RU2490102C2 - Способ сварки и конструктивный элемент - Google Patents

Способ сварки и конструктивный элемент Download PDF

Info

Publication number
RU2490102C2
RU2490102C2 RU2011144501/02A RU2011144501A RU2490102C2 RU 2490102 C2 RU2490102 C2 RU 2490102C2 RU 2011144501/02 A RU2011144501/02 A RU 2011144501/02A RU 2011144501 A RU2011144501 A RU 2011144501A RU 2490102 C2 RU2490102 C2 RU 2490102C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
recess
welding
iii
layers
layer
Prior art date
Application number
RU2011144501/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011144501A (ru
Inventor
Николай АРЖАКИН
Георг БОСТАНЙОГЛО
Бернд БУРБАУМ
Андрес ГАССЕР
Торстен ЯМБОР
Штефани ЛИННЕНБРИНК
Торстен МЕЛЬЦЕР-ЙОКИШ
Михаэль ОТТ
Норберт ПИРХ
Рольф ВИЛЬКЕНХЕНЕР
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Фраунхофер-Гезелльшафт Цур Фердерунг Дер Ангевандтен Форшунг Е.Ф.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт, Фраунхофер-Гезелльшафт Цур Фердерунг Дер Ангевандтен Форшунг Е.Ф. filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2011144501A publication Critical patent/RU2011144501A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2490102C2 publication Critical patent/RU2490102C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/34—Laser welding for purposes other than joining
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K10/00—Welding or cutting by means of a plasma
    • B23K10/02—Plasma welding
    • B23K10/027—Welding for purposes other than joining, e.g. build-up welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K15/00—Electron-beam welding or cutting
    • B23K15/0046—Welding
    • B23K15/0086—Welding welding for purposes other than joining, e.g. built-up welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/34—Laser welding for purposes other than joining
    • B23K26/342—Build-up welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K35/00—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting
    • B23K35/02—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting characterised by mechanical features, e.g. shape
    • B23K35/0255—Rods, electrodes, materials, or media, for use in soldering, welding, or cutting characterised by mechanical features, e.g. shape for use in welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K9/00—Arc welding or cutting
    • B23K9/04—Welding for other purposes than joining, e.g. built-up welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
    • B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
    • B23P6/007—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors using only additive methods, e.g. build-up welding
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
    • C21D—MODIFYING THE PHYSICAL STRUCTURE OF FERROUS METALS; GENERAL DEVICES FOR HEAT TREATMENT OF FERROUS OR NON-FERROUS METALS OR ALLOYS; MAKING METAL MALLEABLE, e.g. BY DECARBURISATION OR TEMPERING
    • C21D9/00—Heat treatment, e.g. annealing, hardening, quenching or tempering, adapted for particular articles; Furnaces therefor
    • C21D9/50—Heat treatment, e.g. annealing, hardening, quenching or tempering, adapted for particular articles; Furnaces therefor for welded joints
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/001—Turbines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/02—Iron or ferrous alloys
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/08—Non-ferrous metals or alloys
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/18—Dissimilar materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/18—Dissimilar materials
    • B23K2103/26—Alloys of Nickel and Cobalt and Chromium
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
    • C21D—MODIFYING THE PHYSICAL STRUCTURE OF FERROUS METALS; GENERAL DEVICES FOR HEAT TREATMENT OF FERROUS OR NON-FERROUS METALS OR ALLOYS; MAKING METAL MALLEABLE, e.g. BY DECARBURISATION OR TEMPERING
    • C21D2251/00—Treating composite or clad material
    • C21D2251/04—Welded or brazed overlays
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • F05D2230/312—Layer deposition by plasma spraying
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Arc Welding In General (AREA)
  • Laser Beam Processing (AREA)

Abstract

Изобретение может быть использовано при ремонте конструктивных элементов с заполнением сваркой углублений поврежденной области. Углубление (4) имеет контур (16), который ограничивает наружную поверхность (13) конструктивного элемента относительно углубления (4). Углубление (4) заполняют слоями сварочных валиков, предпочтительно с использованием лазерной сварки. Для предотвращения образования дефектов соединения и трещин слои накладывают так, что валики попадают на наружную поверхность (13) также за пределами контура (16) углубления (4). Используют несколько слоев сварочных валиков для заполнения углубления (4) до тех пор, пока последний слой полностью не будет выдаваться за поверхность (13). 18 з.п. ф-лы, 16 ил.

Description

Изобретение касается способа заполнения углубления конструктивного элемента посредством сварки и конструктивного элемента.
При ремонте конструктивных элементов посредством сварки часто также заполняются углубления. Эти углубления возникают при образовании седловины поврежденной области, которая возникла во время эксплуатации конструктивного элемента. Для восстановления должен быть добавлен материал для получения геометрии конструктивного элемента, а также достаточной прочности этого конструктивного элемента. В зависимости от сварочного присадочного материала возможно частое образование дефектов соединения и трещин добавляемого материала.
Поэтому задачей изобретения является решить вышеназванную проблему.
Эта проблема решается с помощью способа по п.п.1, 2 или 14 и конструктивного элемента по п.15.
В зависимых пунктах перечислены другие предпочтительные меры, которые могут комбинироваться друг с другом произвольным образом для достижения других преимуществ.
Показано:
фиг.1-9: стратегии заполнения при сварке,
фиг.10-12: действия, выполняемые при термообработке сварного шва,
фиг.13: газовая турбина,
фиг.14: лопатка турбины,
фиг.15: топочная камера,
фиг.16: перечень суперсплавов.
Фигуры и описание представляют собой только примеры осуществления изобретения.
На фиг.1 показан конструктивный элемент 1, 120, 130, 155, у которого в области поверхности 13 имеется углубление 4. Конструктивный элемент 1 предпочтительно представляет собой лопатку 120, 130 турбины и состоит предпочтительно из никелевого суперсплава или суперсплава на основе кобальта (фиг.15).
Углубление 4 должно быть заполнено сварочным материалом. Углубление 4 ограничивается контуром 16 (замкнутая линия) относительно поверхности 13.
Углубление 4 имеет боковые поверхности 28, которые предпочтительно проходят наискосок и не перпендикулярно поверхности 13 вблизи контура 16 (фиг.5). Углы боковой поверхности (углы между боковой поверхностью 28 и воображаемым продолжением поверхности 13 над углублением 4) составляют предпочтительно от 30° до 40°.
Заполнение углубления 4 происходит предпочтительно посредством наплавки.
В качестве способа сварки предпочтительно применяется лазерная сварка.
Слой I, II, III сварки (фиг.8, 9) состоит из нескольких валиков 10', 10'', 10''', которые образуют сплошную поверхность. Валики 10', 10'', 10''' каждого слоя I, II, III сварки предпочтительно накладываются в форме меандра (фиг.2, 3, 4, 6, 7).
Основное направление 25 валиков 10', 10'', 10'''… представляет собой наиболее длинную протяженность валика 10', 10'', 10''' и изображено на фиг.2, 3, 4, 6, 7 и 10 в виде стрелки.
Однако валики 10', 10'', 10'''… переходят за контур 16 углубления 4 и попадают, таким образом, частично на поверхность 13 (фиг.2, 5, 6, 7, 8, 9). Предпочтительно валик 10', 10''… находится как на поверхности 13 конструктивного элемента 1, 120, 130, 155, так и в углублении 4.
Поперечное сечение таких наложенных друг на друга слоев I, II, III показано на фиг.8, 9.
Образовавшийся при этом бугор 22 (фиг.5), который выдается за поверхность 13, либо оставляется, либо позднее сошлифовывается или удаляется посредством фрезерования. Благодаря намеренному переходу за пределы, то есть благодаря дополнительному сварочному материалу в области поверхности 13, достигаются хорошие результаты сварки, и в готовом сварном конструктивном элементе 1, 120, 130, 155 не возникает трещин. Необходимо только еще предпочтительно удалить сварочный материал над поверхностью 13.
На фиг.3 показана другая стратегия заполнения, применяемая при сварке. При этом внутри углубления 4 сначала укладывается рамка 6, которая 6 повторяет контур 16. Эта рамка 6 (= первый валик) в случае прямоугольного углубления 4 также является прямоугольной.
Этот первый валик 6 может находиться внутри контура 16 (фиг.3, 4) или на поверхности 13 (фиг.6, 7). Предпочтительно валик 6 (фиг.6, 7) проходит за контуром 16, т.е. по поверхности 13 и в углублении 4.
Предпочтительно может быть наложен другой валик 7, который также соответствует наружному контуру углубления 4 и находится внутри первого валика 6 (фиг.4, 7).
Затем внутри контура 6, 7 выбирается траектория валика 10', 10'', … (фиг.3, 4, 6, 7) в форме меандра. Ориентация 25 наиболее длинной части 11 зигзагообразной кривой может быть направлена по кратчайшей ширине углубления 4 (фиг.3).
Наиболее длинная часть 11 зигзагообразной кривой может также проходить параллельно наиболее длинной ориентации углубления 16 (фиг.4, 6, 7). Ориентация основного направления 25 может также варьироваться послойно (I, II, III) (не изображено).
Нет необходимости в обязательном заполнении углублений. Материал может также наноситься поверхностно на каждую поверхность (фиг.2, 3, 4, 6, 7). Контур 16 представляет собой в этом случае ограничение покрываемой поверхности.
На фиг.8 показано поперечное сечение описанной выше стратегии заполнения (фиг.2) после сварки.
Углубление 4 предпочтительно полностью закрывается первым слоем I валиков (фиг.2), т.е. первый слой I сварки также предпочтительно доходит до контура 16 и выходит за него.
Затем наносится второй слой II сварки, конец которого также выдается за поверхность 13.
Второй слой II сварки предпочтительно полностью закрывает первый слой I сварки. Это наслоение продолжается до тех пор, пока предпочтительно последний слой III полностью не будет наложен на поверхность 13.
На фиг.9 показана другая стратегия заполнения при сварке, в частности, особый вариант осуществления стратегии, показанной на фиг.8.
Здесь первый слой I сварки посредством нескольких валиков (10', 10'', 10''') с основным направлением 25 накладываются параллельно плоскости чертежа (ориентация 25 является произвольной). Основное направление 2 представляет собой наиболее длинную протяженность 11 валика 10', 10'', … при его наложении в форме меандра (фиг.2).
Наложение второго слоя II сварки происходит посредством валиков в основном направлении 25, в направлении, отличающемся, предпочтительно перпендикулярном, основному направлению 25 слоя I сварки, т.е. из плоскости чертежа, при этом основное направление валиков 10', 10'', … третьего слоя III сварки предпочтительно снова проходит как первый слой I сварки.
На фиг.10 также показано, что линии, которые изображают валики на фиг.1-7, имеют ширину. Валики могут нахлестываться друг на друга или только примыкать друг к другу; это относится и к фиг.1-7.
На фиг.11, 12 слева изображены действия, выполняемые перед термообработкой сварного шва 28.
Как на фиг.11 слева, так и на фиг.12 слева изображены сварные швы/слои 28, которые изготовлены любым способом, но также выдаются за наружный первоначальный контур поверхности 13 субстрата. В качестве следующего шага обработки происходит реконтурирование сварки, т.е. валик/слой выглаживается и приводится в соответствие с высотой наружной поверхности 13, т.е. происходит снятие материала (-m) с целью восстановления первоначального аэродинамического контура.
В качестве последнего шага происходит, в зависимости от материала и конструктивного элемента, обычная термообработка (HT) сварного шва 28.
На фиг.13 показана в качестве примера газовая турбина 100 в частичном продольном сечении.
У газовой турбины 100 внутри имеется установленный с возможностью вращения вокруг оси 102 вращения ротор 103 с валом 101, который также называется вращающейся частью турбины.
Вдоль ротора 103 последовательно расположены всасывающий корпус 104, компрессор 105, имеющая, например, форму тора топочная камера 110, в частности, кольцевая топочная камера, снабженная несколькими расположенными коаксиально горелками 107, турбина 108 и корпус 109 газовыпускной системы.
Кольцевая топочная камера 110 сообщается, например, с кольцеобразным каналом 111 горячих газов. Там, например, четыре последовательно включенные ступени 112 турбины образуют турбину 108.
Каждая ступень 112 турбины образована, например, из двух колец лопаток. Если смотреть в направлении течения рабочей среды 113, в канале 111 горячих газов за рядом 115 направляющих лопаток следует образованный из рабочих лопаток 120 ряд 125.
Направляющие лопатки 130 при этом закреплены на внутреннем корпусе 138 статора 143, в отличие от чего рабочие лопатки 120 ряда 125 установлены, например, посредством диска 133 турбины на роторе 103.
С ротором 103 соединен генератор или рабочая машина (не изображена).
Во время эксплуатации газовой турбины 100 воздух 135 всасывается компрессором 105 через всасывающий корпус 104 и сжимается. Получаемый на обращенном к турбине конце компрессора 105 сжатый воздух направляется к горелкам 107 и там смешивается с горючим средством. Эта смесь затем сжигается в топочной камере 110 с образованием рабочей среды 113. Оттуда рабочая среда 113 течет по каналу 111 горячих газов по направляющим лопаткам 130 и рабочим лопаткам 120. На рабочих лопатках 120 рабочая среда 113 расширяется с передачей импульса, так что рабочие лопатки 120 приводят в движение ротор 103, а ротор - соединенную с ним рабочую машину.
Находящиеся под воздействием горячей рабочей среды 113 конструктивные элементы во время эксплуатации газовой турбины 100 подвергаются воздействию термических нагрузок. Направляющие лопатки 130 и рабочие лопатки 120 первой, если смотреть в направлении течения рабочей среды 113, ступени 112 турбины наряду с футеровочными элементами теплозащитного экрана кольцевой топочной камеры 110, подвергаются термическим нагрузкам в наибольшей степени.
Чтобы выдерживать возникающие там температуры, они могут охлаждаться с помощью охлаждающего средства.
Субстраты конструктивных элементов могут также иметь направленную структуру, т.е. они являются монокристаллическими (SX-структура) или содержат только продольно направленные зерна (DS-структура).
В качестве материала для конструктивных элементов, в частности, для лопаток 120, 130 турбины и конструктивных элементов топочной камеры 110 применяются, например, железные, никелевые суперсплавы или суперсплавы на основе кобальта.
Такие суперсплавы известны, например, из документов EP 1204776 B1, EP 1306454, EP 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949.
Лопатки 120, 130 могут быть также снабжены покрытиями от коррозии (MCrAlX; M представляет собой по меньшей мере один элемент из группы железо (Fe), кобальт (Co), никель (Ni), X является активным элементом и обозначает иттрий (Y) или кремний, скандий (Sc) и/или по меньшей мере один элемент из редких земель или, соответственно, гафний.) Такие сплавы известны из документов EP 0486489 B1, EP 0786017 B1, EP 0412397 B1 или EP 0306454 A1.
На MCrAlX может также находиться теплоизоляционный слой, состоящий, например, из ZrO2, Y2O3-ZrO2, т.е. он не стабилизирован, частично или полностью, окисью иттрия и/или окисью кальция и/или окисью магния.
С помощью надлежащих способов нанесения покрытия, таких как, например, электронно-лучевое нанесение покрытий методом осаждения из паровой фазы (EB-PVD), получаются зерна стебельчатой формы в теплоизоляционном слое.
У направляющей лопатки 130 имеется обращенная к внутреннему корпусу 138 турбины 108 ножка направляющей лопатки (здесь не изображена) и находящаяся напротив ножки направляющей лопатки головка направляющей лопатки. Головка направляющей лопатки обращена к ротору 103 и установлена на крепежном кольце 140 статора 143.
На фиг.14 показан вид в перспективе рабочей лопатки 120 или направляющей лопатки 130 гидравлической машины, которая распространяется по продольной оси 121.
Гидравлическая машина может представлять собой газовую турбину самолета или электростанции, предназначенной для выработки электроэнергии, паровую турбину или компрессор.
У лопатки 120, 130 по продольной оси 121 имеется, последовательно, область 400 крепления, примыкающая к ней платформа 403 лопатки, а также рабочая часть 406 лопатки и вершина 415 лопатки.
Если лопатка 130 представляет собой направляющую лопатку 130, она может быть снабжена на своей вершине 415 лопатки другой платформой (не изображена).
В области 400 крепления выполнена ножка 183 лопатки, которая служит для крепления рабочих лопаток 120, 130 к валу или диску (не изображено).
Ножка 183 лопатки выполнена, например, в T-образной форме. Возможны другие варианты осуществления в виде елки или ласточкина хвоста.
У лопатки 120, 130 имеется кромка 409 набегания и кромка 412 сбегания для среды, которая протекает по рабочей части 406 лопатки.
У традиционных лопаток 120, 130 во всех областях 400, 403, 406 лопаток 120, 130 применяются, например, цельные металлические материалы, в частности, суперсплавы.
Такие суперсплавы известны, например, из документов EP 1204776 B1, EP 1306454, EP 1319729 A1, WO 99/67435 или WO 00/44949.
При этом лопатка 120, 130 может быть изготовлена методом литья, в частности, посредством направленной кристаллизации, методом ковки, методом фрезерования или их комбинаций.
Заготовки с монокристаллической структурой или структурами применяются в качестве конструктивных элементов машин, которые при эксплуатации подвержены высоким механическим, термическим и/или химическим нагрузкам.
Изготовление такого рода монокристаллических заготовок осуществляется, например, посредством направленной кристаллизации из расплава. При этом речь идет о способах литья, при которых жидкий металлический сплав кристаллизуется с получением монокристаллической структуры, т.е. монокристаллической заготовки, или направленно. При этом дендритные кристаллы ориентируются вдоль теплового потока и образуют либо стебельчатую кристаллическую зернистую структуру (колоннообразно, т.е. зерна, которые проходят по всей длине заготовки и здесь, выражаясь общепринятым языком, называются направленно кристаллизованными), или монокристаллическую структуру, т.е. вся заготовка состоит из одного единственного кристалла. В этом способе необходимо избегать перехода к глобулярной (поликристаллической) кристаллизации, так как при ненаправленном росте обязательно образуются поперечные и продольные границы зерен, которые сводят на нет хорошие свойства направленно кристаллизованного или монокристаллического конструктивного элемента.
Если речь идет о направленно кристаллизованных структурах в общем, то под ними подразумеваются как монокристаллы, которые не имеют границ зерен или, в крайнем случае, имеют границы зерен с малыми углами, так и стебельчатые кристаллические структуры, у которых, может быть, имеются проходящие в продольном направлении границы зерен, но нет поперечных границ зерен. В случае этих названных во вторую очередь кристаллических структур также говорят о направленно кристаллизованных структурах (directionally solidified structures).
Такие способы известны из документов US-PS 6024792 и EP 0892090 A1.
Лопатки 120, 130 могут быть также снабжены покрытиями от коррозии или окисления, например (MCrAlX; M представляет собой по меньшей мере один элемент из группы железо (Fe), кобальт (Co), никель (Ni), X является активным элементом и обозначает иттрий (Y) или кремний и/или по меньшей мере один элемент из редких земель или, соответственно, гафний (Hf)). Такие сплавы известны из документов EP 0486489 B1, EP 0786017 B1, EP 0412397 B1 или EP 0306454 A1.
Плотность предпочтительно составляет около 95% теоретической плотности.
Из слоя MCrAlX (как промежуточного слоя или крайнего наружного слоя) образуется защитный слой окиси алюминия (TGO=thermal grown oxide layer).
Предпочтительно состав слоя представляет собой Co-30Ni-28Cr-8Al-0,6Y-0,7Si или Co-28Ni-24Cr-10Al-0,6Y. Наряду с этими защитными покрытиями на основе кобальта применяются также предпочтительно защитные покрытия на основе никеля, такие как Ni-10Cr-12Al-0,6Y-3Re или Ni-12Co-21Cr-11Al-0,4Y-2Re, или Ni-25Co-17Cr-10Al-0,4Y-1,5Re.
На MCrAlX может также находиться теплоизоляционный слой, который предпочтительно является крайним наружным слоем и состоит, например, из ZrO2, Y2O3-ZrO2, т.е. он не стабилизирован, частично или полностью, окисью иттрия и/или окисью кальция и/или окисью магния.
Теплоизоляционный слой покрывает весь слой MCrAlX. С помощью надлежащих способов нанесения покрытия, таких как, например, электронно-лучевое нанесение покрытий методом осаждения из паровой фазы (EB-PVD), получаются зерна стебельчатой формы в теплоизоляционном слое.
Возможны другие способы нанесения покрытий, например, атмосферное плазменное напыление (APS), LPPS, VPS или CVD. Для улучшения стойкости к тепловому удару теплоизоляционный слой может содержать пористые, имеющие микро- или макротрещины зерна. То есть теплоизоляционный слой предпочтительно является более пористым, чем слой MCrAlX.
Восстановление (Refurbishment) означает, что конструктивные элементы 120, 130 после их применения при необходимости должны быть освобождены от защитных слоев (например, посредством пескоструйной обработки). После этого осуществляется удаление коррозионных и/или оксидных слоев или, соответственно, продуктов. При необходимости осуществляется также ремонт трещин в конструктивном элементе 120, 130. После этого происходит повторное нанесение покрытия на конструктивный элемент 120, 130 и повторное применение конструктивного элемента 120, 130.
Лопатка 120, 130 может быть выполнена полой или цельной. При необходимости охлаждения лопаток 120, 130 она является полой и при необходимости снабжена отверстиями для пленочного охлаждения (обозначены штриховой линией).
На фиг.15 показана топочная камера 110 газовой турбины. Топочная камера 110 выполнена, например, в виде так называемой кольцевой топочной камеры, у которой множество расположенных в окружном направлении вокруг оси 102 вращения горелок 107, которые создают пламя 156, впадают в одно общее пространство 154 топочной камеры. Для этого топочная камера 110 выполнена в совокупности в виде кольцеобразной структуры, которая расположена вокруг оси 102 вращения.
Для достижения сравнительно высокого коэффициента полезного действия топочная камера 110 рассчитана на сравнительно высокую температуру рабочей среды M, составляющую примерно от 1000°C до 1600°C. Чтобы даже при этих неблагоприятных для материалов рабочих параметрах обеспечить возможность сравнительно долгого срока службы, стенка 153 топочной камеры на своей обращенной к рабочей среде M стороне снабжена внутренней футеровкой, образованной из элементов 155 теплозащитного экрана.
Каждый элемент 155 теплозащитного экрана, изготовленный из сплава, оснащен со стороны рабочей среды особенно жаропрочным защитным слоем (слой MCrAlX и/или керамическое покрытие) или изготовлен из высокожаропрочного материала (массивные керамические кирпичи).
Эти защитные слои могут быть аналогичны лопаткам турбины, то есть MCrAlX, например, означает: M представляет собой по меньшей мере один элемент из группы железо (Fe), кобальт (Co), никель (Ni), X является активным элементом и обозначает иттрий (Y) или кремний и/или по меньшей мере один элемент из редких земель или, соответственно, гафний (Hf). Такие сплавы известны из документов EP 0486489 B1, EP 0786017 B1, EP 0412397 B1 или EP 0306454 A1.
На MCrAlX может также находиться, например, керамический теплоизоляционный слой, состоящий, например, из ZrO2, Y2O3-ZrO2, т.е. он не стабилизирован, частично или полностью, окисью иттрия и/или окисью кальция и/или окисью магния.
С помощью надлежащих способов нанесения покрытия, таких как, например, электронно-лучевое нанесение покрытий методом осаждения из паровой фазы (EB-PVD), получаются зерна стебельчатой формы в теплоизоляционном слое.
Возможны другие способы нанесения покрытий, например, атмосферное плазменное напыление (APS), LPPS, VPS или CVD. Для улучшения стойкости к тепловому удару теплоизоляционный слой может содержать пористые, имеющие микро- или макротрещины зерна.
Восстановление (Refurbishment) означает, что элементы 155 теплозащитного экрана после их применения при необходимости должны быть освобождены от защитных слоев (например, посредством пескоструйной обработки). После этого осуществляется удаление коррозионных и/или оксидных слоев или, соответственно, продуктов. При необходимости осуществляется также ремонт трещин в элементе 155 теплозащитного экрана. После этого происходит повторное нанесение покрытия на элемент 155 теплозащитного экрана и повторное применение элементов 155 теплозащитного экрана.
В связи с высокими температурами внутри топочной камеры 110 для элементов 115 теплозащитного экрана или, соответственно, для элементов их крепления может быть предусмотрена система охлаждения. Элементы 115 теплозащитного экрана являются, например, полыми и при необходимости снабжены также впадающими в пространство 154 топочной камеры отверстиями для охлаждения (не изображены).

Claims (19)

1. Способ сварки конструктивного элемента (1, 120, 130, 155), при котором углубление (4) заполняют слоями (I, II, III) сварки, при этом углубление (4) имеет контур (16), который ограничивает наружную поверхность (13) конструктивного элемента (1, 120, 130, 155) относительно углубления (4), отличающийся тем, что слои (I, II, III) сварки накладывают так, что валики слоев (I, II, III) попадают на наружную поверхность (13) также за пределами контура (16) углубления (4), при этом используют несколько слоев (I, II, III) сварки, чтобы заполнить углубление (4) до тех пор, пока последний слой (III) полностью не будет выдаваться за поверхность (13).
2. Способ по п.1, при котором первый валик (6) накладывают так, что он по своей форме соответствует форме контура (16).
3. Способ по п.2, при котором внутри первого валика (6), который соответствует контуру (16), выполняют второй валик (7).
4. Способ по п.2 или 3, при котором внутри первого или второго соответствующего контуру валика (6, 7) осуществляют заполнение углубления (4) валиками (10', 10'', 10''', …) в форме меандра.
5. Способ по п.1, при котором применяют лазерную сварку.
6. Способ по пп.1, 2, 3 или 5, при котором первый слой (I) валиков полностью покрывает углубление (4).
7. Способ по п.4, при котором первый слой (I) валиков полностью покрывает углубление (4).
8. Способ по п.1, при котором основные направления (25) валиков (10', 10'', 10''', …) отдельных, расположенных друг над другом слоев (I, II, III…) сварки проходят под углом от значительно превышающего 0° до 90°, в частности, перпендикулярно относительно друг друга.
9. Способ по любому из пп.1-3, 5 или 7-8, при котором валики (10', 10'', 10''') слоя (I, II, III…) сварки накладывают в форме меандра.
10. Способ по п.4, при котором валики (10', 10'', 10''') слоя (I, II, III…) сварки накладывают в форме меандра.
11. Способ по п.6, при котором валики (10', 10'', 10''') слоя (I, II, III…) сварки накладывают в форме меандра.
12. Способ по любому из пп.1, 8, 10 или 11, при котором другие слои (II, III, …) сварки полностью или частично покрывают непосредственно предшествующие им слои (I, II, …) сварки.
13. Способ по п.6, в котором другие слои (II, III, …) сварки полностью или частично покрывают непосредственно предшествующие им слои (I, II, …) сварки.
14. Способ по п.9, в котором другие слои (II, III, …) сварки полностью или частично покрывают непосредственно предшествующие им слои (I, II, …) сварки.
15. Способ по любому из пп.1-3, 5, 7-8, 10-11, 13-14, при котором углубление (4) имеет боковые поверхности (28), которые проходят не перпендикулярно к поверхности (13) конструктивного элемента (1, 120, 130, 155).
16. Способ по п.4, при котором углубление (4) имеет боковые поверхности (28), которые проходят не перпендикулярно к поверхности (13) конструктивного элемента (1, 120, 130, 155).
17. Способ по п.6, при котором углубление (4) имеет боковые поверхности (28), которые проходят не перпендикулярно к поверхности (13) конструктивного элемента (1, 120, 130, 155).
18. Способ по п.9, при котором углубление (4) имеет боковые поверхности (28), которые проходят не перпендикулярно к поверхности (13) конструктивного элемента (1, 120, 130, 155).
19. Способ по п.12, при котором углубление (4) имеет боковые поверхности (28), которые проходят не перпендикулярно к поверхности (13) конструктивного элемента (1, 120, 130, 155).
RU2011144501/02A 2009-04-03 2010-03-31 Способ сварки и конструктивный элемент RU2490102C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102009016260.7 2009-04-03
DE102009016260A DE102009016260A1 (de) 2009-04-03 2009-04-03 Verfahren beim Schweißen und Bauteil
PCT/EP2010/054322 WO2010112553A2 (de) 2009-04-03 2010-03-31 Verfahren beim schweissen und bauteil

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011144501A RU2011144501A (ru) 2013-05-10
RU2490102C2 true RU2490102C2 (ru) 2013-08-20

Family

ID=42288664

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011144501/02A RU2490102C2 (ru) 2009-04-03 2010-03-31 Способ сварки и конструктивный элемент

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8866042B2 (ru)
EP (1) EP2414127B1 (ru)
JP (1) JP5539493B2 (ru)
CN (1) CN102448650B (ru)
DE (1) DE102009016260A1 (ru)
RU (1) RU2490102C2 (ru)
WO (1) WO2010112553A2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2681072C1 (ru) * 2017-11-29 2019-03-01 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" (АО "НИИ ТП") Способ лазерной сварки алюминиевых сплавов
RU2738181C1 (ru) * 2020-06-23 2020-12-09 Акционерное общество «ОДК-Авиадвигатель» Способ ремонта кожуха термопары газотурбинной установки

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8974865B2 (en) * 2011-02-23 2015-03-10 General Electric Company Component and a method of processing a component
DE102011087665A1 (de) * 2011-12-02 2013-06-06 Lufthansa Technik Ag Verfahren zur Reparatur einer variablen Leitschaufel und entsprechend reparierte Leitschaufel
ITCO20120041A1 (it) * 2012-09-07 2014-03-08 Nuovo Pignone Spa Metodo per la riparazione di un componente di turbomacchina
EP2756908A1 (de) * 2013-01-21 2014-07-23 Siemens Aktiengesellschaft Auftragsschweißen von länglichen, gekrümmten Oberflächen
EP2756906A1 (de) * 2013-01-21 2014-07-23 Siemens Aktiengesellschaft Auftragsschweißen mit äußerer Konturschweißung und innerer Auffüllung und Bauteil
EP2756909A1 (de) * 2013-01-21 2014-07-23 Siemens Aktiengesellschaft Auftragsschweißen von länglichen, gekrümmten Wänden
EP2756907A1 (de) * 2013-01-21 2014-07-23 Siemens Aktiengesellschaft Auftragsschweißen mit äußerer dickerer Rahmenkontur
EP2796237A1 (de) * 2013-04-25 2014-10-29 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Wiederaufbearbeitung eines metallischen Bauteiles unter Verwendung des heißisostatischen Pressens von dem geschweißten metallischen Bauteil
WO2015065847A1 (en) * 2013-10-30 2015-05-07 United Technologies Corporation Laser powder deposition weld rework for gas turbine engine non-fusion weldable nickel castings
CN105705296B (zh) * 2013-10-30 2018-11-20 联合工艺公司 用于燃气涡轮发动机的非可熔焊镍铸件的激光粉末沉积焊接返工
DE102014210169A1 (de) * 2014-05-28 2015-12-17 Siemens Aktiengesellschaft Verfahrweise beim Materialauftrag auf länglichen Oberflächen mit runden Kanten und Bauteil
DE102014220483A1 (de) * 2014-10-09 2016-04-14 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Aufbaustrategie für einen Kronenboden einer Turbinenschaufel und Turbinenschaufel
DE102017204507A1 (de) 2017-03-17 2018-09-20 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Verschließen von einer Öffnung einer Turbinenschaufel
US10556294B2 (en) 2017-06-06 2020-02-11 General Electric Company Method of treating superalloy articles
US10625361B2 (en) * 2017-06-14 2020-04-21 General Electric Company Method of welding superalloys
JP2020121315A (ja) * 2019-01-29 2020-08-13 住友重機械ハイマテックス株式会社 金属肉盛層の形成方法
FR3099787B1 (fr) * 2019-08-05 2021-09-17 Safran Helicopter Engines Anneau pour une turbine de turbomachine ou de turbomoteur

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1122718A1 (ru) * 1983-04-01 1984-11-07 Предприятие П/Я Ж-1287 Способ обработки сварных соединений из аустенитных коррозионностойких сталей
RU2109611C1 (ru) * 1997-08-13 1998-04-27 Шевелкин Валерий Иванович Способ заварки дефектов в отливках из алюминиевых сплавов
RU2288082C2 (ru) * 2001-09-04 2006-11-27 Коммиссариат А Л`Энержи Атомик Способ сварки, предусматривающий релаксацию остаточных механических напряжений

Family Cites Families (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU901304A1 (ru) 1977-07-20 1982-01-30 Предприятие П/Я В-8173 Способ изготовлени сварных труб
JPS63194884A (ja) * 1987-02-06 1988-08-12 Toyota Motor Corp レ−ザ肉盛溶接方法
JPS63224890A (ja) * 1987-03-13 1988-09-19 Toyota Motor Corp レ−ザ肉盛方法
DE3926479A1 (de) 1989-08-10 1991-02-14 Siemens Ag Rheniumhaltige schutzbeschichtung, mit grosser korrosions- und/oder oxidationsbestaendigkeit
JP2773050B2 (ja) 1989-08-10 1998-07-09 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 耐熱性耐食性の保護被覆層
US5060842A (en) 1990-04-09 1991-10-29 Westinghouse Electric Corp. Method for refurbishing nozzle block vanes of a steam turbine
US5397653A (en) * 1993-04-30 1995-03-14 Westinghouse Electric Corporation Filler wire composition and method of welding turbine component with filter wire composition and its product thereof
JP3272853B2 (ja) * 1994-03-03 2002-04-08 株式会社日立製作所 亀裂の溶融補修方法
JP3164137B2 (ja) 1994-06-20 2001-05-08 ダイハツ工業株式会社 アルミニウム製シリンダヘッドの製造方法
JP3079902B2 (ja) * 1994-07-05 2000-08-21 株式会社日立製作所 原子炉炉内構造物の溶接補修方法
EP0786017B1 (de) 1994-10-14 1999-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Schutzschicht zum schutz eines bauteils gegen korrosion, oxidation und thermische überbeanspruchung sowie verfahren zu ihrer herstellung
JPH08323473A (ja) * 1995-05-31 1996-12-10 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 炭素鋼材等における肉盛り溶接法
US5806751A (en) * 1996-10-17 1998-09-15 United Technologies Corporation Method of repairing metallic alloy articles, such as gas turbine engine components
EP0861927A1 (de) 1997-02-24 1998-09-02 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
EP0892090B1 (de) 1997-02-24 2008-04-23 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
AT408088B (de) 1997-10-14 2001-08-27 Berndorf Band Ges M B H & Co K Endloses stahlband und verfahren zur herstellung desselben
WO1999067435A1 (en) 1998-06-23 1999-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Directionally solidified casting with improved transverse stress rupture strength
US6231692B1 (en) 1999-01-28 2001-05-15 Howmet Research Corporation Nickel base superalloy with improved machinability and method of making thereof
DE50006694D1 (de) 1999-07-29 2004-07-08 Siemens Ag Hochtemperaturbeständiges bauteil und verfahren zur herstellung des hochtemperaturbeständigen bauteils
JP4168544B2 (ja) * 1999-08-26 2008-10-22 株式会社Ｉｈｉ クラッド溶接方法
FR2806337B1 (fr) * 2000-03-15 2002-05-31 Joseph Sauron Materiel Ind Procede et automate de soudage a l'arc utilisant des fils fourres
JP4246878B2 (ja) * 2000-03-31 2009-04-02 株式会社東芝 レーザ補修方法
CN1175954C (zh) 2000-05-10 2004-11-17 中国科学院金属研究所 燃气轮机带冠叶片冠部阻尼面激光敷层工艺方法
AU2001275253A1 (en) * 2000-06-05 2001-12-17 Laser Fire Orthopedic implant and method of making metal articles
DE50104022D1 (de) 2001-10-24 2004-11-11 Siemens Ag Rhenium enthaltende Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen
DE50112339D1 (de) 2001-12-13 2007-05-24 Siemens Ag Hochtemperaturbeständiges Bauteil aus einkristalliner oder polykristalliner Nickel-Basis-Superlegierung
US7009137B2 (en) * 2003-03-27 2006-03-07 Honeywell International, Inc. Laser powder fusion repair of Z-notches with nickel based superalloy powder
JP4551082B2 (ja) 2003-11-21 2010-09-22 三菱重工業株式会社 溶接方法
DE102004006154A1 (de) 2004-02-07 2005-08-25 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Verbinden von Bauteilen
FR2882533B1 (fr) * 2005-02-25 2007-07-06 Snecma Moteurs Sa Procede de reparation de disque aubage monobloc, eprouvette de debut et de fin campagne
CN100402223C (zh) * 2005-06-22 2008-07-16 中国科学院金属研究所 燃气轮机高压涡轮叶片叶尖裂纹修复工艺方法
JP2008264841A (ja) * 2007-04-23 2008-11-06 Toshiba Corp 溶接方法
DE102007034242A1 (de) 2007-07-23 2009-04-02 Mtu Aero Engines Gmbh Reparaturverfahren
WO2009143909A1 (de) * 2008-05-29 2009-12-03 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und vorrichtung zum schweissen von werkstücken aus hochwarmfesten superlegierungen

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1122718A1 (ru) * 1983-04-01 1984-11-07 Предприятие П/Я Ж-1287 Способ обработки сварных соединений из аустенитных коррозионностойких сталей
RU2109611C1 (ru) * 1997-08-13 1998-04-27 Шевелкин Валерий Иванович Способ заварки дефектов в отливках из алюминиевых сплавов
RU2288082C2 (ru) * 2001-09-04 2006-11-27 Коммиссариат А Л`Энержи Атомик Способ сварки, предусматривающий релаксацию остаточных механических напряжений

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2681072C1 (ru) * 2017-11-29 2019-03-01 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт точных приборов" (АО "НИИ ТП") Способ лазерной сварки алюминиевых сплавов
RU2738181C1 (ru) * 2020-06-23 2020-12-09 Акционерное общество «ОДК-Авиадвигатель» Способ ремонта кожуха термопары газотурбинной установки

Also Published As

Publication number Publication date
RU2011144501A (ru) 2013-05-10
CN102448650B (zh) 2016-06-15
US20120103950A1 (en) 2012-05-03
JP2012522644A (ja) 2012-09-27
EP2414127A2 (de) 2012-02-08
WO2010112553A3 (de) 2011-01-06
JP5539493B2 (ja) 2014-07-02
CN102448650A (zh) 2012-05-09
DE102009016260A1 (de) 2010-10-07
WO2010112553A2 (de) 2010-10-07
US8866042B2 (en) 2014-10-21
EP2414127B1 (de) 2015-05-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2490102C2 (ru) Способ сварки и конструктивный элемент
RU2510994C2 (ru) Способ сварки заготовок из высокожаропрочных суперсплавов с особой массовой скоростью подачи сварочного присадочного материала
US8324526B2 (en) Welded repair of defects lying on the inside of components
US9044825B2 (en) Method for welding depending on a preferred direction of the substrate
RU2527509C2 (ru) Способ восстановления лопатки турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой
US20120273468A1 (en) Single crystal welding of directionally solidified materials
US8847106B2 (en) Welding process with a controlled temperature profile and a device therefor
US10465535B2 (en) Compressor blade or vane having an erosion-resistant hard material coating
WO2007112783A1 (en) Layered thermal barrier coating with a high porosity, and a component
US9421639B2 (en) Component having weld seam and method for producing a weld seam
US20130115479A1 (en) Porous ceramic coating system
RU2541440C2 (ru) Способ измерения толщины слоя посредством лазерной триангуляции
US20160312622A1 (en) Thermal barrier coating of a turbine blade
US20110020127A1 (en) Component Comprising Overlapping Weld Seams and Method for the Production Thereof
US20120099978A1 (en) Turbine Component Having Easily Removable Protective Layer, Set of Turbine Components, a Turbine and a Method for Protecting a Turbine Component
US8123105B2 (en) Process for brazing wide gaps
US20100224600A1 (en) Two-step welding process
US20110293431A1 (en) Component having varying structures and method for production
US20120285933A1 (en) Monocrystalline welding of directionally compacted materials
US20110056919A1 (en) Method for Fusing Curved Surfaces, and a Device
US20100129544A1 (en) Polymer-Based Ceramic Coatings for Protecting Surfaces Against Fluoride Ions During a Cleaning Process
US20100288823A1 (en) Application of Solder to Holes, Coating Processes and Small Solder Rods
US20120027931A1 (en) Coating Having Thermal and Non-Thermal Coating Method
US20140315006A1 (en) Ceramic double layer based on zirconium oxide
US7832620B2 (en) Method for soldering with a multistep temperature profile