RU2786555C1 - Method for repairing the combs of labyrinth seals of disks of a gas turbine engine - Google Patents
Method for repairing the combs of labyrinth seals of disks of a gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2786555C1 RU2786555C1 RU2022111011A RU2022111011A RU2786555C1 RU 2786555 C1 RU2786555 C1 RU 2786555C1 RU 2022111011 A RU2022111011 A RU 2022111011A RU 2022111011 A RU2022111011 A RU 2022111011A RU 2786555 C1 RU2786555 C1 RU 2786555C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- comb
- disk
- labyrinth seal
- surfacing
- gas turbine
- Prior art date
Links
- 210000003027 Ear, Inner Anatomy 0.000 title claims abstract description 44
- 210000001520 Comb Anatomy 0.000 title claims abstract description 20
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 45
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 22
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 claims abstract description 21
- 239000000956 alloy Substances 0.000 claims abstract description 21
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims abstract description 20
- REDXJYDRNCIFBQ-UHFFFAOYSA-N aluminium(3+) Chemical class [Al+3] REDXJYDRNCIFBQ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 14
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 claims abstract description 11
- 230000001681 protective Effects 0.000 claims abstract description 7
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 claims abstract description 3
- 238000009826 distribution Methods 0.000 claims description 3
- 239000002245 particle Substances 0.000 claims description 3
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 2
- 229910052803 cobalt Inorganic materials 0.000 claims description 2
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 claims description 2
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 238000002844 melting Methods 0.000 abstract description 2
- 230000002035 prolonged Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000758 substrate Substances 0.000 abstract 1
- 239000000843 powder Substances 0.000 description 15
- 238000004372 laser cladding Methods 0.000 description 12
- 239000008187 granular material Substances 0.000 description 9
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 7
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 7
- 235000020637 scallop Nutrition 0.000 description 7
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 7
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 7
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 5
- 210000003128 Head Anatomy 0.000 description 4
- 241000237509 Patinopecten sp. Species 0.000 description 4
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 4
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 210000004544 DC2 Anatomy 0.000 description 3
- 241000237503 Pectinidae Species 0.000 description 3
- 230000002530 ischemic preconditioning Effects 0.000 description 3
- 210000001736 Capillaries Anatomy 0.000 description 2
- 239000011324 bead Substances 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000037250 Clearance Effects 0.000 description 1
- 229910000531 Co alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 102200056926 OST4 V23K Human genes 0.000 description 1
- 101700022255 V23K Proteins 0.000 description 1
- 239000000654 additive Substances 0.000 description 1
- 230000000996 additive Effects 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 1
- 230000035512 clearance Effects 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000023298 conjugation with cellular fusion Effects 0.000 description 1
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 description 1
- 230000001066 destructive Effects 0.000 description 1
- 238000001513 hot isostatic pressing Methods 0.000 description 1
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 238000005272 metallurgy Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 230000000051 modifying Effects 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 description 1
- 238000003908 quality control method Methods 0.000 description 1
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 1
- 230000021037 unidirectional conjugation Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к технологии ремонта дисков, изготовленных из гранулированных сплавов для газотурбинного двигателя, и может быть использовано в турбомашиностроении при восстановлении высоты гребешков лабиринтных уплотнений дисков газотурбинного двигателя.The invention relates to a technology for repairing disks made of granular alloys for a gas turbine engine, and can be used in turbomachinery when restoring the height of the ridges of the labyrinth seals of the gas turbine engine disks.
Известно, что в результате эксплуатации во время работы двигателя вращающиеся гребешки лабиринтного уплотнения диска ротора турбомашины взаимодействуют с противоположными неподвижными уплотнительными поверхностями статора турбомашины. В результате взаимного температурного расширения материалов корпусных деталей ротора и статора турбомашины происходит радиальное касание вращающихся гребешков лабиринтного уплотнения о прирабатываемое покрытие неподвижной части статора, которое приводит к постепенному износу верхней части гребешков. При этом радиальный зазор в паре уплотнение - гребешки, увеличивается, и, необходимая эффективность лабиринтного уплотнения не обеспечивается.It is known that as a result of operation during operation of the engine, the rotating combs of the labyrinth seal of the turbomachine rotor disc interact with the opposite fixed sealing surfaces of the turbomachine stator. As a result of the mutual thermal expansion of the materials of the body parts of the rotor and stator of the turbomachine, the rotating combs of the labyrinth seal against the running-in coating of the stationary part of the stator occur, which leads to gradual wear of the upper part of the combs. In this case, the radial clearance in the seal-comb pair increases, and the necessary efficiency of the labyrinth seal is not ensured.
Реализация данного способа позволяет обеспечить восстановление изношенной части гребешков лабиринтных уплотнений дисков газотурбинного двигателя лазерной порошковой наплавкой с коаксиальной подачей присадочного порошка.The implementation of this method makes it possible to ensure the restoration of the worn part of the combs of the labyrinth seals of the disks of a gas turbine engine by laser powder surfacing with coaxial supply of filler powder.
Известен способ восстановления гребешков лабиринтов (патент CA 2600171, МПК B23P 6/00, публ. 20.10.2015), при котором производится механическое удаление секции изношенных гребешков с образованием выемки, в которую устанавливается посадкой с натягом втулка, включающая в себя гребешки, заменяющие изношенные гребешки.There is a known method for restoring labyrinth combs (patent CA 2600171, IPC
Недостатком известного способа являются длительность и многоэтапность проведения ремонтных работ, необходимостью изготовления точной детали, в виде втулки, соответствующей удаленной части лабиринтного уплотнения из материала аналогичного материалу ремонтируемой детали и необходимости обеспечения посадки с натягом вновь изготовленной детали на ремонтируемую деталь.The disadvantage of the known method is the duration and multi-stage repair work, the need to manufacture an accurate part, in the form of a sleeve corresponding to the remote part of the labyrinth seal from a material similar to the material of the repaired part, and the need to ensure an interference fit of the newly made part on the repaired part.
Так же известен способ ремонта изношенных гребешков лабиринтных уплотнений турбомашин (патент РФ №2432244МПК B23P 6/00, B23K 9/04, B23K 9/23, опубл. 27.10.2011), который используют при ремонте различных деталей и узлов на которых такие уплотнения выполняются. Ремонт лабиринтных уплотнений турбомашин осуществляют наплавкой с использованием сварочной головки с присадочной проволокой. Наплавочный валик формируют при наклоне сварочной головки с присадочной проволокой в сторону участка детали с наиболее интенсивным теплоотводом. При этом угол наклона сварочной головки с присадочной проволокой относительно гребешка лабиринтного уплотнения устанавливают между их плоскостями симметрии в пределах 8-10°.Also known is a method of repairing worn scallops of labyrinth seals of turbomachines (RF patent
Однако, в предлагаемом способе говорится только о восстановлении единичного, отдельно стоящего гребешка лабиринтного уплотнения, вертикально расположенного на детали и с возможностью определения бокового участка детали с наиболее интенсивным теплоотводом. Применение данного способа восстановления нескольких, рядом расположенных на детали гребешков лабиринтного уплотнения, усложнит или сделает невозможным определение участка детали с наиболее интенсивным теплоотводом. При расположении ряда гребешков лабиринтного уплотнения на детали не вертикального исполнения к оси детали, усложняется процесс настройки сварочной головки с присадочной проволокой относительно гребешка лабиринтного уплотнения, между их плоскостями симметрии на 8-10°, либо процесс настройки невозможен.However, the proposed method refers only to the restoration of a single, free-standing labyrinth seal comb, vertically located on the part and with the possibility of determining the side part of the part with the most intense heat removal. The use of this method of restoring several labyrinth seal combs located side by side on the part will complicate or make it impossible to determine the area of the part with the most intense heat removal. When a number of combs of the labyrinth seal are located on a part that is not vertical to the axis of the part, the process of adjusting the welding head with filler wire relative to the comb of the labyrinth seal becomes more complicated, between their symmetry planes by 8-10 °, or the adjustment process is impossible.
Так же известен способ ремонта гребешковых лабиринтных уплотнений, (патент DE 10201000143, МПК В23К 26/42, публ. 04.08.2011), включающий компоненты газотурбинного двигателя, изготовленные из сплава на основе никеля, согласно которому верхняя изношенная часть уплотнительных гребешков полностью отделяется а оставшаяся часть уплотнительных гребешков восстанавливается методом лазерной сварки, с использованием материала, совпадающим по составу и механическим свойствам или тем же самым материалом на основе никеля, после чего выполняется локальная термообработка наплавленных слоев с использованием той же лазерной оптики, которая использовалась для лазерной наплавки, но с выполнением корректировки температуры термообработки путем изменения мощности лазера и дефокусировки лазерного луча.Also known is a method of repairing comb labyrinth seals (patent DE 10201000143, IPC V23K 26/42, publ. 08/04/2011), including components of a gas turbine engine made of a nickel-based alloy, according to which the upper worn part of the sealing combs is completely separated and the remaining part of the sealing combs is restored by laser welding, using a material that has the same composition and mechanical properties or the same nickel-based material, after which local heat treatment of the deposited layers is performed using the same laser optics that was used for laser cladding, but with adjusting the heat treatment temperature by changing the laser power and defocusing the laser beam.
Недостатком данного способа является то, что после наплавки гребешковых лабиринтных уплотнений требуется локальная термическая обработка наплавленных слоев для восстановления их механических и прочностных свойств, что усложняет технологический процесс ремонта.The disadvantage of this method is that after surfacing ridge labyrinth seals, local heat treatment of the deposited layers is required to restore their mechanical and strength properties, which complicates the repair process.
Наиболее близким аналогом по технической сущности и выбранный за прототип, является способ ремонта лабиринтных уплотнений, (патент DE 102010001414, МПК B23K 26/34, опубл. 08.05.2013), при котором при ремонте гребешковых лабиринтных уплотнений, изготовленных из никелевого сплава и являющихся компонентами газотурбинных двигателей, сначала полностью отделяется изношенная часть уплотнительного гребешка, а затем на оставшейся части уплотнительного гребешка, изготовленного из основного материала, методом лазерной наплавки наносится струя порошка из ремонтного материала и создается новая часть гребешка, состоящая из ремонтного материала, причем при лазерной наплавке применяется ремонтный материал на основе никеля, который отличается от основного материала и имеет более высокие характеристики, которые, по крайней мере, не ухудшаются в наплавленной части при лазерной наплавке без последующей термообработки детали, и соответствуют свойствам основного материала по плотности, твердости и прочности. Согласно предлагаемому способу, основной материал компонентов газотурбинного двигателя, подвергаемых ремонту, состоит из сплава на основе никеля Inkonel 718, а ремонтный материал, наплавляемый на гребешки лабиринтных уплотнений - сплав на основе никеля Udimet 720. При этом износостойкость вновь сформированных уплотнительных гребешков соответствует износостойкости исходных уплотнительных гребешков, изготовленных из основного материала.The closest analogue in technical essence and selected as a prototype is a method for repairing labyrinth seals (patent DE 102010001414, IPC B23K 26/34, publ. gas turbine engines, first, the worn part of the sealing comb is completely separated, and then on the remaining part of the sealing comb made of the base material, a jet of powder from the repair material is applied by laser cladding and a new part of the comb is created, consisting of the repair material, and during laser cladding, a repair material is used. a nickel-based material that is different from the base material and has higher characteristics, which at least does not deteriorate in the deposited part during laser cladding without subsequent heat treatment of the part, and matches the properties of the base material in terms of density, hardness and strength . According to the proposed method, the main material of the gas turbine engine components to be repaired consists of an alloy based on nickel Inkonel 718, and the repair material deposited on the combs of the labyrinth seals is an alloy based on nickel Udimet 720. At the same time, the wear resistance of the newly formed sealing combs corresponds to the wear resistance of the original sealing scallops made from the base material.
Однако данный вид ремонта гребешков лабиринтных уплотнений компонентов газотурбинного двигателя требует предварительного индуктивного нагрева компонента газотурбинного двигателя перед наплавкой, для избежания возникновения трещин в зоне термического влияния, что усложняет технологический процесс и применим только к изделиям полученным из заготовок изготовленных по технологии пластической деформации слитков из жаропрочных сплавов, например, типа Inkonel 718, которая не затрагивает область изделий из гранулируемых сплавов.However, this type of repair of combs of labyrinth seals of gas turbine engine components requires preliminary inductive heating of the gas turbine engine component before surfacing, in order to avoid the occurrence of cracks in the heat-affected zone, which complicates the process and is applicable only to products obtained from blanks made using the technology of plastic deformation of ingots from heat-resistant alloys , for example, type Inkonel 718, which does not affect the area of products from granular alloys.
Технология металлургии гранул позволяет получать горячим изостатическим прессованием гранул жаропрочного сплава, представляющих собой микрослитки жаропрочного сплава размером до 100 мкм, заготовки дисков газотурбинного двигателя любой сложности с однородной структурой и механическими свойствами по всему объему изделия.The technology of granule metallurgy makes it possible to obtain, by hot isostatic pressing, heat-resistant alloy granules, which are micro-ingots of heat-resistant alloy up to 100 microns in size, blanks of gas turbine engine disks of any complexity with a uniform structure and mechanical properties throughout the entire volume of the product.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и невозможно обеспечить при использовании прототипа, является образование микротрещин по границам гранул материала основы в зоне термического влияния при выполнении лазерной наплавки.The technical problem, the solution of which is provided by the implementation of the present invention, and cannot be provided by using the prototype, is the formation of microcracks along the boundaries of the granules of the base material in the heat-affected zone when performing laser cladding.
Сдерживающим фактором ремонта изделий из гранулируемых сплавов, является то, что гранулируемый материал наследует границы гранул в матрице заготовки изделия при его изготовлении, и, при восстановительном ремонте с использованием термического воздействия на восстанавливаемую поверхность, например, методом наплавки, велика вероятность межгранульного проскальзывания по границам гранул с образованием микротрещин и последующим их развитием.The limiting factor in the repair of products from granulated alloys is that the granulated material inherits the boundaries of the granules in the matrix of the workpiece during its manufacture, and, during restoring repairs using thermal action on the surface to be restored, for example, by surfacing, there is a high probability of intergranular slippage along the boundaries of the granules with the formation of microcracks and their subsequent development.
Для исключения межгранульного проскальзывания и образования трещин в зоне термического влияния основного материала с дальнейшим развитием трещин в наплавленном слое необходимо обеспечить тепловложение мощности лазерного излучения при наплавке, не приводящее к линейному расширению гранул до критического уровня и предотвращающее межгранульное проскальзывание.To exclude intergranular slippage and crack formation in the heat-affected zone of the base material with further development of cracks in the deposited layer, it is necessary to ensure the heat input of the laser radiation power during surfacing, which does not lead to a linear expansion of the granules to a critical level and prevents intergranular slippage.
Технической задачей заявляемого изобретения является возможность ремонта дисков из гранулируемых сплавов, при восстановлении высоты изношенных гребешков лабиринтного уплотнения методом импульсной лазерной наплавки, не приводящим к межгранульному проскальзыванию, и продления их срока эксплуатации.The technical objective of the claimed invention is the possibility of repairing disks made of granular alloys, while restoring the height of worn labyrinth seal combs by pulsed laser cladding, which does not lead to intergranular slippage, and extending their service life.
Техническая проблема решается тем, что в способе ремонта гребешка лабиринтного уплотнения дисков газотурбинного двигателя, содержащем механическое удаление части гребешка лабиринтного уплотнения на высоту дефекта, зачистку поверхности гребешка, установку и фиксацию диска в вертикальном положении, восстановление присадочным материалом гребешка лабиринтного уплотнения лазерной наплавкой в среде защитного газа последовательным наложением слоев на основу до полного восстановления по высоте размеров гребешка лабиринтного уплотнения, последующую механическую обработку согласно изобретению, используют режим лазерного излучения, исключающий критическое вложение тепла в материал основы, приводящего к тепловому расширению гранулы до размеров, при которых воздействие теплового расширения на межгранульную карбидную фазу превышает прочность карбидной фазы и приводит к образованию межгранульных микротрещин в зоне термического влияния, далее распространяющихся в основной материал и материал наплавки. Импульс лазерного излучения выполнен с амплитудной модуляцией мощности лазерного излучения и длительностью импульса лазерного излучения для исключения образования трещин и отвечает следующему соотношению:The technical problem is solved by the fact that in the method of repairing the comb of the labyrinth seal of the disks of a gas turbine engine, which includes mechanical removal of a part of the comb of the labyrinth seal to the height of the defect, cleaning the surface of the comb, installing and fixing the disk in a vertical position, restoring the comb of the labyrinth seal with a filler material by laser cladding in a protective environment. gas by sequential application of layers on the base until the dimensions of the labyrinth seal ridge are completely restored in height, subsequent mechanical processing according to the invention uses a laser radiation mode that excludes critical heat input into the base material, leading to thermal expansion of the granule to a size at which the effect of thermal expansion on the intergranular the carbide phase exceeds the strength of the carbide phase and leads to the formation of intergranular microcracks in the heat-affected zone, which further propagate into the base material and the surfacing material. The laser radiation pulse is made with amplitude modulation of the laser radiation power and the duration of the laser radiation pulse to prevent the formation of cracks and corresponds to the following relationship:
где 
Кроме того, материалом восстанавливаемой детали является никелевый жаропрочный гранулируемый сплав, например, марки ЭП741НП.In addition, the material of the part to be restored is nickel heat-resistant granular alloy, for example, grade EP741NP.
Кроме того, в качестве присадочного материала используют металлический порошок износостойкого сплава на кобальтовой основе гранулометрического состава 40÷80 мкм, например, марки В3К.In addition, metal powder of a wear-resistant cobalt-based alloy with a particle size distribution of 40÷80 μm, for example, grade V3K, is used as a filler material.
Кроме того, защиту зоны наплавки на поверхности осуществляют локально с расходом защитного газа 6-7 л/мин.In addition, the protection of the surfacing zone on the surface is carried out locally with a protective gas flow rate of 6-7 l/min.
В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, исключается предварительный подогрев восстанавливаемой детали за счет того, что вместо используемого в прототипе материала основы из сплава на основе никеля Inkonel 718 используется жаропрочный гранулируемый сплав, например, марки ЭП741НП.In the proposed invention, in contrast to the prototype, preheating of the restored part is excluded due to the fact that instead of the base material used in the prototype of the alloy based on nickel Inkonel 718, a heat-resistant granular alloy is used, for example, brand EP741NP.
В качестве присадочного материала используют металлический порошок износостойкого сплава на кобальтовой основе гранулометрического состава 40÷80 мкм, например, марки В3К, который позволяет обеспечить повышенную износостойкость с уровнем твердости выше твердости основного материала диска газотурбинной установки.As a filler material, a metal powder of a wear-resistant alloy based on cobalt with a particle size distribution of 40–80 μm, for example, grade V3K, is used, which allows for increased wear resistance with a level of hardness higher than the hardness of the base material of the gas turbine plant disk.
Диапазон 40÷80 мкм присадочного порошка выбран из условий, что часть фракции порошка менее 40 мкм в общем объеме присадочного порошка приводит к неоднородности потока подаваемого и доставленного порошка в зону наплавки в виду распыления фракций порошка менее 40 мкм и не попадания его части в зону наплавки, что уменьшает коэффициент использования присадочного порошка при лазерной наплавке.The range of 40–80 µm of the filler powder is selected from the conditions that a part of the powder fraction less than 40 µm in the total volume of the filler powder leads to a non-uniform flow of the supplied and delivered powder to the surfacing zone due to the spraying of powder fractions of less than 40 µm and not getting part of it into the surfacing zone , which reduces the utilization factor of the filler powder in laser cladding.
При размере части фракции порошка более 80 мкм в общем объеме подаваемого присадочного порошка - требуется увеличить мощность импульса лазерного излучения для обеспечения расплавления гранул порошка более 80 мкм, что приводит к достижению критической плотности мощности лазерного излучения, при которой происходит межгранульное проскальзывание.When the size of the powder fraction is more than 80 microns in the total volume of the supplied additive powder, it is required to increase the power of the laser radiation pulse to ensure the melting of powder granules of more than 80 microns, which leads to the achievement of a critical laser radiation power density at which intergranular slippage occurs.
Защиту зоны наплавки на поверхности осуществляют локально с расходом защитного газа 6-7 л/мин, что позволяет обеспечить гарантированную защиту зоны наплавки от воздействия внешней среды. При расходе защитного газа менее 6 л/мин происходит окисление материалов в зоне наплавки. Расход защитного газа свыше 7 л/мин нецелесообразен ввиду отсутствия преимуществ перед описанным режимом.Protection of the surfacing zone on the surface is carried out locally with a shielding gas flow rate of 6-7 l/min, which makes it possible to provide guaranteed protection of the surfacing zone from the external environment. When the shielding gas flow rate is less than 6 l/min, oxidation of materials occurs in the surfacing zone. A protective gas flow rate of more than 7 l/min is impractical due to the lack of advantages over the described mode.
В качестве неразрушающего метода контроля качества лазерной наплавки используют капиллярный люминесцентный метод, позволяющий определить дефекты типа трещин на поверхности восстановленной детали с минимальным размером 0,12-0,5 мкм.As a non-destructive method for quality control of laser cladding, a capillary luminescent method is used, which makes it possible to determine defects such as cracks on the surface of a restored part with a minimum size of 0.12-0.5 μm.
Реализация предлагаемого способа позволяет обеспечить качественное восстановление гребешков лабиринтного уплотнения деталей, изготовленных из никелевого жаропрочного гранулируемого сплава, методом послойной лазерной наплавки с использованием присадочного материала, отличающегося от материала основы диска повышенными износостойкими свойствами.The implementation of the proposed method makes it possible to ensure high-quality restoration of the combs of the labyrinth seal of parts made of nickel heat-resistant granular alloy by layer-by-layer laser cladding using a filler material that differs from the disk base material by increased wear-resistant properties.
На фиг. 1 представлена последовательная схема восстановления гребешка лабиринтного уплотнения диска ГТД.In FIG. 1 shows a sequential scheme for restoring the comb of the labyrinth seal of the GTE disk.
На фиг. 2 представлена разрез гребешка лабиринтного уплотнения диска ГТД с фрагментом наплавочного сопла лазерной установки.In FIG. Figure 2 shows a section of the comb of the labyrinth seal of the GTE disk with a fragment of the welding nozzle of the laser installation.
На фиг. 3 показаны межгранульные трещины в зоне термического влияния материала основы, возникшие при критической плотности мощности лазерного излучения.In FIG. Figure 3 shows intergranular cracks in the heat-affected zone of the base material that appeared at a critical power density of laser radiation.
На фиг. 4 показано развитие трещин из зоны термического влияния материала основы в материал наплавки, возникшие при критической плотности мощности лазерного излучения.In FIG. Figure 4 shows the development of cracks from the zone of thermal influence of the base material into the cladding material, which appeared at a critical power density of laser radiation.
На фиг. 5 показан шлиф восстановленного гребешка лабиринтного уплотнения диска ГТД.In FIG. 5 shows a section of the restored comb of the labyrinth seal of the GTE disk.
На фиг. 6 показан шлиф восстановленного гребешка лабиринтного уплотнения диска ГТД с послойным нанесением валиков.In FIG. Figure 6 shows a section of the restored comb of the labyrinth seal of the gas turbine engine disk with layer-by-layer application of rollers.
Способ реализуется следующим способом. Способ ремонта гребешка 1 лабиринтного уплотнения диска газотурбинной установки (не показана) включает механическое удаление изношенной части 2 гребешка и подготовку поверхности 3 под наплавку. Далее производят установку и фиксацию диска газотурбинной установки в вертикальном положении подготовленной поверхностью 3 вверх. Высоту гребешка лабиринтного уплотнения восстанавливают способом лазерной наплавки 4, при этом лазерную наплавку 4 в среде защитного газа 7 на подготовленной поверхности 3 гребешка выполняют наложением слоя с подачей металлического порошка 6 (присадочного материала) в зону наплавки соосно лазерному лучу 8. В случае необходимости восстановления высоты гребешка 2, превышающей высоту одного валика, проводят послойную лазерную наплавку 4 до полного восстановления по высоте размеров гребешка лабиринтного уплотнения.The method is implemented in the following way. The method of repairing the
Далее производят механическую обработку восстановленной части гребешка лабиринтного уплотнения до обеспечения геометрических размеров, заданных чертежом.Next, the restored part of the labyrinth seal comb is machined to ensure the geometric dimensions specified in the drawing.
Далее применяют капиллярный люминесцентный контроль для выявления наружных дефектов в наплавленном металле и прилегающих зонах термического влияния.Further, capillary luminescent control is used to detect external defects in the deposited metal and adjacent heat-affected zones.
Реализация предлагаемого способа позволяет обеспечить высокое качество восстановления гребешков лабиринтных уплотнений дисков газотурбинных двигателей методом лазерной наплавки с использованием присадочного материала, отличающегося от материала диска основы своими износостойкими свойствами.The implementation of the proposed method makes it possible to ensure high quality restoration of the ridges of labyrinth seals of gas turbine engine disks by laser cladding using a filler material that differs from the material of the base disk in its wear-resistant properties.
Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет осуществить ремонт гребешков лабиринтного уплотнения со степенью износа детали по месту сопряжения с ответными деталями различной по высоте и продлить срок службы диска газотурбинной установки.Thus, the present invention with the above distinctive features, together with the known features, makes it possible to repair the combs of the labyrinth seal with the degree of wear of the part at the interface with mating parts of different heights and extend the service life of the gas turbine plant disk.
Claims (9)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2786555C1 true RU2786555C1 (en) | 2022-12-22 |
Family
ID=
Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6024792A (en) * | 1997-02-24 | 2000-02-15 | Sulzer Innotec Ag | Method for producing monocrystalline structures |
| RU2277667C1 (en) * | 2004-10-26 | 2006-06-10 | Общество С Ограниченной Ответственностью "Лентрансгаз" | Method of repairing main pipelines |
| DE102005020611A1 (en) * | 2005-05-03 | 2006-11-16 | Bouaifi, Belkacem, Priv.-Doz. Dr.-Ing. habil. | Workpiece system for thermal coating, e.g. thermal spraying or built-up welding (sic) for deposition of protective layer of high wear and corrosion resistance on metal components useful for production of filler wires |
| DE102010001414B4 (en) * | 2010-02-01 | 2013-05-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Method for repairing labyrinth seal webs |
| RU2502588C2 (en) * | 2011-04-05 | 2013-12-27 | Общество с ограниченной ответственностью Вятское машиностроительное предприятие "Лазерная техника и технологии" | Method of pulse laser building up of metals |
| RU2676937C1 (en) * | 2017-10-17 | 2019-01-11 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Gas turbine engine part with the thin-walled element restoration method |
| CN109689254A (en) * | 2016-09-05 | 2019-04-26 | 西门子股份公司 | For method, component and the equipment by means of porous supplementary structure increasing material manufacturing |
| RU2693716C1 (en) * | 2018-12-17 | 2019-07-04 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тверской государственный технический университет" | Method of producing a wear-resistant coating |
| RU2736126C1 (en) * | 2020-02-10 | 2020-11-11 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт машиноведения им. А.А. Благонравова Российской академии наук (ИМАШ РАН) | Method of three-stage laser facing |
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6024792A (en) * | 1997-02-24 | 2000-02-15 | Sulzer Innotec Ag | Method for producing monocrystalline structures |
| RU2277667C1 (en) * | 2004-10-26 | 2006-06-10 | Общество С Ограниченной Ответственностью "Лентрансгаз" | Method of repairing main pipelines |
| DE102005020611A1 (en) * | 2005-05-03 | 2006-11-16 | Bouaifi, Belkacem, Priv.-Doz. Dr.-Ing. habil. | Workpiece system for thermal coating, e.g. thermal spraying or built-up welding (sic) for deposition of protective layer of high wear and corrosion resistance on metal components useful for production of filler wires |
| DE102010001414B4 (en) * | 2010-02-01 | 2013-05-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Method for repairing labyrinth seal webs |
| RU2502588C2 (en) * | 2011-04-05 | 2013-12-27 | Общество с ограниченной ответственностью Вятское машиностроительное предприятие "Лазерная техника и технологии" | Method of pulse laser building up of metals |
| CN109689254A (en) * | 2016-09-05 | 2019-04-26 | 西门子股份公司 | For method, component and the equipment by means of porous supplementary structure increasing material manufacturing |
| RU2676937C1 (en) * | 2017-10-17 | 2019-01-11 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Gas turbine engine part with the thin-walled element restoration method |
| RU2693716C1 (en) * | 2018-12-17 | 2019-07-04 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Тверской государственный технический университет" | Method of producing a wear-resistant coating |
| RU2736126C1 (en) * | 2020-02-10 | 2020-11-11 | Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт машиноведения им. А.А. Благонравова Российской академии наук (ИМАШ РАН) | Method of three-stage laser facing |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0176942B1 (en) | Method for repairing metal in an article | |
| US5735044A (en) | Laser shock peening for gas turbine engine weld repair | |
| US7009137B2 (en) | Laser powder fusion repair of Z-notches with nickel based superalloy powder | |
| Shrivastava et al. | Remanufacturing of nickel-based aero-engine components using metal additive manufacturing technology | |
| US6673169B1 (en) | Method and apparatus for repairing superalloy components | |
| US20060231535A1 (en) | Method of welding a gamma-prime precipitate strengthened material | |
| Shrivastava et al. | Addressing the challenges in remanufacturing by laser-based material deposition techniques | |
| EP3536444B1 (en) | Laser welding of component | |
| US7509736B2 (en) | Process for repairing metallic pieces especially turbine blades of a gas turbine motor | |
| US10190220B2 (en) | Functional based repair of superalloy components | |
| CA2802755C (en) | Method for repairing rotor blades | |
| JPH05131281A (en) | Method for forming and repairing metal part | |
| KR20160113187A (en) | Method of processing a component with an energy beam | |
| US20100080982A1 (en) | Thermal spray coating application | |
| CN101397662A (en) | Method for recovering turbine engine components | |
| RU2786555C1 (en) | Method for repairing the combs of labyrinth seals of disks of a gas turbine engine | |
| CN105431250B (en) | Superalloy component repair by addition of powdered alloy and flux materials | |
| RU2676937C1 (en) | Gas turbine engine part with the thin-walled element restoration method | |
| RU2791745C1 (en) | Method for restoring the chord line of the feather from a heat-resistant nickel alloy | |
| US10603734B2 (en) | Method for hardfacing a metal article | |
| RU2770156C1 (en) | Method for restoring the end part of the feather of a cooled turbine blade of a gas turbine engine | |
| Xiang et al. | An exploration of surface integrity remanufacturing for aeroengine components | |
| CN115261845A (en) | Metal part metal cladding repairing method | |
| Chen et al. | Laser cladding in repair of IN738 turbine blades | |
| CN117483766A (en) | Technological method for repairing preparation defects of wear-resistant layer of blade shroud of blade by laser additive |