбинном двигателе реактивного двигателя или т.п. и вращающимся вокруг осевого центра 3с газотурбинного двигателя 3.As shown in FIG. 1, a turbine rotor blade 75 in accordance with a fourth embodiment is, like the turbine rotor blade 1 of the first embodiment, one of the turbine components used in a jet engine gas turbine engine or the like. and rotating around the axial center 3c of the gas turbine engine 3.

Как показано на Фиг.10, лопатка 75 ротора турбины имеет основное тело 77 лопатки ротора в качестве основного тела компонента, и основное тело 77 лопатки ротора, аналогичное основному телу 5 лопатки ротора в лопатке 1 ротора турбины, состоит из лопатки 7, платформы 9, соединения 11 ласточкиным хвостом. Концевая часть лопатки 7 является обрабатываемой частью основного тела 77 лопатки ротора.As shown in FIG. 10, the turbine rotor blade 75 has the main body 77 of the rotor blade as the main body of the component, and the main body 77 of the rotor blade, similar to the main body 5 of the rotor blade in the turbine rotor blade 1, consists of a blade 7, platform 9, compound 11 dovetail. The end part of the blade 7 is the machined part of the main body 77 of the rotor blade.

Покрытие новым составом, обладающим стойкостью к окислению и прочностью на истирание, сформировано на концевой части лопатки 7 - согласно излагаемому ниже описанию. То есть поверхность концевой части лопатки 7 обрабатывают по новому способу обработки поверхности в соответствии с четвертым вариантом осуществления.A coating with a new composition having oxidation resistance and abrasion resistance is formed on the end part of the blade 7 according to the description below. That is, the surface of the end part of the blade 7 is treated according to a new surface treatment method in accordance with the fourth embodiment.

В частности, пористое основное покрытие 78, стойкое к окислению и обладающее свойствами экранирования тепла, сформировано на концевой части лопатки 7 энергией электрического разряда. В частности, основное покрытие 79 формируют с помощью электрода 81 для основного покрытия; и с помощью электроэрозионной установки 15 согласно Фиг.3 в соответствии с вариантом осуществления, и с помощью формирования импульсного электрического разряда между концевой частью лопатки 7 и электродом 81 в электроизолирующей жидкости S, в результате чего материал электрода 81 или реагирующее вещество электрода выполняет осаждение, диффузию и/или сварку на концевой части лопатки 7 за счет энергии электрического разряда. При этом вместо формирования импульсного электрического разряда в электроизолирующей жидкости S можно сформировать импульсный электрический разряд в электроизолирующем газе.In particular, the porous base coating 78, resistant to oxidation and having heat shielding properties, is formed on the end part of the blade 7 by the energy of an electric discharge. In particular, the basecoat 79 is formed by an electrode 81 for the basecoat; and using the EDM unit 15 according to FIG. 3 in accordance with an embodiment, and by generating a pulsed electric discharge between the end portion of the blade 7 and the electrode 81 in the electrically insulating liquid S, as a result of which the material of the electrode 81 or the reacting substance of the electrode performs deposition, diffusion and / or welding at the end of the blade 7 due to the energy of the electric discharge. In this case, instead of generating a pulsed electrical discharge in the electrically insulating liquid S, it is possible to form a pulsed electrical discharge in the electrically insulating gas.

При этом электрод 81 состоит из формованного тела, сформованного прессовкой порошковой смеси из стойкого к окислению порошка и керамического порошка, или состоит из прошедшего в вакуумной печи или т.п. термообработку формованного тела. При этом вместо формования прессовкой электрод 81 можно сформировать отливкой суспензии, литьем металла под давлением, напылением и т.п.In this case, the electrode 81 consists of a molded body formed by pressing a powder mixture of oxidation-resistant powder and ceramic powder, or consists of a past in a vacuum furnace or the like. heat treatment of the molded body. In this case, instead of molding by pressing, the electrode 81 can be formed by casting a suspension, injection molding, spraying, etc.

Состав стойкого к окислению металла электрода 81 тот же, что и стойкий к окислению металл состава электрода 31 согласно первому варианту осуществления. Форма концевой части электрода 81 та же, что и форма концевой части лопатки 7.The composition of the oxidation-resistant metal of the electrode 81 is the same as the oxidation-resistant metal of the composition of the electrode 31 according to the first embodiment. The shape of the end portion of the electrode 81 is the same as the shape of the end portion of the blade 7.

Как показано на Фиг.10, промежуточное покрытие 83 сформировано на поверхности основного покрытия 79 с помощью энергии электрического разряда, и промежуточное покрытие 83 состоит из композитного материала, являющегося, по меньшей мере, либо SiC, либо MoSi₂, которые можно превратить в SiO₂, имеющий текучесть, когда газотурбинный двигатель находится в работе.As shown in FIG. 10, the intermediate coating 83 is formed on the surface of the base coating 79 by electric discharge energy, and the intermediate coating 83 consists of a composite material, which is at least either SiC or MoSi ₂ , which can be converted to SiO ₂ having fluidity when the gas turbine engine is in operation.

В частности, промежуточное покрытие 83 формируют с помощью электрода 85 для промежуточного покрытия, показанного на Фиг.11(b), и с помощью электроэрозионной установки 15 согласно Фиг.3 в соответствии с вариантами осуществления, и с помощью формирования импульсного электрического разряда между основным покрытием 79 и электродом 85 в электроизолирующей жидкости S, в результате чего материал электрода 85 или реагирующее вещество электрода выполняет осаждение, диффузию и/или сварку на поверхности основного покрытия 79 при помощи энергии электрического разряда. При этом вместо формирования импульсного электрического разряда в электроизолирующей жидкости S можно сформировать импульсный электрический разряд в электроизолирующем газе.In particular, the intermediate coating 83 is formed with the intermediate coating electrode 85 shown in FIG. 11 (b), and with the EDM 15 of FIG. 3 in accordance with embodiments, and by generating a pulsed electrical discharge between the main coating 79 and the electrode 85 in the electrically insulating liquid S, whereby the material of the electrode 85 or the reactive substance of the electrode performs deposition, diffusion and / or welding on the surface of the main coating 79 using electric energy th discharge. In this case, instead of generating a pulsed electrical discharge in the electrically insulating liquid S, it is possible to form a pulsed electrical discharge in the electrically insulating gas.

При этом электрод 85 является формованным телом, сформованным прессовкой порошка композитного материала, или формованным телом, прошедшим термообработку в вакуумной печи или т.п. Вместо формования прессовкой электрод 53 можно сформировать литьем суспензии, формованием металла под давлением, напылением и т.п. Причем концевая часть электрода 85 имеет форму, аналогичную форме концевой части лопатки 7.In this case, the electrode 85 is a molded body molded by pressing a powder of a composite material, or a molded body that has undergone heat treatment in a vacuum furnace or the like. Instead of compression molding, the electrode 53 can be formed by casting a suspension, forming a metal under pressure, spraying, and the like. Moreover, the end portion of the electrode 85 has a shape similar to that of the end portion of the blade 7.

С другой стороны, вместо электрода 85 можно использовать электрод 87, состоящий из сплошного тела из Si, формованного тела, сформованного прессовкой порошка Si, или из формованного тела, прошедшего термообработку в вакуумной печи или т.п. В этом варианте осуществления импульсный электрический разряд формируется в электроизолирующей жидкости, содержащей парафиновые углеводороды. При этом вместо формования прессовкой электрод 87 можно сформовать отливкой суспензии, литьем металла под давлением, напылением и т.п.On the other hand, instead of the electrode 85, an electrode 87 may be used, consisting of a solid body of Si, a molded body molded by pressing a powder of Si, or a molded body heat-treated in a vacuum oven or the like. In this embodiment, a pulsed electrical discharge is generated in an electrically insulating liquid containing paraffin hydrocarbons. In this case, instead of compression molding, the electrode 87 can be formed by casting a suspension, injection molding, spraying, etc.

Как показано на Фиг.10, твердое защитное покрытие 89, обладающее прочностью на истирание, формируют на поверхности промежуточного покрытия 83 при помощи энергии электрического разряда; и защитное покрытие 89 состоит из оксидной керамики, cBN, смеси оксидной керамики и стойкого к окислению металла или смеси cBN и стойкого к окислению металла.As shown in FIG. 10, a hard protective coating 89 having abrasion resistance is formed on the surface of the intermediate coating 83 by electric discharge energy; and the protective coating 89 consists of oxide ceramic, cBN, a mixture of oxide ceramic and an oxidation-resistant metal, or a mixture of cBN and an oxidation-resistant metal.

В частности, защитное покрытие 89 формируют при помощи электрода 91 для защитного покрытия согласно Фиг.11(с), и при помощи электроэрозионной установки 15 согласно Фиг.3 в соответствии с вариантами осуществления, и с помощью формирования импульсного электрического разряда между промежуточным покрытием 83 и электродом 91 в электроизолирующей жидкости S, в результате чего материал электрода 91 или реагирующее вещество материала электрода выполняет осаждение, диффузию и/или сварку на поверхности промежуточного покрытия 83. При этом вместо формирования импульсного электрического разряда в электроизолирующей жидкости S можно сформировать импульсный электрический разряд в электроизолирующем газе.In particular, the protective coating 89 is formed by the protective coating electrode 91 of FIG. 11 (c), and by the EDM 15 of FIG. 3 in accordance with embodiments, and by generating a pulsed electrical discharge between the intermediate coating 83 and electrode 91 in an electrically insulating liquid S, whereby the material of the electrode 91 or the reactant of the material of the electrode performs deposition, diffusion and / or welding on the surface of the intermediate coating 83. Moreover, instead of forming anija pulsed electric discharge in the electrically insulating liquid S can generate a pulsed electric discharge in the electrically insulating gas.

При этом электрод 91 состоит из формованного тела, сформованного прессовкой порошка оксидной керамики, порошка сВМ, смеси порошка оксидной керамики и стойкого к окислению металла, или из смешанного порошка cBN и стойкого к окислению металла, или состоит из формованного тела, прошедшего термообработку в вакуумной печи или т.п. Вместо формования прессовкой электрод 91 можно сформировать литьем суспензии, литьем металла под давлением, напылением и т.п.In this case, the electrode 91 consists of a molded body molded by pressing oxide ceramic powder, CBM powder, a mixture of oxide ceramic powder and oxidation resistant metal, or a mixed cBN powder and oxidation resistant metal, or consists of a molded body heat-treated in a vacuum furnace or the like Instead of compression molding, the electrode 91 can be formed by casting a suspension, casting a metal under pressure, spraying, and the like.

Согласно четвертому варианту осуществления составляющая электрод 91 оксидная керамика является стабилизированной иттрием двуокисью циркония, хотя помимо стабилизированной иттрием двуокиси циркония можно использовать любую оксидную керамику. Концевая часть электрода 91 имеет форму, аналогичную форме концевой части лопатки 7.According to a fourth embodiment, the oxide ceramic component electrode 91 is yttrium stabilized zirconia, although any oxide ceramic can be used in addition to yttrium stabilized zirconia. The end portion of the electrode 91 has a shape similar to that of the end portion of the blade 7.

Как показано на Фиг.10, алюминиевое покрытие 93 в качестве второго защитного покрытия формируют на поверхностях лопатки 7 и на поверхности 9f протока платформы 9 при помощи алюминирования. При этом, вместо формирования алюминиевого покрытия 93 алюминированием, можно выполнить стойкое к окислению хромовое покрытие второго защитного покрытия с помощью хромирования.As shown in FIG. 10, an aluminum coating 93 as a second protective coating is formed on the surfaces of the blade 7 and on the duct surface 9f of the platform 9 by aluminization. Moreover, instead of forming an aluminum coating 93 by aluminization, it is possible to perform an oxidation-resistant chromium coating of the second protective coating by chromium plating.

Ниже раскрыты операции четвертого варианта осуществления изобретения.The following discloses the operations of a fourth embodiment of the invention.

Во-первых, поскольку основное покрытие 79, промежуточное покрытие 83 и защитное покрытие 89 формируют энергией электрического разряда и при этом пределы защитного покрытия 89 можно ограничить диапазоном формирования электрического разряда, то предварительную обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия 89, и последующую обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия 89, можно, соответственно, не выполнять.Firstly, since the main coating 79, the intermediate coating 83, and the protective coating 89 are formed by electric discharge energy and the limits of the protective coating 89 can be limited by the range of electric discharge formation, the preliminary processing related to the formation of the protective coating 89 and the subsequent processing related to to the formation of a protective coating 89, respectively, can not be performed.

По той же причине граничащая часть V1 между основным покрытием 79 и основным телом 77 лопатки ротора; граничащая часть V2 между промежуточным покрытием 83 и основным покрытием 79 и граничащая часть V3 между защитным покрытием 89 и промежуточным покрытием 83, соответственно, имеет структуры, в которой соотношения составляющих постепенно изменяются, поэтому защитное покрытие 89 и основной материал основного тела 77 лопатки ротора можно прочно скомбинировать при помощи основного покрытия 79 и промежуточного покрытия 83.For the same reason, the bordering part V1 between the main coating 79 and the main body 77 of the rotor blade; the adjacent part V2 between the intermediate coating 83 and the main coating 79 and the bordering part V3 between the protective coating 89 and the intermediate coating 83, respectively, has structures in which the ratios of the components gradually change, therefore, the protective coating 89 and the main material of the main body 77 of the rotor blade can be firmly combine with basecoat 79 and intermediatecoat 83.

Поскольку пористое основное покрытие 79 формируют на концевой части лопатки 7, то за счет ослабления напряжения от разности теплового расширения между основным телом 77 лопатки ротора и защитным покрытием 89, когда газотурбинный двигатель 3 находится в работе, можно исключить появление таких дефектов, как нарушение защитного покрытия 89; и также, даже если таковое нарушение произойдет, распространение дефекта на лопатку 7 можно предотвратить.Since the porous main coating 79 is formed on the end part of the blade 7, due to the attenuation of the voltage from the difference in thermal expansion between the main body 77 of the rotor blade and the protective coating 89, when the gas turbine engine 3 is in operation, it is possible to eliminate the appearance of defects such as violation of the protective coating 89; and also, even if such a violation occurs, the spread of the defect to the blade 7 can be prevented.

Во время работы газотурбинного двигателя 3 композитный материал промежуточного покрытия 83 превращается в обладающий текучестью SiO₂, т.е. SiO₂, являясь частью промежуточного покрытия 83, входит в поры поверхности основного покрытия 79, и поэтому воздухопроницаемость поверхности основного покрытия 79 почти исчезает. Если в основном покрытии 79 происходит нарушение, то часть промежуточного покрытия 83 входит в поры такового нарушения.During operation of the gas turbine engine 3, the composite material of the intermediate coating 83 is converted to flowable SiO ₂ , i.e. SiO ₂ , being part of the intermediate coating 83, enters the pores of the surface of the base coat 79, and therefore, the air permeability of the surface of the base coat 79 almost disappears. If a violation occurs in the main coating 79, then part of the intermediate coating 83 enters the pores of such a violation.

Поскольку теплопроводность пористого основного покрытия 79 низкая и промежуточное покрытие 83 сформировано на поверхности основного покрытия 79, то можно повысить свойство экранирования тепла у лопатки 75 ротора турбины.Since the thermal conductivity of the porous basecoat 79 is low and the intermediate coat 83 is formed on the surface of the basecoat 79, it is possible to improve the heat shielding property of the turbine rotor blade 75.

Согласно описанному выше четвертому варианту осуществления, поскольку пределы защитного покрытия 89 ограничены в диапазоне, в котором формируется электрический разряд, и поскольку предварительную обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия 89, и последующую обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия 89, можно соответственно не осуществлять, то время изготовления лопатки 75 ротора турбины можно сократить и легко повысить производительность изготовления лопатки 75 ротора турбины.According to the fourth embodiment described above, since the limits of the protective coating 89 are limited in the range in which the electric discharge is generated, and since the preliminary processing related to the formation of the protective coating 89 and the subsequent processing related to the formation of the protective coating 89 can be omitted, while the manufacturing time of the turbine rotor blade 75 can be shortened and the manufacturing capacity of the turbine rotor blade 75 can be easily increased.

При этом, поскольку защитное покрытие 89 и основной материал основного тела 77 лопатки ротора можно прочно скомбинировать, то защитное покрытие 89 вряд ли будет отслаиваться от основного материала основного тела 77 лопатки ротора, и, следовательно, качество лопатки 75 ротора турбины можно стабилизировать.Moreover, since the protective coating 89 and the main material of the main body 77 of the rotor blade can be firmly combined, the protective coating 89 is unlikely to peel off from the main material of the main body 77 of the rotor blade, and, therefore, the quality of the turbine rotor blade 75 can be stabilized.

Во время работы газотурбинного двигателя 3, так как SiO₂заполняет поры поверхности основного покрытия 79, и воздухопроницаемость поверхности основного покрытия 79 почти исчезает, стойкость к окислению лопатки 75 ротора турбины можно повысить и, тем самым, улучшить качество лопатки 75 ротора турбины.During operation of the gas turbine engine 3, since SiO ₂ fills the pores of the surface of the main coating 79, and the air permeability of the surface of the main coating 79 almost disappears, the oxidation resistance of the blade 75 of the turbine rotor can be improved, and thereby improve the quality of the blade 75 of the turbine rotor.

Настоящее изобретение не ограничивается описанием излагаемого выше четвертого варианта осуществления, и его можно должным образом модифицировать, чтобы обработка поверхности по новому способу обработки поверхности согласно четвертому варианту осуществления выполнялась на той части обрабатываемого основного тела компонента в компоненте турбины, которая не является лопаткой 75 ротора турбины.The present invention is not limited to the description of the fourth embodiment described above, and it can be properly modified so that surface treatment according to the new surface treatment method according to the fourth embodiment is performed on that part of the treated main body of the component in the turbine component that is not the turbine rotor blade 75.

ПРИМЕРЫ МОДИФИКАЦИИMODIFICATION EXAMPLES

Модификация четвертого варианта осуществления раскрывается ниже со ссылкой на Фиг.12(а) и 12(b).A modification of the fourth embodiment is disclosed below with reference to FIGS. 12 (a) and 12 (b).

Как показано на Фиг.12(b), вместо формирования промежуточного покрытия 83 на поверхности основного покрытия 79 поры 89h защитного покрытия 89 можно закрыть аморфным материалом 95, например стекловидным SiO₂ или MoSi₂. В этом случае после формирования защитного покрытия 89 поры 89h защитного покрытия 89 закрываются наполнением пор 89h защитного покрытия 89 порошком 97 SiO₂ или MoSi₂ и нагреванием концевой части лопатки 7, в результате чего порошок 97 превращается в аморфный материал 95. При этом порошок 97 SiO₂ или MoSi₂ смешивают в жидкости и затем выполняют наполнение.As shown in FIG. 12 (b), instead of forming an intermediate coating 83 on the surface of the base coating 79, the pores 89h of the protective coating 89 can be closed with an amorphous material 95, for example vitreous SiO ₂ or MoSi ₂ . In this case, after the formation of the protective coating 89, the pores 89h of the protective coating 89 are closed by filling the pores 89h of the protective coating 89 with 97 SiO ₂ or MoSi ₂ powder and heating the end part of the blade 7, as a result of which the powder 97 turns into an amorphous material 95. In this case, the SiO powder 97 ₂ or MoSi _{2 is} mixed in a liquid and then filled.

В этой модификации четвертого варианта осуществления выполняют и обеспечивают те же операции и эффекты, что и в четвертом варианте осуществления.In this modification of the fourth embodiment, the same operations and effects are performed and provided as in the fourth embodiment.

ПЯТЫЙ ВАРИАНТ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯFIFTH EMBODIMENT OF THE INVENTION

Пятый вариант осуществления ниже раскрывается со ссылкой на Фиг.1, 3, 13, 14, 15(а), 15(b), 16(а) и 16(b).A fifth embodiment is disclosed below with reference to FIGS. 1, 3, 13, 14, 15 (a), 15 (b), 16 (a) and 16 (b).

Как показано на Фиг.14, лопатка 99 ротора турбины в соответствии с пятым вариантом осуществления является одним из компонентов турбины, используемым в газотурбинном двигателе 3 или в паротурбинном двигателе 101 и вращающимся вокруг осевого центра 3с газотурбинного двигателя 3 или осевого центра 101с парового двигателя 101.As shown in FIG. 14, the turbine rotor blade 99 according to the fifth embodiment is one of the turbine components used in the gas turbine engine 3 or in the steam turbine engine 101 and rotating around the axial center 3c of the gas turbine engine 3 or the axial center 101c of the steam engine 101.

Как показано на Фиг.14, лопатка 99 ротора турбины имеет основное тело 103 лопатки ротора в качестве основного тела компонента; и основное тело 103 лопатки ротора, аналогичное лопатке 1 ротора турбины согласно первому варианту осуществления, состоит из лопатки 7 ротора, платформы 9, соединения 11 ласточкиным хвостом. Обрабатываемыми частями основного тела 103 лопатки ротора является часть от переднего края 7а до боковой стенки 7b высокого давления лопатки 7 и поверхности 9f протока платформы 9.As shown in FIG. 14, the turbine rotor blade 99 has a main body 103 of the rotor blade as the main body of the component; and the main body 103 of the rotor blade, similar to the blade 1 of the turbine rotor according to the first embodiment, consists of a rotor blade 7, platform 9, connection 11 dovetail. The machined parts of the main body 103 of the rotor blade is the part from the front edge 7a to the high pressure side wall 7b of the blade 7 and the duct surface 9f of the platform 9.

Часть от переднего края 7а боковой стенки 7b высокого давления лопатки 7 и поверхность 9f протока платформы 9 обрабатывают для обеспечения эрозионной прочности по новому способу обработки поверхности в соответствии с пятым вариантом осуществления. То есть покрытия нового состава формируют на части от переднего края 7а до боковой стенки 7b высокого давления лопатки 7 и поверхности 9f протока платформы 9.A portion from the leading edge 7a of the high pressure side wall 7b of the blade 7 and the duct surface 9f of the platform 9 are machined to provide erosion resistance according to the new surface treatment method in accordance with the fifth embodiment. That is, coatings of a new composition are formed in parts from the leading edge 7a to the high pressure side wall 7b of the blade 7 and the duct surface 9f of the platform 9.

То есть твердые защитные покрытия 105 формируют на части от переднего края 7а до боковой стенки 7b высокого давления и поверхности 9f протока платформы 9 энергией электрического разряда.That is, the hard protective coatings 105 are formed in parts from the leading edge 7 a to the high pressure side wall 7 b and the duct surface 9 f of the platform 9 with electric discharge energy.

В частности, основные части защитного покрытия 105 формируют с помощью электрода 107, показанного на Фиг.15(а) и 15(b), и с помощью электроэрозионной установки 15, показанной на Фиг.3, в соответствии с вариантом осуществления, и с помощью формирования импульсного электрического разряда между частью от переднего края 7а до боковой стенки 7b высокого давления лопатки 7 и электрода 107, и между стороной высокого давления поверхности 9f протока платформы 9 и электродом 107, в результате чего материал электрода 107 или реагирующее вещество материала электрода выполняет осаждение, диффузию и/или сварку на части от переднего края 7а до боковой стенки 7b высокого давления лопатки 7 и стороны высокого давления поверхности 9f протока платформы 9 энергией электрического разряда. При этом вместо формирования импульсного электрического разряда в электроизолирующей жидкости S можно сформировать импульсный электрический разряд в электроизолирующем газе.In particular, the main parts of the protective coating 105 are formed using the electrode 107 shown in FIGS. 15 (a) and 15 (b), and with the EDM 15 shown in FIG. 3, in accordance with an embodiment, and with the formation of a pulsed electric discharge between the part from the leading edge 7a to the high pressure side wall 7b of the blade 7 and the electrode 107, and between the high pressure side of the duct surface 9f of the platform 9 and the electrode 107, as a result of which the material of the electrode 107 or the reactive material of the electrode material Follow the important deposition, diffusion and / or welding on the portion from the leading edge 7a and the side wall 7b of the blade 7, the high pressure and the high pressure side surface 9f duct platform 9 of the electric discharge energy. In this case, instead of generating a pulsed electrical discharge in the electrically insulating liquid S, it is possible to form a pulsed electrical discharge in the electrically insulating gas.

Остальные части защитных покрытий 105 формируют при помощи электрода 109, показанного на Фиг.16(а) и 16(b), и электроэрозионной установки 15, показанной на Фиг.3, согласно вариантом осуществления; и при помощи формирования импульсного электрического разряда между боковой стороной всасывания поверхности 9f протока платформы 9 и электродом 109, в результате чего материал электрода 107 или реагирующее вещество электрода выполняет осаждение, диффузию и/или сварку на стороне всасывания части от переднего края 7а до боковой стенки 7b высокого давления поверхности 9f протока платформы 9 энергией электрического разряда.The remaining parts of the protective coatings 105 are formed using the electrode 109 shown in FIGS. 16 (a) and 16 (b) and the EDM 15 shown in FIG. 3 according to an embodiment; and by generating a pulsed electric discharge between the suction side of the duct surface 9f of the platform 9 and the electrode 109, as a result of which the electrode material 107 or the electrode reactive material performs deposition, diffusion and / or welding on the suction side of the part from the front edge 7a to the side wall 7b high pressure surface 9f duct platform 9 energy of an electric discharge.

Вместо электродов 107, 109 можно использовать электроды 111, 113, состоящие из формованных тел, сформованных прессовкой сплошного тела из Si, порошка Si, или из формованных тел, прошедших термообработку при помощи вакуумной печи или т.п. В этом случае импульсный электрический разряд формируют в электроизолирующей жидкости, содержащей парафиновые углеводороды. Вместо формования прессовкой электроды 111, 113 можно сформировать литьем суспензии, литьем металла под давлением, напылением и т.п.Instead of electrodes 107, 109, electrodes 111, 113 can be used, consisting of molded bodies molded by pressing a solid body of Si, Si powder, or molded bodies heat-treated by a vacuum furnace or the like. In this case, a pulsed electrical discharge is formed in an electrically insulating liquid containing paraffin hydrocarbons. Instead of compression molding, the electrodes 111, 113 can be formed by casting slurries, injection molding, sputtering, and the like.

После формирования защитного покрытия 105 поверхность защитного покрытия 105 обрабатывают нагартовкой. Нагартовкой может быть дробеструйная нагартовка и лазерная нагартовка.After the formation of the protective coating 105, the surface of the protective coating 105 is treated with hardening. Squeezing can be shot peening and laser peeling.

Далее раскрываются операции пятого варианта осуществления изобретения.The following discloses the operations of the fifth embodiment of the invention.

Во-первых, так как первое защитное покрытие 105 сформировано энергией электрического разряда и при этом пределы защитного покрытия 105 можно ограничить диапазоном формирования электрического разряда, то предварительную обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия, и последующую обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия, можно, соответственно, не выполнять.Firstly, since the first protective coating 105 is generated by electric discharge energy and the limits of the protective coating 105 can be limited by the range of electric discharge formation, the preliminary processing related to the formation of the protective coating and the subsequent processing related to the formation of the protective coating can accordingly, do not comply.

Помимо этого, граничная часть В между защитным покрытием 105, сформированным энергией электрического разряда, и основным материалом основного тела 103 лопатки ротора имеет конструкцию, в которой соотношение составляющих постепенно изменяется, и поэтому можно прочно скомбинировать защитное покрытие 105 и основной материал основного тела 103 лопатки ротора.In addition, the boundary portion B between the protective coating 105 formed by the electric discharge energy and the main material of the main body 103 of the rotor blade has a structure in which the ratio of the components gradually changes, and therefore, the protective coating 105 and the main material of the main body 103 of the rotor blade can be firmly combined .

Поскольку поверхность защитного покрытия 105 обработана нагартовкой, поверхность защитного покрытия 105 может приобрести остаточное напряжение сжатия.Since the surface of the protective coating 105 is machined with hardening, the surface of the protective coating 105 may acquire a residual compressive stress.

Согласно описываемому пятому варианту осуществления: поскольку пределы защитного покрытия 105 можно ограничить диапазоном формирования электрического разряда; и предварительную обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия 105, и последующую обработку, относящуюся к формированию защитного покрытия 105, можно соответственно не выполнять, то время изготовления лопатки 99 ротора турбины можно сократить и можно легко повысить производительность лопатки 99 ротора турбины.According to the described fifth embodiment: since the limits of the protective coating 105 can be limited by the range of formation of the electric discharge; and pre-processing related to the formation of the protective coating 105, and subsequent processing related to the formation of the protective coating 105, can accordingly not be performed, the manufacturing time of the blade 99 of the turbine rotor can be reduced and it is easy to increase the performance of the blade 99 of the turbine rotor.

Поскольку защитное покрытие 105 и основной материал основного тела 103 лопатки ротора можно прочно скомбинировать, защитное покрытие 105 вряд ли будет отслаиваться от оконечного основного материала основного тела 103 лопатки ротора, и, следовательно, качество лопатки 99 ротора турбины можно стабилизировать.Since the protective coating 105 and the main material of the main body 103 of the rotor blades can be firmly combined, the protective coating 105 is unlikely to peel off the final main material of the main body 103 of the rotor blades, and therefore the quality of the turbine rotor blades 99 can be stabilized.

Поскольку поверхность защитного покрытия 105 может приобрести усталостную прочность, можно повысить усталостную прочность защитного покрытия 105 и продлить срок службы лопатки 99 ротора турбины.Since the surface of the protective coating 105 can acquire fatigue strength, it is possible to increase the fatigue strength of the protective coating 105 and extend the life of the turbine rotor blade 99.

Настоящее изобретение не ограничивается описанием пятого варианта осуществления, и его можно надлежащим образом модифицировать, чтобы обработка поверхности по новому способу обработки поверхности согласно пятому варианту осуществления была обработкой той части основного тела компонента в компоненте лопатки, которая не является лопаткой 99 ротора турбины, или частью основного тела компонента в металлическом компоненте, не являющейся компонентом лопатки.The present invention is not limited to the description of the fifth embodiment, and it can be appropriately modified so that the surface treatment according to the new surface treatment method according to the fifth embodiment is the treatment of that part of the main body of the component in the blade component that is not the turbine rotor blade 99, or part of the main the body of the component in a metal component that is not a component of the scapula.

ПРИМЕР МОДИФИКАЦИИMODIFICATION EXAMPLE

Модификация пятого варианта осуществления раскрывается со ссылкой на Фиг.17.A modification of the fifth embodiment is disclosed with reference to FIG.

Как показано на Фиг.1 и 13, лопатка 105 ротора турбины в соответствии с модификацией пятого варианта осуществления является, аналогично лопатке 99 ротора турбины, одним из компонентов турбины, используемым в газотурбинном двигателе 3 или в паротурбинном двигателе 101 и вращающимся вокруг осевого центра 3с газотурбинного двигателя 3 или осевого центра 101с парового двигателя 101.As shown in FIGS. 1 and 13, the turbine rotor blade 105 in accordance with a modification of the fifth embodiment is, similar to the turbine rotor blade 99, one of the turbine components used in the gas turbine engine 3 or in the steam turbine engine 101 and rotated around the axial center 3c of the gas turbine engine 3 or axial center 101c of the steam engine 101.

Как показано на Фиг.17, лопатка 115 ротора турбины имеет основное тело 117 лопатки ротора в качестве основного тела компонента; и основное тело 117 лопатки ротора, аналогичное лопатке 37 ротора турбины согласно модификации первого варианта осуществления, состоит из лопатки 7, платформы 9, соединения 11 ласточкиным хвостом и также бандажа 41. Обрабатываемыми частями основного тела 117 лопатки является часть от переднего края 7а до боковой стенки 7b высокого давления лопатки 7 и поверхность 9f протока бандажа 41.As shown in FIG. 17, the turbine rotor blade 115 has a main body 117 of the rotor blade as the main body of the component; and the main body 117 of the rotor blade, similar to the turbine rotor blade 37 according to the modification of the first embodiment, consists of a blade 7, a platform 9, a dovetail connection 11 and also a band 41. The machined parts of the main body 117 of the blade is the part from the front edge 7a to the side wall 7b, the high pressure blades 7 and the duct duct surface 9f of the bandage 41.

Имеющие высокую твердость и эрозионную прочность покрытия 119 сформированы на части от переднего края 7а до боковой стенки 7b высокого давления лопатки 1, на поверхности 9f протока платформы 9 и поверхности протока бандажа 41 по новому способу обработки поверхности в соответствии с пятым вариантом осуществления.The coatings 119 having high hardness and erosion strength are formed in parts from the leading edge 7 a to the high pressure side wall 7 b of the blade 1, on the duct surface 9 f of the platform 9 and the duct surface of the bandage 41 according to the new surface treatment method in accordance with the fifth embodiment.

В этой модификации пятого варианта осуществления выполняются и обеспечиваются те же операции и эффекты, что и в пятом варианте осуществлении.In this modification of the fifth embodiment, the same operations and effects are performed and provided as in the fifth embodiment.

Изобретение проиллюстрировано на примере нескольких предпочтительных вариантов осуществления, но объем охраны изобретения и формулы изобретения не ограничивается этими вариантами осуществления.The invention is illustrated by several preferred embodiments, but the scope of protection of the invention and claims is not limited to these embodiments.

Claims

1. A turbine engine component comprising a main body having a part to be treated and a protective coating applied to the part and comprising one or more oxidation-resistant metals and one or more ceramic materials, the oxidation-resistant metals being selected from the group consisting of NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni, and formed by treating the part as a blank of an electric-discharge installation with an electrode, including containing oxidation-resistant metals and ceramic materials.

2. The component according to claim 1, in which the ceramic materials are selected from the group consisting of: cBN, TiC, TiN, TiAlN, TiB ₂ , WC, SiC, Si ₃ N ₄ , Cr ₃ C ₂ , Al ₂ O ₃ , ZrO _2- Y, ZrC, VC and B ₄ C.

3. The component according to claim 1, in which the part is selected from the group consisting of the end portion of the turbine rotor blade, the high pressure side wall of the rotor blade, the suction side wall of the rotor blade and the end seal of the bandage.

4. The component according to claim 1, additionally containing a main coating located between the part and the protective coating and including SiC formed by treating the part as a billet of an electric-discharge installation with a Si electrode in a liquid including alkane hydrocarbons.

5. A method of manufacturing a surface-treated component of a turbine engine, wherein a pressed powder is used from a mixture comprising one or more oxidation-resistant metals and one or more ceramic materials, such as an electrode, and a protective coating is formed on a part of the untreated component by treating the part as an electric discharge blank electrode installation.

6. The method according to claim 5, in which the oxidation-resistant metals are selected from the group consisting of NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni, and ceramic materials selected from the group consisting of: cBN, TiC, TiN, TiAlN, TiB ₂ , WC, SiC, Si ₃ N ₄ , Cr ₃ C ₂ , Al ₂ About ₃ , ZrO ₂ -Y, ZrC, VC and B ₄ C.

7. The method according to claim 5, in which additionally form a second protective coating on the protective coating and the second part of the component, forming a protective coating by any method selected from the group consisting of aluminization, chromium plating, deposition and condensation from the gas phase.

8. A turbine engine component manufactured by the method of claim 5.

9. A turbine engine component comprising a main body having a part to be treated, a main coating applied to the part, an intermediate coating applied to the main coating and including one or more filler materials selected from the group consisting of SiC and MoSi ₂ and a protective coating applied to the base coating and the intermediate coating and including one or more protective materials selected from the group consisting of oxide ceramics, cBN and oxidation resistant metals, and formed by processing the part as a billet of an electric-discharge installation with an electrode.

10. The component according to claim 9, in which the oxidation-resistant metals are selected from the group consisting of NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni.

11. The component according to claim 9, in which the part is selected from the group consisting of the end portion of the turbine rotor blade, the high pressure side wall of the rotor blade, the suction side wall of the rotor blade and the end seal of the bandage.

12. The component according to claim 9, in which the main coating is formed by treating the part as a workpiece of an electric discharge installation.

13. The component according to claim 9, in which the intermediate coating is formed by any method selected from the group consisting of processing a part as a blank of an electric-discharge installation with an Si electrode in a liquid including alkane hydrocarbons, and treating the part as a blank of an electric-discharge installation with an electrode of one or more filler materials selected from the group consisting of SiC and MoSi ₂ .

14. A turbine engine component comprising a main body having a part to be treated, a main coating applied to the part, a protective coating applied to the main coating and the intermediate coating and including one or more protective materials selected from the group consisting of oxide ceramics, cBN and oxidation-resistant metals, and formed by treating the part as a billet of an electric-discharge installation with an electrode, and a filler comprising amorphous SiO ₂ filling the pores of the protective coating.

15. The component of claim 14, wherein the oxidation resistant metals are selected from the group consisting of NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni.

16. The component of claim 14, wherein the portion is selected from the group consisting of the end portion of the turbine rotor blade, the high pressure side wall of the rotor blade, the suction side wall of the rotor blade and the end seal of the bandage.

17. The component of claim 14, wherein the main coating is formed by treating the part as a blank of an electric discharge installation.

18. A method of manufacturing a surface-treated component of a turbine engine, in which a base coating is formed on a portion of the untreated coating by treating the portion as a blank of an electric discharge installation with an oxidation-resistant metal electrode, forming an intermediate coating applied to the base coating and including one or more filler materials selected from the group consisting of SiC and MoSi ₂ , wherein the intermediate coating is formed by any method selected from the group consisting of parts of the process as a blank of an electric discharge installation with an Si electrode in a liquid including alkane hydrocarbons and processing of a part as a blank of an electric discharge installation with an electrode of one or more filler materials selected from the group consisting of SiC and MoSi ₂ and form a protective coating on the main coating and the intermediate coating by treating the base coating and the intermediate coating as a blank of an electric-discharge installation with an electrode of one or more protective materials selected from the group consisting th of oxide ceramics, cBN and oxidation resistant metals.

19. The method according to p, in which the oxidation-resistant metals are selected from the group consisting of NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni, and oxide ceramic is zirconium stabilized by yttrium.

20. A turbine engine component manufactured by the method of claim 18.

21. A method of manufacturing a surface-treated component of a turbine engine, in which a base coating is formed on a portion of the untreated component by treating the part as a billet of an electric-discharge installation with an oxidation-resistant metal electrode, forming a protective coating applied to the main coating and the intermediate coating by treating the main coating and an intermediate coating as a workpiece of an electric-discharge installation with an electrode of one or more protective materials selected from groups consisting of oxide ceramics, cBN and oxidation resistant metals, and close the pores of the protective coating by filling the SiO ₂ or MoSi ₂ powder into pores and heating a portion sufficient to turn the powder into amorphous SiO ₂ .

22. The method according to item 21, in which the oxidation-resistant metals are selected from the group consisting of NiCr alloys and M-CrAlY alloys, where M represents one or more metal elements selected from the group consisting of Co and Ni, and oxide ceramic is zirconium stabilized by yttrium.

23. A turbine engine component manufactured by the method of claim 21.

24. A method of manufacturing a surface treated component of a turbine engine in which a coating comprising SiC and applied to a portion of the untreated component is formed by treating the part as a billet of an electric discharge installation with a Si electrode in a liquid including alkane hydrocarbons.

25. A turbine engine component manufactured by the method of claim 24.

Priority on points:

06/11/2003 according to claims 1, 8;

03/24/2004 according to claims 2, 3, 5-7;

03.24.2003 according to claims 4, 9-25.