RU2353779C2 - Bedded-in coating of turbomachine element and method for its manufacture - Google Patents
Bedded-in coating of turbomachine element and method for its manufacture Download PDFInfo
- Publication number
- RU2353779C2 RU2353779C2 RU2007105852/06A RU2007105852A RU2353779C2 RU 2353779 C2 RU2353779 C2 RU 2353779C2 RU 2007105852/06 A RU2007105852/06 A RU 2007105852/06A RU 2007105852 A RU2007105852 A RU 2007105852A RU 2353779 C2 RU2353779 C2 RU 2353779C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- layer
- coating
- honeycomb structure
- filler
- cells
- Prior art date
Links
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 title claims abstract description 64
- 238000000576 coating method Methods 0.000 title claims abstract description 64
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 239000000463 material Substances 0.000 claims abstract description 24
- 239000000945 filler Substances 0.000 claims abstract description 23
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 32
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 29
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical compound O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 25
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims description 20
- 235000019353 potassium silicate Nutrition 0.000 claims description 19
- 239000011195 cermet Substances 0.000 claims description 17
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 12
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 claims description 12
- PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N aluminium oxide Inorganic materials [O-2].[O-2].[O-2].[Al+3].[Al+3] PNEYBMLMFCGWSK-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 11
- MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N ZrO2 Inorganic materials O=[Zr]=O MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 10
- 239000002253 acid Substances 0.000 claims description 10
- RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N oxygen(2-);zirconium(4+) Chemical compound [O-2].[O-2].[Zr+4] RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 10
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 claims description 10
- 239000000454 talc Substances 0.000 claims description 10
- 229910052623 talc Inorganic materials 0.000 claims description 10
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 7
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 238000009413 insulation Methods 0.000 abstract 1
- 238000007669 thermal treatment Methods 0.000 abstract 1
- 210000004027 cell Anatomy 0.000 description 26
- 235000020637 scallop Nutrition 0.000 description 9
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 6
- 238000001035 drying Methods 0.000 description 6
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 6
- 241000237509 Patinopecten sp. Species 0.000 description 5
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 description 5
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 description 5
- 241000237503 Pectinidae Species 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 238000001354 calcination Methods 0.000 description 4
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 4
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 210000002421 cell wall Anatomy 0.000 description 3
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 3
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 3
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 3
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 3
- 230000009974 thixotropic effect Effects 0.000 description 3
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910019142 PO4 Inorganic materials 0.000 description 2
- NBIIXXVUZAFLBC-UHFFFAOYSA-N Phosphoric acid Chemical compound OP(O)(O)=O NBIIXXVUZAFLBC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000005299 abrasion Methods 0.000 description 2
- 230000002378 acidificating effect Effects 0.000 description 2
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 2
- 230000032798 delamination Effects 0.000 description 2
- 239000008187 granular material Substances 0.000 description 2
- 229910052500 inorganic mineral Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011707 mineral Substances 0.000 description 2
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 2
- 239000010452 phosphate Substances 0.000 description 2
- NBIIXXVUZAFLBC-UHFFFAOYSA-K phosphate Chemical compound [O-]P([O-])([O-])=O NBIIXXVUZAFLBC-UHFFFAOYSA-K 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 238000005245 sintering Methods 0.000 description 2
- NTHWMYGWWRZVTN-UHFFFAOYSA-N sodium silicate Chemical compound [Na+].[Na+].[O-][Si]([O-])=O NTHWMYGWWRZVTN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910000679 solder Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 2
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 2
- 230000008961 swelling Effects 0.000 description 2
- 229910052582 BN Inorganic materials 0.000 description 1
- PZNSFCLAULLKQX-UHFFFAOYSA-N Boron nitride Chemical compound N#B PZNSFCLAULLKQX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N Chromium Chemical compound [Cr] VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 description 1
- 229910000147 aluminium phosphate Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011651 chromium Substances 0.000 description 1
- 210000001520 comb Anatomy 0.000 description 1
- 238000005056 compaction Methods 0.000 description 1
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 230000008034 disappearance Effects 0.000 description 1
- 238000005553 drilling Methods 0.000 description 1
- 238000001704 evaporation Methods 0.000 description 1
- 230000008020 evaporation Effects 0.000 description 1
- 238000011049 filling Methods 0.000 description 1
- 239000011888 foil Substances 0.000 description 1
- 238000001746 injection moulding Methods 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000011068 loading method Methods 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000011089 mechanical engineering Methods 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000003647 oxidation Effects 0.000 description 1
- 238000007254 oxidation reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002694 phosphate binding agent Substances 0.000 description 1
- 239000004033 plastic Substances 0.000 description 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 1
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к машиностроению, в частности к уплотнениям зазоров проточной части турбомашин, длительно работающих в условиях высоких температур и высокочастотных вибраций.The invention relates to mechanical engineering, in particular to the seals of the gaps of the flowing part of turbomachines, long working in conditions of high temperatures and high-frequency vibrations.
Известно лабиринтное уплотнение радиального зазора турбомашин с прирабатываемым покрытием на статоре турбомашины (патент РФ №2033527, кл. F01D 11/08, опубл. 20.04.1995). В этом устройстве покрытие выполнено в виде жестко соединенного со статором слоя сотовой структуры. На роторе выполнены гребешки, соприкосновение острых кромок которых с ответной сотовой структурой при некоторых режимах работы неизбежно. При этом острые кромки гребешков притупляются, и эффективность уплотнения снижается.The labyrinth seal of the radial clearance of turbomachines with run-in coating on the stator of the turbomachine is known (RF patent No. 2033527, class F01D 11/08, publ. 04/20/1995). In this device, the coating is made in the form of a layer of honeycomb structure rigidly connected to the stator. Scallops are made on the rotor, the contact of the sharp edges of which with the reciprocal honeycomb structure is inevitable under certain operating conditions. In this case, the sharp edges of the scallops become blunt, and the sealing efficiency is reduced.
Слой сотовой структуры может быть закреплен на элементе турбомашины методом сварки или пайки (например, патент РФ №2277637, кл. F01D 11/08, опубл. 06.10.2006).The honeycomb layer can be fixed on the element of the turbomachine by welding or soldering (for example, RF patent No. 2277637, class F01D 11/08, publ. 06.10.2006).
Сотовая структура обычно изготавливается из стальной жаростойкой фольги, процесс изготовления сложен, трудоемок, с большими временными затратами. Слой сотовой структуры также может быть образован сверлением, прожигом или при изготовлении изделия литьем. В этом случае стенки ячеек толстые, что выдвигает более жесткие требования к материалу гребешка.The honeycomb structure is usually made of heat-resistant steel foil, the manufacturing process is complex, time-consuming, with great time costs. The honeycomb layer may also be formed by drilling, burning, or by casting. In this case, the cell walls are thick, which puts forward more stringent requirements for the material of the scallop.
Ячейки сотовой структуры могут иметь различные форму и размер площади поперечного сечения, глубину и толщину стенок.Cells of the honeycomb structure may have various shapes and sizes of cross-sectional areas, depth and wall thickness.
Слой сотовой структуры может быть соединен как с кольцевым элементом турбомашины, так и с отдельными, образующими кольцо вставками и может быть ограничен боковыми стенками (например, патент РФ №2287063, кл. F01D 11/08, опубл. 06.10.2006).The honeycomb layer can be connected both with the annular element of the turbomachine, and with individual inserts forming a ring and can be limited by the side walls (for example, RF patent No. 2287063, class F01D 11/08, published on October 6, 2006).
Указанные устройства недостаточно эффективны и, кроме того, недостаточно надежны из-за возможности отрыва слоя сотовой структуры по паяному соединению, а также непригодности при длительной эксплуатации при высоких температурах рабочего тела из-за окисления.These devices are not effective enough and, in addition, not reliable due to the possibility of tearing off the honeycomb layer by solder connection, as well as unsuitability for prolonged use at high temperatures of the working fluid due to oxidation.
Недостатком изготовления слоя сотовой структуры литьем или электроэрозионной обработкой является сильный износ гребешков из-за большой толщины стенок ячеек и их высокой прочности.The disadvantage of manufacturing a layer of honeycomb structure by injection molding or EDM is the strong wear of the combs due to the large thickness of the cell walls and their high strength.
Дальнейшее сокращение утечек рабочего тела было бы возможно при замене слоя сотовой структуры на надежно скрепленный с элементом турбомашины сплошной прирабатываемый слой с твердостью и абразивностью, допускающими врезание в него гребешка и исключающими его истирание при работе. Однако выполнение прирабатываемого покрытия в виде сплошного слоя из композиционного материала с требуемыми характеристиками, адгезионно скрепленного с элементом турбины, нереализуемо из-за практической невозможности обеспечения равных коэффициентов линейного температурного расширения прирабатываемого слоя и элемента турбомашины во всем температурном диапазоне эксплуатации изделия, что приводит к растрескиванию слоя и отслоению.A further reduction in the leakage of the working fluid would be possible if the layer of the honeycomb structure was replaced by a solid run-in layer with hardness and abrasion that was securely bonded to the turbomachine element, allowing the scallop to be inserted into it and excluding its abrasion during operation. However, the implementation of the running-in coating in the form of a continuous layer of composite material with the required characteristics, adhesive bonded to the turbine element, is not feasible due to the practical impossibility of ensuring equal coefficients of linear thermal expansion of the run-in layer and the turbomachine element in the entire temperature range of the product, which leads to cracking of the layer and peeling.
Наиболее близким к заявленному является прирабатываемое (истираемое) покрытие, содержащее слой сотовой структуры, которая жестко соединена с элементом турбомашины и ячейки которой заполнены наполнителем (патент РФ №2039631, кл. B22F 3/10, опубл. 20.07.1995).Closest to the claimed is a run-in (abrasive) coating containing a layer of honeycomb structure that is rigidly connected to the turbomachine element and whose cells are filled with filler (RF patent No. 2039631, class B22F 3/10, publ. 07.20.1995).
Ячейки сотовой структуры заполнены гранулами размером 0,25-0,8 мм следующего химического состава, мас.%:Cells of the honeycomb structure are filled with granules with a size of 0.25-0.8 mm of the following chemical composition, wt.%:
Соединение гранул со стенками ячеек и элементом турбомашины осуществлено спеканием в вакууме или защитной среде. Такое прирабатываемое покрытие сложно в изготовлении, кроме того, наличие в нем сотовой структуры ведет к износу или повреждению гребешков, что выдвигает высокие требования к материалу гребешка и задаче по их выполнению.The granules are connected to the cell walls and the turbomachine element by sintering in a vacuum or protective medium. Such a break-in coating is difficult to manufacture, in addition, the presence of a honeycomb structure in it leads to wear or damage to the scallops, which makes high demands on the scallop material and the task of their implementation.
В указанном патенте покрытие названо истираемым, однако точнее его назвать прирабатываемым, поскольку при работе турбомашины может не только истираться, но и прорезаться.In the said patent, the coating is called abradable, but rather it is called run-in, since during the operation of the turbomachine it can not only wear out, but also cut through.
Техническим результатом заявленного изобретения является повышение эффективности уплотнения радиальных зазоров, повышение надежности прирабатываемого покрытия в диапазоне температур до 1300°С, обеспечение теплоизолирующих свойств покрытия и обеспечение его ремонтопригодности.The technical result of the claimed invention is to increase the sealing efficiency of radial gaps, increase the reliability of the break-in coating in the temperature range up to 1300 ° C, ensure the heat-insulating properties of the coating and ensure its maintainability.
Технический результат достигается в прирабатываемом покрытии элемента турбомашины, содержащем слой сотовой структуры, которая жестко соединена с элементом турбомашины и ячейки которой заполнены наполнителем, и дополнительный прирабатываемый слой материала, адгезионно соединенный со слоем сотовой структуры.The technical result is achieved in the running-in coating of the element of the turbomachine, containing a layer of honeycomb structure that is rigidly connected to the element of the turbomachine and whose cells are filled with filler, and an additional run-in layer of material, adhesive connected to the layer of the honeycomb structure.
В качестве наполнителя ячеек сотовой структуры может быть использована металлокерамика следующего исходного состава, мас.%:As a filler of cells of a honeycomb structure, cermet of the following initial composition can be used, wt.%:
или керамика следующего исходного состава, мас.%:or ceramics of the following initial composition, wt.%:
или керамика следующего исходного состава, мас.%:or ceramics of the following initial composition, wt.%:
а в качестве материала для формования дополнительного прирабатываемого слоя может быть использована металлокерамика следующего исходного состава, мас.%:and as a material for forming an additional run-in layer, cermet of the following initial composition can be used, wt.%:
что обеспечивает теплостойкость покрытия в диапазоне температур до 1000°С в течение длительного времени.which provides heat resistance of the coating in the temperature range up to 1000 ° C for a long time.
В качестве наполнителя ячеек сотовой структуры и в качестве материала для формования дополнительного прирабатываемого слоя может быть использована металлокерамика следующего исходного состава, мас.%:As a filler of cells of a honeycomb structure and as a material for molding an additional run-in layer, cermet of the following initial composition can be used, wt.%:
что обеспечивает теплостойкость покрытия в диапазоне температур до 1300°С в течение длительного времени.which ensures heat resistance of the coating in the temperature range up to 1300 ° C for a long time.
В дополнительном прирабатываемом слое могут быть выполнены компенсационные прорези, что предотвращает появление трещин на прирабатываемом слое.In the additional run-in layer, compensation slots can be made, which prevents the occurrence of cracks in the run-in layer.
Толщина дополнительного прирабатываемого слоя может составлять 1,5-2,0 толщины слоя сотовой структуры, что позволяет исключить контакт гребешка с сотовой структурой.The thickness of the additional run-in layer can be 1.5-2.0 thicknesses of the layer of honeycomb structure, which eliminates the contact of the comb with the honeycomb structure.
Известен способ изготовления прирабатываемого покрытия элемента турбомашины, заключающийся в том, что обеспечивают жесткое соединение сотовой структуры с элементом турбомашины путем пайки (патент РФ №2277637, кл. F01D 11/08, опубл. 06.10.2006).A known method of manufacturing the break-in coating of a turbomachine element, which consists in providing a rigid connection of the honeycomb structure with a turbomachine element by soldering (RF patent No. 2277637, class F01D 11/08, publ. 06.10.2006).
Изобретение рассматривает материалы и геометрию сотовой структуры, обеспечивающие высокую долговременную размерную стабильность при высокой температуре.The invention considers the materials and geometry of the honeycomb structure, providing high long-term dimensional stability at high temperature.
Покрытие, изготовленное таким способом, недостаточно надежно из-за возможности отрыва слоя сотовой структуры по паяному соединению.A coating made in this way is not reliable due to the possibility of tearing off the honeycomb layer through a solder joint.
Наиболее близким к заявленному является способ изготовления прирабатываемого покрытия элемента турбомашины, заключающийся в том, что обеспечивают жесткое соединение сотовой структуры с элементом турбомашины, после чего ячейки сотовой структуры заполняют наполнителем и проводят термообработку полученного слоя (патент РФ №2039631, кл. B22F 3/10, опубл. 20.07.1995).Closest to the claimed one is a method of making a break-in coating for a turbomachine element, which consists in providing a rigid connection of the honeycomb structure with the turbomachine element, after which the honeycomb structure cells are filled with filler and the resulting layer is heat treated (RF patent No. 2039631, class B22F 3/10 published on 07.20.1995).
Этот способ достаточно сложен и не позволяет получить покрытие с хорошими эксплуатационными свойствами, поскольку наличие в нем сотовой структуры ведет к износу и повреждению гребешков.This method is quite complicated and does not allow to obtain a coating with good performance properties, since the presence of a honeycomb structure in it leads to wear and damage to the scallops.
Техническим результатом заявленного изобретения является повышение эффективности уплотнения радиальных зазоров, повышение надежности прирабатываемого покрытия в диапазоне температур до 1300°С, обеспечение теплоизолирующих свойств покрытия и обеспечение его ремонтопригодности.The technical result of the claimed invention is to increase the sealing efficiency of radial gaps, increase the reliability of the break-in coating in the temperature range up to 1300 ° C, ensure the heat-insulating properties of the coating and ensure its maintainability.
Технический результат достигается в способе изготовления прирабатываемого покрытия элемента турбомашины, заключающемся в том, что обеспечивают жесткое соединение сотовой структуры с элементом турбомашины, после чего ячейки сотовой структуры заполняют наполнителем, на полученном слое сотовой структуры формуют дополнительный прирабатываемый слой материала и проводят термообработку покрытия.The technical result is achieved in a method for manufacturing a running-in coating of a turbomachine element, which consists in providing a rigid connection between the honeycomb structure and the turbomachine element, after which the honeycomb structure cells are filled with filler, an additional run-in layer of material is formed on the obtained layer of the honeycomb structure and the coating is heat treated.
Перед формованием дополнительного прирабатываемого слоя могут проводить промежуточную термообработку слоя сотовой структуры с наполнителем, что повышает качество покрытия.Before forming an additional run-in layer, intermediate heat treatment of the honeycomb layer with filler can be carried out, which improves the quality of the coating.
В качестве наполнителя ячеек сотовой структуры могут использовать металлокерамику следующего исходного состава, мас.%:As a filler of cells of a honeycomb structure, cermet of the following initial composition can be used, wt.%:
или керамику следующего исходного состава, мас.%:or ceramics of the following initial composition, wt.%:
или керамику следующего исходного состава, мас.%:or ceramics of the following initial composition, wt.%:
а в качестве материала для формования дополнительного прирабатываемого слоя могут использовать металлокерамику следующего исходного состава, мас.%:and as a material for forming an additional run-in layer, cermet of the following initial composition can be used, wt.%:
что позволяет изготовить покрытие, обладающее теплостойкостью в диапазоне температур до 1000°С в течение длительного времени.that allows you to make a coating with heat resistance in the temperature range up to 1000 ° C for a long time.
В качестве наполнителя ячеек сотовой структуры и в качестве материала для формования дополнительного прирабатываемого слоя могут использовать металлокерамику следующего исходного состава, мас.%:As a filler of cells of a honeycomb structure and as a material for molding an additional run-in layer, cermet of the following initial composition can be used, wt.%:
что позволяет изготовить покрытие, обладающее теплостойкостью в диапазоне температур до 1300°С в течение длительного времени.that allows you to make a coating with heat resistance in the temperature range up to 1300 ° C for a long time.
В дополнительном прирабатываемом слое перед термообработкой покрытия могут выполнять компенсационные прорези, что предотвращает возникновение поперечных трещин на прирабатываемом слое.In the additional run-in layer, before the heat treatment of the coating, compensation slots can be made, which prevents the occurrence of transverse cracks in the run-in layer.
После термообработки покрытия компенсационные прорези могут заполнять материалом для формования дополнительного прирабатываемого слоя, после чего проводят дополнительную термообработку, что обеспечивает сплошность покрытия.After heat treatment of the coating, compensation slots can be filled with material to form an additional run-in layer, after which additional heat treatment is carried out, which ensures the continuity of the coating.
Перед термообработкой покрытия по его краям могут выполнять фаски до слоя сотовой структуры, что исключает отслоение кромок прирабатываемого слоя.Before heat treatment of the coating along its edges, chamfers to the honeycomb layer can be performed, which eliminates the delamination of the edges of the run-in layer.
Для термообработки покрытия слоя сотовой структуры с наполнителем и для термообработки покрытия с заполненными прорезями используют ступенчатый нагрев до температуры, не превышающей рабочую температуру элемента турбомашины, что обеспечивает высокую прочность адгезионного соединения и его сохранность в процессе эксплуатации.For heat treatment of a coating of a honeycomb layer with a filler and for heat treatment of a coating with filled slots, stepwise heating is used to a temperature not exceeding the operating temperature of the turbomachine element, which ensures high adhesion strength and its safety during operation.
Исходя из температурных условий (800°С-1300°С) эксплуатации газотурбинных двигателей (ГТД) для формования прирабатываемого покрытия могут быть применены только композиционные материалы и только на основе минеральных связующих (например, жидкое стекло, фосфатные клеи) и высокотеплостойких минеральных и металлических наполнителей.Based on the temperature conditions (800 ° С-1300 ° С) of the operation of gas turbine engines (GTE), only composite materials and only based on mineral binders (for example, liquid glass, phosphate adhesives) and highly heat-resistant mineral and metal fillers can be used to form the running-in coating. .
Жидкое стекло и фосфатные клеи водосодержащие, обладают высокой адгезией к конструкционным сталям, композиционные материалы на их основе - необходимой теплостойкостью (1000°С - на основе жидкого стекла, 1300°С - на основе алюмофосфатных связующих). В исходном состоянии это тиксотропные пасты, обеспечивающие заполнение ячеек сотовой структуры и нанесение прирабатываемого слоя на слой сотовой структуры простым методом шпаклевания при нормальных условиях. После термообработки (сушки и прокаливания) - это керамика и металлокерамика.Water glass and phosphate adhesives are water-containing, have high adhesion to structural steels, composite materials based on them have the necessary heat resistance (1000 ° C based on water glass, 1300 ° C based on aluminophosphate binders). In the initial state, these are thixotropic pastes, which fill the cells of the honeycomb structure and apply the run-in layer on the honeycomb layer with a simple putty method under normal conditions. After heat treatment (drying and calcination), these are ceramics and cermets.
Опытным путем установлено, что ячейки сотовой структуры могут быть заполнены как металлокерамикой, так и керамикой, изготовленными из исходных компонентов, в то время как прирабатываемый слой может быть только из металлокерамики. Керамические слои, изготовленные из исходных компонентов, не удерживаются на сотовой структуре независимо от того, заполнены ячейки керамикой или металлокерамикой.It has been experimentally established that cells of the honeycomb structure can be filled with both cermets and ceramics made from the starting components, while the break-in layer can only be made from cermets. Ceramic layers made from the starting components are not held onto the honeycomb structure regardless of whether the cells are filled with ceramic or cermet.
Для обеспечения высокой адгезионной прочности скрепления прирабатываемого покрытия и его сохранности в процессе эксплуатации требуются определенные режимы сушки и прокаливания, что обусловлено усадками материала за счет испарения воды и при спекании при высокой температуре.To ensure high adhesion strength of the bonding of the undermining coating and its safety during operation, certain drying and calcination modes are required, which is due to shrinkage of the material due to the evaporation of water and during sintering at high temperature.
На кольцевых элементах турбомашины при сушке и прокаливании прирабатываемого слоя между прирабатываемым слоем и слоем сотовой структуры возникают отрывные усилия, приводящие к образованию поперечных трещин из-за температурной деформации кольцевого элемента турбомашины. Чем больше диаметр кольцевого элемента, тем мягче условия для обеспечения адгезионной связи и сохранности слоя.On the ring elements of the turbomachine, during drying and calcination of the run-in layer between the run-in layer and the layer of the honeycomb structure, tear-off forces arise, leading to the formation of transverse cracks due to thermal deformation of the ring element of the turbomachine. The larger the diameter of the annular element, the milder the conditions to ensure adhesion and preservation of the layer.
При высокой адгезионной прочности скрепления прирабатываемого слоя со слоем сотовой структуры отслоения не происходит, но происходит разделение прирабатываемого слоя на фрагменты поперечными трещинами, образующимися в местах наибольшего напряжения.With high adhesive strength, the bonding of the run-in layer to the layer of the honeycomb structure does not exfoliate, but the break-in layer is divided into fragments by transverse cracks that form at the points of greatest stress.
Для исключения таких напряжений необходимо перед сушкой и прокаливанием искусственно разделять слой на фрагменты компенсационными прорезями. Длина фрагментов зависит от диаметра кольцевого элемента и устанавливается экспериментально. Прорези не оказывают существенного влияния на переток рабочего тела, но могут быть заполнены той же металлокерамикой.To eliminate such stresses, it is necessary to artificially separate the layer into fragments with compensation slots before drying and calcining. The length of the fragments depends on the diameter of the annular element and is established experimentally. Slots do not significantly affect the flow of the working fluid, but can be filled with the same cermet.
Характерной особенностью водосодержащих жидких стекол и кислых алюмофосфатов, как связующих композиционных материалов, является образование при сушке на поверхности слоя пленки, затрудняющей эвакуацию паров воды при нагревании слоя.A characteristic feature of water-containing liquid glasses and acidic aluminophosphates, as binding composite materials, is the formation of a film upon drying on the surface of the layer, which impedes the evacuation of water vapor when the layer is heated.
В связи с этим сушка столбиков материала (металлокерамики или керамики) в ячейках сотовой структуры и дополнительного прирабатываемого слоя должна осуществляться при ступенчатом нагреве до температуры, не превышающей рабочую температуру элемента турбомашины. Ступенчатый нагрев предотвращает вспучивание.In this regard, the drying of material columns (cermets or ceramics) in the cells of the honeycomb structure and an additional run-in layer should be carried out with step heating to a temperature not exceeding the operating temperature of the turbomachine element. Step heating prevents swelling.
Сущность изобретения поясняется конкретными примерами выполнения покрытия и чертежами фиг.1-3, где:The invention is illustrated by specific examples of the execution of the coating and the drawings of figures 1-3, where:
на фиг.1 показан элемент турбомашины с прирабатываемым покрытием;figure 1 shows an element of a turbomachine with running-in coating;
на фиг.2 - прирабатываемый слой с прорезями;figure 2 - run-in layer with slots;
на фиг.3 - скребок - шаблон для нанесения прирабатываемого слоя.figure 3 - scraper - template for applying the break-in layer.
Прирабатываемое покрытие на элементе 1 турбомашины содержит жестко соединенный с элементом 1 слой 2 сотовой структуры. Ячейки 3 слоя 2 сотовой структуры заполнены наполнителем. На слое 2 сотовой структуры сформован дополнительный прирабатываемый слой 4 материала, адгезионно соединенный со слоем 2 сотовой структуры. Толщина t дополнительного прирабатываемого слоя 4 составляет от 1,5 до 2,0 толщины f слоя 2 сотовой структуры.The break-in coating on the
В качестве элементов турбомашины были использованы элементы газотурбинного двигателя (ГТД), а именно вставки и внутренние кольца газогенератора ГТД, а также проставки ГТД.As elements of a turbomachine, elements of a gas turbine engine (GTE) were used, namely, inserts and inner rings of a GTE gas generator, as well as GTE spacers.
Для получения слоя 2 сотовой структуры использовали варианты сотовых пластин с ячейками различных величин глубины (от 1,5 до 4 мм), расстояния между стенками (от 0,8 до 4 мм), толщины стенок (от 0,1 до 0,3 мм), ширины сотовой пластины (от 9,5 до 25 мм) на элементах различного диаметра (от 120 до 440 мм).To obtain
Пример 1.Example 1
Ячейки 3 сотовой структуры заполняли металлокерамикой следующего исходного состава, мас.%:Cells 3 of the honeycomb structure were filled with cermet of the following initial composition, wt.%:
В исходном состоянии это плотная пластичная масса, которая хорошо прессуется при вдавливании стальным шпателем. После заполнения ячеек 3 проводили промежуточную термообработку полученного слоя при ступенчатом нагреве до температуры 850°С, после чего охлаждали в печи. При термообработке растрескивания, вспучивания, отслоения столбиков в ячейках 3 нет.In the initial state, it is a dense plastic mass that is well pressed when pressed with a steel spatula. After filling the cells 3, an intermediate heat treatment of the obtained layer was carried out with stepwise heating to a temperature of 850 ° C, after which it was cooled in an oven. During heat treatment, there is no cracking, swelling, peeling of columns in cells 3.
После термообработки на слое 2 сотовой структуры формовали дополнительный прирабатываемый слой 4 из металлокерамики следующего исходного состава, мас.%:After heat treatment on
В исходном состоянии это мягкая тиксотропная паста, которая хорошо наносится на слой 2 сотовой структуры тонким слоем и послойно. Необходимый слой пасты хорошо формуется скребком-шаблоном 5. При протягивании шаблона 5 вдоль слоя 2 сотовой структуры срезали избыточное количество пасты. Получаемый слой 4 имеет ровную поверхность и фаски 6 по краям. Скребок-шаблон 5 сконструирован так, чтобы прирабатываемый слой 4 укладывался только на поверхность слоя 2 сотовой структуры, не затрагивая гладкого металлического обрамления слоя 2 сотовой структуры для исключения возможности отслоения кромок прирабатываемого слоя 4.In the initial state, this is a soft thixotropic paste, which is well applied to
После формования дополнительного прирабатываемого слоя 4 в нем выполняли прорези 7, после чего проводили термообработку покрытия по тому же режиму, что и термообработку слоя 2 сотовой структуры.After forming an additional run-in
После термообработки покрытия прорези 7 заполняли металлокерамикой, используемой для формования слоя 4, и проводили дополнительную термообработку.After heat treatment of the coating, the
Полученное покрытие обладает теплостойкостью в диапазоне температур до 1000°С в течение длительного времени.The resulting coating has heat resistance in the temperature range up to 1000 ° C for a long time.
Пример 2.Example 2
Ячейки 3 слоя 2 сотовой структуры заполняли керамикой, при этом слой 2 приобретал теплоизолирующие свойства.Cells 3 of
Исходный состав керамики, мас.%:The initial composition of the ceramics, wt.%:
Масса хорошо запрессовывается в ячейки стальным шпателем.The mass is well pressed into the cells with a steel spatula.
После термообработки при том же режиме, что и в Примере 1, столбики керамики надежно удерживаются в ячейках 3, устойчивы к циклическому температурному нагружению в указанном диапазоне температур, устойчивы к ударным нагрузкам.After heat treatment in the same mode as in Example 1, the ceramic columns are held securely in cells 3, are resistant to cyclic temperature loading in the indicated temperature range, and are resistant to shock loads.
Формование дополнительного прирабатываемого слоя 4 осуществляли аналогично Примеру 1, используя материал того же состава и проводя термообработку по тому же режиму. Полученное покрытие обладает теплостойкостью в диапазоне температур до 1000°С в течение длительного времени.The formation of an additional run-in
Пример 3.Example 3
Ячейки 3 слоя 2 сотовой структуры заполняли керамикой, при этом слой 2 приобретал теплоизолирующие свойства.Cells 3 of
Состав керамики, мас.%:The composition of ceramics, wt.%:
Масса хорошо запрессовывается в ячейки стальным шпателем.The mass is well pressed into the cells with a steel spatula.
Формование дополнительного прирабатываемого слоя осуществляли аналогично Примеру 1, используя материал того же состава, после чего проводили термообработку покрытия.The formation of an additional run-in layer was carried out similarly to Example 1, using a material of the same composition, after which the coating was heat treated.
Покрытие по Примерам 2, 3 является комбинированным, состоящим из теплоизолирующего и прирабатываемого слоев.The coating according to Examples 2, 3 is combined, consisting of heat-insulating and run-in layers.
Пример 4.Example 4
Ячейки 3 слоя 2 сотовой структуры заполняли металлокерамикой следующего исходного состава, мас.%:Cells 3
В исходном состоянии это мягкая тиксотропная паста.In the initial state, it is a soft thixotropic paste.
Термообработку слоя 2 сотовой структуры проводили перед формованием дополнительного прирабатываемого слоя 4, который формовали из металлокерамики того же состава.Heat treatment of
Термообработку слоя 2 сотовой структуры и термообработку покрытия проводили при тех же режимах, что и в Примере 1.Heat treatment of
Полученное покрытие обладает теплоизолирующим и прирабатываемым свойствами.The resulting coating has heat-insulating and break-in properties.
При термообработке происходит взаимодействие глинозема, титана и фосфорной кислоты, имеющейся в кислом фосфатном связующем, с исчезновением титана, как металлического наполнителя. Металлокерамика переходит в керамику. Покрытие обладает теплостойкостью в диапазоне температур до 1300°С в течение длительного времени. Покрытие прочно удерживается на элементе турбомашины, устойчиво к ударным нагрузкам.During heat treatment, alumina, titanium and phosphoric acid, which is present in the acidic phosphate binder, reacts with the disappearance of titanium as a metal filler. Cermet goes into ceramics. The coating has heat resistance in the temperature range up to 1300 ° C for a long time. The coating is firmly held on the element of the turbomachine, is resistant to shock loads.
Изобретение позволяет повысить эффективность уплотнения радиальных зазоров и тем самым повысить КПД турбомашины.EFFECT: invention makes it possible to increase the efficiency of compaction of radial clearances and thereby increase the efficiency of a turbomachine.
Изобретение позволяет обеспечить надежность адгезионного скрепления покрытия с элементом турбомашины.EFFECT: invention ensures reliability of adhesive bonding of a coating with an element of a turbomachine.
Изобретение позволяет обеспечить теплостойкость покрытия в диапазоне температур до 1300°С в течение длительного времени.The invention allows to provide heat resistance of the coating in the temperature range up to 1300 ° C for a long time.
Покрытие, выполненное согласно изобретению, обладает теплоизолирующими свойствами.The coating made according to the invention has heat-insulating properties.
Изобретение позволяет исключить контакт гребешка с сотовой структурой при одновременном исключении или уменьшении износа гребешка или его разрушения.The invention allows to exclude the contact of the scallop with the honeycomb structure while eliminating or reducing scallop wear or its destruction.
Изобретение позволяет упростить сотовую структуру (снизить толщину стенок, увеличить размер ячейки, использовать более дешевые стали, упростить способ изготовления сотовой структуры), что снизит ее стоимость и трудозатраты.The invention allows to simplify the honeycomb structure (reduce wall thickness, increase cell size, use cheaper steels, simplify the method of manufacturing the honeycomb structure), which will reduce its cost and labor.
Изобретение позволяет восстанавливать покрытие изношенных и дефектных вставок, проставок, колец и возвращать их в эксплуатацию. Стоимость керамики для прирабатываемого слоя и затраты на его нанесение несущественны по сравнению со стоимостью изделия.The invention allows to restore the coating of worn and defective inserts, spacers, rings and return them to operation. The cost of ceramic for the break-in layer and the cost of applying it are negligible compared to the cost of the product.
Все это делает рентабельным использование изобретения.All this makes the use of the invention cost-effective.
Claims (13)
или керамика следующего исходного состава, мас.%:
или керамика следующего исходного состава, мас.%:
а в качестве материала для формования дополнительного прирабатываемого слоя использована металлокерамика следующего исходного состава, мас.%:
or ceramics of the following initial composition, wt.%:
or ceramics of the following initial composition, wt.%:
and as a material for forming an additional run-in layer, cermet of the following initial composition was used, wt.%:
или керамику следующего исходного состава, мас.%:
или керамику следующего исходного состава, мас.%:
кислое алюмофосфатное
а в качестве материала для формования дополнительного прирабатываемого слоя используют металлокерамику следующего исходного состава, мас.%:
or ceramics of the following initial composition, wt.%:
or ceramics of the following initial composition, wt.%:
acid aluminophosphate
and as a material for forming an additional run-in layer, cermet of the following initial composition is used, wt.%:
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007105852/06A RU2353779C2 (en) | 2007-02-19 | 2007-02-19 | Bedded-in coating of turbomachine element and method for its manufacture |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007105852/06A RU2353779C2 (en) | 2007-02-19 | 2007-02-19 | Bedded-in coating of turbomachine element and method for its manufacture |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007105852A RU2007105852A (en) | 2008-08-27 |
| RU2353779C2 true RU2353779C2 (en) | 2009-04-27 |
Family
ID=41019239
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007105852/06A RU2353779C2 (en) | 2007-02-19 | 2007-02-19 | Bedded-in coating of turbomachine element and method for its manufacture |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2353779C2 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2457067C1 (en) * | 2011-05-10 | 2012-07-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Method of fabricating reinforced element of turbine run-in seal |
| RU2457066C1 (en) * | 2011-05-10 | 2012-07-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Method of fabricating turbine run-in cellular seal |
| RU2461446C1 (en) * | 2011-04-25 | 2012-09-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Method of fabricating cellular element of turbine run-in seal |
| RU2483839C2 (en) * | 2011-04-07 | 2013-06-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Turbine reinforced worn-in seal element |
| RU2483838C2 (en) * | 2011-04-07 | 2013-06-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Turbine worn-in seal composite element |
| RU2608664C2 (en) * | 2011-12-20 | 2017-01-23 | Нуово Пиньоне С.п.А. | Honeycomb gland and method of its making |
| RU2656116C2 (en) * | 2012-08-07 | 2018-06-01 | Снекма | Abradable coating made of material having low surface roughness |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2039631C1 (en) * | 1993-08-27 | 1995-07-20 | Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов | Method of manufacturing abradable material |
| US5780116A (en) * | 1990-08-24 | 1998-07-14 | United Technologies Corporation | Method for producing an abradable seal |
| RU2133297C1 (en) * | 1998-01-14 | 1999-07-20 | ОАО "Пермский моторный завод" | High-temperature composite material for sealing coating |
| US5997248A (en) * | 1998-12-03 | 1999-12-07 | Sulzer Metco (Us) Inc. | Silicon carbide composition for turbine blade tips |
| RU2229031C2 (en) * | 1997-11-26 | 2004-05-20 | Юнайтед Текнолоджис Корпорейшн | Gas-turbine engine sealing device (versions), gas-turbine engine blade and gas-turbine engine sharp edge |
| RU2277637C2 (en) * | 2000-11-27 | 2006-06-10 | Неомет Лимитед | Cellular structure, abradable seat and method of its forming |
| RU2292465C2 (en) * | 2001-06-06 | 2007-01-27 | Хромэллой Гэз Тербайн Корпорейшн | Abradable sealing system |
-
2007
- 2007-02-19 RU RU2007105852/06A patent/RU2353779C2/en active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5780116A (en) * | 1990-08-24 | 1998-07-14 | United Technologies Corporation | Method for producing an abradable seal |
| RU2039631C1 (en) * | 1993-08-27 | 1995-07-20 | Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов | Method of manufacturing abradable material |
| RU2229031C2 (en) * | 1997-11-26 | 2004-05-20 | Юнайтед Текнолоджис Корпорейшн | Gas-turbine engine sealing device (versions), gas-turbine engine blade and gas-turbine engine sharp edge |
| RU2133297C1 (en) * | 1998-01-14 | 1999-07-20 | ОАО "Пермский моторный завод" | High-temperature composite material for sealing coating |
| US5997248A (en) * | 1998-12-03 | 1999-12-07 | Sulzer Metco (Us) Inc. | Silicon carbide composition for turbine blade tips |
| RU2277637C2 (en) * | 2000-11-27 | 2006-06-10 | Неомет Лимитед | Cellular structure, abradable seat and method of its forming |
| RU2292465C2 (en) * | 2001-06-06 | 2007-01-27 | Хромэллой Гэз Тербайн Корпорейшн | Abradable sealing system |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2483839C2 (en) * | 2011-04-07 | 2013-06-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Turbine reinforced worn-in seal element |
| RU2483838C2 (en) * | 2011-04-07 | 2013-06-10 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Turbine worn-in seal composite element |
| RU2461446C1 (en) * | 2011-04-25 | 2012-09-20 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Method of fabricating cellular element of turbine run-in seal |
| RU2457067C1 (en) * | 2011-05-10 | 2012-07-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Method of fabricating reinforced element of turbine run-in seal |
| RU2457066C1 (en) * | 2011-05-10 | 2012-07-27 | Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" | Method of fabricating turbine run-in cellular seal |
| RU2608664C2 (en) * | 2011-12-20 | 2017-01-23 | Нуово Пиньоне С.п.А. | Honeycomb gland and method of its making |
| RU2656116C2 (en) * | 2012-08-07 | 2018-06-01 | Снекма | Abradable coating made of material having low surface roughness |
| US10385725B2 (en) | 2012-08-07 | 2019-08-20 | Safran Aircraft Engines | Abradable coating made of a material having a low surface roughness |
| US10989066B2 (en) | 2012-08-07 | 2021-04-27 | Safran Aircraft Engines | Abradable coating made of a material having a low surface roughness |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007105852A (en) | 2008-08-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2353779C2 (en) | Bedded-in coating of turbomachine element and method for its manufacture | |
| EP2196632B1 (en) | A seal in a gas turbine and a method of manufacturing a seal | |
| RU2330162C2 (en) | High temperature foliated system for heat removal and method for its production (versions) | |
| EP3075531B1 (en) | Sandwich arrangement with ceramic panels and ceramic felts | |
| JP3722188B2 (en) | Ceramic matrix composite member and manufacturing method thereof | |
| JP2017053345A (en) | Coated seal slot systems for turbomachinery and methods for forming the same | |
| EP3037394A1 (en) | Environmental barrier coating with abradable coating for ceramic matrix composites | |
| CN105246641A (en) | Method and apparatus for manufacturing and repairing thermal barriers | |
| EP1165941A1 (en) | High temperature erosion resistant, abradable thermal barrier composite coating | |
| JP2006036632A (en) | 7FA+e STAGE 1 ABRADABLE COATING AND METHOD FOR MAKING THE SAME | |
| BRPI1015247B1 (en) | METHOD OF SMOOTHING THE SURFACE OF A PART OF CERAMIC MATRIX COMPOSITE MATERIAL, PART MADE OF THERMOSTRUCTURAL COMPOSITE MATERIAL, AND TURBOMACHINE | |
| GB2399163A (en) | A cooling panel made of thermostructural composite material and a method of its manufacture | |
| US20100330271A1 (en) | Method of repairing run-in coatings | |
| EP4219910B1 (en) | Cmc honeycomb base for abradable coating on cmc boas | |
| JPH0791660B2 (en) | Ground equipment with heat-resistant walls for environmental protection | |
| JP6109101B2 (en) | Method of manufacturing a metal-ceramic composite structure and metal-ceramic composite structure | |
| US20180238178A1 (en) | Hybrid ceramic matrix composite components for gas turbines | |
| US9452499B2 (en) | Method for applying heat resistant protection components onto a surface of a heat exposed component | |
| EP3426486A1 (en) | Hybrid components with internal cooling channels | |
| US6164904A (en) | Assembly for brazing a stator component of a gas turbine engine and method brazing articles such as an abradable material to a stator of a gas turbine engine | |
| JP2016205389A (en) | Composite seals for turbomachinery | |
| CN101708993B (en) | Repair method of refractory material for rotary kiln lining | |
| KR20150032802A (en) | Method for fixing heat resistant component on a surface of a heat exposed component | |
| RU2703669C1 (en) | Abradable insert of turbine seal | |
| RU2508451C1 (en) | Method of sealing turbine gas stage and method of seal fabrication |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20170116 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20190731 |