RU2770156C1 - Method for restoring the end part of the feather of a cooled turbine blade of a gas turbine engine - Google Patents

Method for restoring the end part of the feather of a cooled turbine blade of a gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
RU2770156C1
RU2770156C1 RU2021134910A RU2021134910A RU2770156C1 RU 2770156 C1 RU2770156 C1 RU 2770156C1 RU 2021134910 A RU2021134910 A RU 2021134910A RU 2021134910 A RU2021134910 A RU 2021134910A RU 2770156 C1 RU2770156 C1 RU 2770156C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
end plate
heat
airfoil
surfacing
Prior art date
Application number
RU2021134910A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Александр Сергеевич Ермолаев
Альберт Викторович Котельников
Евгений Николаевич Фурсенко
Вадим Владиславович Ясинецкий
Артем Михайлович Иванов
Дмитрий Александрович Старков
Original Assignee
Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
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 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") filed Critical Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Priority to RU2021134910A priority Critical patent/RU2770156C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2770156C1 publication Critical patent/RU2770156C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/14—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring using a fluid stream, e.g. a jet of gas, in conjunction with the laser beam; Nozzles therefor
    • B23K26/146—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring using a fluid stream, e.g. a jet of gas, in conjunction with the laser beam; Nozzles therefor the fluid stream containing a liquid
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Laser Beam Processing (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: turbomachinery.
SUBSTANCE: invention relates to a technology for repairing cooled turbine blades of a gas turbine engine and can be used in turbomachinery. The method includes removing the heat-shielding coating to the base material, grinding the end of the blade airfoil to the end jumper, removing it and forming a groove for installing the end plate, fixing the end plate by welding, applying solder paste, attaching the end plate to the blade by high-temperature soldering in vacuum, machining, restoration well walls of the airfoil butt end by laser cladding, heat treatment in vacuum, mechanical treatment of surfacing deposits, luminescent control, restoration of the heat-shielding coating of the end part of the blade airfoil. The main material of the blade is a heat-resistant alloy containing up to 65% of the hardening γ' phase. Before restoring pulsed laser surfacing of the walls of the well of the end of the blade feather, the end plate is preheated by a laser beam by scanning the beam along the surface of the end plate to a temperature of 600-650°C.
EFFECT: invention ensures exclusion of crack formation during operation, improvement of repair quality and increase of life cycle of restored parts.
3 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к технологии ремонта охлаждаемых лопаток турбины газотурбинного двигателя с содержанием упрочняющей γ' фазы до 65%, в частности к восстановлению концевой части пера лопатки, и может быть использовано в турбомашиностроении при восстановлении длины пера лопатки.The invention relates to a technology for repairing cooled turbine blades of a gas turbine engine with a hardening γ' phase content of up to 65%, in particular, to restoring the end part of the blade airfoil, and can be used in turbomechanical engineering when restoring the length of the blade airfoil.

Известно, что в результате различных условий эксплуатации газотурбинного двигателя и взаимодействия торцов рабочих лопаток турбины со статорной частью, происходит износ концевой части пера рабочих лопаток. Износ концевой части пера лопатки может достигать вплоть до износа торцовой перемычки пера лопатки, служащей для закрытия внутренних полостей лопатки.It is known that as a result of various operating conditions of a gas turbine engine and the interaction of the ends of the turbine blades with the stator part, wear occurs at the tip of the blade feather. The wear of the end part of the blade airfoil can reach up to the wear of the end bridge of the airfoil, which serves to close the internal cavities of the blade.

Реализация данного способа позволяет обеспечить восстановление концевой части пера лопаток турбомашин методом пайки торцовой пластины к торцу пера с последующим формированием стенок колодца торца пера лопатки лазерной порошковой наплавкой с коаксиальной подачей порошка.The implementation of this method makes it possible to ensure the restoration of the end part of the airfoil of turbomachine blades by soldering the end plate to the end of the airfoil, followed by the formation of the walls of the end face of the blade airfoil by laser powder surfacing with coaxial powder supply.

Известен способ восстановления высоты пера лопатки газотурбинного двигателя из жаропрочного сплава в «порошковой ванне» (диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук: «Структура и свойства восстановленных лазерной наплавкой лопаток газотурбинных двигателей из жаропрочных сплавов», автор Климов В.Г., ФГБОУ ВО СГТУ, 2019), по которому процесс восстановления высоты пера лопатки заключается в помещении ремонтной лопатки с предварительно подготовленной поверхностью шлифовкой торца пера лопатки в модульную оснастку. После чего лопатка закрепляется в модуле «порошковая ванна» с емкостью, заполняемой необходимым присадочным порошком на уровне превышающей зону восстановления пера ориентировочно на 0,8-1 мм. В модуль «газовой защиты» подается инертный защитный газ (аргон Ar) с низким расходом порядка 2-3 л/мин, для сохранения положения порошка. Процесс наплавки проходит послойно, посредством воздействия точечного лазерного импульсного излучения на поверхность профиля восстанавливаемой зоны лопатки. Для перемещения оснастки с лопаткой используется автоматизированный 3-х координатный стол. Недостаток способа заключается в том, что данный способ восстановления возможен для восстановления торцов неохлаждаемых лопаток со сплошным сечением пера и требует использование специальной модульной оснастки, содержащий модуль «порошковая ванна» и модуль «газовая защита».There is a known method of restoring the height of the blade feather of a gas turbine engine made of a heat-resistant alloy in a "powder bath" (dissertation for the degree of candidate of technical sciences: "Structure and properties of laser-welded gas turbine engine blades made of heat-resistant alloys", author Klimov V.G., FGBOU VO SGTU, 2019), according to which the process of restoring the height of the blade airfoil consists in placing a repair blade with a pre-prepared surface by grinding the butt of the blade airfoil into a modular tooling. After that, the blade is fixed in the "powder bath" module with a container filled with the necessary filler powder at a level exceeding the blade recovery zone by approximately 0.8-1 mm. An inert shielding gas (argon Ar) is supplied to the “gas protection” module at a low flow rate of about 2-3 l / min, to maintain the position of the powder. The surfacing process takes place in layers, by means of the action of point laser pulsed radiation on the surface of the profile of the restored blade zone. An automated 3-coordinate table is used to move the equipment with a blade. The disadvantage of this method is that this recovery method is possible to restore the ends of uncooled blades with a solid airfoil section and requires the use of special modular equipment containing a "powder bath" module and a "gas shield" module.

Известен также способ восстановления поверхности монокристаллической или полученной направленной кристаллизацией металлической детали, которая является лопаткой газотурбинного двигателя (Патент RU № 2409708, МПК С30В 13/08, С30В 13/22, В23К 26/34, F01D 5/00, опубл. 20.01.2011), толщиной менее 2 мм, в котором на деталь направляют лазерный луч и подают поток металлического порошка той же природы, что и металлическая деталь, при этом лазерный луч имеет мощность «Р» и перемещается вдоль детали со скоростью «V», в котором луч лазера и поток порошка подают на деталь соосно и отношение P/V находится в определенном диапазоне. Наплавку осуществляют в приспособлении коробчатого типа, внутренний объем которого заполняют аргоном для создания нейтральной атмосферы. Однако, в предлагаемом способе восстановления поверхности говорится только о восстановлении стенок торца пера лопатки. Применение восстановления торцевой перемычки в приведенном способе отсутствует. При этом используется дополнительное устройство защиты зоны наплавки и охлаждения лопатки при формировании каждого последующего слоя наплавки на температуру менее 600°, что ведет к снижению производительности.There is also known a method of restoring the surface of a single-crystal or directional solidification metal part, which is a gas turbine engine blade (Patent RU No. 2409708, IPC C30V 13/08, C30V 13/22, V23K 26/34, F01D 5/00, publ. 20.01.2011 ), with a thickness of less than 2 mm, in which a laser beam is directed to the part and a stream of metal powder of the same nature as the metal part is supplied, while the laser beam has a power "P" and moves along the part with a speed "V", in which the beam the laser and the powder flow are fed coaxially to the part and the P/V ratio is within a certain range. Surfacing is carried out in a box-type fixture, the internal volume of which is filled with argon to create a neutral atmosphere. However, the proposed method for restoring the surface refers only to the restoration of the walls of the butt end of the blade feather. The use of restoring the end jumper in the above method is missing. In this case, an additional device for protecting the surfacing zone and cooling the blade during the formation of each subsequent layer of surfacing at a temperature of less than 600°C is used, which leads to a decrease in productivity.

Также известно из уровня техники, что изделия из жаропрочных материалов с содержанием упрочняющей γ' фазы 60-62% возможно восстанавливать аналогичным материалом лазерно-порошковой наплавкой с коаксиальной подачей порошка в импульсном режиме с применением модулированного импульса лазерного излучения, в которой каждый модулированный импульс лазерного луча состоит из переднего фронта импульса с плотностью мощности для осуществления наплавки и заднего фронта импульса с плотностью мощности для сопутствующего подогрева зоны наплавки при температуре равной 0,7-0,8 температуры плавления жаропрочного материала, что позволяет снизить скорость охлаждения и темп деформации наплавленного металла до уровня ниже критического, что исключает образование горячих трещин (Патент RU № 2686499, МПК: В23Р 6/00, В23К 26/146, С23С 4/12, опубл. 29.04.2019). Однако применение восстановления торцевой перемычки в приведенном способе отсутствует и, при этом, данный способ реализуется при восстановлении изношенных элементов детали из жаропрочного сплава лазерно-порошковой наплавкой аналогичным наплавочным материалом с содержанием упрочняющей γ' фазы до 60-62%). Применение восстановления изношенных элементов деталей с повышенным содержанием упрочняющей γ' фазы до 65% отсутствует.It is also known from the prior art that products made of heat-resistant materials with a hardening γ' phase content of 60-62% can be restored with a similar material by laser-powder surfacing with coaxial powder supply in a pulsed mode using a modulated laser radiation pulse, in which each modulated laser beam pulse consists of the leading edge of the pulse with a power density for surfacing and the trailing edge of the pulse with a power density for concomitant heating of the surfacing zone at a temperature equal to 0.7-0.8 of the melting temperature of the heat-resistant material, which makes it possible to reduce the cooling rate and the rate of deformation of the deposited metal to the level below critical, which excludes the formation of hot cracks (Patent RU No. 2686499, IPC: V23R 6/00, V23K 26/146, S23S 4/12, publ. 04/29/2019). However, the use of restoring the end jumper in the above method is absent and, at the same time, this method is implemented when restoring worn elements of a part made of a heat-resistant alloy by laser-powder surfacing with a similar surfacing material with a content of the strengthening γ' phase up to 60-62%). There is no application for the restoration of worn-out elements of parts with a high content of the strengthening γ' phase up to 65%.

Наиболее близким аналогом (прототипом) по технической сущности и выбранным за прототип является способ восстановления концевой части рабочей лопатки турбины газотурбинного двигателя в публикации «Repair process technology development & experience of frame 7fa+e, stage 1 turbine buckets» («Разработка и опыт применения технологии ремонта турбины рабочих лопаток 1 ступени стационарного двигателя 7FA+E»), Ванкувер, Британская Колумбия, Канада, материалы ASME Turbo Expo 2011, 6-10 июня, 2011. Способ включает полное удаление поврежденного торца вместе с защитной, приваренной лучевой сваркой торцовой пластиной, служащей для закрытия внутренних полостей, с применением операции поверхностной шлифовки торца, повторное прикрепление новых пяти торцевых пластинчатых секций с применением ручной высокочастотной газовольфрамовой сварки с использованием разработанного сварочного присадочного материала и последующую приварку торцевого бордюра с использованием лазерной наплавки.The closest analogue (prototype) in terms of technical essence and selected as a prototype is a method for restoring the end part of a turbine blade of a gas turbine engine in the publication “Repair process technology development & experience of frame 7fa + e, stage 1 turbine buckets” (“Development and experience of using technology 7FA+E Stationary Engine Stage 1 Blade Turbine Repair), Vancouver, British Columbia, Canada, ASME Turbo Expo 2011, June 6-10, 2011. used to close internal cavities, using the operation of surface grinding of the end, reattachment of new five end plate sections using manual high-frequency gas tungsten welding using the developed welding filler material and subsequent welding of the end curb using laser cladding.

Недостаток способа заключается в том, что данный вид ремонта с использованием высокочастотной газо-вольфрамовой сварки не может применяться к жаропрочным материалам с содержанием упрочняющей γ' фазы более 60% ввиду высокой погонной энергии, характерной для газовольфрамовой сварки, что ведет к трещинообразованию как в сварном шве, так и в зоне термического влияния соединяемых материалов.The disadvantage of this method is that this type of repair using high-frequency gas-tungsten welding cannot be applied to heat-resistant materials with a reinforcing γ' phase content of more than 60% due to the high heat input characteristic of gas-tungsten welding, which leads to cracking as in a weld , and in the heat-affected zone of the materials being joined.

Известно, что при сварке жаропрочные никелевые сплавы с содержанием упрочняющей γ' фазы 45-60% и более, относятся к сплавам с высокой склонностью образования горячих и термических трещин, обусловленных высоким уровнем сварочных и объемных напряжений, образующихся при кристаллизации металла шва и охлаждения околошовной зоны.It is known that during welding, heat-resistant nickel alloys with a strengthening γ' phase content of 45-60% or more belong to alloys with a high tendency to form hot and thermal cracks due to a high level of welding and bulk stresses formed during the crystallization of the weld metal and cooling of the heat-affected zone. .

Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является то, что данный вид ремонта с использованием высокочастотной газо-вольфрамовой сварки невозможно применить к жаропрочным материалам с содержанием упрочняющей γ' фазы более 60% ввиду высокой погонной энергии, характерной для газо-вольфрамовой сварки, что ведет к трещинообразованию как в сварном шве, так и в зоне термического влияния соединяемых материалов и не обеспечивает выхода годных лопаток после ремонта.The technical problem, the solution of which is provided by the implementation of the present invention and cannot be implemented using the prototype, is that this type of repair using high-frequency gas-tungsten welding cannot be applied to heat-resistant materials with a reinforcing γ' phase content of more than 60% due to the high linear energy characteristic of gas-tungsten welding, which leads to cracking both in the weld and in the heat-affected zone of the materials being joined and does not ensure the release of good blades after repair.

Технической задачей заявляемого изобретения является возможность ремонта лопаток из жаропрочного сплава с содержанием упрочняющей γ' фазы до 65% с исключением образования трещин при креплении торцовой пластины к торцу пера лопатки с последующим восстановлением стенок колодца торца пера лопатки импульсной лазерной наплавкой и выхода годных лопаток после ремонта, увеличение жизненного цикла восстанавливаемых деталей.The technical objective of the claimed invention is the possibility of repairing blades made of a heat-resistant alloy with a strengthening γ' phase content of up to 65%, with the exception of cracking when the end plate is attached to the end of the blade airfoil, followed by restoration of the walls of the well of the end of the airfoil airfoil by pulsed laser cladding and the release of good blades after repair, increasing the life cycle of remanufactured parts.

Поставленная задача достигается за счет того, что в способе ремонта концевой части пера охлаждаемой лопатки турбины газотурбинного двигателя, включающем удаление теплозащитного покрытия до основного материала по профилю с концевой части пера лопатки, шлифовку торца пера лопатки до торцовой перемычки, удаление торцовой перемычки с применением операции шлифовки и одновременного формирования паза под установку торцовой пластины, фиксацию торцовой пластины в подготовленный паз на торце пера лопатки, нанесение пасты припоя, крепление торцовой пластины к лопатке, механическую обработку напаянной торцовой пластины, восстановление стенки колодца торца пера лазерной наплавкой наплавочного материала, термообработку в вакууме, механическую обработку наплывов наплавки по профилю пера лопатки, люминесцентный контроль, восстановление теплозащитного покрытия концевой части пера лопатки, согласно изобретению, основным материалом лопатки является жаропрочный сплав с содержанием упрочняющей γ' фазы до 65%, при этом крепление торцовой пластины к торцу пера лопатки осуществляют способом высокотемпературной пайки в вакууме, а перед восстановлением импульсной лазерной наплавкой стенок колодца торца пера лопатки торцовую пластину предварительно подогревают лазерным лучом путем сканирования луча по поверхности торцовой пластины до температуры 600-650°С.The task is achieved due to the fact that in the method of repairing the end part of the airfoil of a cooled turbine blade of a gas turbine engine, which includes removing the heat-shielding coating to the base material along the profile from the end part of the blade airfoil, grinding the butt end of the blade airfoil to the end jumper, removing the end jumper using the grinding operation and simultaneous formation of a groove for the installation of the end plate, fixing the end plate into the prepared groove on the end of the blade airfoil, applying solder paste, fastening the end plate to the blade, machining the brazed end plate, restoring the well wall of the end of the airfoil by laser cladding of the welding material, heat treatment in vacuum, mechanical processing of weld overlays along the profile of the blade airfoil, luminescent control, restoration of the heat-shielding coating of the end part of the airfoil, according to the invention, the main material of the blade is a heat-resistant alloy with a hardening γ' phase content of up to 6 5%, while fastening the end plate to the end of the blade airfoil is carried out by high-temperature soldering in a vacuum, and before restoring pulsed laser surfacing of the walls of the well of the end of the blade airfoil, the end plate is preheated with a laser beam by scanning the beam over the surface of the end plate to a temperature of 600-650°C .

Кроме того, согласно изобретению, жаропрочным сплавом с содержанием упрочняющей γ' фазы до 65% является, например, сплав ВЖМ4-ВИ.In addition, according to the invention, a heat-resistant alloy with a hardening γ' phase content of up to 65% is, for example, VZhM4-VI alloy.

Кроме того, согласно изобретению наплавочным материалом для формирования стенок колодца торца пера лопатки является порошок жаропрочного сплава, с содержанием упрочняющей γ' фазы до 60-62%, например, из сплава ЖС32-ВИ.In addition, according to the invention, the surfacing material for forming the walls of the blade airfoil end well is a powder of a heat-resistant alloy, with a content of a strengthening γ' phase up to 60-62%, for example, from ZhS32-VI alloy.

В отличие от прототипа, материалом лопатки является жаропрочный сплав с содержанием упрочняющей γ' фазы до 65%. Крепление торцовой пластины к торцу пера лопатки осуществляют способом высокотемпературной пайки в вакууме припоем, например, марки ВПр44 с элементами, например, из системы легирования Ni-Cr-Al-Mo-W, предназначенным для высокотемпературной пайки в вакууме жаропрочных никелевых сплавов типа ЖС32-ВИ, с элементами, например, системы легирования Ni-Cr-Co-W-Al-Re-Ta-Nb-Mo-C с температурой пайки Тп=1280±5°С, что обеспечивает качественное крепление торцовой пластины к торцу лопатки и последующую рабочую температуру эксплуатации паяного соединения лопатки до 1050°С.Unlike the prototype, the material of the blade is a heat-resistant alloy containing a hardening γ' phase up to 65%. The end plate is fastened to the end of the blade airfoil by high-temperature vacuum brazing with solder, for example, grade VPr44 with elements, for example, from the Ni-Cr-Al-Mo-W alloying system, designed for high-temperature vacuum brazing of heat-resistant nickel alloys of the ZhS32-VI type , with elements, for example, of the Ni-Cr-Co-W-Al-Re-Ta-Nb-Mo-C alloying system with soldering temperature Тп=1280±5°С, which ensures high-quality fastening of the end plate to the blade end and subsequent working operating temperature of the brazed joint of the blade up to 1050°C.

В отличие от прототипа, перед восстановлением импульсной лазерной наплавкой стенок колодца торца пера лопатки торцовую пластину предварительно подогревают лазерным лучом путем сканирования луча по поверхности торцовой пластины без подачи наплавочного порошка до температуры 600-650°С, которая достаточна для качественного сплавления присадочного порошка с поверхностью торцовой пластины и предотвращения образования трещин при формировании наплавкой первого слоя стенки колодца.Unlike the prototype, before restoring pulsed laser cladding of the walls of the well of the end of the blade airfoil, the end plate is preheated with a laser beam by scanning the beam along the surface of the end plate without supplying the surfacing powder to a temperature of 600-650 ° C, which is sufficient for high-quality fusion of the filler powder with the surface of the end plate. plate and prevent the formation of cracks during the formation of the first layer of the well wall by welding.

В отличие от прототипа, жаропрочным сплавом с содержанием упрочняющей γ' фазы до 65% является, например, сплав ВЖМ4-ВИ, например, из системы легирования Ni-Cr-Mo-W-Re-Ru-Ta-Co-Al.Unlike the prototype, a heat-resistant alloy with a strengthening γ' phase up to 65% is, for example, VZhM4-VI alloy, for example, from the Ni-Cr-Mo-W-Re-Ru-Ta-Co-Al alloying system.

В отличие от прототипа, наплавочным материалом для формирования стенок колодца торца пера лопатки является порошок жаропрочного сплава, с содержанием упрочняющей γ' фазы до 60-62%, например, из сплава ЖС32-ВИ, например, из системы легирования Ni-Cr-Co-W-Al-Re-Ta-Nb-Mo-C.In contrast to the prototype, the surfacing material for forming the walls of the blade end face well is a heat-resistant alloy powder, with a hardening γ' phase content of up to 60-62%, for example, from ZhS32-VI alloy, for example, from the Ni-Cr-Co- alloying system. W-Al-Re-Ta-Nb-Mo-C.

На фиг. 1 представлен разрез охлаждаемой лопатки (без позиции) турбины с торцовой перемычкой с позициями: 1 - перо лопатки, 2 - концевая часть пера лопатки, 3 - торец пера лопатки, 4 - торцовая перемычка, 5 - внутренние полости лопатки.In FIG. 1 shows a section of a cooled blade (without a position) of a turbine with an end jumper with positions: 1 - blade airfoil, 2 - end part of the blade airfoil, 3 - end face of the blade airfoil, 4 - end bridge, 5 - internal cavities of the blade.

На фиг. 2 представлен разрез колодца торца пера с фрагментом наплавочного сопла лазерной установки с позициями: 6 - первый наплавленный слой колодца торца пера, 7 - защитный газ, 8 - металлический порошок (присадочный материал), 9 - лазерный луч, 10 - колодец торца пера.In FIG. Figure 2 shows a section of the pen end well with a fragment of the welding nozzle of the laser installation with positions: 6 - the first deposited layer of the pen end well, 7 - shielding gas, 8 - metal powder (filler material), 9 - laser beam, 10 - pen end well.

На фиг. 3 представлен разрез верхней части пера охлаждаемой лопатки турбины с закрепленной методом пайки торцовой пластиной и восстановленными стенками колодца торца пера с позициями: 11 - торцовая пластина, 12 - паяный шов, 13 - стенка колодца торца пера.In FIG. 3 shows a section of the upper part of the airfoil of a cooled turbine blade with an end plate fixed by soldering and restored walls of the airfoil end well with positions: 11 - end plate, 12 - brazed seam, 13 - wall of the airfoil end well.

На фиг. 4 представлено фото лопатки с зафиксированной торцовой пластиной и нанесенной пастой припоя, подготовленной для пайки.In FIG. 4 shows a photo of a blade with a fixed end plate and applied solder paste prepared for soldering.

На фиг. 5 представлено фото поперечного шлифа концевой части пера лопатки с напаянной торцовой пластиной и восстановленными лазерной наплавкой стенками колодца.In FIG. Figure 5 shows a photo of a cross section of the end part of the blade airfoil with a soldered end plate and well walls restored by laser cladding.

Способ осуществляется следующим образом. Удаляют с наружной поверхности профиля концевой части 2 пера 1 охлаждаемой лопатки теплозащитное покрытие (не показано) до основного материала механическим способом, например, на полировальной бабке шлифовальной лентой. Затем производят шлифовку торца 3 пера 1 лопатки до торцовой перемычки 4, удаляют торцовую перемычку 4 любым известным способом, например, шлифовкой, с одновременным формированием паза (без позиции) под установку торцовой пластины 11. Далее устанавливают в паз (без позиции) и фиксируют на подготовленном торце 3 пера 1 лопатки торцовую пластину 11 вместо торцовой перемычки 4. Наносят пасту припоя, например, марки ВПр44 с элементами, например, из системы легирования Ni-Cr-Al-Mo-W, на паяемые поверхности торцовой пластины 11 и пера 1 лопатки, производят высокотемпературную пайку лопатки с торцовой пластиной 11 в вакууме, с образованием паяного шва 12. Далее проводят механическую обработку напаянной торцовой пластины 11 любым известным механическим способом, например, на полировальной бабке шлифовальной лентой до размеров, заданных технологическими документами и чертежом. Далее производят установку и фиксацию лопатки в приспособление (не показано) в вертикальном положении торцевой поверхностью вверх. Восстанавливают стенки колодца 13 торца пера 3 лопатки импульсной лазерной наплавкой наплавочным материалом. Импульсную лазерную наплавку проводят с предварительным подогревом торцовой пластины 11 лазерным лучом 9 без подачи присадочного порошка 8, путем сканирования лазерного луча 9 по поверхности торцовой пластины 11 до температуры 600-650°С, которая достаточна для обеспечения последующей качественной импульсной лазерной наплавки при формировании первого слоя 6 стенки 13 колодца 11 торца 3 пера 1 лопатки, при переходе наплавки с тонкостенного элемента торца 3 пера 1 лопатки на торцовую пластину 11, имеющей большее сечение. Температура 600-650°С определена опытным путем. При температуре подогрева торцовой пластины ниже 600°С формирование первого слоя стенки колодца торца пера лопатки на торцевой пластине происходит с дефектами в виде частичного несплавления. При температуре подогрева торцовой пластины выше 650°С происходит ухудшение геометрии первого слоя.The method is carried out as follows. A heat-shielding coating (not shown) is removed from the outer surface of the profile of the end part 2 of the blade 1 of the cooled blade to the base material mechanically, for example, on a polishing headstock with a grinding belt. Then, the end 3 of the blade feather 1 is polished to the end jumper 4, the end jumper 4 is removed by any known method, for example, by grinding, with the simultaneous formation of a groove (without position) for the installation of the end plate 11. Next, they are installed in the groove (without position) and fixed on prepared end 3 of the pen 1 of the blade end plate 11 instead of the end jumper 4. Solder paste is applied, for example, brand VPr44 with elements, for example, from the Ni-Cr-Al-Mo-W alloying system, on the brazed surfaces of the end plate 11 and the pen 1 of the blade , high-temperature soldering of the blade with the end plate 11 is carried out in a vacuum, with the formation of a brazed seam 12. Next, the brazed end plate 11 is machined by any known mechanical method, for example, on a polishing headstock with a grinding belt to the dimensions specified by the technological documents and the drawing. Next, the blade is installed and fixed in a fixture (not shown) in a vertical position with the end surface up. The walls of the well 13 of the butt end of the blade 3 of the blade are restored by pulsed laser surfacing with a surfacing material. Pulsed laser cladding is carried out with preheating of the end plate 11 by a laser beam 9 without supply of filler powder 8, by scanning the laser beam 9 over the surface of the end plate 11 to a temperature of 600-650°C, which is sufficient to ensure subsequent high-quality pulsed laser cladding during the formation of the first layer 6 of the wall 13 of the well 11 of the end 3 of the feather 1 of the blade, at the transition of the surfacing from the thin-walled element of the end 3 of the feather 1 of the blade to the end plate 11, which has a larger cross section. The temperature of 600-650°C was determined empirically. When the heating temperature of the end plate is below 600°C, the formation of the first layer of the wall of the well of the end of the blade airfoil on the end plate occurs with defects in the form of partial non-fusion. When the heating temperature of the end plate is above 650°C, the geometry of the first layer deteriorates.

Формируют стенки 13 колодца 10 торца 3 пера 1 лопатки импульсной лазерной наплавкой по контуру профиля торца 3 пера 1 лопатки последовательным наложением необходимого количества слоев в среде защитного газа 7 с подачей металлического порошка (присадочного материала) 8 в зону наплавки соосно лазерному лучу 9 до полного восстановления по высоте размеров лопатки, заданных технологическим чертежом с учетом дальнейшей механической обработки. При увеличении высоты стенки колодца 13 торца 3 пера 1 лопатки по мере ее послойного формирования наложение последующих слоев производят с отступлением в вертикальном направлении вверх. Далее производится механическая обработка наплывов наплавки наружной стенки 13 колодца 10 по профилю концевой части 2 пера 1 лопатки любым известным механическим способом, например, на полировальной бабке шлифовальной лентой. Последующая термообработка производится для снятия сварочных напряжений наплавки, например, в вакуумной печи сопротивления. Люминесцентный (капиллярный) контроль осуществляют для проверки на наличие поверхностных дефектов. Восстановление теплозащитного покрытия концевой части пера лопатки осуществляют шликерным алитированием для обеспечения защиты от окисления и коррозии. Шликерное алитирование производят путем нанесения на восстановленную концевую часть пера лопатки алюминиевой краски (шликера). Далее проводят высокотемпературный отжиг при температуре 1000°С в вакуумной печи, либо в печи с контролируемой (аргон) средой.The walls 13 of the well 10 of the end face 3 of the blade 1 are formed by pulsed laser cladding along the contour of the profile of the end 3 of the blade 1 by successively applying the required number of layers in a protective gas medium 7 with the supply of metal powder (filler material) 8 into the surfacing zone coaxially with the laser beam 9 until complete recovery according to the height of the blade dimensions specified by the technological drawing, taking into account further machining. With an increase in the height of the wall of the well 13 of the end face 3 of the feather 1 of the blade, as it is layered, the imposition of subsequent layers is carried out with a retreat in the vertical direction upwards. Next is the mechanical processing of the surfacing of the surfacing of the outer wall 13 of the well 10 along the profile of the end part 2 of the pen 1 of the blade by any known mechanical method, for example, on a polishing headstock with a grinding belt. Subsequent heat treatment is carried out to remove the welding stresses of the surfacing, for example, in a vacuum resistance furnace. Luminescent (capillary) control is carried out to check for surface defects. The restoration of the heat-shielding coating of the end part of the blade feather is carried out by slip aluminizing to provide protection against oxidation and corrosion. Slip aluminizing is carried out by applying aluminum paint (slip) to the restored end part of the blade feather. Next, high-temperature annealing is carried out at a temperature of 1000°C in a vacuum furnace, or in a furnace with a controlled (argon) environment.

Способ восстановления концевой части пера охлаждаемой лопатки турбины успешно прошел экспериментальные испытания в опытном производстве предприятия и в настоящее время внедряется в ремонтном производстве лопаток газотурбинного двигателей, обеспечивая повышение качества ремонта лопаток из жаропрочного суперсплава с содержанием упрочняющей γ' фазы до 65%, выход годных после ремонта лопаток, увеличение жизненного цикла восстановленных деталей.The method for restoring the end part of the airfoil of a cooled turbine blade has successfully passed experimental tests in the pilot production of the enterprise and is currently being introduced in the repair production of gas turbine engine blades, providing an increase in the quality of repair of blades made of heat-resistant superalloy with a strengthening γ' phase content of up to 65%, yield after repair blades, increasing the life cycle of remanufactured parts.

Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками в совокупности с известными признаками, позволяет обеспечить исключение образования трещин при использовании способа, обеспечить повышение качества ремонта лопаток из жаропрочного суперсплава, выход годных после ремонта лопаток, увеличение жизненного цикла восстановленных деталей.Thus, the proposed invention with the above distinctive features, together with the known features, makes it possible to prevent the formation of cracks when using the method, to improve the quality of repair of blades made of heat-resistant superalloy, the yield of blades fit after repair, and an increase in the life cycle of restored parts.

Claims (3)

1. Способ восстановления концевой части пера охлаждаемой лопатки турбины газотурбинного двигателя, включающий удаление теплозащитного покрытия до основного материала, шлифовку торца пера лопатки до торцевой перемычки, удаление торцовой перемычки с применением операции шлифовки и одновременного формирования паза под установку торцовой пластины, фиксацию торцовой пластины на подготовленном торце пера лопатки, нанесение пасты припоя, крепление торцовой пластины к лопатке, механическую обработку напаянной торцовой пластины, восстановление стенки колодца торца пера лазерной наплавкой наплавочного материала, термообработку в вакууме, механическую обработку наплывов наплавки по профилю пера лопатки, люминесцентный контроль, восстановление теплозащитного покрытия концевой части пера лопатки, отличающийся тем, что основным материалом лопатки является жаропрочный сплав с содержанием упрочняющей γ' фазы до 65%, при этом крепление торцовой пластины к торцу пера лопатки осуществляют способом высокотемпературной пайки в вакууме, а перед восстановлением импульсной лазерной наплавкой стенок колодца торца пера лопатки торцовую пластину предварительно подогревают лазерным лучом путем сканирования луча по поверхности торцовой пластины до температуры 600-650°С.1. A method for restoring the end part of the feather of a cooled turbine blade of a gas turbine engine, including removing the heat-shielding coating to the base material, grinding the end of the blade feather to the end jumper, removing the end jumper using the grinding operation and simultaneously forming a groove for installing the end plate, fixing the end plate on the prepared blade airfoil end face, application of solder paste, fastening of the end plate to the blade, machining of the brazed end plate, restoration of the airfoil end well wall by laser cladding of the surfacing material, vacuum heat treatment, mechanical processing of surfacing overlays along the blade airfoil profile, luminescent control, restoration of the end heat-shielding coating parts of the blade airfoil, characterized in that the main material of the blade is a heat-resistant alloy with a hardening γ' phase content of up to 65%, while the end plate is fastened to the end of the blade airfoil by a high thermal soldering in vacuum, and before restoring pulsed laser surfacing of the walls of the well of the end of the blade feather, the end plate is preheated by a laser beam by scanning the beam over the surface of the end plate to a temperature of 600-650°C. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что жаропрочным сплавом с содержанием упрочняющей γ' фазы до 65% является, например, сплав ВЖМ4-ВИ.2. The method according to p. 1, characterized in that the heat-resistant alloy with a hardening γ' phase content of up to 65% is, for example, VZhM4-VI alloy. 3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что наплавочным материалом для формирования стенок колодца торца пера лопатки является порошок жаропрочного сплава с содержанием упрочняющей γ' фазы до 60-62%, например, из сплава ЖС32-ВИ.3. The method according to claim 1, characterized in that the surfacing material for forming the walls of the well of the end of the blade feather is a powder of a heat-resistant alloy with a content of a strengthening γ' phase up to 60-62%, for example, from ZhS32-VI alloy.
RU2021134910A 2021-11-29 2021-11-29 Method for restoring the end part of the feather of a cooled turbine blade of a gas turbine engine RU2770156C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021134910A RU2770156C1 (en) 2021-11-29 2021-11-29 Method for restoring the end part of the feather of a cooled turbine blade of a gas turbine engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2021134910A RU2770156C1 (en) 2021-11-29 2021-11-29 Method for restoring the end part of the feather of a cooled turbine blade of a gas turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2770156C1 true RU2770156C1 (en) 2022-04-14

Family

ID=81255536

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2021134910A RU2770156C1 (en) 2021-11-29 2021-11-29 Method for restoring the end part of the feather of a cooled turbine blade of a gas turbine engine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2770156C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN117961304A (en) * 2024-03-26 2024-05-03 季华实验室 Gear steel and surface modification method and application thereof
RU2823420C1 (en) * 2023-12-28 2024-07-23 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный морской технический университет" Method of repairing airfoil of cooled working blades of gas turbine engines from heat-resistant alloys by laser powder surfacing

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6037282A (en) * 1983-08-10 1985-02-26 Agency Of Ind Science & Technol Method and device for laser welding
US6024792A (en) * 1997-02-24 2000-02-15 Sulzer Innotec Ag Method for producing monocrystalline structures
EP1424158B1 (en) * 2002-11-29 2007-06-27 Alstom Technology Ltd A method for fabricating, modifying or repairing of single crystal or directionally solidified articles
RU2409708C2 (en) * 2004-08-30 2011-01-20 Снекма Method for resurfacing monocrystalline components and components obtained through directional crystallisation
RU2686499C1 (en) * 2018-05-04 2019-04-29 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Method of repairing a cooled blade from a heat-resistant superalloy of a turbine of a gas turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6037282A (en) * 1983-08-10 1985-02-26 Agency Of Ind Science & Technol Method and device for laser welding
US6024792A (en) * 1997-02-24 2000-02-15 Sulzer Innotec Ag Method for producing monocrystalline structures
EP1424158B1 (en) * 2002-11-29 2007-06-27 Alstom Technology Ltd A method for fabricating, modifying or repairing of single crystal or directionally solidified articles
RU2409708C2 (en) * 2004-08-30 2011-01-20 Снекма Method for resurfacing monocrystalline components and components obtained through directional crystallisation
RU2686499C1 (en) * 2018-05-04 2019-04-29 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Method of repairing a cooled blade from a heat-resistant superalloy of a turbine of a gas turbine engine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
УОРРЕН МИГЛИЕТТИ и др. "Разработка и опыт применения технологии ремонта турбины рабочих лопаток 1 ступени стационарного двигателя 7FA+E", Ванкувер, Британская Колумбия, Канада, материалы ASME Turbo Expo 2011, 6-10 июня, опубликовано в интернете 03.05.2012, https://asmedigitalcollection.asme.org/GT/proceedings-abstract/GT2011/54648/761/352166, найдено 02.03.2022. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2823420C1 (en) * 2023-12-28 2024-07-23 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский государственный морской технический университет" Method of repairing airfoil of cooled working blades of gas turbine engines from heat-resistant alloys by laser powder surfacing
CN117961304A (en) * 2024-03-26 2024-05-03 季华实验室 Gear steel and surface modification method and application thereof
CN117961304B (en) * 2024-03-26 2024-06-04 季华实验室 Gear steel and surface modification method and application thereof

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2343639C (en) Laser welding superalloy articles
JP6086992B2 (en) Superalloy cladding and fusion welding process
EP2950972B1 (en) Localized repair of supperalloy component
CN105408056B (en) Repair of substrates with component-supported filler
US6495793B2 (en) Laser repair method for nickel base superalloys with high gamma prime content
EP1689553B1 (en) Methods for repair of single crystal superalloys by laser welding and products thereof
CA2399210C (en) Welding superalloy articles
RU2627824C2 (en) Application of superflowing with application of powder flux and metal
JP3218567B2 (en) Welding of high-strength nickel-base superalloys.
US20130316183A1 (en) Localized repair of superalloy component
EP3536444B1 (en) Laser welding of component
US9527162B2 (en) Laser additive repairing of nickel base superalloy components
KR20150113149A (en) Selective laser melting/sintering using powdered flux
WO2014121060A1 (en) Localized repair of superalloy component
KR20150110799A (en) Method of laser re-melt repair of superalloys using flux
CA2872312C (en) Laser additive repairing of nickel base superalloy components
JP2011136344A (en) Method of repairing gas turbine member and the gas turbine member
RU2770156C1 (en) Method for restoring the end part of the feather of a cooled turbine blade of a gas turbine engine
JP5138149B2 (en) Surface oxide welding penetration strengthening method and article
RU2686499C1 (en) Method of repairing a cooled blade from a heat-resistant superalloy of a turbine of a gas turbine engine
RU2791745C1 (en) Method for restoring the chord line of the feather from a heat-resistant nickel alloy
RU2676937C1 (en) Gas turbine engine part with the thin-walled element restoration method
KR20210143898A (en) Tip Repair of Turbine Components Using Composite Tip Boron-Based Pre-Sintered Preforms
CN113172387B (en) Method for repairing cracks of turbine guide blade by photoelectric combination
Frederick et al. Laser Weld Repair of Service Exposed IN738 and GTD111 Buckets