RU2527509C2 - Способ восстановления лопатки турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой - Google Patents

Способ восстановления лопатки турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой Download PDF

Info

Publication number
RU2527509C2
RU2527509C2 RU2012144432/02A RU2012144432A RU2527509C2 RU 2527509 C2 RU2527509 C2 RU 2527509C2 RU 2012144432/02 A RU2012144432/02 A RU 2012144432/02A RU 2012144432 A RU2012144432 A RU 2012144432A RU 2527509 C2 RU2527509 C2 RU 2527509C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
platform
application
blade
removal
adhesive
Prior art date
Application number
RU2012144432/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012144432A (ru
Inventor
Мартин ГРОНЕРТ
Андреас ОППЕРТ
Герхард РАЙХ
Рольф ВИЛЬКЕНХЕНЕР
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2012144432A publication Critical patent/RU2012144432A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2527509C2 publication Critical patent/RU2527509C2/ru

Links

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
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • 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)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области ремонта лопаток газовой турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой, которая вследствие коррозионного воздействия по меньшей мере на одной боковой поверхности платформы имеет недостаточный размер. При этом нанесение материала по меньшей мере на одну боковую поверхность платформы происходит таким образом, что после нанесения материала размер платформы является избыточным. Затем платформу путем механической обработки со снятием материала по меньшей мере одной боковой поверхности платформы доводят до номинального размера. В качестве наносимого материала для восстановления номинального размера платформы и заполнения недостаточного размера платформы используют материал адгезивного слоя, причем нанесение адгезивного материала осуществляют для обновления системы теплоизоляционных покрытий лопатки турбины, включающей в себя адгезивный слой и теплоизоляционный слой. Изобретение обеспечивает возможность восстановления номинального размера боковых поверхностей платформы у лопаток турбины, испытывающих эксплуатационные нагрузки, недорогим и материалосберегающим способом. 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Настоящее изобретение касается способа восстановления лопатки турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой, причем лопатка турбины может быть выполнена, в частности, в виде лопатки газовой турбины.
В газовой турбине жидкое или газообразное топливо сжигается в топочной камере, и образующиеся при сжигании горячие и находящиеся под высоким давлением газы подаются в турбину, где они при расширении и охлаждении передают импульс на рабочие лопатки турбины. При этом посредством направляющих лопаток оптимизируется передача импульса на рабочие лопатки.
Так как горячие газообразные продукты сгорания обладают сильным окисляющим и коррозионным действием, лопатки турбины, в частности обтекаемые особенно горячими газообразными продуктами сгорания первые ряды лопаток турбины, изготавливаются из высокожаропрочных суперсплавов и к тому же покрываются системой теплоизоляционных покрытий, чтобы еще более повысить стойкость лопаток к условиям окисления и коррозии в горячем газе. Такое покрытие включает в себя обычно керамический теплоизоляционный слой, который посредством адгезивного слоя присоединен к материалу суперсплава лопатки. Характерными адгезивными слоями являются так называемые слои MCrAlX, в которых M обозначает железо (Fe), кобальт (Co), никель (Ni) или комбинацию этих металлов. X представляет собой активный элемент и обозначает иттрий (Y), и/или кремний (Si), и/или по меньшей мере один элемент из редких земель, или гафний (Hf). Такие сплавы известны из документов EP 0486489 B1, EP 0786017 B1, EP 0412397 B1 или EP 1306454 A1.
Несмотря на их высокую стойкость к воздействию горячих газов, вследствие эксплуатационной нагрузки и обусловленного этим высокотемпературного окисления происходит коррозия лопаток. Она затрагивает также платформы лопаток. Поэтому лопатки турбины после определенной продолжительности эксплуатации подвергаются процессу восстановления, в котором снимается покрытие, ремонтируются поврежденные коррозией места и затем на лопатки заново наносится покрытие, чтобы подготовить их к новому применению в газовой турбине.
В частности, у тех ступеней турбины, через которые протекают наиболее горячие газообразные продукты сгорания, обычно у двух первых ступеней, воздействие коррозии может, однако, приводить к недостаточному размеру боковых поверхностей платформы.
В EP 1808266 A2 предлагается удалять поврежденные коррозией области платформы в области кромки сбегания лопатки турбины и затем восстанавливать удаленную область путем наплавки и последующего шлифования по размеру. Хотя, таким образом, в принципе, могут также восстанавливаться имеющие недостаточный размер боковые поверхности платформ, однако наплавка на материалы суперсплавов является затруднительной. В частности, вследствие теплопередачи в материале суперсплава могут возникать нежелательные структурные свойства, которые ослабляют материал.
Поэтому задачей настоящего изобретения является предоставить предпочтительный способ восстановления лопатки турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой. Эта задача решается с помощью способа восстановления лопатки турбины по п.1 формулы изобретения. Зависимые пункты формулы изобретения содержат предпочтительные варианты осуществления изобретения.
В предлагаемом изобретением способе восстановления лопатки турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой, которая вследствие воздействия коррозии имеет недостаточный размер по меньшей мере на одной боковой поверхности платформы, восстанавливается номинальный размер платформы, при этом нанесение материала по меньшей мере на одну боковую поверхность платформы происходит таким образом, что после нанесения (12) материала размер платформы является избыточным, а затем платформа путем механической обработки со снятием материала по меньшей мере одной боковой поверхности платформы доводится до номинального размера. В соответствии с изобретением нанесение материала происходит посредством материала адгезивного слоя. Этот материал может быть, в частности, материалом MCrAlX.
По сравнению с наплавкой изобретение обладает тем преимуществом, что нанесение материала адгезивного слоя, в частности материала MCrAlX, не приводит к такой высокой теплопередаче в материал суперсплава, как это, например, было бы в случае наплавки. Поэтому структура материала суперсплава при восстановлении боковой поверхности посредством адгезивного материала нарушается меньше, чем при нанесении посредством наплавки. Кроме того, нанесение материала может интегрироваться в процесс повторного нанесения покрытия на лопатку турбины, так как при повторном нанесении системы теплоизоляционных покрытий также наносится адгезивный слой. Поэтому предлагаемый изобретением способ недорогим и материалсберегающим образом обеспечивает возможность восстановления номинального размера боковых поверхностей платформы у лопаток турбины, испытывающих эксплуатационные нагрузки, благодаря чему может сокращаться доля брака в лопатках турбины, испытывающих эксплуатационные нагрузки.
Нанесение материала в рамках предлагаемого изобретением способа может, в частности, происходить посредством повторяющегося нанесения адгезивного материала. При этом при каждом повторном нанесении адгезивного материала, в частности, минимальное нанесение материала может составлять по меньшей мере 10 мкм, предпочтительно по меньшей мере 30 мкм.
Для лучшего прикрепления адгезивного материала к материалу суперсплава после нанесения адгезивного материала может осуществляться скрепляющая термообработка.
В рамках предлагаемого изобретением способа нанесение материала и механическая обработка со снятием материала может, в частности, также осуществляться на двух противоположных поверхностях одной платформы лопатки. Часто именно обусловленные коррозией недостаточные размеры возникают одновременно на двух противоположных сторонах платформ лопаток.
Обычно лопатка турбины имеет центральную ось. Поэтому предпочтительно, если механическая обработка со снятием материала боковых поверхностей платформы с целью повторного доведения платформы до номинального размера после нанесения материала осуществляется относительно центральной оси. Таким образом, может обеспечиваться то, что до номинального размера снова доводится не только ширина платформы, но и расстояние от боковых поверхностей платформы до рабочей части лопатки турбины. Для этого может, например, регистрироваться текущий размер платформы путем считывания по меньшей мере пяти точек измерения на противоположных боковых поверхностях платформы. По текущему размеру затем определяется необходимое снятие материала при механической обработке со снятием материала. При этом две противоположные поверхности платформы могут, в частности, относительно рабочей части лопатки со стороной нагнетания и стороной всасывания, представлять собой боковые поверхности платформы, расположенные на стороне нагнетания или соответственно на стороне всасывания. Эти боковые поверхности при эксплуатации газовой турбины обычно сильнее подвержены окислению горячим газом и наступающей в результате этого коррозии, чем боковые поверхности платформы, находящиеся на стороне набегания и стороне сбегания.
Механическая обработка со снятием материала в рамках предлагаемого изобретением способа может, в частности, осуществляться путем поверхностного шлифования.
Если нанесение адгезивного материала осуществляется в рамках обновления системы теплоизоляционных покрытий лопатки турбины, перед обновлением системы теплоизоляционных покрытий способ может включать в себя удаление слоев лопатки турбины. К тому же после удаления слоев и перед обновлением системы теплоизоляционных покрытий может осуществляться активирующая абразивная обработка. Тогда активирующая абразивная обработка включала бы в себя, в частности, также боковые поверхности платформы, на которые должно осуществляться нанесение материала. В такой абразивной струе поверхность подвергается абразивной обработке с помощью абразивного средства, например посредством оксида алюминия (Al2O3), благодаря чему поверхности придается шероховатость, которая улучшает адгезию предназначенного для нанесения адгезивного материала.
Для нанесения адгезивного материала может применяться метод термического напыления, например плазменного напыления, газопламенного напыления и пр. Такого рода методы известны в качестве возможных методов нанесения адгезивных слоев, и поэтому также могут применяться с возможностью хорошего осваивания в рамках нанесения материала на боковые поверхности платформы с недостаточным размером.
Другие признаки, преимущества и свойства настоящего изобретения содержатся в последующем описании примеров осуществления со ссылкой на прилагаемые фигуры.
фиг.1 - показано схематичное изображение газовой турбины в частичном продольном сечении;
фиг.2 - показан пример топочной камеры газовой турбины в частично рассеченном изображении в перспективе;
фиг.3 - показан пример лопатки турбины на изображении в перспективе;
фиг.4 - показана на схематичном виде сверху лопатка турбины с обусловленным коррозией недостаточным размером на боковых поверхностях платформы;
фиг.5 - показана лопатка турбины, изображенная на фиг.4, во время нанесения адгезивного материала;
фиг.6 - показана лопатка турбины, изображенная на фиг.4, во время шлифования нанесенного адгезивного материала до номинального размера.
На фиг.1 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, суперсплавы на основе железа, никеля или 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, 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) и/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 1306454 A1.
На MCrAlX может также находиться теплоизоляционный слой, который состоит, 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.2 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 1306454 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 имеют также впадающие в пространство 154 топочной камеры отверстия для охлаждения (не изображены).
На фиг.3 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, также 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 этих способах 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) и/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 1306454 A1.
Плотность предпочтительно составляет около 95% теоретической плотности.
На слое MCrAlX (как промежуточном слое или крайнем наружном слое) 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 имеет также отверстия 418 для пленочного охлаждения (обозначены штриховой линией).
На фиг.4 в схематичном изображении показана корродированная лопатка турбины. На изображении видны рабочая часть 1 лопатки со стороной 3 всасывания и стороной 5 нагнетания, а также платформа 7 лопатки. Последняя, вследствие коррозионных воздействий, которые обусловлены эксплуатационными нагрузками и происходящим в результате этого высокотемпературным окислением, имеют недостаточный размер как на расположенной со стороны всасывания боковой поверхности 9 платформы, так и на расположенной со стороны нагнетания боковой поверхности 11 платформы. Номинальный размер платформы 7 обозначен на чертеже фигуры штриховой линией. Здесь следует указать, что обусловленный коррозией недостаточный размер изображен преувеличенно для увеличения ясности чертежей. В других областях лопатки турбины, отличающихся от боковых поверхностей 9, 11 платформы 7 лопатки, обычно также имеется коррозия, но на фигурах не изображена, чтобы ненужным образом не усложнять чертежи. Корродированная вследствие жестких условий окружающей среды, создающихся при эксплуатации газовой турбины, лопатка турбины в соответствии с изобретением подвергается восстановлению, при котором восстанавливается номинальный размер платформы лопатки, в частности, на корродированных боковых поверхностях 9, 11.
В настоящем примере осуществления восстановление номинального размера частично интегрировано в процедуру нанесения новой системы теплоизоляционных покрытий на лопатку турбины. Для этого сначала с лопатки турбины снимается старое покрытие, например, посредством надлежащих растворов и/или надлежащих абразивных процессов, а затем лопатка очищается для устранения вероятных остатков окисления. После этого происходит активирующая абразивная обработка, например, посредством частиц оксида алюминия (Al2O3, корунд), при которой поверхности придается шероховатость. Подготовленная таким образом лопатка турбины затем помещается в устройство для нанесения покрытий для последующего нанесения покрытия из системы теплоизоляционных слоев на рабочую часть 1 лопатки и обращенную к пути тепловой нагрузки поверхность 13 платформы 7 лопатки. При этом боковые поверхности платформы 7 лопатки в уровне техники обычно загорожены или прикрыты, так как они не должны снабжаться системой теплоизоляционных слоев. В рамках предлагаемого изобретением способа, однако, расположенная со стороны всасывания боковая поверхность 9 платформы, а также расположенная со стороны нагнетания боковая поверхность 11 платформы не загорожены или, соответственно, не прикрыты, а оставлены свободными. Таким образом, на обе эти поверхности может наноситься материал покрытия.
При нанесении покрытия сначала наносится адгезивный слой, который в настоящем примере выполнен в виде слоя MCrAlX. Нанесение адгезивного слоя происходит методом термического напыления, например плазменного напыления или газопламенного напыления. Кроме рабочей части 1 лопатки и верхней стороны 13 платформы 7 лопатки, материал MCrAlX наносится также на расположенную со стороны всасывания боковую поверхность 9 платформы и расположенную со стороны нагнетания боковую поверхность 11 платформы.
Метод напыления на фиг.5 обозначен схематично изображенной распылительной форсункой 15. Иначе, чем в прочих областях, на расположенную со стороны всасывания боковую поверхность 9 платформы и расположенную со стороны нагнетания боковую поверхность 11 платформы наносятся, однако, несколько слоев материала MCrAlX, при этом каждый слой имеет минимальную толщину, равную 10 мкм, предпочтительно 30 мкм. Послойное нанесение материала 12 MCrAlX на боковые поверхности 9, 11 платформы происходит до тех пор, пока не будет превышен обозначенный на фиг.4-6 штриховой линией номинальный размер платформы 7. Это состояние на фиг.5 изображено для боковой поверхности 9 платформы, расположенной со стороны всасывания, в то время как для расположенной со стороны нагнетания боковой поверхности 11 платформы изображено послойное напыление материала 12 MCrAlX посредством распылительной форсунки 15.
После того как на обе боковые поверхности 9, 11 платформы было нанесено столько слоев, что на обеих номинальный размер превышен, предпочтительно осуществляется скрепляющая термообработка, которая улучшает прикрепление нанесенного материала 12 MCrAlX к материалу суперсплава лопатки турбины. Затем происходит нанесение на слой MCrAlX теплоизоляционного слоя, например слоя оксида циркония (ZrO2), который по своей структуре по меньшей мере частично стабилизирован оксидом иттрия (Y2O3). Теплоизоляционный слой наносится, в частности, на рабочую часть 1 и поверхность 13 платформы 7. Но в рамках изобретения также неплохо, если теплоизоляционный слой также наносится на материал 12 MCrAlX, нанесенный на боковые поверхности 9, 11 платформы. Этого часто также нельзя избежать, так как, как изложено выше, покрытие или заграждение боковых поверхностей 9, 11 платформы не предусмотрено. Нанесение теплоизоляционного слоя может также осуществляться методом термического напыления. Но альтернативно существует также возможность получения теплоизоляционного покрытия методом осаждения из газовой фазы.
После того как на лопатку турбины было нанесено теплоизоляционное покрытие, она вынимается из устройства для нанесения покрытий и зажимается в устройстве для станочной механической обработки, в котором в настоящем примере осуществления посредством шлифования осуществляется затем механическая обработка со снятием материала расположенной со стороны всасывания и со стороны нагнетания боковых поверхностей платформы, имеющих теперь избыточный размер. Зажим происходит при этом так, чтобы центральная ось A лопатки турбины одновременно являлась центральной осью зажимного устройства. Зажим лопатки турбины с целью шлифования осуществляется для того, чтобы лопатка турбины могла свободно позиционироваться в пространстве относительно своей центральной оси A, т.е. вращаться на 360°.
Текущая ширина b платформы 7 лопатки затем регистрируется путем считывания по меньшей мере 5 точек измерения на каждой боковой поверхности 9, 11 платформы на стороне нагнетания и на стороне всасывания. В компьютерной программе затем рассчитывается снятие материала, которое необходимо, чтобы довести имеющую нанесенный материал MCrAlX платформу 7 лопатки до номинального размера. Снятие материала, рассчитанное для расположенной со стороны всасывания боковой поверхности 9 платформы и расположенной со стороны нагнетания боковой поверхности 11 платформы, которые на фиг.6 сильно схематизированно изображены под ссылочным обозначением 17, осуществляется путем поверхностного шлифования. Перед нулевой шлифовкой шлифовальный диск снимается, и величина правки компенсируется программой относительно диаметра диска шлифовального устройства. По окончании процесса шлифования ширина b платформы 7 лопатки снова имеет номинальный размер.
После того как на лопатку турбины снова было нанесено покрытие и боковые поверхности 7, 11 снова были доведены до номинального размера, лопатка турбины может снова встраиваться в газовую турбину для дальнейшей эксплуатации.
В целях пояснения настоящее изобретение было описано на одном из конкретных примеров осуществления. Однако возможны отклонения от этого примера осуществления. Так, например, необязательно необходимо осуществлять нанесение адгезивного материала в рамках процесса восстановления системы теплоизоляционных слоев на лопатку турбины. Вместо этого нанесение адгезивного материала на боковые поверхности платформы может осуществляться в самостоятельном процессе. Также необязательно необходимо наносить материал на боковые поверхности платформы как на стороне всасывания, так и на стороне нагнетания. Хотя, как правило, обе стороны вследствие коррозии имеют недостаточный размер, возможно также, чтобы только одна сторона имела недостаточный размер. В этом случае достаточно нанесение материала на сторону с недостаточным размером. Но, несмотря на это, может быть желательным нанесение материала и на ту сторону, которая не имеет значительного недостаточного размера, и последующее шлифование, чтобы достичь улучшенной поверхностной структуры боковой поверхности платформы.

Claims (12)

1. Способ восстановления лопатки турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой (7),
которая вследствие коррозионного воздействия по меньшей мере на одной боковой поверхности (9, 11) платформы имеет недостаточный размер,
в котором восстанавливают номинальный размер платформы (7),
при этом нанесение материала по меньшей мере на одну боковую поверхность (9, 11) платформы происходит таким образом, что после нанесения (12) материала размер платформы (7) является избыточным, а
затем платформу (7) путем механической обработки со снятием материала по меньшей мере одной боковой поверхности (9, 11) платформы доводят до номинального размера,
отличающийся тем, что
в качестве наносимого (12) материала для восстановления номинального размера платформы (7) и заполнения недостаточного размера платформы используют материал адгезивного слоя, причем
нанесение адгезивного материала осуществляют для обновления системы теплоизоляционных покрытий лопатки турбины, включающей в себя адгезивный слой и теплоизоляционный слой,
при этом материал адгезивного слоя является материалом MCrAlX.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что нанесение (12) материала осуществляют посредством повторяющегося нанесения адгезивного материала.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что при каждом повторном нанесении адгезивного материала минимальное нанесение материала составляет 10 мкм.
4. Способ по п.1, отличающийся тем, что после нанесения адгезивного материала осуществляют скрепляющую термообработку.
5. Способ по п.1, отличающийся тем, что нанесение (12) материала и механическую обработку со снятием материала осуществляют на двух противоположных боковых поверхностях (9, 11) платформы.
6. Способ по п.5, отличающийся тем, что лопатка турбины имеет центральную ось (A) и механическую обработку со снятием материала боковых поверхностей (9, 11) платформы для повторного доведения платформы (7) до номинального размера осуществляют относительно центральной оси (A).
7. Способ по п.6, отличающийся тем, что регистрируют текущий размер платформы путем считывания по меньшей мере пяти точек измерения на противоположных боковых поверхностях (9, 11) платформы и по текущему размеру определяют необходимое снятие материала при механической обработке со снятием материала.
8. Способ по одному из пп.5-7, отличающийся тем, что лопатка турбины имеет рабочую часть (1) со стороной нагнетания и стороной всасывания и противоположные боковые поверхности (9, 11) платформы относительно рабочей части лопатки представляют собой боковые поверхности (9, 11) платформы, расположенные на стороне нагнетания и на стороне всасывания.
9. Способ по одному из пп.1-7, отличающийся тем, что механическую обработку со снятием материала осуществляют путем поверхностного шлифования.
10. Способ по п.9, отличающийся тем, что перед обновлением системы теплоизоляционных покрытий осуществляют удаление слоев лопатки турбины.
11. Способ по п.10, отличающийся тем, что после удаления слоев и перед обновлением системы теплоизоляционных покрытий осуществляют активирующую абразивную обработку.
12. Способ по п.1, отличающийся тем, что нанесение адгезивного материала осуществляют методом термического напыления.
RU2012144432/02A 2010-03-19 2011-03-15 Способ восстановления лопатки турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой RU2527509C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP10002967.7 2010-03-19
EP10002967A EP2366488A1 (de) 2010-03-19 2010-03-19 Verfahren zum Wiederaufarbeiten einer Turbinenschaufel mit wenigstens einer Plattform
PCT/EP2011/053899 WO2011113833A1 (de) 2010-03-19 2011-03-15 Verfahren zum wiederaufarbeiten einer turbinenschaufel mit wenigstens einer plattform

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012144432A RU2012144432A (ru) 2014-04-27
RU2527509C2 true RU2527509C2 (ru) 2014-09-10

Family

ID=42315252

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012144432/02A RU2527509C2 (ru) 2010-03-19 2011-03-15 Способ восстановления лопатки турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20130156966A1 (ru)
EP (2) EP2366488A1 (ru)
JP (1) JP2013522526A (ru)
KR (2) KR20120126124A (ru)
CN (1) CN102811835A (ru)
RU (1) RU2527509C2 (ru)
WO (1) WO2011113833A1 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9518317B2 (en) * 2012-05-11 2016-12-13 General Electric Company Method of coating a component, method of forming cooling holes and a water soluble aperture plug
US20130318787A1 (en) * 2012-06-05 2013-12-05 Seth J. Thomen Manufacturing a family of airfoils
DE102012013577A1 (de) 2012-07-10 2014-01-16 Oerlikon Trading Ag, Trübbach Hochleistungsimpulsbeschichtungsmethode
US9638051B2 (en) 2013-09-04 2017-05-02 General Electric Company Turbomachine bucket having angel wing for differently sized discouragers and related methods
EP2918783A1 (de) * 2014-03-12 2015-09-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit einer beschichteten Plattform
DE102014224865A1 (de) * 2014-12-04 2016-06-09 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Beschichtung einer Turbinenschaufel
GB201514724D0 (en) * 2015-08-19 2015-09-30 Rolls Royce Plc Methods, apparatus, computer programs, and non-transitory computer readble storage mediums for repairing aerofoils of gas turbine engines
RU2619374C1 (ru) * 2016-01-29 2017-05-15 Арсений Евгеньевич Ляшенко Способ удаления царапин и сколов с лакокрасочного покрытия автомобиля

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1655749A1 (ru) * 1989-01-30 1991-06-15 Институт Электросварки Им.Е.О.Патона Способ восстановлени изделий из жаропрочных сплавов
RU2235147C1 (ru) * 2002-11-22 2004-08-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Удмуртский государственный университет " Способ повышения прочности деталей, работающих при импульсном давлении
US6905728B1 (en) * 2004-03-22 2005-06-14 Honeywell International, Inc. Cold gas-dynamic spray repair on gas turbine engine components

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1991002108A1 (de) 1989-08-10 1991-02-21 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturfeste korrosionsschutzbeschichtung, insbesondere für gasturbinenbauteile
DE3926479A1 (de) 1989-08-10 1991-02-14 Siemens Ag Rheniumhaltige schutzbeschichtung, mit grosser korrosions- und/oder oxidationsbestaendigkeit
JPH0432546A (ja) * 1990-05-28 1992-02-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼補修方法
US5319567A (en) * 1992-11-23 1994-06-07 Ford Motor Company Non-contact method of obtaining dimensional information about a reference feature of an object
JP3370676B2 (ja) 1994-10-14 2003-01-27 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 腐食・酸化及び熱的過負荷に対して部材を保護するための保護層並びにその製造方法
US20040018299A1 (en) * 1996-12-23 2004-01-29 Arnold James E. Method of forming a diffusion coating on the surface of a workpiece
EP0892090B1 (de) 1997-02-24 2008-04-23 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
EP0861927A1 (de) 1997-02-24 1998-09-02 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
EP1306454B1 (de) 2001-10-24 2004-10-06 Siemens Aktiengesellschaft Rhenium enthaltende Schutzschicht zum Schutz eines Bauteils gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen
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
US20020076573A1 (en) * 2000-12-19 2002-06-20 Neal James Wesley Vapor deposition repair of superalloy articles
US6924046B2 (en) * 2001-10-24 2005-08-02 Siemens Aktiengesellschaft Rhenium-containing protective layer for protecting a component against corrosion and oxidation at high temperatures
WO2003036107A2 (en) * 2001-10-26 2003-05-01 Kulicke & Soffa Investments, Inc. Macrocomposite guideway and rail produced therefrom
US20030082297A1 (en) * 2001-10-26 2003-05-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Combustion turbine blade tip restoration by metal build-up using thermal spray techniques
EP1319729B1 (de) 2001-12-13 2007-04-11 Siemens Aktiengesellschaft Hochtemperaturbeständiges Bauteil aus einkristalliner oder polykristalliner Nickel-Basis-Superlegierung
JP3784349B2 (ja) * 2002-06-20 2006-06-07 株式会社ジェイテクト 砥石連れ回り空気層遮断装置及び同装置を用いた研削装置
US6912446B2 (en) * 2002-10-23 2005-06-28 General Electric Company Systems and methods for automated sensing and machining for repairing airfoils of blades
JP3865705B2 (ja) * 2003-03-24 2007-01-10 トーカロ株式会社 耐食性および耐熱性に優れる熱遮蔽皮膜被覆材並びにその製造方法
US7009137B2 (en) * 2003-03-27 2006-03-07 Honeywell International, Inc. Laser powder fusion repair of Z-notches with nickel based superalloy powder
US7250081B2 (en) * 2003-12-04 2007-07-31 Honeywell International, Inc. Methods for repair of single crystal superalloys by laser welding and products thereof
US20050178750A1 (en) * 2004-02-13 2005-08-18 Kenny Cheng Repair of article by laser cladding
US7316850B2 (en) * 2004-03-02 2008-01-08 Honeywell International Inc. Modified MCrAlY coatings on turbine blade tips with improved durability
US7842335B2 (en) * 2004-04-07 2010-11-30 General Electric Company Field repairable high temperature smooth wear coating
US20060134321A1 (en) * 2004-12-22 2006-06-22 United Technologies Corporation Blade platform restoration using cold spray
US20070039176A1 (en) * 2005-08-01 2007-02-22 Kelly Thomas J Method for restoring portion of turbine component
SG134185A1 (en) 2006-01-16 2007-08-29 United Technologies Corp Turbine platform repair using laser clad
US20080028605A1 (en) * 2006-07-28 2008-02-07 Lutz Andrew J Weld repair of metallic components
DE102007046386B3 (de) * 2007-09-21 2008-10-02 Siemens Ag Verfahren zur Reparatur eines Bauteils durch Beschichten

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1655749A1 (ru) * 1989-01-30 1991-06-15 Институт Электросварки Им.Е.О.Патона Способ восстановлени изделий из жаропрочных сплавов
RU2235147C1 (ru) * 2002-11-22 2004-08-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Удмуртский государственный университет " Способ повышения прочности деталей, работающих при импульсном давлении
US6905728B1 (en) * 2004-03-22 2005-06-14 Honeywell International, Inc. Cold gas-dynamic spray repair on gas turbine engine components

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Основы технологии создания газотурбинных двигателей для магистральных самолетов. Под редакцией А.Г.Братухина и др. М., Авиатехинформ, 1999, с. 479-480 *

Also Published As

Publication number Publication date
KR20140119820A (ko) 2014-10-10
EP2366488A1 (de) 2011-09-21
RU2012144432A (ru) 2014-04-27
CN102811835A (zh) 2012-12-05
KR20120126124A (ko) 2012-11-20
US20130156966A1 (en) 2013-06-20
EP2547488A1 (de) 2013-01-23
WO2011113833A1 (de) 2011-09-22
EP2547488B1 (de) 2018-08-29
JP2013522526A (ja) 2013-06-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2527509C2 (ru) Способ восстановления лопатки турбины, снабженной по меньшей мере одной платформой
RU2490102C2 (ru) Способ сварки и конструктивный элемент
EP2002030B1 (en) Layered thermal barrier coating with a high porosity, and a component
US7182581B2 (en) Layer system
US5972424A (en) Repair of gas turbine engine component coated with a thermal barrier coating
EP2128306B1 (en) Ceramic thermal barrier coating system with two ceramic layers
US20210292910A1 (en) Two layered metallic bondcoat
US10465535B2 (en) Compressor blade or vane having an erosion-resistant hard material coating
US20100285415A1 (en) Burner Element and Burner Having Aluminum Oxide Coating and Method for Coating a Burner Element
JP6382316B2 (ja) タービンブレード又はベーンの遮熱コーティング
US20130115479A1 (en) Porous ceramic coating system
US20160281511A1 (en) Modified surface around a hole
US7513955B2 (en) Process for the plasma cleaning of a component
US9421639B2 (en) Component having weld seam and method for producing a weld seam
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
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
US20120301624A1 (en) Spray nozzle and method for atmospheric spraying, device for coating, and coated component
US20100224600A1 (en) Two-step welding process
CN110573696B (zh) 用于转子叶片和壳体的密封系统
US8123464B2 (en) Coating optimization process using a coupon and component comprising a coupon
US20140349065A1 (en) Modified interface around a hole
US20100107976A1 (en) Holder for Large Components with Improved Spray Protection
US9212904B2 (en) Device and method for passage measurement