Способ нанесения теплозащитного покрытия на охлаждаемую лопатку газовой турбины

 

1. Способ нанесения теплозащитного покрытия на охлаждаемую лопатку газовой турбины путем нагрева лопатки в вакууме, нанесения на ее поверхность металлического подслоя с последующей шлифовкой, нанесения керамического слоя и термообработки, отличающийся тем, что, с целью повышения надежности при нанесении покрытия на лопатку с внутренней полостью и каналами перфорации, предварительно обрабатывают внутреннюю поверхность пера и каналов путем подачи под давлением абразивной жидкости попеременно в противоположных направлениях, затем покрывают диффузионным слоем Ni Cr Al Y, промывают водой под давлением с последующей виброполировкой и шлифовкой внешней поверхности лопатки.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что обработку абразивной жидкостью внутренней полости и каналов осуществляют раздельно.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что керамический слой на лопатку наносят отдельными участками.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что на поверхность каждого канала дополнительно после диффузионного слоя наносят конденсированный слой Ni Cr Al Y и слой стабилизированного диоксида циркония.

5. Способ по п.4, отличающийся тем, что диффузионный слой содержит, %: хром 3-10, алюминий 12-20, иттрий 0,3-2; никель остальное, а конденсированный слой содержит, %: хром 10-25, алюминий 6-20; иттрий 0,1-1,5; никель остальное.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может быть использовано в авиационных двигателях

Изобретение относится к транспортному машиностроению и может быть использовано в газовых турбинах авиационных двигателей

Изобретение относится к области транспортного машиностроения и может быть использовано в газовых турбиных авиационных двигателей

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано при проектировании и модернизации паровых турбин

Изобретение относится к транспортному машиностроению и может быть использовано в газовых турбинах авиационных двигателей

Изобретение относится к паротурбостроению и позволяет повысить надежность и эффективность охлаждения ротора 1 (Р) паровой турбины при переменных режимах путем исключения несоответствия между тепловым состоянием Р 1 и расходом охлаждающего пара (П)

Изобретение относится к области энергетического машиностроения и, в частности к охлаждаемым газовым турбинам

Изобретение относится к турбостроению и может быть использовано для охлаждения высокотемпературных роторов паровых турбин

Изобретение относится к газотурбостроению, в частности к турбинам, реактивным и ракетным двигателям, магнитогазо(гидро)динамическим (МГД) генераторам, где используются трубы, сопла, лопатки, внутри которых протекают или которые обтекают раскаленные газ или плазма

Изобретение относится к области турбиностроения

Изобретение относится к области турбостроения, а более конкретно к турбинам газотурбинных двигателей

Изобретение относится к области турбиностроения и может быть использовано при проектировании и модернизации паровых турбин

Изобретение относится к газотурбинным установкам промышленного назначения

Изобретение относится к турбине, в частности к паровой турбине, и к способу охлаждения одного или нескольких компонентов турбины

Изобретение относится к турбинному валу, который проходит вдоль главной оси и имеет внешнюю поверхность, а также к способу охлаждения турбинного вала
Наверх