Выбор специальных материалов и меры против эрозии или коррозии (F01D5/28)
F01 Машины или двигатели вообще (двигатели внутреннего сгорания F02; гидравлические машины F03,F04); силовые установки с двигателями; паровые машины
(15284)
F01D Машины и двигатели необъемного вытеснения, например паровые турбины (гидравлические машины и двигатели F03; насосы и компрессоры необъемного вытеснения F04D)
(4955)
F01D5 Рабочие лопатки; элементы, на которых закрепляются лопатки (паровыпускные патрубки F01D9/02); устройства для подогрева, теплоизоляции, охлаждения или устранения вибраций лопаток или несущих их элементов
(1525)
F01D5/28 Выбор специальных материалов; меры против эрозии или коррозии(141)
Изобретение относится к области энергетического машиностроения и призвано защищать рабочие лопатки последних ступеней конденсационных паровых турбин от влажной паровой эрозии входных кромок указанных рабочих лопаток.
Изобретение относится к металлургии, а именно к литейным жаропрочным сплавам на основе никеля, предназначенным для литья деталей горячего тракта газотурбинных двигателей и установок, например монокристаллических рабочих лопаток турбины, работающих в газовой среде при высоких напряжениях и температурах до 1100°С.
Способ формирования компонента включает в себя смешивание порошкообразного основного материала и связующего с образованием смеси, формование смеси до желательной формы без плавления основного материала, удаление связующего из желательной формы с образованием каркаса, причем объем каркаса составляет основной материал на величину между 80 процентами и 95 процентами, и пропитывание каркаса материалом-депрессантом температуры плавления с образованием готового компонента, причем готовый компонент имеет менее чем однопроцентную пористость по объему.
Изобретение относится к металлургии, а именно к суперсплавам на никелевой основе для газовых турбин, в частности для стационарных лопаток или подвижных лопаток газовой турбины, например, в авиационно-космической отрасли промышленности.
Заявленная группа изобретений относится к лопаткам для газовых турбин с обеспечивающим улучшенные характеристики эрозионной и коррозионной стойкости покрытием, а также к другим компонентам газовых турбин с таким покрытием.
Изобретение относится к детали турбины, такой как лопатка турбины или, например, лопатка соплового аппарата, содержащей подложку, выполненную из монокристаллического суперсплава на основе никеля, содержащего рений и/или рутений, а также фазу γ’-Ni3Al, преобладающую в объёме, и фазу γ-Ni, при этом деталь содержит также подслой из металлического суперсплава на основе никеля, покрывающего подложку.
Изобретение относится к области металлургии, а именно к жаропрочным деформируемым сплавам на основе никеля, и может быть использовано для изготовления деталей и компонентов газотурбинных двигателей, энергетических установок, силовых машин, работающих длительно при температурах от 600 до 800°С и вплоть до температуры 900°С.
Изобретение относится к металлургии, в частности к суперсплавам на никелевой основе для газовых турбин. Суперсплав на никелевой основе содержит в мас.%: от 4,0 до 5,5 рения, от 1,0 до 3,0 рутения, от 2,0 до 14,0 кобальта, от 0,30 до 1,00 молибдена, от 3,0 до 5,0 хрома, от 2,5 до 4,0 вольфрама, от 4,5 до 6,5 алюминия, от 0,50 до 1,50 титана, от 8,0 до 9,0 тантала, от 0,15 до 0,30 гафния, от 0,05 до 0,15 кремния, остальное - никель и неизбежные примеси, при этом он имеет монокристаллическую структуру, включающую диспергированные в γ-матрице выделения γ'-Ni3(Al, Ti, Ta) с размером 300-500 нм в количестве 50-70 об.%.
Изобретение относится к порошковой металлургии, в частности к изготовлению детали турбины. Может использоваться для изготовления рабочей лопатки турбины или лопатки соплового аппарата.
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к конструкции сопловых лопаток турбины газотурбинного двигателя (ГТД). Сопловая лопатка турбины ГТД содержит наружный аэродинамический профиль, выполненный из керамического материала, полый металлический дефлектор и установленный между ними промежуточный дефлектор, снабженный выступами на наружной и внутренней поверхностях, образующими с противолежащими поверхностями каналы для охлаждающего воздуха.
Изобретение относится к детали турбины, содержащей подложку из монокристаллического суперсплава на основе никеля, содержащего рений, который имеет фазу у-y’-Ni и среднюю массовую долю хрома менее 0,08, покрывающий подложку подслой из металлического суперсплава на основе никеля, отличающейся тем, что подслой из металлического суперсплава содержит, по меньшей мере, алюминий, никель, хром, кремний, гафний и имеет фазу y’-Ni3Al в преобладающем объёме.
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано в авиационном двигателестроении и энергетическом турбостроении для защиты пера рабочих лопаток компрессора газотурбинного двигателя из титановых сплавов.
Изобретение относится к способу изготовления детали из композитного материала. Способ включает следующие этапы: нагнетание внутрь волокнистой структуры шликера, содержащего, по меньшей мере, порошок из огнеупорных керамических частиц или из частиц огнеупорного керамического предшественника в виде взвеси в жидкой фазе; затем фильтрацию жидкой фазы шликера и задержание порошка из огнеупорных керамических частиц или частиц огнеупорного керамического предшественника внутри указанной структуры для получения предварительно отформованной волокнистой заготовки с наполнением из огнеупорных керамических частиц или частиц из огнеупорного керамического предшественника после уплотнения волокнистой структуры путём обработки огнеупорных керамических частиц в волокнистой структуре для формирования огнеупорной матрицы в этой структуре.
Настоящее изобретение относится к области защитных покрытий для теплоизоляции деталей авиационных или наземных газотурбинных двигателей, работающих в условиях высоких температур. Предложенная деталь с покрытием для газотурбинного двигателя содержит подложку (21) и, по меньшей мере, один слой (24), защищающий от алюмосиликатов кальция и магния (СМAS), расположенный на этой подложке (21).
Настоящее изобретение относится к области защитных покрытий для теплоизоляции деталей авиационных или наземных газотурбинных двигателей, работающих в условиях высоких температур. Предложенная деталь (20) с покрытием для газотурбинного двигателя содержит подложку (21) и, по меньшей мере, один защитный от алюмосиликатов кальция и магния (CMAS) слой (22) на подложке (21).
Изобретение относится к группе изобретений, содержащей деталь турбины и способ изготовления детали турбины. Деталь турбины содержит подложку из монокристаллического жаропрочного сплава на основе никеля и металлический подслой, покрывающий подложку.
Группа изобретений может быть использована для повышения надежности и увеличения ресурса рабочих лопаток последних ступеней паровых турбин путем припайки износостойкой стеллитовой накладки на входную кромку стальной рабочей лопатки паровой турбины.
Изобретение относится к способам импульсно-лазерной модификации и ионно-плазменного упрочнения поверхности и может быть использовано, например, в энергетическом машиностроении для защиты рабочих лопаток влажнопаровых ступеней турбин от износа, вызванного каплеударной эрозией.
Способ относится к машиностроению и двигателестроению и может быть использован для изготовления деталей сложной пространственной формы из труднообрабатываемых металлов и сплавов. Способ изготовления деталей сложной формы гибридным литейно-аддитивным методом, включающий селективную лазерную наплавку с помощью жаропрочных никелевых порошков, согласно изобретению характеризуется тем, что первоначально задают линейные размеры заготовки детали с припуском на величину ее термической деформации, затем по заданным размерам изготавливают заготовку детали селективной порошковой лазерной наплавкой с помощью управляющей программы, получают оболочковую заготовку с неспеченным порошком внутри, которую покрывают слоем газифицируемого материала путем окунания в ванну с толщиной покрытия, превышающей величину термической деформации, заготовку с покрытием после остывания обрабатывают на высокоточном станке с числовым программным управлением до размеров и требуемой шероховатости поверхности готовой детали, полученную заготовку покрывают жаропрочной керамической суспензией толщиной 6-8 мм путем окунания 8-9 раз в ванну, слой суспензии сушат воздушно-аммиачным способом при температуре 20-25°С при влажности 60-70%, затем заготовку с керамическим покрытием прокаливают при температуре 950-1000°С в течение не менее 4 ч, после чего заготовку в керамической форме помещают в индукционный плавильный комплекс, производят переплав неспеченного порошка при температуре 1200-1440°С в течение не менее 4 часов, получают деталь с заданными размерами, которую охлаждают на воздухе в течение 3-4 часов и освобождают от керамического покрытия.
Группа изобретений относится к устройству и способу для нанесения покрытия на одну или более деталей методом физического осаждения из газовой фазы (PVD). Устройство содержит по меньшей мере одну камеру подачи, по меньшей мере одну камеру для нанесения покрытия и по меньшей мере один манипулятор с держателем, к которому обеспечена возможность прикрепления одной или более деталей.
Осевая турбина // 2751085
Изобретение относится к области производства турбин. Предложен турбинный узел, содержащий осевую турбину, содержащую аксиально расположенную последовательность роторных секций 10, каждая из которых содержит внешнее кольцо 14 и роторные лопатки 2, при этом внешние кольца роторных секций соединяются для образования вращающегося внешнего корпуса, причем роторные секции выполнены из реакционно-связанного нитрида кремния.
Сплав с высокой стойкостью к окислению и применения для газовых турбин с использованием этого сплава // 2751039
Изобретение относится к металлургии, а именно к сплаву с высокой стойкостью к окислению, и может быть использовано при изготовлении компонентов газовой турбины. Сплав с высокой стойкостью к окислению содержит, мас.%: Со 9,00-9,50, W 9,30-9,70, Cr 8,00-8,70, Al от более 8,00 до 15,50, Ti 0,60-0,90, Та 2,80-3,30, Мо 0,40-0,60, Hf вплоть до 1,20, Ni - остальное.
Изобретение относится к металлургии, а именно к суперсплавам на основе никеля, и может быть использовано в авиационной промышленности, в частности, для изготовления монокристаллических лопаток газотурбинного двигателя.
Ремонт пайкой компонента турбомашины // 2740673
Группа изобретений может быть использована для конструктивного ремонта пайкой компонентов (1) газовой турбины на основе никеля с высоким содержанием гамма–штрих фазы. Поврежденный компонент размещают в печи и нагревают до первой температуры, которую поддерживают в течение установленного периода времени до охлаждения до около комнатной температуры.
Интерметаллический сплав на основе титана // 2730348
Изобретение относится к области металлургии, а именно к интерметаллическому сплаву на основе титана типа Ti2AlNb, и может быть использовано для изготовления деталей турбины летательного аппарата. Интерметаллический сплав на основе титана содержит, в ат.%: Al от 22 до 25, Nb от 20 до 22, металл M, выбранный из Mo, W, Hf и V, до 3, Si от 0,1 до 0,5, Ta от 0 до 2, Zr от 1 до 2, Fe+Ni ≤ 400 млн-1, остальное – Ti, при выполнении следующего условия: соотношение Al/Nb от 1,05 до 1,15.
Лопатка, способ изготовления лопатки и турбореактивный двигатель, содержащий такую лопатку // 2730201
Изобретение обеспечивает лопатку (16), содержащую тело (30) лопатки, выполненное из органического связующего композиционного материала, и экран (32) передней кромки, выполненный из материала, который противостоит точечным ударам лучше, чем композиционный материал тела (30) лопатки.
Сплав с высокой стойкостью к окислению и применения для газовых турбин с использованием этого сплава // 2729477
Изобретение относится к области металлургии, а именно к сплавам на основе никеля с высокой стойкостью к окислению и может быть использовано для изготовления компонентов газовой турбины с использованием аддитивных технологий.
Защитный элемент передней кромки // 2728673
Изобретение относится к области лопаток лопаточных машин и, в частности, к защитному элементу (32) передней кромки лопатки (16) лопаточной машины, при этом указанный защитный элемент (32) передней кромки содержит пластинку (34) корытца и пластинку (36) спинки.
Защитный элемент передней кромки // 2727940
Изобретение относится к области лопаток лопаточных машин и, в частности, к защитному элементу (32) передней кромки для лопатки (16) лопаточной машины, который проходит по высоте от нижнего конца (40) до верхнего конца (41), имеет наружную сторону (50), охватывающую переднюю кромку (18), и внутреннюю сторону (51), выполненную с возможностью крепления на корпусе (30) лопатки, и содержит пластинку (34) корытца, пластинку (36) спинки и центральный участок (38), соединяющий пластинку (34) корытца с пластинкой (36) спинки.
Защитный элемент передней кромки // 2727825
Изобретение относится к области лопаток лопаточных машин, и в частности к защитному элементу (32) передней кромки лопатки (16) лопаточной машины, который содержит пластинку (34) корытца и пластинку (36) спинки, каждая из которых проходит по высоте и по длине и которые соединены друг с другом по своей высоте, при этом пластинка (34) корытца имеет более значительную длину, чем пластинка (36) спинки на первом сегменте (S1) защитного элемента передней кромки, и равную или меньшую длины пластинки (36) спинки на втором сегменте (S2) защитного элемента (32) передней кромки.
Изобретение относится к направляющей лопатке (10) из композиционного материала для газотурбинного двигателя, при этом композиционный материал содержит волокнистый наполнитель, уплотненный матрицей, причем волокнистый наполнитель образован как цельный посредством трехмерного тканья и содержит перо (12) и, по меньшей мере, две крепежные лапы (14a, 14b, 24a, 24b, 26a), продолжающихся от радиального конца (16, 18) лопатки в направлении противоположных боковых поверхностей (12a, 12b) пера, при этом упомянутые крепежные лапы смещены в осевом направлении друг от друга.
Изобретение относится к способам получения металлических композиционных материалов на основе интерметаллида титана, армированных высокомодульными волокнами, применяемых в авиационной технике, в частности, для упрочнения элементов газотурбинных двигателей, а также относится к установкам для непрерывного изготовления тонкой полосы металломатричного композита.
Изобретение относится к области защитных покрытий деталей, работающих в высокотемпературных средах, в частности, изобретение применимо в тепловых барьерах для защиты деталей авиационных газовых турбин, изготовленных из суперсплавов.
Изобретение относится к деталям, сделанным из композиционного материала, содержащим твердое тело вместе с по меньшей мере одной платформой, присутствующей на одном из их концов. Такие детали, в частности, но не исключительно, относятся к лопаткам турбинного двигателя, имеющим встроенную внутреннюю и/или наружную платформы для турбинного сопла или для набора направляющих лопаток компрессора.
Композиционная лопатка компрессора осевой турбомашины содержит лопасть, проходящую в радиальном направлении в потоке турбомашины и включающую переднюю и заднюю кромки, а также основную часть между ними и усилительный элемент с расположенной выше по потоку частью, имеющей постоянную толщину и C-образное радиальное сечение и образующей переднюю кромку лопасти.
Соединение лазером cmc-слоев // 2711564
Изобретение относится к способу изготовления компонента газотурбинного двигателя, в частности лопатки газотурбинного двигателя. Способ включает пакетирование множества слоев композиционного керамического материала (СМС) вдоль металлического сердечника для образования пакета CMC-слоев, причем смежные краевые поверхности указанных слоев определяют внешнюю поверхность; аддитивное осаждение керамического материала в виде валика только на выбранные участки внешней поверхности для связывания вместе по меньшей мере некоторых из слоев на их соответствующих краевых поверхностях и осаждение верхнего слоя на внешней поверхности поверх валика.
Изобретение относится к способу изготовления композиционной сплошной детали в виде армирующего ребра для лопатки турбомашины и содержащая армирующую структуру из трехмерно сплетенных керамических волокон и матрицу из металла или сплава.
Неподвижный компонент турбомашины содержит корпус, имеющий базовую поверхность, которая обращена к вращающемуся компоненту турбомашины и имеет фигурные выступы, связующий слой и верхний слой. Связующий слой покрывает базовую поверхность корпуса, а покрывающий связующий слой выполнен из истираемого керамического материала.
Лопатка газовой турбины гтд-110м // 2700496
Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при изготовлении и ремонте лопаток, работающих в условиях воздействия газоабразивной эрозии. Лопатка газовой турбины ГТД-110М имеет нанесенный на ее поверхность методом высокоскоростного газопламенного напыления жаростойкий подслой толщиной 150-200 мкм и керамический термобарьерный слой.
Изобретение относится к волокнистой заготовке лопатки газотурбинного двигателя, а также к моноблочной лопатке, полученной посредством такой заготовки, лопаточному колесу и газотурбинному двигателю, содержащим такую лопатку.
Изобретение относится к заготовке лопатки газотурбинного двигателя, а также к моноблочной лопатке, которую можно выполнить посредством такой заготовки, к лопаточному колесу и к газотурбинному двигателю, содержащим такую лопатку.
Композитная турбинная лопатка газовой турбины содержит хвостовик для установки указанной лопатки в соответствующем периферийном установочном пазу ротора, перо, соединенное с хвостовиком, а также внутреннюю несущую структуру.
Способ защиты компонента турбомашины от эрозии при воздействии капель жидкости включает покрытие защитным слоем области поверхности компонента, испытывающей воздействие потока текучей среды, содержащей жидкую фазу и подвергаемой технологическому процессу в турбомашине.
Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Лопатка рабочего колеса ротора ТНД включает хвостовик и перо с выпукло-вогнутым профилем.
Изобретение относится к волокнистой заготовке для лопатки газотурбинного двигателя. Техническим результатом является повышение равномерности деформации полки лопатки под действием центробежной силы во время работы газотурбинного двигателя.
Изобретение относится к способу изготовления лопатки (100) газотурбинного двигателя из композиционного материала, содержащей волокнистое усиление, уплотненное матрицей. При этом способ включает в себя осуществление многослойного тканья для получения первой волокнистой заготовки (1) в виде единой детали.
Изобретение относится к элементу (1) вала турбомашины (2), способу его изготовления и турбомашине (2) с элементом (1) вала. Элемент вала имеет по меньшей мере два соединенных неразъёмно друг с другом с помощью сварного шва (23) участка (15, 16) вала.
Группа изобретений относится к способу изготовления двухкомпонентной лопасти для газотурбинного двигателя, к лопасти для газотурбинного двигателя и газотурбинному двигателю. Способ включает последовательные стадии: получение профиля (24) лопасти, изготовленной из керамического материала и имеющей отверстие, проходящее насквозь через профиль лопасти в направлении ее длины, таким образом, что получается продольный канал (28) и открывается в верхнюю полость (26a).
Композитная лопатка компрессора // 2686644
Композитная лопатка компрессора содержит втулку, на которой закреплены ленты армирующего материала, пропитанные связующим веществом. Внутри втулки имеется вкладыш из антифрикционного материала.
Изобретение относится к способу получения многослойного защитного покрытия на лопатках моноколеса из титанового сплава от пылеабразивной эрозии и может быть использовано в авиационном двигателестроении и энергетическом турбостроению.
