C - Chemistry – Metallurgy – 23 – C
Patent
C - Chemistry, Metallurgy
23
C
C23C 30/00 (2006.01) B23P 6/00 (2006.01) C04B 41/91 (2006.01) C23C 4/08 (2006.01) C23C 10/02 (2006.01) C23C 10/08 (2006.01) C23C 10/60 (2006.01) C23C 14/02 (2006.01) C23C 14/14 (2006.01) C23C 28/00 (2006.01) C23C 14/16 (2006.01) C23C 16/20 (2006.01) C25D 3/50 (2006.01) C25D 7/00 (2006.01)
Patent
CA 2486841
According to an embodiment of the invention, a method for repairing a coated high pressure turbine blade, which has been exposed to engine operation, to restore coated airfoil contour dimensions of the blade, and improve upon the prior bond coat is disclosed. The method comprises providing an engine run high pressure turbine blade including a base metal substrate made of a nickel-based alloy and having thereon a thermal barrier coating system. The thermal barrier coating system comprises a diffusion bond coat on the base metal substrate and a top ceramic thermal barrier coating comprising a yttria stabilized zirconia material. The top ceramic thermal barrier coating has a nominal thickness t. The method further comprises removing the thermal barrier coating system, wherein a portion of the base metal substrate also is removed, and determining the thickness of the base metal substrate removed. The portion of the base metal substrate removed has a thickness, .DELTA.t. The method also comprises applying a .beta. phase NiAl overlay coating to the substrate, and determining the difference in thickness, .DELTA.x, between the .beta. phase NiAl overlay coating and the previously removed bond coat. The method further comprises reapplying the top ceramic thermal barrier coating to a nominal thickness of t+.DELTA.t-.DELTA.x, wherein .DELTA.t compensates for the portion of removed base metal substrate. Advantageously, the coated airfoil contour dimensions of the high pressure turbine blade are restored to about the coated dimensions preceding the engine run.
Dans l'une de ses formes, cette invention décrit une méthode pour réparer une aube de turbine à haute pression comportant un revêtement de surface et ayant été exposée aux conditions de fonctionnement d'un moteur. La méthode de réparation vise à restaurer le profil aérodynamique et les dimensions originales de l'aube, et à remplacer le revêtement initial par un enduit présentant des propriétés améliorées. Cette méthode porte plus particulièrement sur les aubes de turbine formées d'un substrat métallique constitué d'un alliage de nickel recouvert d'un enduit formant une barrière thermique. Le système d'enduit thermorésistant comporte une couche de liaison et de diffusion appliquée sur le substrat de métal, ainsi qu'une couche externe de zircone stabilisé à l'oxyde d'yttrium, une céramique agissant comme barrière thermique. La barrière thermique superficielle en céramique présente une épaisseur « t ». La première étape de la méthode consiste à retirer le système de barrière thermique existant de la pièce, ce qui entraîne également l'ablation d'une partie du substrat métallique, et à mesurer l'épaisseur de la couche de substrat métallique retirée. Cette épaisseur est désignée « delta t ». L'étape suivante de la méthode consiste à appliquer un revêtement d'alliage nickel-aluminium (Ni-Al) de phase bêta sur le substrat et à déterminer la différence d'épaisseur, « delta x », produite par l'application du revêtement Ni-Al. L'étape suivante consiste à appliquer une nouvelle couche externe de céramique dont l'épaisseur est égale à (t + delta x - delta t), où la valeur « delta t » compense pour la portion de métal retirée du substrat à la première étape du procédé. Cette méthode offre l'avantage de produire une aube de turbine à haute pression restaurée dont le profil a des dimensions presque identiques à celles de la pièce originale avant son cycle d'utilisation dans un moteur.
Darolia Ramgopal
Lee Ching-Pang
Rigney Joseph D.
Company General Electric
Craig Wilson And Company
LandOfFree
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