RU2372496C2 - Корпус турбины с тугоплавкими скобами, изготовленный способом порошковой металлургии - Google Patents
Корпус турбины с тугоплавкими скобами, изготовленный способом порошковой металлургии Download PDFInfo
- Publication number
- RU2372496C2 RU2372496C2 RU2005109763/02A RU2005109763A RU2372496C2 RU 2372496 C2 RU2372496 C2 RU 2372496C2 RU 2005109763/02 A RU2005109763/02 A RU 2005109763/02A RU 2005109763 A RU2005109763 A RU 2005109763A RU 2372496 C2 RU2372496 C2 RU 2372496C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- brackets
- shell
- alloy
- turbine stator
- stator housing
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 15
- 238000004663 powder metallurgy Methods 0.000 title abstract 2
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 31
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims abstract description 31
- 238000003466 welding Methods 0.000 claims abstract description 18
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims abstract description 17
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 claims abstract description 16
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000001513 hot isostatic pressing Methods 0.000 claims abstract description 14
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 10
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 10
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 238000005266 casting Methods 0.000 claims description 4
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 claims description 2
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000003780 insertion Methods 0.000 abstract 2
- 230000037431 insertion Effects 0.000 abstract 2
- 238000005272 metallurgy Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 5
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000011960 computer-aided design Methods 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 2
- 229910001209 Low-carbon steel Inorganic materials 0.000 description 1
- GRYLNZFGIOXLOG-UHFFFAOYSA-N Nitric acid Chemical compound O[N+]([O-])=O GRYLNZFGIOXLOG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000002253 acid Substances 0.000 description 1
- 239000013078 crystal Substances 0.000 description 1
- 238000002425 crystallisation Methods 0.000 description 1
- 230000008025 crystallization Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 1
- 229910000816 inconels 718 Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000002844 melting Methods 0.000 description 1
- 230000008018 melting Effects 0.000 description 1
- 238000013508 migration Methods 0.000 description 1
- 230000005012 migration Effects 0.000 description 1
- 229910017604 nitric acid Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 229910000753 refractory alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910001247 waspaloy Inorganic materials 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F7/00—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression
- B22F7/06—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools
- B22F7/062—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools involving the connection or repairing of preformed parts
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F3/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the manner of compacting or sintering; Apparatus specially adapted therefor ; Presses and furnaces
- B22F3/12—Both compacting and sintering
- B22F3/14—Both compacting and sintering simultaneously
- B22F3/15—Hot isostatic pressing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F7/00—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression
- B22F7/06—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools
- B22F7/08—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of composite workpieces or articles from parts, e.g. to form tipped tools with one or more parts not made from powder
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/4932—Turbomachine making
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Powder Metallurgy (AREA)
- Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
Abstract
Изобретение относится к получению корпуса статора турбины, в частности турбореактивного двигателя самолета. Корпус статора турбины содержит оболочку и установочные скобы направляющего соплового аппарата турбины, выступающие на внутренней поверхности оболочки. Оболочка выполнена из порошка первого сплава. Установочные скобы выполнены из второго сплава, более тугоплавкого, чем первый, и жестко соединены с оболочкой посредством диффузионной сварки во время горячего изостатического прессования. Корпус дополнительно содержит вставки, которые проходят через установочные скобы и оболочку. Вставки также жестко соединены с корпусом посредством диффузионной сварки и при изготовлении корпуса фиксируют скобы на одной из частей пресс-формы, внутри которой формируют оболочку. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение касается корпуса статора турбины и способа его изготовления, в частности, изобретение касается корпуса статора турбины турбореактивного двигателя самолета.
Указанный корпус содержит оболочку в форме усеченного конуса и установочные скобы, жестко соединенные с оболочкой и выступающие на ее внутренней поверхности. Установочные скобы служат для поддержания колец или сегментов колец, несущих неподвижные лопатки, образующих узел, называемый направляющим сопловым аппаратом турбины. Статор, как правило, содержит множество серий скоб, которые поддерживают несколько направляющих сопловых аппаратов, распределенных по внутренней поверхности оболочки. Между кольцами размещены подвижные колеса, несущие подвижные лопатки ротора турбины. Пара, образованная направляющим сопловым аппаратом и подвижным колесом, составляет ступень турбины.
Турбина турбореактивного двигателя самолета служит для прохождения очень горячих отработавших газов и, таким образом, функционирует в особенно тяжелых условиях теплообмена. Установочные скобы при контакте с потоком отработавших газов подвергнуты значительно более высокому нагреву, чем оболочка, которая охлаждается по внешней поверхности системой охлаждения, в общем случае, системой перфорированных трубок, обычно называемых душирующими обручами, подающих охлаждающий воздух на оболочку.
В заявке на европейский патент ЕР 1288444 раскрыто выполнение установочных скоб из сплава, хорошо противостоящего нагреву, и, при необходимости, размещенных внутри оболочки, а также изготовление оболочки из обычного сплава, менее тугоплавкого, чем сплав для скоб, и, значит, более легкого и менее дорогого в обработке.
В раскрытом в патенте варианте выполнения скобы закреплены на оболочке на горячей посадке обычной сваркой или болтовым соединением. Указанные различные средства монтажа имеют ряд неудобств.
Например, при обычной сварке плавлением образуются горячие трещины в зоне плавления и появляются усадочные трещины в зонах, подвергнутых термическому воздействию во время сварки. Что касается болтового соединения, оно усложняет конструкцию корпуса, увеличивая число составляющих деталей. Указанные различные средства монтажа обычно не имеют достаточной усталостной прочности.
Настоящее изобретение касается корпуса статора улучшенной турбины, оболочка которой выполнена в соответствии с особым способом изготовления, установочные скобы жестко закреплены на оболочке посредством монтажных средств простой конструкции, имеющих хорошую механическую прочность и прекрасно противостоящих нагреву.
Более конкретно, изобретение касается корпуса статора турбины, содержащего оболочку и установочные скобы неподвижных лопаток, выступающие на внутренней поверхности оболочки, изобретение характеризуется тем, что оболочка выполнена из первого сплава посредством горячего изостатического прессования из металлического порошка, установочные скобы выполнены из второго сплава, более тугоплавкого, чем первый, и жестко закреплены на оболочке посредством диффузионной сварки во время горячего изостатического прессования.
Следует отметить, что выполнение оболочки корпуса посредством горячего изостатического прессования (далее ГИП) в дальнейшем позволяет использовать преимущества этого известного способа изготовления.
Другое преимущество заявленного изобретения заключается в том, что для жесткого соединения посредством диффузионной сварки установочных скоб к оболочке пользуются циклом ГИП, что позволяет сократить время изготовления корпуса. Способ диффузионной сварки - это известный способ, который позволяет соединить между собой две детали, выполненные из сплавов различных составов, но совместимых с точки зрения диффузии.
Согласно изобретению скобы выполнены из второго сплава, более тугоплавкого, чем первый, так что эти скобы выдерживают температуры, по меньшей мере, превосходящие 900°С, тогда как корпус выдерживает температуры только порядка 750°С. Совершенно очевидно, что можно использовать различные типы второго сплава, более или менее тугоплавкие в зависимости от положения скоб внутри оболочки и от температур, которым они подвергнуты. Известно, что для некоторых типов турбореактивных двигателей температура на некоторых ступенях турбины может достигать 1050°С и даже 1100°С.
Преимущественно скобы выполняются из литейного сплава, содержащего никель и/или кобальт, и они могут быть выполнены методом равноосного монокристаллического литья или литья с управляемой кристаллизацией. Как правило, скобы можно изготавливать из сплавов, аналогичных сплавам, используемым для изготовления лопаток турбины.
Оболочка выполнена из сплавов или суперсплавов, используемых обычно в авиации, марки Waspaloy® или марки Inconel 718®. Это позволяет без затруднения восстановить оболочку, в случае повреждений, посредством классических способов восстановления, таких как сварка, сборка или наплавка. Повреждения оболочки могут случиться, например, в результате удара во время изготовления или транспортировки.
Выгодно использовать различные первый и второй сплавы, так как эксплуатационные требования к оболочке и скобам различны. Скобы, прежде всего, должны иметь хорошую стойкость к очень высоким температурам, тогда как для корпуса такой необходимости не существует, но она должна быть легко восстанавливаемой. В то же время скобы, хорошо противостоящие нагреву, нет необходимости охлаждать холодным воздухом.
В соответствии с вариантом выполнения изобретения корпус содержит вставки, которые проходят через установочные скобы и оболочку. Преимущественно эти вставки также жестко соединены с оболочкой посредством диффузионной сварки во время горячего изостатического прессования.
Даже если они немного усложняют конструкцию корпуса, эти вставки предоставляют дополнительные преимущества. Прежде всего, они позволяют при изготовлении корпуса зафиксировать скобы на одной части пресс-формы, внутри которой формируется оболочка, таким образом, чтобы обеспечить хорошее позиционирование этих скоб в течение цикла ГИП. Потом, эти вставки могут выступать на внешней поверхности корпуса, образуя выступы. Эти выступы могут быть использованы для закрепления внешнего элемента на корпусе, например элемента системы охлаждения. Можно в каждой вставке выполнить резьбовое отверстие, которое открывается вблизи выступа и в которое можно ввинтить стержень, жестко связанный с внешним по отношению к корпусу элементом.
Настоящее изобретение касается также способа изготовления корпуса статора турбины ранее описанного типа, содержащего оболочку, выполненную из первого сплава, и установочные скобы для неподвижных лопаток, выступающие на внутренней поверхности оболочки, способ характеризуется тем, что вышеупомянутые скобы выполняют из второго сплава, более тугоплавкого, чем первый, скобы располагают внутри пресс-формы, пресс-форму заполняют металлическим порошком первого сплава, скобы располагают таким образом, чтобы они контактировали с порошком, и осуществляют горячее изостатическое прессование металлического порошка для изготовления оболочки, скобы жестко соединяют с оболочкой посредством диффузионной сварки во время горячего изостатического прессования.
Преимущества корпуса согласно изобретению и способа изготовления этого корпуса будут пояснены подробным описанием варианта выполнения изобретения, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
фиг.1 изображает общий вид оболочки статора турбины согласно изобретению;
фиг.2 - осевой разрез одной из частей пресс-формы, служащей для выполнения оболочки корпуса, согласно изобретению;
фиг.3 - осевой разрез части корпуса согласно изобретению;
фиг.4 - осевой разрез части корпуса на фиг.3, на которой установлено кольцо, несущее неподвижные лопатки, согласно изобретению.
Корпус 1 (фиг.1) согласно изобретению содержит оболочку 2 в форме усеченного конуса, на которой установлены скобы двух типов: ровные скобы 3а и скобы 3b с выступами. Скобы одного типа имеют вид изогнутых сегментов и состыкованы таким образом, чтобы сформировать на внутренней поверхности корпуса 2 кольца скоб.
В описываемом примере корпус содержит три ряда ровных скоб 3a и три ряда скоб 3b с выступами, эти ряды скоб различных типов чередуются.
Скобы 3a и 3b (фиг.4) служат для поддержания направляющего соплового аппарата 6 турбины, образованного из колец или сегментов колец, несущих неподвижные лопатки 9. Эти неподвижные лопатки 9 соединены ножкой с внешним кольцом направляющего соплового аппарата 6. Внешнее кольцо 10 снабжено в передней части и в задней части скобами 11 и 12, предназначенными для взаимодействия с установочными скобами 3a, 3b корпуса 2, чтобы внешнее кольцо 10 удерживалось установочными скобами 3a, 3b.
Способ изготовления корпуса 1 поясняется со ссылкой на фиг.2, где показана оснастка, использованная для образования пресс-формы, внутрь которой вводят металлический порошок 5 первого сплава для горячего изостатического прессования, т.е. проведения цикла специального нагрева, сопровождаемого давлением.
Практически пресс-форма содержит различные детали оснастки: внутренние - 01, 02, 03 и внешние - E1 и Е2.
Разработка деталей оснастки очень сложна и требует использования систем автоматизированного проектирования (САПР), особенно для моделирования локальных усадок во время ГИП сформированного корпуса 2. Этот специальный способ, более известный под названием процесс ISOPREC® (зарегистрированный товарный знак), позволяет получить оболочку корпуса непосредственно заданных размеров и следовательно исключить дальнейшую обработку.
Используют практически цилиндрическую вставку 20 для фиксации скоб 3a или 3b во время ГИП. Вставка 20, которая представляет собой тело вращения, содержит цилиндрическое тело 24, предназначенное для прохождения через круглое отверстие 23, которое выполнено в скобе 3a или 3b и имеет на одном конце круглый заплечик 22 диаметром, превосходящим диаметр отверстия 23, который упирается в скобу 3a или 3b. В представленном примере диаметр тела 24 немного уступает диаметру отверстия 23, так что зазор между вставкой и скобой 3a или 3b достаточно мал для того, чтобы скоба не смещалась и оставалась в неподвижном положении на вставке 20. Также возможно предусмотреть, чтобы вставка 20 была установлена в отверстие 23 с натягом.
Другой конец вставки 20, противоположный первому и повернутый вовне, способен входить в гнездо 29, предусмотренное для этой цели на внешней оснастке Е1. Через эту оснастку Е1 проходит отверстие и открывается с одной стороны на внешней поверхности и с другой стороны на дне гнезда 29. Другое отверстие 27 - резьбовое - устроено во вставке 20 и открывается со стороны своего второго конца. Отверстия 27 и 29 дают возможность прохода болту 28. Когда болт 28 вставлен в резьбовое отверстие 27, второй конец вставки 20 упирается в дно гнезда 29 и скоба 3a или 3b удерживается в неподвижном положении. Это положение таково, что внешняя поверхность 30 скобы находится заподлицо с внешней поверхностью S внутренних оснасток 01, 02 и 03. Таким образом, поверхности S с внутренними поверхностями S' внешних оснасток Е1 и Е2 и с внешними поверхностями 30 скоб 3a и 3b образуют стенки пресс-формы, внутрь которой введен металлический порошок 5. Таким образом, внешние поверхности 30 скоб 3a и 3b находятся в контакте с порошком 5, когда он сжат при проведении ГИП.
Для реализации ГИП располагают оснастку, скобы, вставки, болты и порошок в автоклаве под высоким давлением при высокой температуре. Например, 1000 бар и 1200°С. Оснастка и другие элементы сожмутся под действием температуры и давления, и металлический порошок спрессуется для формирования оболочки 2. Оболочка 2 и скобы 3a и 3b изготовлены из сплавов, состав которых пригоден для диффузионной сварки. Известно, что диффузионная сварка - это способ, который состоит в удержании деталей в контакте (корпуса 2 и скоб 3a и 3b), при заданных давлении и температуре в течение требуемого времени. Хорошие режимы температуры и давления достигаются в течение цикла ГИП. При пластической деформации на поверхностях деталей происходит тесный контакт, миграция или диффузия элементов между деталями, если только последние были выполнены из совместимых сплавов.
Отметим, что метод диффузионной сварки требует хорошей подготовки внешней поверхности 30 скоб 3a и 3b.
Преимущественно используемые вставки 20 выполнены из третьего сплава, идентичного второму сплаву или аналогичному сплаву, он более тугоплавкий, чем первый сплав, и совместим с последним с точки зрения диффузии.
Аналогично скобам 3a и 3b, вставки 20 жестко соединятся с корпусом 2 посредством диффузионной сварки во время цикла ГИП.
В представленном примере тело 24 вставок 20 имеет дополнительно периферическую кольцевую канавку 26, находящуюся в зоне контакта тела 24 с металлическим порошком 5. Таким образом, порошок 5 проникает внутрь канавки 26, которая оказывается утопленной в теле корпуса 2 при его изготовлении. Канавка 26 дополнительно позволяет улучшить фиксацию вставок 20 на корпусе 2.
Как только прессование корпуса 2 закончено, пресс-форму, выполненную, например, из мягкой стали, разрушают, например, растворяя ее в кислоте, например азотной кислоте, затем отвинчивают болты 28.
Корпус устанавливают внутрь турбореактивного двигателя самолета. Резьбовые отверстия 27, оставленные свободными, позволяют зафиксировать перфорированные трубы, оснащенные соответствующими стержнями, которые позволяют подавать охлаждающий воздух на корпус 1 для охлаждения.
Claims (12)
1. Корпус статора турбины, содержащий оболочку (2) и установочные скобы (3a, 3b) направляющего соплового аппарата турбины, выступающие на внутренней поверхности оболочки (2), отличающийся тем, что оболочка (2) выполнена из порошкового первого сплава, который является сплавом или жаропрочным сплавом, используемым в авиации, посредством горячего изостатического прессования из металлического порошка (5), установочные скобы (3a, 3b) выполнены из второго сплава, более тугоплавкого, чем первый, и жестко соединены с упомянутой оболочкой (2) посредством диффузионной сварки во время горячего изостатического прессования.
2. Корпус статора турбины по п.1, отличающийся тем, что он дополнительно содержит вставки (20), которые проходят через установочные скобы (3a, 3b) и оболочку (2).
3. Корпус статора турбины по п.2, отличающийся тем, что вставки (20) жестко соединены с оболочкой (2) посредством диффузионной сварки во время горячего изостатического прессования.
4. Корпус статора турбины по п.2 или 3, отличающийся тем, что каждая из вставок имеет первый конец, на котором сформирован заплечик (22), упирающийся в одну из установочных скоб (3a, 3b).
5. Корпус статора турбины по п.2 или 3, отличающийся тем, что каждая из вставок имеет второй конец, который выступает на внешнюю поверхность оболочки (2), образуя выступ.
6. Корпус статора турбины по п.5, отличающийся тем, что в упомянутой вставке (20) выполнено резьбовое отверстие (27), которое открыто со стороны ее второго конца.
7. Корпус статора турбины по п.2 или 3, отличающийся тем, что каждая из вставок имеет периферическую канавку (26), скрытую в теле оболочки (2).
8. Корпус статора турбины по п.1, отличающийся тем, что второй сплав содержит никель и/или кобальт.
9. Способ изготовления корпуса статора турбины, содержащего оболочку (2), выполненную из первого сплава, и установочные скобы (3a, 3b) направляющего соплового аппарата турбины, выступающие на внутренней поверхности оболочки (2), отличающийся тем, что скобы (3a, 3b) выполняют из второго сплава, более тугоплавкого, чем первый, скобы (3a, 3b) располагают внутри пресс-формы, заполняют пресс-форму металлическим порошком (5) первого сплава, причем скобы (3a, 3b) располагают таким образом, что они находятся в контакте с порошком (5), и формируют оболочку (2) посредством горячего изостатического прессования металлического порошка (5), при этом скобы (3a, 3b) жестко соединяются с оболочкой (2) посредством диффузионной сварки во время горячего изостатического прессования.
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что скобы (3a, 3b) изготавливают литьем.
11. Способ по п.9 или 10, отличающийся тем, что скобы (3a, 3b) закрепляют в пресс-форме при помощи вставок (20), посредством чего обеспечивают хорошее позиционирование скоб (3a, 3b) при горячем изостатическом прессовании.
12. Способ по п.9, отличающийся тем, что пресс-форму разрушают после изготовления оболочки (2).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0403537A FR2868467B1 (fr) | 2004-04-05 | 2004-04-05 | Carter de turbine a crochets refractaires obtenu par procede mdp |
| FR0403537 | 2004-04-05 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005109763A RU2005109763A (ru) | 2006-10-10 |
| RU2372496C2 true RU2372496C2 (ru) | 2009-11-10 |
Family
ID=34531413
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005109763/02A RU2372496C2 (ru) | 2004-04-05 | 2005-04-04 | Корпус турбины с тугоплавкими скобами, изготовленный способом порошковой металлургии |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7234920B2 (ru) |
| JP (1) | JP4153501B2 (ru) |
| CA (1) | CA2500959C (ru) |
| FR (1) | FR2868467B1 (ru) |
| GB (1) | GB2412949B (ru) |
| RU (1) | RU2372496C2 (ru) |
Families Citing this family (28)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE10359730A1 (de) * | 2003-12-19 | 2005-07-14 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbomaschine, insbesondere Gasturbine |
| FR2871398B1 (fr) * | 2004-06-15 | 2006-09-29 | Snecma Moteurs Sa | Procede de fabrication d'un carter de stator de turbine |
| US20060096091A1 (en) * | 2004-10-28 | 2006-05-11 | Carrier Charles W | Method for manufacturing aircraft engine cases with bosses |
| GB2442238B (en) * | 2006-09-29 | 2008-10-01 | Rolls Royce Plc | Sheet metal blank |
| EP2159382A1 (de) * | 2008-08-27 | 2010-03-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Leitschaufelträger für eine Gasturbine |
| EP2196628A1 (de) * | 2008-12-10 | 2010-06-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Leitschaufelträger |
| FR2944724B1 (fr) * | 2009-04-24 | 2012-01-20 | Snecma | Procede de fabrication d'un ensemble comprenant une pluralite d'aubes montees dans une plateforme |
| US8392016B2 (en) | 2010-06-25 | 2013-03-05 | LNT PM Inc. | Adaptive method for manufacturing of complicated shape parts by hot isostatic pressing of powder materials with using irreversibly deformable capsules and inserts |
| US8784041B2 (en) | 2011-08-31 | 2014-07-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment with integrated seal |
| US8784037B2 (en) | 2011-08-31 | 2014-07-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment with integrated impingement plate |
| US9028744B2 (en) | 2011-08-31 | 2015-05-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Manufacturing of turbine shroud segment with internal cooling passages |
| US9079245B2 (en) | 2011-08-31 | 2015-07-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment with inter-segment overlap |
| US8784044B2 (en) | 2011-08-31 | 2014-07-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment |
| GB201119240D0 (en) | 2011-11-08 | 2011-12-21 | Rolls Royce Plc | A hot isostatic pressing tool and a method of manufacturing an article from powder material by hot isostatic pressing |
| GB201119238D0 (en) | 2011-11-08 | 2011-12-21 | Rolls Royce Plc | A hot isostatic pressing tool and a method of manufacturing an article from powder material by hot isostatic pressing |
| GB201209567D0 (en) * | 2012-05-30 | 2012-07-11 | Rolls Royce Plc | An apparatus and a method of manufacturing an article from powder material |
| GB2510562B (en) | 2013-02-06 | 2015-02-25 | Rolls Royce Plc | Method of forming a bonded assembly |
| FR3002272A1 (fr) * | 2013-02-19 | 2014-08-22 | Snecma | Secteur de distributeur a anti-rotation pour secteur adjacent |
| US10252371B2 (en) * | 2016-02-12 | 2019-04-09 | The Boeing Company | Diffusion-bonded metallic materials |
| GB201700614D0 (en) * | 2017-01-13 | 2017-03-01 | Rolls Royce Plc | A method of manufacturing a component |
| FR3071516B1 (fr) * | 2017-09-25 | 2022-07-29 | Safran Aircraft Engines | Procede de fabrication d'une piece comprenant deux superalliages differents |
| US10570773B2 (en) | 2017-12-13 | 2020-02-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud cooling |
| US11274569B2 (en) | 2017-12-13 | 2022-03-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud cooling |
| US10533454B2 (en) | 2017-12-13 | 2020-01-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud cooling |
| US10502093B2 (en) * | 2017-12-13 | 2019-12-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud cooling |
| FR3105040B1 (fr) * | 2019-12-18 | 2023-11-24 | Commissariat Energie Atomique | Procédé de fabrication par compression isostatique à chaud d’une pièce outil |
| US11365645B2 (en) | 2020-10-07 | 2022-06-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud cooling |
| US11939888B2 (en) * | 2022-06-17 | 2024-03-26 | Rtx Corporation | Airfoil anti-rotation ring and assembly |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3940268A (en) * | 1973-04-12 | 1976-02-24 | Crucible Inc. | Method for producing rotor discs |
| US4063939A (en) * | 1975-06-27 | 1977-12-20 | Special Metals Corporation | Composite turbine wheel and process for making same |
| US4097276A (en) * | 1975-07-17 | 1978-06-27 | The Garrett Corporation | Low cost, high temperature turbine wheel and method of making the same |
| SE446606B (sv) * | 1981-08-27 | 1986-09-29 | Stal Laval Turbin Ab | Sett att framstella skovelringar och skivor med skovlar for roterande maskiner sasom kompressorer eller turbiner |
| US4680160A (en) * | 1985-12-11 | 1987-07-14 | Trw Inc. | Method of forming a rotor |
| CH670406A5 (ru) * | 1987-03-19 | 1989-06-15 | Bbc Brown Boveri & Cie | |
| DE3726056A1 (de) * | 1987-08-06 | 1989-03-02 | Mtu Muenchen Gmbh | Verfahren zur herstellung von bauteilen mit unterschiedlichen wandstaerken |
| FR2723868B1 (fr) * | 1994-08-24 | 1996-09-20 | Snecma | Procede d'obtention d'une piece circulaire metallique a aubes |
| DE4439949C1 (de) * | 1994-11-09 | 1996-02-15 | Mtu Muenchen Gmbh | Verfahren zur Formgebung beim heißisostatischen Pressen |
| FR2728618B1 (fr) * | 1994-12-27 | 1997-03-14 | Europ Propulsion | Distributeur supersonique d'etage d'entree de turbomachine |
| US5618161A (en) * | 1995-10-17 | 1997-04-08 | Westinghouse Electric Corporation | Apparatus for restraining motion of a turbo-machine stationary vane |
| DE19607159A1 (de) * | 1996-02-26 | 1997-08-28 | Abb Patent Gmbh | Leitboden für eine Turbine mit Leitprofilen, die an einem Außenring befestigt sind |
| WO1998058158A1 (fr) * | 1997-06-19 | 1998-12-23 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Dispositif d'etancheite pour aubes de stator de turbine a gaz |
| FR2829176B1 (fr) * | 2001-08-30 | 2005-06-24 | Snecma Moteurs | Carter de stator de turbomachine |
-
2004
- 2004-04-05 FR FR0403537A patent/FR2868467B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2005
- 2005-03-21 GB GB0505770A patent/GB2412949B/en active Active
- 2005-03-23 CA CA2500959A patent/CA2500959C/fr active Active
- 2005-03-23 US US11/086,426 patent/US7234920B2/en active Active
- 2005-03-25 JP JP2005087761A patent/JP4153501B2/ja active Active
- 2005-04-04 RU RU2005109763/02A patent/RU2372496C2/ru active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US7234920B2 (en) | 2007-06-26 |
| GB0505770D0 (en) | 2005-04-27 |
| FR2868467B1 (fr) | 2006-06-02 |
| JP4153501B2 (ja) | 2008-09-24 |
| CA2500959C (fr) | 2012-10-30 |
| RU2005109763A (ru) | 2006-10-10 |
| JP2005291204A (ja) | 2005-10-20 |
| CA2500959A1 (fr) | 2005-10-05 |
| GB2412949B (en) | 2008-01-09 |
| GB2412949A (en) | 2005-10-12 |
| US20050244266A1 (en) | 2005-11-03 |
| FR2868467A1 (fr) | 2005-10-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2372496C2 (ru) | Корпус турбины с тугоплавкими скобами, изготовленный способом порошковой металлургии | |
| CA2921269C (en) | Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly | |
| RU2377422C2 (ru) | Способ изготовления картера статора турбины | |
| CN106121736B (zh) | 利用无热应力的紧固件的涡轮构件连接 | |
| US11766722B2 (en) | Method for the hybrid construction of multi-piece parts | |
| EP2841749B1 (en) | Connecting gas turbine engine annular members | |
| US20070163114A1 (en) | Methods for fabricating components | |
| US20080219853A1 (en) | Multi-alloy turbine rotors and methods of manufacturing the rotors | |
| JP3983603B2 (ja) | セラミックマトリックス材料よりなる燃料室のための構造 | |
| JP2002168133A (ja) | タービンノズルセグメント及びその修理方法 | |
| JP4659968B2 (ja) | タービンノズルセグメントとその修理方法 | |
| CH698278A2 (de) | Turbinen/Verdicherstator-Verbindung mit wärmeisoliertem Flanschbolzen. | |
| JP2007146847A (ja) | 燃焼器ドーム補修方法 | |
| EP3056817A1 (en) | Additively manufactured combustor thermal shield and corresponding manufacturing method | |
| WO2018144221A1 (en) | Coated flange bolt hole and methods of forming the same | |
| US10767496B2 (en) | Turbine blade assembly with mounted platform | |
| EP3236156B1 (en) | Combustor thermal shield fabrication method | |
| US11175041B2 (en) | Systems and methods for combustor panel | |
| US8716623B2 (en) | Core runout ceiling for turbine components | |
| EP3461582B1 (en) | Methods for treating an engine flange |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| RZ4A | Other changes in the information about an invention | ||
| PD4A | Correction of name of patent owner |