RU2456460C2 - Система предотвращения износа концевых бандажных полок лопаток турбины - Google Patents
Система предотвращения износа концевых бандажных полок лопаток турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2456460C2 RU2456460C2 RU2007146369/06A RU2007146369A RU2456460C2 RU 2456460 C2 RU2456460 C2 RU 2456460C2 RU 2007146369/06 A RU2007146369/06 A RU 2007146369/06A RU 2007146369 A RU2007146369 A RU 2007146369A RU 2456460 C2 RU2456460 C2 RU 2456460C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wear
- end retaining
- socket
- contact
- contact surface
- Prior art date
Links
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 claims description 15
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims description 10
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 claims description 8
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 claims description 8
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 8
- 229910000679 solder Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract 1
- 238000010008 shearing Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 16
- 238000005219 brazing Methods 0.000 description 12
- 238000000034 method Methods 0.000 description 9
- 238000013461 design Methods 0.000 description 7
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 7
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 7
- 230000008569 process Effects 0.000 description 6
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 5
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 5
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 5
- 239000007799 cork Substances 0.000 description 4
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 2
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 2
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 2
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 229910000531 Co alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011324 bead Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- AFJYYKSVHJGXSN-KAJWKRCWSA-N selamectin Chemical compound O1[C@@H](C)[C@H](O)[C@@H](OC)C[C@@H]1O[C@@H]1C(/C)=C/C[C@@H](O[C@]2(O[C@@H]([C@@H](C)CC2)C2CCCCC2)C2)C[C@@H]2OC(=O)[C@@H]([C@]23O)C=C(C)C(=N\O)/[C@H]3OC\C2=C/C=C/[C@@H]1C AFJYYKSVHJGXSN-KAJWKRCWSA-N 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05C—INDEXING SCHEME RELATING TO MATERIALS, MATERIAL PROPERTIES OR MATERIAL CHARACTERISTICS FOR MACHINES, ENGINES OR PUMPS OTHER THAN NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES
- F05C2201/00—Metals
- F05C2201/04—Heavy metals
- F05C2201/0433—Iron group; Ferrous alloys, e.g. steel
- F05C2201/0463—Cobalt
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
- F05D2300/506—Hardness
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Система предотвращения износа концевой бандажной полки лопатки турбины содержит гнездо, образованное на поверхности контакта концевой бандажной полки, и жесткую пробку, установленную в гнездо и имеющую износостойкую внешнюю поверхность. Концевая бандажная полка входит в контакт с соседней концевой бандажной полкой при работе турбины у поверхности контакта. Поверхность контакта содержит границу раздела, имеющую профиль в виде буквы "Z". Концевая бандажная полка дополнительно содержит срезающий зубец, образующий выступ, проходящий по середине верхней поверхности концевой бандажной полки. Граница раздела включает в себя среднюю поверхность контакта, соответствующую среднему участку профиля в виде буквы "Z". Средняя поверхность контакта имеет по существу прямоугольную форму, которая по существу соответствует форме поперечного сечения срезающего зубца. Изобретение позволяет повысить износостойкость концевой бандажной полки лопатки турбины, увеличить срок ее службы и упростить ремонт. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Настоящее изобретение в основном относится к системам предотвращения износа концевых бандажных полок лопаток турбины в турбинных двигателях. В частности, но не в качестве ограничения, настоящее изобретение относится к системам интегрирования износостойкой внешней поверхности на контактные поверхности между соседними концевыми бандажными полками.
Лопатки турбины обычно включают в себя аэродинамический профиль и концевую бандажную полку, закрепленную на нем (см., например, публикацию заявки на патент США №2005/0111983). Концевая бандажная полка, которая закреплена на внешней кромке аэродинамического профиля, имеет площадь поверхности, которая проходит по существу перпендикулярно поверхности аэродинамического профиля. Поверхность концевой бандажной полки помогает удерживать выхлопные газы турбины на аэродинамическом профиле (то есть не позволяет скользить выхлопным газам поверх окончания аэродинамического профиля лопатки), в результате чего больший процент энергии выхлопных газов турбины может быть преобразован в механическую энергию турбины. Таким образом, концевые бандажные полки улучшают рабочие характеристики газотурбинных двигателей. Предпочтительная конструкция концевой бандажной полки имеет большую площадь поверхности концевой бандажной полки, которая закрывает всю внешнюю поверхность аэродинамического профиля лопатки турбины.
При работе турбины концевая бандажная полка обычно взаимодействует с концевыми бандажными полками соседних лопаток турбины. То есть из-за совмещения установленной лопатки турбины и предпочтительной конструкции концевой бандажной полки такая концевая бандажная полка обычно входит в контакт с концевой бандажной полкой, расположенной с каждой ее стороны, то есть с соседней концевой бандажной полкой на ее передней и задней кромках. Контакт, образующийся между концевыми бандажными полками соседних лопаток турбины, также помогает удерживать выхлопные газы турбины на аэродинамическом профиле (то есть предотвращает значительную утечку между концевыми бандажными полками), в результате чего улучшаются рабочие характеристики турбины. Однако, учитывая скорость вращения и вибрацию турбины во время работы, а также непостоянную природу соединения, образовавшегося между соседними концевыми бандажными полками, возникают чрезмерные физические и механические напряжения, связанные с контактом между соседними концевыми бандажными полками.
Кроме того, лопатки турбины в промышленных газовых турбинах и двигателях самолетов работают при высоких температурах. Обычно температура в турбине, при которой работают лопатки турбины, составляют от 600 до 1500°С. Кроме того, скорость и частота изменения рабочей температуры турбины усугубляют тепловые напряжения, прикладываемые к компонентам, расположенным на пути горячих газов. В результате тепловые напряжения, возникающие в лопатках турбины и на концевых бандажных полках, закрепленных на них, становятся чрезмерными.
Лопатки турбины и концевые бандажные полки, прикрепленные к ним, обычно изготавливают из жаропрочных сплавов на основе никеля, жаропрочных сплавов на основе кобальта, сплавов на основе железа или аналогичных материалов. Хотя эти материалы доказали свою экономичность и эффективность при выполнении большинства необходимых функций, учитывая чрезвычайные механические тепловые напряжения, наличие области соединения между соседними концевыми бандажными полками (то есть в местах, где концевая бандажная полка входит в контакт с каждой из соседних к ней концевых бандажных полок) приводит к преждевременному износу. Другие более твердые/более износостойкие материалы более эффективно оказывают сопротивление износу, возникающему в областях контакта между соседними концевыми бандажными полками.
Обычные способы и системы оказались неэффективными для предотвращения такого износа. Например, были проверены покрытия, наносимые способом плазменного напыления. Однако такие покрытия оказались слишком тонкими, и они не обеспечивают износостойкую защиту. Также проверяли специализированную сварку, которая, в общем, представляет собой "наращивание сварного шва" в области контакта. Однако специализированная сварка также обеспечивала незначительную защиту. Кроме того, при наращивании сварного шва вводятся дополнительные напряжения, связанные с перегревом в области контакта, в то время как напряжения, возникающие во время работы в этой области, уже являются чрезмерными.
В результате продолжается преждевременный износ в точке контакта между соседними концевыми бандажными полками, что делает систему неэффективной. Например, преждевременный износ может привести к: 1) увеличенному времени простоя из-за ремонта модуля турбины; 2) замене в остальном исправных концевых бандажных полок из-за преждевременного износа в области контакта и 3) соответствующему повышению трудозатрат и расходов на детали. Таким образом, существует потребность в улучшенных системах защиты от преждевременного износа между соседними концевыми бандажными полками.
Согласно настоящему изобретению создана система предотвращения износа концевой бандажной полки лопатки турбины турбинного двигателя, содержащая гнездо, образованное на поверхности контакта концевой бандажной полки, и пробку, устанавливаемую в гнездо и имеющую износостойкую внешнюю поверхность. В некоторых вариантах выполнения износостойкая внешняя поверхность может включать в себя порошок из твердосплавного покрытия на основе кобальта.
Гнездо может быть выфрезеровано на поверхности контакта, а пробка может представлять собой пробку заданного размера, которая плотно устанавливается в гнездо. В одних вариантах осуществления изобретения износостойкая внешняя поверхность может быть по существу выровнена с поверхностью контакта после установки пробки в гнездо. В других вариантах осуществления изобретения износостойкая внешняя поверхность может оставаться слегка приподнятой над поверхностью контакта после установки пробки в гнездо.
В некоторых вариантах выполнения концевая бандажная полка входит в контакт с соседней концевой бандажной полкой при работе турбины на поверхности контакта. Поверхность контакта может содержать Z-образную границу раздела, имеющую профиль приблизительно в виде буквы "Z". Кроме того, концевая бандажная полка может включать в себя срезающий зубец, который образует выступ до середины верхней поверхности концевой бандажной полки, а Z-образная граница раздела может включать в себя среднюю поверхность контакта, которая соответствует среднему участку профиля приблизительно в виде буквы "Z", причем средняя поверхность контакта имеет по существу прямоугольную форму, которая по существу соответствует форме поперечного сечения срезающего зубца. Высота гнезда может приблизительно равняться толщине концевой бандажной полки на верхней стороне контакта или на нижней стороне контакта.
В некоторых вариантах выполнения гнездо может быть открыто через нижнюю внутреннюю поверхность. Пробка может быть впаяна в гнездо с помощью твердого припоя. В других вариантах выполнения износостойкая внешняя поверхность пробки может располагаться напротив второй износостойкой внешней поверхности второй пробки соседней концевой бандажной полки.
Согласно настоящему изобретению также создана система турбинного двигателя, предназначенная для предотвращения износа концевой бандажной полки лопасти турбины, которая может включать в себя пластину, закрепленную на поверхности контакта концевой бандажной полки. Такая пластина может включать в себя износостойкую внешнюю поверхность. В некоторых вариантах выполнения износостойкая внешняя поверхность содержит твердосплавной порошок на основе кобальта.
Концевая бандажная полка может входить в контакт с соседней концевой бандажной полкой во время работы турбины на поверхности контакта. В некоторых вариантах выполнения поверхность контакта может включать в себя Z-образную границу раздела, имеющую профиль приблизительно в виде буквы "Z". Концевая бандажная полка может дополнительно включать в себя срезающий зубец, который образует выступ, проходящий от средней части верхней поверхности концевой бандажной полки. Z-образная граница раздела может включать в себя среднюю контактную поверхность, которая соответствует среднему участку профиля приблизительного в виде буквы "Z", причем средняя контактная поверхность имеет по существу прямоугольную форму, которая приблизительно соответствует форме поперечного сечения срезающего зубца. В некоторых вариантах выполнения пластина может быть выполнена по существу прямоугольной и может закрывать приблизительно всю среднюю поверхность контакта.
Система может дополнительно включать в себя установочное отверстие в пластине и на контактной поверхности для установки штифта. Износостойкая внешняя поверхность пластины может быть расположена напротив второй износостойкой внешней поверхности второй пластины соседней концевой бандажной полки. В некоторых вариантах выполнения пластина может включать в себя буртик, который после установки пластины на контактной поверхности зацепляется за кромку контактной поверхности. Эти и другие отличительные признаки настоящего изобретения будут очевидны после прочтения нижеследующего подробного описания предпочтительных вариантов выполнения, совместно с чертежами и прилагаемой формулой изобретения.
Объектом настоящего изобретения ввиду вышеуказанных особенностей является система предотвращения износа концевой бандажной полки лопатки турбины турбинного двигателя, содержащая гнездо, образованное на поверхности контакта концевой бандажной полки, и жесткую пробку, устанавливаемую в гнездо и имеющую износостойкую внешнюю поверхность, при этом концевая бандажная полка входит в контакт с соседней концевой бандажной полкой при работе турбины у поверхности контакта, и поверхность контакта содержит Z-образную границу раздела, имеющую профиль приблизительно в виде буквы "Z", причем концевая бандажная полка дополнительно содержит срезающий зубец, который образует выступ, проходящий по середине верхней поверхности концевой бандажной полки, и Z-образная граница раздела включает в себя среднюю поверхность контакта, которая соответствует среднему участку профиля приблизительно в виде буквы "Z", при этом средняя поверхность контакта имеет по существу прямоугольную форму, которая по существу соответствует форме поперечного сечения срезающего зубца.
Предпочтительно, износостойкая внешняя поверхность содержит твердосплавной порошок на основе кобальта.
Предпочтительно, гнездо выфрезеровано на поверхности контакта, а пробка представляет собой пробку заданного размера, которая плотно устанавливается в гнездо.
Предпочтительно, гнездо открыто через нижнюю внутреннюю поверхность.
Предпочтительно, износостойкая внешняя поверхность по существу выровнена с поверхностью контакта после установки пробки в гнездо.
Предпочтительно, износостойкая внешняя поверхность остается слегка приподнятой над поверхностью контакта после установки пробки в гнездо.
Предпочтительно, высота гнезда приблизительно равна толщине концевой бандажной полки на верхней стороне контакта или на нижней стороне контакта.
Предпочтительно, пробка впаяна в гнездо с помощью твердого припоя.
Предпочтительно, износостойкая внешняя поверхность пробки расположена напротив второй износостойкой внешней поверхности второй пробки соседней концевой бандажной полки.
Техническим результатом заявленного изобретения является увеличение износостойкости элементов турбинного двигателя, увеличение срока службы турбинных компонентов и уменьшение трудозатрат и расходов на детали для ремонта турбин.
Далее настоящее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 - вид сверху концевых бандажных полок лопаток турбины, установленных на ротор;
Фиг.2 - вид, иллюстрирующий пробку с износостойкой внешней поверхностью и гнездо в соответствии с предпочтительным вариантом выполнения настоящего изобретения;
Фиг.3 - вид, иллюстрирующий пластину с износостойкой внешней поверхностью, установленную на концевой бандажной полке, в соответствии с примером варианта выполнения настоящего изобретения;
Фиг.4 - вид, иллюстрирующий установочное отверстие через пластину и концевую бандажную полку в соответствии с примером варианта выполнения настоящего изобретения; и
Фиг.5 - вид, иллюстрирующий пластину с износостойкой внешней поверхностью с буртиком, установленным на концевую бандажную полку в соответствии с примером варианта выполнения настоящего изобретения.
Рассмотрим теперь чертежи, на которых одинаковыми ссылочными позициями обозначены идентичные элементы на нескольких видах, при этом на Фиг.1 показан вид сверху лопаток 100 турбины, смонтированных на роторе турбины (не показан). Лопатка 102 турбины может располагаться рядом с лопаткой 104 турбины. Как показано на виде сверху, каждая лопатка 100 турбины может иметь концевую бандажную полку 106. Передняя кромка концевой бандажной полки 106 лопатки 104 турбины может входить в контакт или может располагаться очень близко к задней кромке концевой бандажной полки 106 лопатки 102 турбины. Такая область контакта может называться стороной контакта или Z-образной границей 108 раздела. Как показано на Фиг.1, Z-образная граница 108 раздела может образовывать приблизительного "Z"-образный профиль между двумя кромками концевых бандажных полок 106. Для специалистов в данной области техники будет понятно, что использование лопатки 100 турбины и концевой бандажной полки 106 представляет собой только пример, и в альтернативных вариантах выполнения изобретения можно использовать другие лопатки турбины и концевые бандажные полки другой конфигурации. Кроме того, использование границы раздела в форме буквы "Z" представляет собой только пример.
Лопатки 100 турбины также могут иметь срезающий зубец 110. Срезающий зубец 110 может проходить по всей длине до внешней поверхности (то есть верхней части) каждой из концевых бандажных полок 106. Срезающий зубец 110 может формировать выступ или острую выступающую часть вплоть до середины концевых бандажных полок 110. При работе срезающий зубец 110 может использоваться для формирования лабиринтного уплотнения с областью мягкого металла, закрепленного на неподвижных бандажных полках, прикрепленных к кожуху турбины.
Когда турбина находится в нерабочем "холодном" состоянии, на Z-образной границе 108 раздела может присутствовать узкое пространство между кромками соседних концевых бандажных полок 106. При работе турбины в "горячем" состоянии, в результате расширения металла лопатки турбины, зазор может сужаться, в результате чего кромки соседних концевых бандажных полок 106 входят в контакт. В других рабочих условиях, включая высокие скорости вращения турбины и соответствующую вибрацию, может происходить дополнительный контакт между соседними концевыми бандажными полками 106 даже тогда, когда зазор в Z-образной границе 108 раздела сохраняется при работе турбины. Контакт, возникающий на Z-образной границе 108 раздела между двумя концевыми бандажными полками 106, может быть наиболее сильным в среднему участку ножки буквы "Z", то есть участку, который пересекает срезающий зубец 110. Причины этого заключаются в расположении по центру этого участка и увеличенной площади ее поверхности по сравнению с другими участками буквы "Z".
На Фиг.2 показана поверхность или сторона 200 контакта в соответствии с примерным вариантом выполнения настоящего изобретения. Поскольку представленные здесь примерные варианты выполнения описаны в отношении "Z"-образной границы раздела между концевыми бандажными полками 106, поверхность 200 контакта также может называться 2-образной границей 108 раздела и, таким образом, может включать в себя три отрезка. Каждый из отрезков может соответствовать одному из участков буквы "Z". В соответствии с этим верхняя поверхность 202 контакта, которая может соответствовать верхнему участку "Z"-образной границы раздела, может иметь по существу прямоугольную форму с относительно коротким профилем. Нижняя контактная поверхность 204, которая может соответствовать нижнему участку "Z"-образной границы раздела, аналогично также может иметь по существу прямоугольную форму с относительно коротким профилем. Средняя поверхность 206 контакта может соответствовать участку Z-образной границе раздела. Средняя поверхность 206 контакта также может иметь по существу прямоугольную форму. Благодаря наличию срезающего зубца 110 средняя контактная поверхность 206 может быть выполнена относительно длинной по сравнению с верхней контактной поверхностью 202 и нижней контактной поверхностью 204. На внутренней стороне 208 средней контактной поверхности 206 средняя контактная поверхность 206 может быть изогнута в направлении нижней контактной поверхности 204, образуя радиус 210 перехода между двумя поверхностями.
На Фиг.2 дополнительно показана пробка 211. Пробка 211 может представлять собой заранее образованную пробку с заданным размером, которая плотно устанавливается в гнездо 212, выфрезерованное в середине поверхности 206 контакта. Пробка 211 может иметь износостойкую внешнюю поверхность 214, которая по существу выравнивается со средней поверхностью 206 контакта после установки пробки 211 в гнездо 212. Материал износостойкой внешней поверхности 214 может состоять из твердосплавного порошка на основе кобальта или других аналогичных материалов. В некоторых вариантах выполнения материал износостойкой внешней поверхности 214 может состоять из большой процентной доли твердосплавного порошка на основе кобальта и малой процентной доли порошка для плавки твердым припоем. Такие материалы позволяют эффективно противостоять физическим и тепловым напряжениям, ассоциированным с областью контакта между двумя соседними концевыми бандажными полками 106. Пробка 211 может полностью состоять из материала с износостойкой внешней поверхностью 214. В альтернативных вариантах выполнения может оказаться более экономичным выполнить остальную часть пробки 211 из другого материала, чем износостойкая внешняя поверхность 214.
Гнездо 212, как описано выше, может быть обработано механически до поверхности средней стороны 206 контакта. Как показано на чертеже, размер гнезда 212 может составлять приблизительно 25% от площади поверхности средней поверхности контакта, хотя такое процентное соотношение может быть значительно увеличено или уменьшено в зависимости от варианта применения. Как показано на Фиг.2, гнездо 212 может быть расположено в нижнем/внешнем квадранте средней поверхности 206 контакта. Хотя в альтернативных вариантах выполнения гнездо 212 может быть расположено в других областях средней контактной поверхности 206, расположение в нижнем/внешнем квадранте может обеспечить возможность для износостойкой внешней поверхности 214 поглощения значительного количества износа в результате контакта, который возникает между соседними концевыми бандажными полками 106. В некоторых альтернативных вариантах выполнения гнездо 212 может дополнительно проходить в направлении радиуса 210 перехода. В других альтернативных вариантах выполнения гнездо также может проходить вверх, в направлении к верхней кромке срезающего зубца 110. В некоторых вариантах, как показано на Фиг.2, высота гнезда 212 может равняться приблизительно толщине концевой бандажной полки 106 вдоль верхней поверхности 202 контакта и нижней поверхности 204 контакта.
Гнездо 212 также может открываться (то есть может быть доступно) через другую из его внутренних поверхностей. Например, как показано на чертеже, нижняя сторона гнезда 212 при механической обработке была образована сквозной и, таким образом, является открытой. Такая конструкция позволяет повысить эффективность процесса механической обработки для образования гнезда 212.
В некоторых альтернативных вариантах выполнения износостойкая внешняя поверхность 214 пробки 211 может оставаться немного приподнятой относительно средней поверхности 206 контакта после установки пробки 211 в гнездо 212. Незначительно приподнятое положение износостойкой внешней поверхности 214 может обеспечить возможность поглощения износостойкой внешней поверхностью 214 большего процента износа из-за физического контакта, который возникает между соседними концевыми бандажными полками 106, позволяя, таким образом, лучше защищать другие неулучшенные поверхности 200 контакта концевой бандажной полки.
При работе пробка 211 может быть установлена в гнездо 212 и закреплена на месте с помощью обычных способов, которые могут включать в себя процесс пайки твердым припоем. Поскольку лопатки 100 турбины обычно требуют конечной тепловой обработки перед установкой, применение процессов пайки твердым припоем для крепления может быть эффективным, поскольку процесс пайки твердым припоем может быть выполнен совместно с тепловой обработкой так, что не потребуется дополнительный этап обработки. Пробка 211 может быть установлена на каждой из соседних концевых бандажных полок 106 (то есть на передней и задней кромках каждой из концевых бандажных полок 106) таким образом, что после установки пробки 211 располагаются напротив друг друга через Z-образную границу 108 раздела. Таким образом, при работе пробки 211 на соседних концевых насадках 106 будут по сути только контактировать друг с другом. В соответствии с этим после установки износостойкие внешние поверхности 214 расположенных рядом друг с другом концевых бандажных полок 106 могут поглощать большую часть износа во время контакта, который возникает между соседними бандажными полками 102 турбины, защищая, таким образом, другие (менее износоустойчивые) поверхности контакта концевой бандажной полки 106.
В некоторых вариантах выполнения настоящего изобретения пробка 211 может быть извлечена и заменена новой пробкой 211 после определенного увеличенного износа во время работы. Таким образом, может быть увеличен срок использования лопатки 100 турбины и концевой бандажной полки 106. В частности, не потребуется заменять, в остальном, исправные лопатки 100 турбины или концевые бандажные полки из-за концентрированного износа на поверхностях 200 контакта концевой бандажной полки 106. Кроме того, пробка 211 может быть установлена на, в остальном, исправную лопатку 100 турбины, в которой произошел такой концентрированный износ на поверхностях 200 контакта. Таким образом, срок службы лопатки 100 турбины может быть увеличен.
Во время работы пробка 211 может эффективно удерживаться на месте благодаря конструкции гнезда 212, то есть конструкция гнезда позволяет эффективно обрабатывать физические напряжения, связанные с чрезвычайной высокой скоростью вращения турбины. Более конкретно, как показано на Фиг.2, конструкция гнезда и направление вращения ротора турбины могут обеспечивать прочное удержание пробки 211 относительно внутренней стенки гнезда 212. Таким образом, силы, возникающие при вращении, воздействующие на пробку 211 во время работы турбины, работают не на ее отрыв, но удерживают ее плотную подгонку относительно внутренней поверхности гнезда 212. Соединение, выполненное способом пайки твердым припоем, или другие способы крепления могут быть достаточными и могут эффективно использоваться для удержания пробки 211 на месте.
На Фиг.3 показан альтернативный вариант воплощения настоящего изобретения, который включает в себя пластину 300. Пластина 300 может представлять собой заранее образованную тонкую пластину с заданными размерами, которая закрепляется на средней поверхности 206 контакта концевой бандажной полки 106 и по существу закрывает ее. В альтернативных вариантах выполнения пластина 300 может иметь такие размеры, что она будет закрывать меньше, чем по существу всю среднюю поверхность 206 контакта. На другой своей поверхности (то есть на поверхности, которая после установки располагается напротив поверхности 200 контакта соседней концевой бандажной полки 106) пластина 300 может содержать износостойкую внешнюю поверхность 302. Материал износостойкой внешней поверхности 302 может содержать твердосплавной порошок на основе кобальта или другие аналогичные материалы. В некоторых вариантах выполнения материал износостойкой внешней поверхности 302 может содержать большое процентное соотношение твердосплавного порошка на основе кобальта и малое процентное соотношение порошка для твердой пайки. Такие материалы могут эффективно противостоять физическим и тепловым напряжениям, связанным с областью контакта между двумя соседними концевыми бандажными полками 106. Пластина 300 может полностью состоять из материала, из которого выполнена износостойкая внешняя поверхность 302. В альтернативных вариантах, с точки зрения затрат, может быть целесообразным выполнить остальную часть пластины 300 из материала, отличного от материала износостойкой внешней поверхности 302.
Во время работы плоская внутренняя поверхность (не показана на Фиг.3) пластины 300 может быть закреплена на плоской поверхности средней поверхности 206 контакта с помощью обычных способов, которые могут включать в себя процесс пайки твердым припоем. Как описано выше, поскольку лопатки 100 турбины обычно требуют окончательной тепловой обработки перед установкой, применение процесса пайки твердым припоем для закрепления может быть эффективным, поскольку процесс пайки твердым припоем может быть выполнен в конфигурации с тепловой обработкой таким образом, что не потребуется какой-либо дополнительный этап обработки. Пластина 300 может быть установлена на каждой из соседних концевых бандажных полок 106 (то есть на передней и задних кромках каждой из концевых бандажных полок 106) таким образом, что после установки пластины 300 располагаются друг напротив друга на Z-образной границе 108 раздела. Таким образом, во время работы пластины 300 соседних концевых бандажных полок 106 по существу будут входить в контакт только друг с другом. В соответствии с этим после установки износостойкие внешние поверхности 302 соседних концевых бандажных полок 106 поглощают большую часть износа в результате контакта, который возникает между соседними бандажными полками 106 турбины, таким образом защищая внешние (менее износостойкие) поверхности контакта концевых бандажных полок 106.
В некоторых вариантах выполнения настоящего изобретения пластина 300 с износостойкой поверхностью может быть удалена и замещена новой пластиной 300 после определенной степени износа во время работы. Таким образом, может быть продлен срок службы лопатки 100 турбины и концевой бандажной полки 106. Другими словами, не потребуется заменять, в остальном, исправные лопатки 100 турбины или концевые бандажные полки из-за концентрированного износа на поверхностях 200 контакта с концевой бандажной полкой 106. Кроме того, пластина 300 может быть установлена на, в остальном, исправную лопатку 100 турбины, в которой произошел такой концентрированный износ на ее поверхностях 200 контакта. Таким образом, может быть продлен срок службы лопатки 100 турбины.
Во время работы пластина 300 может удерживаться на месте с помощью пайки твердым припоем (или с помощью аналогичного) уплотнения между плоской внутренней поверхностью пластины 300 и средней поверхностью 206 контакта концевой бандажной полки 106. Однако в некоторых случаях полезно было бы нарастить количество твердого припоя между двумя плоскими поверхностями. В таких случаях, как показано на Фиг.4, установочные отверстия 402 могут быть образованы через (или в и необязательно насквозь) среднюю поверхность 206 контакта пластины 300, так что два таких отверстия совмещаются после закрепления пластины 300 на средней поверхности 206 контакта. Штифт (не показан) может быть затем вставлен в установочное отверстие 402 и закреплен в нем удобными способами, такими как пайка твердым припоем. Таким образом, соединение между пластиной 300 и средней поверхностью 206 контакта концевой бандажной полки 106 может быть улучшено таким образом, что оно будет лучше противостоять физическим напряжениям, связанным с чрезвычайными скоростями вращения турбины.
В других вариантах выполнения, как показано на Фиг.5, может использоваться пластина 500, которая имеет L-образную форму. Пластина 500 может быть выполнена аналогично пластине 300 и может иметь буртик 502. Буртик 502 может устанавливаться в канавку 504, которая выфрезерована на средней поверхности 206 контакта, как показано на чертеже, и может проходить вокруг нижней кромки средней поверхности 206 контакта. Таким образом, буртик 502 может соединяться с кромкой средней поверхности 206 контакта. Кроме того, в установленном положении буртик 502 может быть ориентирован так, что он будет противостоять силам, прикладываемым к пластине 500 в результате вращения турбины, так что буртик 502 может способствовать креплению пластины 500 на средней поверхности 206 контакта. То есть, например, силы вращения, воздействующие на пластину 500 при работе турбины, могут воздействовать так, что они будут удерживать буртик 502 в канавке 504, что помогает предотвратить отсоединение пластины 500. При этом соединение с помощью пайки твердым припоем, или другой аналогичный способ крепления, может быть достаточным для эффективного удержания пластины 500 на средней поверхности 206 контакта.
Следует понимать, что приведенное выше описание относится только к примерным вариантам выполнения настоящего изобретения и может быть выполнено множество изменений и модификаций без выхода за рамки идеи и объема настоящего изобретения, которые определены прилагаемой формулой изобретения. В частности, специалистам в данной области техники будет очевидно, что альтернативные варианты выполнения настоящего изобретения можно использовать с концевыми бандажными полками другой конструкции таким же образом, как описано здесь на примере концевых бандажных полок.
Claims (9)
1. Система предотвращения износа концевой бандажной полки (106) лопатки (100) турбины турбинного двигателя, содержащая
гнездо (212), образованное на поверхности (200) контакта концевой бандажной полки (106), и
жесткую пробку (211), устанавливаемую в гнездо (212) и имеющую износостойкую внешнюю поверхность (214),
при этом концевая бандажная полка (106) входит в контакт с соседней концевой бандажной полкой (106) при работе турбины у поверхности (200) контакта, и
поверхность (200) контакта содержит Z-образную границу (108) раздела, имеющую профиль приблизительно в виде буквы "Z",
причем концевая бандажная полка (106) дополнительно содержит срезающий зубец (110), который образует выступ, проходящий по середине верхней поверхности концевой бандажной полки (106), и Z-образная граница (108) раздела включает в себя среднюю поверхность (206) контакта, которая соответствует среднему участку профиля приблизительно в виде буквы "Z", при этом средняя поверхность (206) контакта имеет, по существу, прямоугольную форму, которая, по существу, соответствует форме поперечного сечения срезающего зубца (110).
гнездо (212), образованное на поверхности (200) контакта концевой бандажной полки (106), и
жесткую пробку (211), устанавливаемую в гнездо (212) и имеющую износостойкую внешнюю поверхность (214),
при этом концевая бандажная полка (106) входит в контакт с соседней концевой бандажной полкой (106) при работе турбины у поверхности (200) контакта, и
поверхность (200) контакта содержит Z-образную границу (108) раздела, имеющую профиль приблизительно в виде буквы "Z",
причем концевая бандажная полка (106) дополнительно содержит срезающий зубец (110), который образует выступ, проходящий по середине верхней поверхности концевой бандажной полки (106), и Z-образная граница (108) раздела включает в себя среднюю поверхность (206) контакта, которая соответствует среднему участку профиля приблизительно в виде буквы "Z", при этом средняя поверхность (206) контакта имеет, по существу, прямоугольную форму, которая, по существу, соответствует форме поперечного сечения срезающего зубца (110).
2. Система по п.1, в которой износостойкая внешняя поверхность (214) содержит твердосплавной порошок на основе кобальта.
3. Система по п.1, в которой гнездо (212) выфрезеровано на поверхности (200) контакта, а пробка (211) представляет собой пробку заданного размера, которая плотно устанавливается в гнездо (212).
4. Система по п.3, в которой гнездо (212) открыто через нижнюю внутреннюю поверхность.
5. Система по п.1, в которой износостойкая внешняя поверхность (214), по существу, выровнена с поверхностью (200) контакта после установки пробки (211) в гнездо (212).
6. Система по п.1, в которой износостойкая внешняя поверхность (214) остается слегка приподнятой над поверхностью (200) контакта после установки пробки (211) в гнездо (212).
7. Система по п.1, в которой высота гнезда (212) приблизительно равна толщине концевой бандажной полки на верхней стороне контакта или на нижней стороне контакта.
8. Система по п.1, в которой пробка (211) впаяна в гнездо (212) с помощью твердого припоя.
9. Система по п.1, в которой износостойкая внешняя поверхность (214) пробки (211) расположена напротив второй износостойкой внешней поверхности (214) второй пробки (211) соседней концевой бандажной полки (106).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US11/638,818 US7771171B2 (en) | 2006-12-14 | 2006-12-14 | Systems for preventing wear on turbine blade tip shrouds |
| US11/638,818 | 2006-12-14 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007146369A RU2007146369A (ru) | 2009-06-20 |
| RU2456460C2 true RU2456460C2 (ru) | 2012-07-20 |
Family
ID=38983742
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007146369/06A RU2456460C2 (ru) | 2006-12-14 | 2007-12-13 | Система предотвращения износа концевых бандажных полок лопаток турбины |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7771171B2 (ru) |
| EP (1) | EP1936119B1 (ru) |
| JP (1) | JP5096122B2 (ru) |
| CN (1) | CN101205814B (ru) |
| RU (1) | RU2456460C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2698039C2 (ru) * | 2014-08-28 | 2019-08-21 | Сафран Эркрафт Энджинз | Ремонт сборной детали, содержащей основное тело и упрочняющий элемент |
Families Citing this family (48)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7934315B2 (en) * | 2006-08-11 | 2011-05-03 | United Technologies Corporation | Method of repairing shrouded turbine blades with cracks in the vicinity of the outer shroud notch |
| US7686568B2 (en) * | 2006-09-22 | 2010-03-30 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating turbine engines |
| US9156087B2 (en) | 2007-06-21 | 2015-10-13 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Molten metal transfer system and rotor |
| US8337746B2 (en) | 2007-06-21 | 2012-12-25 | Cooper Paul V | Transferring molten metal from one structure to another |
| US9410744B2 (en) | 2010-05-12 | 2016-08-09 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Vessel transfer insert and system |
| US8182228B2 (en) * | 2007-08-16 | 2012-05-22 | General Electric Company | Turbine blade having midspan shroud with recessed wear pad and methods for manufacture |
| US20090202344A1 (en) * | 2008-02-13 | 2009-08-13 | General Electric Company | Rotating assembly for a turbomachine |
| ES2580227T3 (es) | 2009-07-22 | 2016-08-22 | MTU Aero Engines AG | Método para el revestimiento de álabes de turbinas |
| US8371816B2 (en) * | 2009-07-31 | 2013-02-12 | General Electric Company | Rotor blades for turbine engines |
| US8524146B2 (en) | 2009-08-07 | 2013-09-03 | Paul V. Cooper | Rotary degassers and components therefor |
| US10428821B2 (en) | 2009-08-07 | 2019-10-01 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Quick submergence molten metal pump |
| US9108244B2 (en) | 2009-09-09 | 2015-08-18 | Paul V. Cooper | Immersion heater for molten metal |
| US8721289B2 (en) * | 2009-10-30 | 2014-05-13 | General Electric Company | Flow balancing slot |
| EP2385215A1 (en) * | 2010-05-05 | 2011-11-09 | Alstom Technology Ltd | Light weight shroud fin for a rotor blade |
| US8708655B2 (en) * | 2010-09-24 | 2014-04-29 | United Technologies Corporation | Blade for a gas turbine engine |
| US8753093B2 (en) | 2010-10-19 | 2014-06-17 | General Electric Company | Bonded turbine bucket tip shroud and related method |
| US9163519B2 (en) | 2011-07-28 | 2015-10-20 | General Electric Company | Cap for ceramic blade tip shroud |
| FR2985759B1 (fr) | 2012-01-17 | 2014-03-07 | Snecma | Aube mobile de turbomachine |
| US20130202439A1 (en) * | 2012-02-08 | 2013-08-08 | General Electric Company | Rotating assembly for a turbine assembly |
| FR3001758B1 (fr) * | 2013-02-01 | 2016-07-15 | Snecma | Aube de rotor de turbomachine |
| US10465531B2 (en) * | 2013-02-21 | 2019-11-05 | General Electric Company | Turbine blade tip shroud and mid-span snubber with compound contact angle |
| US9903383B2 (en) | 2013-03-13 | 2018-02-27 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Molten metal rotor with hardened top |
| US9011761B2 (en) | 2013-03-14 | 2015-04-21 | Paul V. Cooper | Ladle with transfer conduit |
| US10052688B2 (en) | 2013-03-15 | 2018-08-21 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Transfer pump launder system |
| US20150354392A1 (en) * | 2014-06-10 | 2015-12-10 | General Electric Company | Abradable coatings |
| US10138892B2 (en) | 2014-07-02 | 2018-11-27 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Rotor and rotor shaft for molten metal |
| US10947980B2 (en) | 2015-02-02 | 2021-03-16 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Molten metal rotor with hardened blade tips |
| EP3130759B1 (en) * | 2015-08-14 | 2018-12-05 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine membrane seal |
| US10267314B2 (en) | 2016-01-13 | 2019-04-23 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Tensioned support shaft and other molten metal devices |
| CN106640748B (zh) * | 2017-01-06 | 2022-12-02 | 珠海格力电器股份有限公司 | 叶片、叶轮及风机 |
| FR3066780B1 (fr) * | 2017-05-24 | 2019-07-19 | Safran Aircraft Engines | Piece amovible anti-usure pour talon d'aube |
| FR3073003B1 (fr) * | 2017-10-31 | 2019-10-11 | Safran Aircraft Engines | Capuchon amovible anti-usure pour secteur de redresseur |
| US11149747B2 (en) | 2017-11-17 | 2021-10-19 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Tensioned support post and other molten metal devices |
| FR3079847B1 (fr) * | 2018-04-10 | 2023-11-10 | Safran Aircraft Engines | Procede de fabrication d'un element aubage metallique d'une turbomachine d'aeronef |
| US11105209B2 (en) | 2018-08-28 | 2021-08-31 | General Electric Company | Turbine blade tip shroud |
| FR3085419B1 (fr) * | 2018-09-05 | 2020-08-07 | Safran Aircraft Engines | Aube mobile |
| FR3086692B1 (fr) * | 2018-09-28 | 2022-07-29 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine equipee d'une piece rapportee anti-usure |
| DE102019202388A1 (de) | 2019-02-21 | 2020-08-27 | MTU Aero Engines AG | Deckbandlose Schaufel für eine schnelllaufende Turbinenstufe |
| DE102019202387A1 (de) | 2019-02-21 | 2020-08-27 | MTU Aero Engines AG | Schaufel für eine schnelllaufende Turbinenstufe mit einzelnem Dichtelement |
| US20200360990A1 (en) | 2019-05-17 | 2020-11-19 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Molten Metal Transfer System and Method |
| US11156110B1 (en) | 2020-08-04 | 2021-10-26 | General Electric Company | Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine |
| US11236620B1 (en) | 2021-02-24 | 2022-02-01 | General Electric Company | Turbine blade tip shroud surface profiles |
| JP7434199B2 (ja) * | 2021-03-08 | 2024-02-20 | 株式会社東芝 | タービン動翼 |
| US11713685B2 (en) | 2021-03-09 | 2023-08-01 | General Electric Company | Turbine blade tip shroud with protrusion under wing |
| US11506064B2 (en) | 2021-03-09 | 2022-11-22 | General Electric Company | Turbine blade tip shroud surface profiles |
| US11655719B2 (en) | 2021-04-16 | 2023-05-23 | General Electric Company | Airfoil assembly |
| US11873845B2 (en) | 2021-05-28 | 2024-01-16 | Molten Metal Equipment Innovations, Llc | Molten metal transfer device |
| US11371363B1 (en) | 2021-06-04 | 2022-06-28 | General Electric Company | Turbine blade tip shroud surface profiles |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU453486A1 (ru) * | 1973-04-11 | 1974-12-15 | УСТРОЙСТВО дл ДЕМПФИРОВАНИЯ КОЛЕБАНИЙ РАБОЧИХ ЛОПАТОК ОСЕВОЙ ТУРБОМАШИНЫ | |
| SU979652A1 (ru) * | 1981-06-10 | 1982-12-07 | Предприятие П/Я Р-6837 | Рабочее колесо турбомашины |
| US5083903A (en) * | 1990-07-31 | 1992-01-28 | General Electric Company | Shroud insert for turbomachinery blade |
| US5890274A (en) * | 1996-03-14 | 1999-04-06 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma", | Method of producing a coating layer on a localized area of a superalloy component |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1335002A (en) * | 1917-08-20 | 1920-03-30 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Blade |
| US1999739A (en) * | 1934-03-24 | 1935-04-30 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Removable packing strip |
| US4257741A (en) * | 1978-11-02 | 1981-03-24 | General Electric Company | Turbine engine blade with airfoil projection |
| US4784571A (en) * | 1987-02-09 | 1988-11-15 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus and method for reducing blade flop in steam turbine |
| JPH0791206A (ja) | 1993-09-24 | 1995-04-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 回転機械動翼のダンパ構造 |
| US6164916A (en) * | 1998-11-02 | 2000-12-26 | General Electric Company | Method of applying wear-resistant materials to turbine blades, and turbine blades having wear-resistant materials |
| US20040124231A1 (en) * | 1999-06-29 | 2004-07-01 | Hasz Wayne Charles | Method for coating a substrate |
| US7001152B2 (en) * | 2003-10-09 | 2006-02-21 | Pratt & Wiley Canada Corp. | Shrouded turbine blades with locally increased contact faces |
| US7134838B2 (en) * | 2004-01-31 | 2006-11-14 | United Technologies Corporation | Rotor blade for a rotary machine |
| JP2005214205A (ja) * | 2004-01-31 | 2005-08-11 | United Technol Corp <Utc> | 回転機械用のロータブレード |
-
2006
- 2006-12-14 US US11/638,818 patent/US7771171B2/en active Active
-
2007
- 2007-12-10 EP EP07122727.6A patent/EP1936119B1/en active Active
- 2007-12-12 JP JP2007320262A patent/JP5096122B2/ja active Active
- 2007-12-13 RU RU2007146369/06A patent/RU2456460C2/ru active
- 2007-12-14 CN CN200710194337.0A patent/CN101205814B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU453486A1 (ru) * | 1973-04-11 | 1974-12-15 | УСТРОЙСТВО дл ДЕМПФИРОВАНИЯ КОЛЕБАНИЙ РАБОЧИХ ЛОПАТОК ОСЕВОЙ ТУРБОМАШИНЫ | |
| SU979652A1 (ru) * | 1981-06-10 | 1982-12-07 | Предприятие П/Я Р-6837 | Рабочее колесо турбомашины |
| US5083903A (en) * | 1990-07-31 | 1992-01-28 | General Electric Company | Shroud insert for turbomachinery blade |
| US5890274A (en) * | 1996-03-14 | 1999-04-06 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma", | Method of producing a coating layer on a localized area of a superalloy component |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2698039C2 (ru) * | 2014-08-28 | 2019-08-21 | Сафран Эркрафт Энджинз | Ремонт сборной детали, содержащей основное тело и упрочняющий элемент |
| US10786877B2 (en) | 2014-08-28 | 2020-09-29 | Safran Aircraft Engines | Repair of an assembly comprising a main body and a reinforcement |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1936119B1 (en) | 2018-09-26 |
| CN101205814B (zh) | 2013-01-02 |
| JP5096122B2 (ja) | 2012-12-12 |
| US20080145207A1 (en) | 2008-06-19 |
| US7771171B2 (en) | 2010-08-10 |
| EP1936119A2 (en) | 2008-06-25 |
| JP2008151120A (ja) | 2008-07-03 |
| EP1936119A3 (en) | 2010-05-19 |
| RU2007146369A (ru) | 2009-06-20 |
| CN101205814A (zh) | 2008-06-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2456460C2 (ru) | Система предотвращения износа концевых бандажных полок лопаток турбины | |
| US7686568B2 (en) | Methods and apparatus for fabricating turbine engines | |
| EP0752052B1 (en) | Airfoil having a seal and an integral heat shield | |
| US9009965B2 (en) | Method to center locate cutter teeth on shrouded turbine blades | |
| US7922455B2 (en) | Steam-cooled gas turbine bucker for reduced tip leakage loss | |
| US5733102A (en) | Slot cooled blade tip | |
| EP1895108B1 (en) | Angel wing abradable seal and sealing method | |
| US7665961B2 (en) | Turbine outer air seal | |
| US6565322B1 (en) | Turbo-machine comprising a sealing system for a rotor | |
| US6682307B1 (en) | Sealing system for a rotor of a turbo engine | |
| US5738489A (en) | Cooled turbine blade platform | |
| US20090202355A1 (en) | Replaceable blade tip shroud | |
| BRPI0505694B1 (pt) | Método para reparar um segmento de bocal de turbina | |
| JP2010038165A (ja) | 振動ダンパー | |
| US10443389B2 (en) | Turbine blade having improved flutter capability and increased turbine stage output | |
| US10472980B2 (en) | Gas turbine seals | |
| EP3064709A1 (en) | Turbine bucket platform for influencing hot gas incursion losses | |
| US11319819B2 (en) | Turbine blade with squealer tip and densified oxide dispersion strengthened layer | |
| US9033669B2 (en) | Rotating airfoil component with platform having a recessed surface region therein | |
| JP3855963B2 (ja) | ガスタービン動翼の補修方法およびガスタービン動翼構造 | |
| US20140147284A1 (en) | Method for modifying an airfoil shroud |