[go: up one dir, main page]

RU2616707C2 - Способ создания защитного армирования для передней кромки лопасти - Google Patents

Способ создания защитного армирования для передней кромки лопасти Download PDF

Info

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
Application number
RU2014109016A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014109016A (ru
Inventor
Лоран Поль ДЮДОН
Антонио Кремильдо АРАНТ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2014109016A publication Critical patent/RU2014109016A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2616707C2 publication Critical patent/RU2616707C2/ru

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)
  • Architecture (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Other Surface Treatments For Metallic Materials (AREA)
  • Application Of Or Painting With Fluid Materials (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (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.
RU2014109016A 2011-08-10 2012-08-09 Способ создания защитного армирования для передней кромки лопасти RU2616707C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1157278A FR2978931B1 (fr) 2011-08-10 2011-08-10 Procede de realisation d'un renfort de protection du bord d'attaque d'une pale
FR1157278 2011-08-10
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 (57)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
US20160010470A1 (en) * 2013-03-14 2016-01-14 United Technologies Corporation Frangible Sheath for a Fan Blade of a Gas Turbine Engine
EP2971526B1 (en) * 2013-03-15 2018-10-24 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
CN105473870B (zh) * 2013-08-19 2017-10-03 株式会社Ihi 复合材料翼
FR3010132A1 (fr) * 2013-09-04 2015-03-06 Safran Bord d'attaque metallique d'aube en materiau composite pour moteur a turbine a gaz
US10458428B2 (en) * 2013-09-09 2019-10-29 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
WO2015069335A2 (en) * 2013-09-09 2015-05-14 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
EP3486432B1 (en) * 2017-11-21 2025-04-02 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
DK3803105T3 (da) * 2018-05-31 2022-05-02 Vestas Wind Sys As Vindmøllevingeforkantbeklædning
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
KR102777876B1 (ko) * 2019-02-21 2025-03-10 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
MA55916A (fr) * 2019-05-10 2022-03-16 Blade Dynamics Ltd Extension de bord longitudinal
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
US11827323B1 (en) 2022-01-31 2023-11-28 Brunswick Corporation Marine propeller
US11912389B1 (en) 2022-01-31 2024-02-27 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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
EP2316988B1 (de) * 2009-11-02 2015-07-08 Alstom Technology Ltd Verschleiss- und oxidationsbeständige Turbinenschaufel
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

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
JP6189295B2 (ja) 2017-08-30
BR112014003170B1 (pt) 2021-08-31
US20140193271A1 (en) 2014-07-10
WO2013021141A1 (fr) 2013-02-14
FR2978931A1 (fr) 2013-02-15
BR112014003170A2 (pt) 2017-03-01
JP2014532112A (ja) 2014-12-04
EP2741890B1 (fr) 2019-04-17
CA2844240C (fr) 2019-05-07
RU2014109016A (ru) 2015-09-20
CA2844240A1 (fr) 2013-02-14
US9664201B2 (en) 2017-05-30
CN103781588A (zh) 2014-05-07
FR2978931B1 (fr) 2014-05-09
EP2741890A1 (fr) 2014-06-18

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
US9140130B2 (en) Leading edge protection and method of making
US20110129351A1 (en) Near net shape composite airfoil leading edge protective strips made using cold spray deposition
CA2754254C (en) Nanocrystalline metal coated composite airfoil
JP6480433B2 (ja) 金属皮膜の溶射のために基材を前処理する方法
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
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
US20240344462A1 (en) Airfoil with protective coating
US20220152648A1 (en) Method for coating an aircraft turbomachine component
Robitaille et al. Production of metallic coatings on polymer-matrix composites

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner