RU2616707C2 - Способ создания защитного армирования для передней кромки лопасти - Google Patents
Способ создания защитного армирования для передней кромки лопасти Download PDFInfo
- Publication number
- RU2616707C2 RU2616707C2 RU2014109016A RU2014109016A RU2616707C2 RU 2616707 C2 RU2616707 C2 RU 2616707C2 RU 2014109016 A RU2014109016 A RU 2014109016A RU 2014109016 A RU2014109016 A RU 2014109016A RU 2616707 C2 RU2616707 C2 RU 2616707C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- leading edge
- reinforcement
- metal coating
- coating
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/38—Blades
-
- 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
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
- B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/16—Blades
- B64C11/20—Constructional features
- B64C11/205—Constructional features for protecting blades, e.g. coating
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C24/00—Coating starting from inorganic powder
- C23C24/02—Coating starting from inorganic powder by application of pressure only
- C23C24/04—Impact or kinetic deposition of particles
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
- C23C4/01—Selective coating, e.g. pattern coating, without pre-treatment of the material to be coated
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
- C23C4/02—Pretreatment of the material to be coated, e.g. for coating on selected surface areas
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
- C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
- C23C4/06—Metallic material
- C23C4/067—Metallic material containing free particles of non-metal elements, e.g. carbon, silicon, boron, phosphorus or arsenic
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
- C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
- C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
- C23C4/06—Metallic material
- C23C4/08—Metallic material containing only metal elements
-
- 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
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/02—Selection of particular materials
- F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
-
- 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
- F05D2230/90—Coating; Surface treatment
-
- 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
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/611—Coating
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Architecture (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Coating By Spraying Or Casting (AREA)
- Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
- Application Of Or Painting With Fluid Materials (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу армирования передней кромки (16) лопасти (12) для ее защиты, а также к лопасти с армированием и может найти применение при изготовлении или восстановлении лопасти турбинного двигателя, вертолета или пропеллера. Армирование выполняют путем нанесения металлического покрытия (32) на переднюю кромку (16) термическим напылением армирующего материала (30) под давлением. Перед выполнением этапа термического напыления под давлением в лопасти (12) по обе стороны от передней кромки (16) образуют по меньшей мере одну продольную канавку (41, 43). Армирующий материал наносят в упомянутые канавки (41, 43). 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Изобретение относится к способу создания защитного армирования для передней кромки лопасти, а также к лопасти, защищенной таким армированием. Например, лопасть может представлять собой лопасть турбинного двигателя, вертолета или пропеллера.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В авиации, в частности в сфере создания турбореактивных двигателей самолетов, постоянно делаются попытки снизить вес составных элементов турбореактивного двигателя. Это привело к разработке лопаток вентилятора или направляющих лопаток, представляющих собой лопасти, выполненные из композитных материалов с органической матрицей, при этом такие композитные лопасти имеют меньший вес, чем металлические лопасти.
Однако передние кромки таких композитных лопастей слишком чувствительны к эрозии и потенциальным ударным нагрузкам (птицы, щебень, лед, песок и т.д.), чтобы их можно было использовать без защиты. В этой связи известны следующие способы защиты передней кромки с помощью:
металлической армирующей полоски, приклеенной к кромке;
противоэрозионной краски, нанесенной на кромку;
противоэрозионной пленки, выполненной из металла или пластиковых материалов, приклеенной к кромке;
либо сочетания вышеупомянутых приемов защиты.
Какая бы защита ни использовалась, вопрос сцепления на передней кромке принципиально важен: необходимо, чтобы защитное покрытие сцеплялось с передней кромкой достаточно хорошо, чтобы выдерживать ударные нагрузки без отцепления и без перемещения относительно передней кромки, удовлетворяя при этом требованиям к эксплуатационной долговечности в нормальном режиме работы.
Хотя эти известные способы защиты являются удовлетворительными, они достаточно сложны и/или дорогостоящи для применения на практике. Кроме того, они не позволяют ремонтировать лопасть (т.е. гарантировать, что лопасть, которая была изношена и повреждена при эксплуатации, а затем отремонтирована, будет удовлетворять предъявляемым требованиям) или восстанавливать лопасть (т.е. доводить лопасть, оказавшуюся дефектной в процессе изготовления, до уровня, удовлетворяющего предъявляемым требованиям).
Таким образом, существует потребность в защитном армировании, лишенном указанных недостатков, по меньшей мере, частично.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В изобретении предложен способ создания армирования для защиты передней кромки лопасти, при этом армирование представляет собой металлическое покрытие, нанесенное на переднюю кромку путем термического напыления. Таким образом, армирование образовано нанесенным металлическим покрытием.
Термин «металлическое покрытие» использован для обозначения покрытия, которое может быть выполнено из чистого металла, металлического сплава или металлокерамики. Предпочтительно металл или сплав должен обладать достаточной вязкостью, чтобы покрытие демонстрировало высокие демпфирующие свойства при ударном воздействии, так чтобы эффективно предохранять переднюю кромку.
Предпочтительно металлическое покрытие наносится путем термического напыления под давлением. Технология термического напыления под давлением - известная технология, заключающаяся в использовании высокоскоростного способа термического напыления (например, способа «холодного напыления», способа высокоскоростного напыления с использованием кислородного топлива (HVOF), способа высокоскоростного газотермического напыления (HVAF), гибридных способов и т.д.), при этом установка параметров напыления, в частности скорости распыления металлических частиц, осуществляется так, чтобы гарантировать, что нанесенное покрытие пребывает «в сжатом состоянии». Покрытие, которое пребывает в сжатом состоянии и которое нанесено на плоский испытательный образец, поддающийся деформированию, прикладывает усилие к испытательному образцу так, что испытательный образец стремится принять выпуклую форму рядом с покрытием.
Посредством термического напыления под давлением имеется возможность, во-первых, нанести на лопасть металлическое покрытие (т.е. армирующее покрытие) достаточной толщины, при этом его толщина обычно составляет несколько миллиметров, конкретнее - лежит в диапазоне от 0,5 миллиметров (мм) до 20 мм. Помимо этого, поскольку нанесенное покрытие пребывает в сжатом состоянии, оно обжимает переднюю кромку, тем самым дополнительно улучшая сцепление армирующего покрытия на кромке.
В некоторых вариантах осуществления перед этапом термического напыления в лопасти по обе стороны от передней кромки образуют, по меньшей мере, одну продольную канавку (т.е. в общей сложности, по меньшей мере, две канавки), при этом металлическое покрытие наносится в эти канавки. Упомянутые канавки названы «продольными», поскольку они продолжаются в направлении длины лопасти, как и передняя кромка. Если лопасть не прямолинейна, а закручена, упомянутые канавки следуют криволинейной передней кромке лопасти, так что сами принимают криволинейную форму.
Такие канавки позволяют «встроить» армирование в лопасть. Такое встраивание дополнительно улучшает удерживание армирующего покрытия на передней кромке, в частности обеспечивая механическое удерживание при сдвиге. Иными словами, канавки не допускают относительного скольжения между армирующим покрытием и лопастью.
В других вариантах осуществления канавки создаются путем механической обработки, после того как лопасть изготовлена. Такая механическая обработка имеет преимущество в том, что ее выполнить просто, однако она может приводить к снижению механической прочности лопасти.
В некоторых вариантах осуществления канавки получают путем формования в процессе изготовления лопасти. По сравнению с механической обработкой такое решение предпочтительно в плане меньшего снижения механической прочности лопасти.
В некоторых вариантах осуществления канавки имеют профиль, расходящийся на конус, чтобы облегчить нанесение металлического покрытия в нижние части канавок.
В некоторых вариантах осуществления упомянутое металлическое покрытие выполнено из Ni, Al или Ti, либо сплава на основе Ni, Co, Al или Ti, либо металлокерамики. Например, оно может содержать:
сплав на основе Ni, такой как NiAl, NiCrAl, NiCrAlY, в частности сплав на основе Ni, имеющий 5%-20% по весу Al, например Ni5Al, NiCr-6Al;
алюминиевый сплав, имеющий не более 12 вес.% Si;
т.н. «прочный» («strong») металлический сплав на основе Ni или Co с высоким содержанием дополнительных металлов, например CoMoCrSi, CoNiCrAlY;
металлокерамику с высоким содержанием (предпочтительно более 12% по весу) металлов, таких как Co, Ni, Cu, Al, или сплава этих металлов, например WC12Co, WC17Co; или
низколегированный титановый сплав, такой как TA6V.
Такие металлы или сплавы имеют механические свойства, в частности вязкость, которые предпочтительны в требуемой области применения.
В изобретении также предложена лопасть, имеющая переднюю кромку, при этом передняя кромка защищена с помощью армирующего материала, образованного металлическим покрытием, нанесенным на переднюю кромку путем термического напыления под давлением. Такое армирование может также включать в себя связующий подслой или фольгу, помещенную между передней кромкой и металлическим покрытием, как будет описано ниже.
В некоторых вариантах осуществления лопасть выполнена из композитного материала с органической матрицей. Например, она может представлять собой композитную лопасть, полученную путем вакуумного формования плетеной ткани. В качестве еще одного примера используемый композитный материал может изготавливаться из блока, в котором сплетенные углеродные и/или пластиковые волокна соединены с полимерной матрицей (например, матрицей из эпоксидной смолы, бисмалеимидной смолы, или смолы на основе цианатных эфиров), при этом блоку придается форма путем формования, используя способ вакуумной инжекции смолы, такой как формование с переносом смолы (RTM).
В некоторых вариантах осуществления в лопасти имеются две продольные канавки, по одной на каждой стороне передней кромки, причем эти канавки заполнены металлическим покрытием. Металлическое покрытие (а значит, и армирующее покрытие), таким образом, покрывает эти канавки.
В некоторых вариантах осуществления упомянутое металлическое покрытие выполнено из Ni, Al или Ti, либо сплава на основе Ni, Co, Al или Ti.
В некоторых вариантах осуществления толщина армирующего покрытия лежит в диапазоне от 0,5 мм до 20 мм.
Вышеупомянутые и другие характеристики и преимущества изобретения станут понятны из последующего подробного описания примеров изобретения. Подробное описание приведено со ссылкой на прилагаемые чертежи.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Прилагаемые чертежи являются схематичными и выполнены не в масштабе, при этом они, прежде всего, направлены на иллюстрацию принципов изобретения.
На чертежах аналогичные элементы (или части элемента) имеют одинаковые ссылочные позиции.
Фиг.1 изображает вид сбоку лопасти, передняя кромка которой имеет защитное армирующее покрытие.
Фиг.2 - местный вид лопасти по Фиг.1 в плоскости сечения A-A.
Фиг.3 - вид, аналогичный виду на Фиг.2, где представлен другой пример лопасти.
Фиг.4 - вид, аналогичный виду на Фиг.2, где представлен другой пример лопасти.
Фиг.5 - вид, аналогичный виду на Фиг.2, где представлен другой пример лопасти.
На Фиг.6 - вид, аналогичный виду на Фиг.2, где представлен другой пример лопасти.
На Фиг.7 - вид, аналогичный виду на Фиг.2, где представлен другой пример лопасти.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРИМЕРОВ
На Фиг.1 и 2 показана лопасть 12, являющаяся лопастью 10 турбинного двигателя. Эта лопасть представляет собой лопасть вентилятора турбореактивного двигателя самолета.
Лопасть 12 должна располагаться в потоке воздуха, проходящего через турбореактивный двигатель. Понятия «ближе по ходу» и «дальше по ходу» определяются относительно нормального направления этого потока.
Лопасть 12 имеет аэродинамическую поверхность и продолжается в первом направлении 14, которое является аксиальным (относительно оси вращения лопасти 10), между передней кромкой 16 и задней кромкой 18, а также во втором направлении 20, которое является радиальным (соответствующем продольному направлению лопасти 12), между основанием 22 и вершиной 24. Лопасть 10 своим основанием 22 крепится к вращающемуся несущему диску, общему для множества лопастей.
Засасывающая и напорная стороны 13 и 11 являются боковыми сторонами лопасти 12, соединяющими переднюю кромку 16 с задней кромкой 18.
Передняя кромка 16 скрыта в защитном армировании 30. Армирование 30 точно совпадает с формой передней кромки 16, по которой оно продолжается так, чтобы образовать переднюю кромку 31 армирования.
Защитное армирование 30 имеет сечение по существу U-образной формы и располагается на передней кромке 16 с заходом на обе ее стороны. Данное армирование имеет основание 39, представляющее собой область наибольшей толщины (например, в пределах 10 мм - 20 мм) армирования и определяющее переднюю кромку 31 армирования. Основание 39 продолжается двумя боковыми закраинами 35 и 37, расположенными соответственно на напорной стороне и засасывающей стороне лопасти 10. В сечении (Фиг.2) закраины 35 и 37 образуют профиль, который начинается сужением в направлении задней кромки 18, а затем утолщается в направлении концевых участков закраин.
Защитное армирование 30 получают нанесением металлического покрытия 32 на переднюю кромку 16 путем термического напыления под давлением.
На переднюю кромку 16 перед нанесением металлического покрытия 32 может быть нанесен связующий подслой 50 (см. Фиг.6). Например, этот связующий подслой 50 может быть образован сплавом Ni, Al, Cu и Co, в котором содержание других элементов мало (менее 15% по весу). Например, этот связующий подслой наносится путем плазменного напыления или путем пламенного напыления. После того как связующий подслой 50 нанесен, на этот связующий подслой 50 наносится покрытие 32 путем термического напыления.
Термическое напыление связующего подслоя 50 может выполняться в низкоскоростном режиме: пламенное напыление - по своей природе медленная операция, а при плазменном напылении расход газовой смеси Ar+H2 должен быть меньше или равен 40 литрам в минуту (л/мин). Кроме того, для термического напыления связующего подслоя могут использоваться один или более из следующих параметров:
толщина связующего подслоя лежит в диапазоне от 0,05 мм до 0,25 мм;
заготовка сохраняется как можно более холодной (например, температура передней кромки на глубине 0,5 мм от поверхности должна быть, по меньшей мере, на 10% ниже температуры стеклования пластикового материала);
низкий массовый расход порошка (например, менее 40 грамм в минуту (г/мин));
интенсивное охлаждение путем обдува (или даже криогенного обдува); а также
быстрое перемещение распылительной пушки (например, от 60 метров в минуту (м/мин) до 120 м/мин).
В качестве примера металлическое покрытие 32 выполнено из одного из следующих материалов: сплава на основе никеля; металлокерамики; а также прочного металлического сплава на основе никеля или кобальта. Металлическое покрытие 32 получают путем напыления упомянутого материала по технологии HVOF, HVAF или холодного напыления, параметры которого установлены так, чтобы создать покрытие, пребывающее в сжатом состоянии.
Существует возможность провести испытание HVOF, HVAF или холодного напыления на испытательном образце «Almen», чтобы выбрать наилучшие материалы для металлического покрытия 32. Используемые материалы предпочтительно должны отвечать следующим трем критериям:
нанесенное покрытие приводит испытательный образец «Almen» в сжатое состояние;
покрытие может наноситься до толщины более 1 мм и при этом не должно наблюдаться отслоение; а также
термопара, помещенная на заднюю сторону испытательного образца, должна показывать температуру в процессе напыления, не превышающую 150°C.
Кроме того, степень сжатия покрытия можно контролировать с использованием т.н. испытательного образца «Almen» (испытание по стандарту NFL 06-832C) для заданной толщины покрытия, обычно составляющей 0,5 мм. Величина прогиба пластины Альмена предпочтительно превышает F5N.
Термическое напыление металлического покрытия 32 под давлением может выполняться следующим образом.
Например, для холодного напыления:
скорость напыления превышает 1 Мах;
температура газа лежит в пределах от 200°C до 1000°C;
массовый расход порошка лежит в пределах от 10 г/мин до 80 г/мин; а также
давление в камере превышает 40 бар.
Например, для HVOF-напыления:
газовая смесь: керосин/кислород или водород/кислород;
массовый расход порошка лежит в пределах от 10 г/мин до 80 г/мин;
давление в камере оборудования HVOF HP превышает 8 бар;
криогенное охлаждения (жидкий CO2 или азот, либо гранулы («pellet») CO2) непосредственно самого покрытия; а также
дополнительный обдув, при котором температура этой части сохраняется ниже 150°.
Например, для HVAF-напыления:
газовая смесь: керосин/кислород или водород/кислород;
массовый расход порошка лежит в пределах от 10 г/мин до 80 г/мин;
давление в камере оборудования HVAF HP превышает 8 бар;
криогенное охлаждения (жидкий CO2 или азот, либо гранулы («pellet») CO2) непосредственно самого покрытия.
Перед термическим напылением покрытия 32 или связующего подслоя 50 бывает предпочтительно подготовить поверхность передней кромки 16 лопасти 12. Например, это случается, если лопасть 12 выполнена из сплетенных углеродных волокон и инжектированного полимерного связующего (обычно эпоксидной смолы). В процессе плетения углеродные волокна располагаются внахлест, оставляя минимум свободного пространства. На поверхности такое перекрытие прерывается и инжектированное полимерное связующее сглаживает остаточную шероховатость. В связи с этим в передней кромке 16 соотношение пластик/волокно на поверхности оказывается выше, чем в ее сердцевине. Сцепление покрытия 32 или связующего подслоя 50, в общем, лучше осуществляется на волокнах, чем на пластиковом материале, так что подготовка может заключаться в механическом очищении поверхности передней кромки 16, чтобы удалить лишний пластик. Глубина этого очищения обычно не превышает 0,1 мм - 0,2 мм (при условии, что лопасть 12 отформована правильно).
Однако при определенных обстоятельствах очищение невозможно, например, по причине риска снижения механической прочности рассматриваемой части или зоны (применительно к частям или зонам, подвергаемым большим механическим нагрузкам) и/или по причине того, что рассматриваемая часть или зона слишком мала, чтобы ее лишить материала. В этих случаях связующий подслой 50 можно заменить фольгой 60 малой толщины, например 0,02 мм - 0,4 мм (см. Фиг.7). Фольга 60 крепится к передней кромке 16, например, путем адгезии. Фольга может адгезионно связываться в процессе формования детали или после того, как деталь отформована. Затем фольга 60 может быть перфорирована с образованием микроотверстий, чтобы улучшить адгезионное связывание. После того как фольга 60 присоединена, покрытие 32 термически наносится на фольгу 60.
Связующий подслой 50 и фольга 60 могут быть выполнены из металла, так что напыление металлического покрытия 32 может осуществляться по схеме напыления на металлическую подложку.
Как показано на Фиг.2, лопасть 12 может иметь соответствующие продольные канавки 41, 43 по обе стороны от передней кромки 16 (например, первая канавка находится на одной стороне передней кромки, а вторая канавка - на другой стороне). Эти две продольные канавки 41, 43 расположены соответственно на напорной стороне 11 и засасывающей стороне 13. Металлическое покрытие напыляется в эти канавки 41, 43, так что канавки покрыты армирующим материалом 30.
Наибольшая толщина закраин 35, 37 наблюдается в канавках 41, 43, а их наименьшая толщина - ближе по ходу от этих канавок. Эти канавки 41, 43 позволяют встроить армирование 30 в лопасть 12.
Канавки 41, 43 могут иметь различный профиль. На Фиг.2-5 показаны различные примеры возможных профилей. На дальней по ходу стороне (т.е. в направлении задней кромки 18) канавки 41, 43 определяются ступеньками 47 в боковых поверхностях лопасти 12, при этом ступеньки 47 образуют упоры для армирующего материала 30 в случае удара, тем самым не допуская скольжения армирующего материала 30 по лопасти 12. На ближней по ходу стороне (т.е. в направлении передней кромки 16) канавки 41, 43 определяются соответствующими ступеньками в боковых поверхностях лопасти 12, как в примерах на Фиг.2 и 3, либо, наоборот, определены соответствующими пологими откосами 48, как в примере на Фиг.4. Пример на Фиг.5 отличается от примера на Фиг.4 тем, что в пологих откосах 48 на ближней по ходу стороне канавок 41, 43 образованы продольные борозды 48.
Во всех этих примерах канавки 41, 43 имеют профиль, расходящийся на конус, так чтобы металлическое покрытие легко наносилось в нижние части канавок, даже если термическое напыление выполняется под углом, отличным от 90° (что соответствует напылению ортогонально поверхности). Обычно представленные профили позволяют проводить напыление под углом, лежащим в диапазоне от 45° до 90°.
Варианты осуществления или примеры, представленные в настоящем описании, приведены в качестве неограничивающих иллюстраций, при этом специалисты в данной области техники смогут легко изменить эти варианты осуществления или примеры, либо предложить другие, не выходя за пределы объема изобретения.
Кроме того, различные отличительные особенности этих вариантов осуществления или примеров могут использоваться сами по себе или в сочетании друг с другом. Будучи использованными в сочетании друг с другом, эти отличительные особенности могут сочетаться, как описано выше, либо другими способами, при этом изобретение не ограничено конкретными комбинациями, представленными в настоящем описании. В частности, если не указано обратное, отличительная особенность, описанная в отношении любого варианта осуществления или примера, может быть применена аналогичным образом к другим вариантам осуществления или примерам.
Claims (12)
1. Способ армирования передней кромки (16) лопасти (12) для ее защиты, отличающийся тем, что армирование выполняют путем нанесения металлического покрытия (32) на переднюю кромку (16) термическим напылением армирующего материала (30) под давлением, причем перед выполнением этапа термического напыления под давлением в лопасти (12) по обе стороны от передней кромки (16) образуют по меньшей мере одну продольную канавку (41, 43), при этом армирующий материал наносят в упомянутые канавки (41, 43).
2. Способ по п. 1, в котором на стороне канавки (41, 43) и в боковых поверхностях лопасти (12) в направлении задней кромки (18) выполняют ступеньки (47) с образованием упоров для армирующего материала (30), исключающих его скольжение по лопасти (12).
3. Способ по п. 1, в котором упомянутое металлическое покрытие (32) выполняют из Ni, А1 или Тi, или сплава на основе Ni, Со, А1 или Тi, или металлокерамики.
4. Способ по п. 1, в котором армирование выполняют толщиной от 0,5 мм до 20 мм.
5. Способ по п. 1, в котором перед нанесением металлического покрытия (32) на переднюю кромку (16) наносят связующий подслой (50).
6. Способ по п. 1, в котором до нанесения металлического покрытия (32) на переднюю кромку (16) крепят металлическую фольгу (60).
7. Лопасть, выполненная с армированием передней кромки (16), отличающаяся тем, что армирование выполнено способом по п. 1.
8. Лопасть по п. 7, в которой на стороне канавки (41, 43) и в боковых поверхностях лопасти (12) в направлении задней кромки (18) выполнены ступеньки (47) с образованием упоров для армирующего материала (30), исключающих его скольжение по лопасти (12).
9. Лопасть (12) по п. 7, которая выполнена из композитного материала с органической матрицей.
10. Лопасть по п. 9, которая представляет собой лопасть турбинного двигателя, вертолета или пропеллера.
11. Лопасть по п. 7, в которой металлическое покрытие (32) выполнено из Ni, Al или Ti, или сплава на основе Ni, Со, Al или Ti, или металлокерамики.
12. Лопасть по п. 7, в которой армирование имеет толщину от 0,5 мм до 20 мм.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1157278 | 2011-08-10 | ||
FR1157278A FR2978931B1 (fr) | 2011-08-10 | 2011-08-10 | Procede de realisation d'un renfort de protection du bord d'attaque d'une pale |
PCT/FR2012/051878 WO2013021141A1 (fr) | 2011-08-10 | 2012-08-09 | Procede de realisation d'un renfort de protection du bord d'attaque d'une pale. |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014109016A RU2014109016A (ru) | 2015-09-20 |
RU2616707C2 true RU2616707C2 (ru) | 2017-04-18 |
Family
ID=46832485
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014109016A RU2616707C2 (ru) | 2011-08-10 | 2012-08-09 | Способ создания защитного армирования для передней кромки лопасти |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9664201B2 (ru) |
EP (1) | EP2741890B1 (ru) |
JP (1) | JP6189295B2 (ru) |
CN (1) | CN103781588A (ru) |
BR (1) | BR112014003170B1 (ru) |
CA (1) | CA2844240C (ru) |
FR (1) | FR2978931B1 (ru) |
RU (1) | RU2616707C2 (ru) |
WO (1) | WO2013021141A1 (ru) |
Families Citing this family (56)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2970668B1 (fr) * | 2011-01-24 | 2013-01-18 | Snecma | Procede de realisation d'un renfort metallique |
FR2978931B1 (fr) * | 2011-08-10 | 2014-05-09 | Snecma | Procede de realisation d'un renfort de protection du bord d'attaque d'une pale |
FR2988786B1 (fr) * | 2012-03-28 | 2015-08-28 | Snecma | Aube a bord(s) renforce(s) pour une turbomachine |
EP2971525B1 (en) * | 2013-03-14 | 2019-02-06 | United Technologies Corporation | Frangible sheath for a fan blade of a gas turbine engine |
WO2014143262A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Locally extended leading edge sheath for fan airfoil |
FR3004669B1 (fr) * | 2013-04-18 | 2015-05-15 | Snecma | Procede de deformation par grenaillage pour l'assemblage de deux pieces de turbomachine |
WO2015025598A1 (ja) * | 2013-08-19 | 2015-02-26 | 株式会社Ihi | 複合材翼 |
FR3010132A1 (fr) * | 2013-09-04 | 2015-03-06 | Safran | Bord d'attaque metallique d'aube en materiau composite pour moteur a turbine a gaz |
EP3044417B1 (en) * | 2013-09-09 | 2019-10-02 | United Technologies Corporation | Fan blades and manufacture methods |
US10458428B2 (en) * | 2013-09-09 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Fan blades and manufacture methods |
FR3017884B1 (fr) | 2014-02-25 | 2017-09-22 | Snecma | Bord de protection d'aube et son procede de fabrication |
JP6278191B2 (ja) * | 2014-04-07 | 2018-02-14 | 株式会社Ihi | 複合材翼及び複合材翼の製造方法 |
FR3027549B1 (fr) * | 2014-10-23 | 2017-09-08 | Snecma | Assemblage par un element d'ancrage mecanique entre deux pieces dont l'une est realisee en materiau composite |
DE102014226700A1 (de) | 2014-12-19 | 2016-06-23 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Kompressorschaufel einer Gasturbine |
BE1022809B1 (fr) * | 2015-03-05 | 2016-09-13 | Techspace Aero S.A. | Aube composite de compresseur de turbomachine axiale |
CN104787282A (zh) * | 2015-04-03 | 2015-07-22 | 郑伟 | 一种带金属前缘的螺旋桨及制造工艺 |
FR3041684B1 (fr) * | 2015-09-28 | 2021-12-10 | Snecma | Aube comprenant un bouclier de bord d'attaque et procede de fabrication de l'aube |
CN105298913A (zh) * | 2015-11-27 | 2016-02-03 | 卧龙电气南阳防爆集团股份有限公司 | 轴流通风机扇叶及其制造方法 |
FR3045712B1 (fr) * | 2015-12-21 | 2020-11-13 | Snecma | Bouclier de bord d'attaque |
US10539025B2 (en) * | 2016-02-10 | 2020-01-21 | General Electric Company | Airfoil assembly with leading edge element |
EP3257743B1 (en) * | 2016-06-14 | 2020-05-20 | Ratier-Figeac SAS | Propeller blades |
US10570917B2 (en) * | 2016-08-01 | 2020-02-25 | United Technologies Corporation | Fan blade with composite cover |
CN106640731B (zh) * | 2016-12-27 | 2018-10-02 | 南京航空航天大学 | 具有整体式金属包覆层的复合材料压气机风扇叶片 |
CN108930664A (zh) * | 2017-05-24 | 2018-12-04 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 混合结构航空发动机风扇叶片 |
CN107472512A (zh) * | 2017-08-01 | 2017-12-15 | 西华酷农无人机产业园运营有限公司 | 一种无人机用加强型螺旋桨 |
CN109723671A (zh) * | 2017-10-27 | 2019-05-07 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种复合材料风扇叶片金属加强边的制造方法 |
EP3486432A1 (en) * | 2017-11-21 | 2019-05-22 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Blade and method for manufacturing the same |
EP3564018A1 (en) | 2018-05-04 | 2019-11-06 | Siemens Gamesa Renewable Energy A/S | Manufacturing method and tool for carbon parts |
CN108639312A (zh) * | 2018-05-30 | 2018-10-12 | 安徽卓尔航空科技有限公司 | 一种耐磨损螺旋桨叶片 |
US11346320B2 (en) * | 2018-05-31 | 2022-05-31 | Vestas Wind Systems A/S | Wind turbine blade leading edge pairing |
US11097831B2 (en) * | 2018-07-06 | 2021-08-24 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine nose cone assembly |
FR3084400B1 (fr) * | 2018-07-24 | 2021-05-07 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine comportant un renfort structurel a adherence renforcee |
FR3084401B1 (fr) * | 2018-07-24 | 2021-04-23 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine comportant un renfort structurel colle a l'aide d'un joint de colle a tenacite augmentee |
US20200039641A1 (en) * | 2018-08-02 | 2020-02-06 | Bell Helicopter Textron Inc. | Abrasion strip and method of manufacturing the same |
FR3085414B1 (fr) * | 2018-08-30 | 2021-01-29 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine comportant une liaison au renfort structurel a inserts et evidements |
US11286782B2 (en) | 2018-12-07 | 2022-03-29 | General Electric Company | Multi-material leading edge protector |
FR3093017B1 (fr) * | 2019-02-21 | 2023-02-24 | Safran Aircraft Engines | Procede de reparation d’une aube d’helice de turbomachine |
KR20200102143A (ko) * | 2019-02-21 | 2020-08-31 | 한화에어로스페이스 주식회사 | 블레이드용 보호 장비 |
CN111828386B (zh) * | 2019-04-16 | 2022-01-28 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 组合式风扇叶片 |
FR3095650B1 (fr) * | 2019-05-02 | 2021-04-09 | Safran Aircraft Engines | Procédé de revêtement d’une pièce de turbomachine d’aéronef |
FR3096399B1 (fr) * | 2019-05-21 | 2021-05-28 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine à bord d’attaque métallique intégré et procédé pour l’obtenir |
FR3096400B1 (fr) * | 2019-05-21 | 2021-05-28 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbomachine à bord d’attaque métallique intégré et procédé pour l’obtenir |
FR3098188B1 (fr) * | 2019-07-02 | 2021-10-29 | Airbus Operations Sas | Procédé de fabrication d’un générateur de tourbillons pour une paroi aérodynamique d’un aéronef comprenant au moins un bord d’attaque protégé |
CN110539132B (zh) * | 2019-08-19 | 2020-12-22 | 西北工业大学 | 一种增材制造与电解加工精确成形的整体叶盘制备方法 |
US11014202B1 (en) * | 2020-01-27 | 2021-05-25 | Vestas Wind Systems A/S | Coating applicator tool and method for repairing leading edge damage on a wind turbine blade |
CN113339322A (zh) * | 2020-02-18 | 2021-09-03 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 轻质风扇叶片 |
JP7406454B2 (ja) * | 2020-06-01 | 2023-12-27 | 三菱重工業株式会社 | 風車翼、及び、風車 |
CN114622956A (zh) * | 2020-12-14 | 2022-06-14 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 叶片组件及其制造方法 |
CN115143028B (zh) * | 2021-03-31 | 2023-12-08 | 江苏金风科技有限公司 | 叶片、风力发电机组及叶片的成型方法 |
CN115405564B (zh) * | 2021-05-27 | 2024-07-09 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 风扇叶片及涡扇发动机 |
CN113459526B (zh) * | 2021-06-30 | 2022-06-10 | 中国航空制造技术研究院 | 一种复合材料风扇叶片与金属包边的胶接成型方法 |
US12037096B1 (en) | 2022-01-31 | 2024-07-16 | Brunswick Corporation | Marine propeller |
US11912389B1 (en) | 2022-01-31 | 2024-02-27 | Brunswick Corporation | Marine propeller |
US11827323B1 (en) | 2022-01-31 | 2023-11-28 | Brunswick Corporation | Marine propeller |
US11767607B1 (en) | 2022-07-13 | 2023-09-26 | General Electric Company | Method of depositing a metal layer on a component |
FR3138668B1 (fr) | 2022-08-02 | 2024-07-05 | Safran Aircraft Engines | Aube comprenant un renfort métallique provisoire |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS62165506A (ja) * | 1986-01-16 | 1987-07-22 | Toshiba Corp | タ−ビン翼 |
RU2167220C2 (ru) * | 1995-04-06 | 2001-05-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Защитное покрытие для составных элементов, подвергающихся эрозионно-коррозионному воздействию в высокотемпературной среде |
RU2241123C1 (ru) * | 2003-04-22 | 2004-11-27 | Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" | Способ упрочения поверхности верхней части пера турбинной лопатки |
EP1577422A1 (en) * | 2004-03-16 | 2005-09-21 | General Electric Company | Erosion and wear resistant protective structures for turbine engine components |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1255650A (en) * | 1916-03-28 | 1918-02-05 | Gen Electric | Elastic-fluid turbine. |
US4006999A (en) | 1975-07-17 | 1977-02-08 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Leading edge protection for composite blades |
JPS62113802A (ja) * | 1985-11-13 | 1987-05-25 | Toshiba Corp | タ−ビン翼 |
US4728262A (en) * | 1986-01-22 | 1988-03-01 | Textron Inc. | Erosion resistant propellers |
DE3815906A1 (de) * | 1988-05-10 | 1989-11-23 | Mtu Muenchen Gmbh | Luftschraubenblatt aus faserverstaerktem kunststoff |
CH678067A5 (ru) * | 1989-01-26 | 1991-07-31 | Asea Brown Boveri | |
JPH0432546A (ja) | 1990-05-28 | 1992-02-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼補修方法 |
US5358379A (en) * | 1993-10-27 | 1994-10-25 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane |
US20030039764A1 (en) * | 2000-12-22 | 2003-02-27 | Burns Steven M. | Enhanced surface preparation process for application of ceramic coatings |
US6609894B2 (en) * | 2001-06-26 | 2003-08-26 | General Electric Company | Airfoils with improved oxidation resistance and manufacture and repair thereof |
JP2004044556A (ja) * | 2002-07-15 | 2004-02-12 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン翼壁の製造方法および溶射装置 |
US7575418B2 (en) * | 2004-09-30 | 2009-08-18 | General Electric Company | Erosion and wear resistant protective structures for turbine components |
FR2883574B1 (fr) | 2005-03-23 | 2008-01-18 | Snecma Moteurs Sa | "procede de depot par projection thermique d'un revetement anti-usure" |
DE102005061673A1 (de) * | 2005-12-21 | 2007-07-05 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vorderkantenausbildung für die Verdichterschaufeln von Gasturbinentriebwerken |
US7841834B1 (en) * | 2006-01-27 | 2010-11-30 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Method and leading edge replacement insert for repairing a turbine engine blade |
US20090324401A1 (en) * | 2008-05-02 | 2009-12-31 | General Electric Company | Article having a protective coating and methods |
CA2719273C (en) * | 2009-11-02 | 2017-03-28 | Alstom Technology Ltd. | Wear-resistant and oxidation-resistant turbine blade |
US20110129351A1 (en) * | 2009-11-30 | 2011-06-02 | Nripendra Nath Das | Near net shape composite airfoil leading edge protective strips made using cold spray deposition |
FR2978931B1 (fr) * | 2011-08-10 | 2014-05-09 | Snecma | Procede de realisation d'un renfort de protection du bord d'attaque d'une pale |
-
2011
- 2011-08-10 FR FR1157278A patent/FR2978931B1/fr active Active
-
2012
- 2012-08-09 CA CA2844240A patent/CA2844240C/fr active Active
- 2012-08-09 BR BR112014003170-3A patent/BR112014003170B1/pt active IP Right Grant
- 2012-08-09 CN CN201280038957.4A patent/CN103781588A/zh active Pending
- 2012-08-09 US US14/237,995 patent/US9664201B2/en active Active
- 2012-08-09 EP EP12758560.2A patent/EP2741890B1/fr active Active
- 2012-08-09 JP JP2014524434A patent/JP6189295B2/ja active Active
- 2012-08-09 RU RU2014109016A patent/RU2616707C2/ru active
- 2012-08-09 WO PCT/FR2012/051878 patent/WO2013021141A1/fr active Application Filing
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS62165506A (ja) * | 1986-01-16 | 1987-07-22 | Toshiba Corp | タ−ビン翼 |
RU2167220C2 (ru) * | 1995-04-06 | 2001-05-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Защитное покрытие для составных элементов, подвергающихся эрозионно-коррозионному воздействию в высокотемпературной среде |
RU2241123C1 (ru) * | 2003-04-22 | 2004-11-27 | Открытое акционерное общество "Теплоэнергосервис" | Способ упрочения поверхности верхней части пера турбинной лопатки |
EP1577422A1 (en) * | 2004-03-16 | 2005-09-21 | General Electric Company | Erosion and wear resistant protective structures for turbine engine components |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2741890B1 (fr) | 2019-04-17 |
RU2014109016A (ru) | 2015-09-20 |
BR112014003170A2 (pt) | 2017-03-01 |
EP2741890A1 (fr) | 2014-06-18 |
JP6189295B2 (ja) | 2017-08-30 |
CA2844240A1 (fr) | 2013-02-14 |
CA2844240C (fr) | 2019-05-07 |
BR112014003170B1 (pt) | 2021-08-31 |
US20140193271A1 (en) | 2014-07-10 |
FR2978931B1 (fr) | 2014-05-09 |
WO2013021141A1 (fr) | 2013-02-14 |
FR2978931A1 (fr) | 2013-02-15 |
US9664201B2 (en) | 2017-05-30 |
JP2014532112A (ja) | 2014-12-04 |
CN103781588A (zh) | 2014-05-07 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2616707C2 (ru) | Способ создания защитного армирования для передней кромки лопасти | |
JP2014532112A5 (ja) | 羽根の前縁の保護用の補強材を作製する方法 | |
CA2754256C (en) | Airfoil blade with nanocrystalline coating | |
US20110129351A1 (en) | Near net shape composite airfoil leading edge protective strips made using cold spray deposition | |
US9140130B2 (en) | Leading edge protection and method of making | |
CA2754254C (en) | Nanocrystalline metal coated composite airfoil | |
US5486096A (en) | Erosion resistant surface protection | |
US20130255277A1 (en) | Gas turbine engine nose cone | |
US20110129600A1 (en) | Cold spray deposition processes for making near net shape composite airfoil leading edge protective strips and composite airfoils comprising the same | |
US10179951B2 (en) | Method of forming a multilayered coating for improved erosion resistance | |
US9920431B2 (en) | Process for preparing a substrate for thermal spraying of a metal coating | |
US7875354B2 (en) | Erosions systems and components comprising the same | |
US20100014964A1 (en) | Electro-formed sheath for use on airfoil components | |
EP3736414B1 (en) | Abrasive tip blade and manufacture method | |
US20160356165A1 (en) | Abrasive Tip Blade Manufacture Methods | |
EP2914489B1 (en) | A porous coating applied onto an aerial article | |
US20150111058A1 (en) | Method of coating a composite material and a coated edge of a composite structure | |
CN113785104B (zh) | 用于对飞机涡轮机械部件进行涂覆的方法 | |
Robitaille et al. | Production of metallic coatings on polymer-matrix composites |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |