RU2708187C1

RU2708187C1 - Impeller and method of its production

Info

Publication number: RU2708187C1
Application number: RU2019106322A
Authority: RU
Inventors: Петер МАРТИНИУС
Original assignee: Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date: 2016-08-10
Filing date: 2017-07-10
Publication date: 2019-12-04
Also published as: EP3472472A1; EP3282130A1; CN109642583A; WO2018028908A1; EP3472472B1

Abstract

FIELD: manufacturing technology.

SUBSTANCE: invention relates to a laminated system (LSY) comprising a base element (BE) material (BM), wherein said layer system (LSY) extends in the boundary zone of said base element (BE) up to an outer surface, and said laminar system (LSY) comprises at least one layer of cladding material (LCM1-LCMn) applied on base material (BM). Invention also relates to an impeller (IMP) of a turbomachine, particularly a turbo-compressor (TC), in particular a centrifugal turbo-compressor (TC), wherein said impeller (IMP) comprises a base element (BE) of base material (BM), comprising blades (BLA) located in circumferential direction relative to axis (X) of rotation, and said blades (BLA) comprise front edge (LE) and rear edge (TE). Invention also relates to a method of producing a laminated system (LSY) and a method of making said impeller (IMP), respectively.

EFFECT: proposed impeller and method of its production.

12 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к крыльчатке турбомашины, в частности, турбокомпрессора, в частности, центробежного турбокомпрессора, причем указанная крыльчатка содержит базовый элемент из материала основы, содержащий лопатки, расположенные в окружном направлении относительно оси вращения, и указанные лопатки содержат переднюю кромку и заднюю кромку. Указанная крыльчатка содержит слоистую систему, нанесенную на указанный базовый элемент, причем указанная слоистая система проходит в граничной зоне указанного базового элемента вплоть до наружной поверхности, и указанная слоистая система содержит, по меньшей мере, один слой плакирующего материала, нанесенного на материал основы. Кроме того, изобретение относится к способу изготовления крыльчатки соответственно вышеупомянутого типа.The invention relates to an impeller of a turbomachine, in particular, a turbocompressor, in particular a centrifugal turbocompressor, said impeller comprising a base element of a base material containing blades located in the circumferential direction relative to the axis of rotation, and said blades contain a leading edge and a trailing edge. The specified impeller contains a layered system deposited on the specified base element, and the specified layered system extends in the boundary zone of the specified base element up to the outer surface, and the specified layered system contains at least one layer of cladding material deposited on the base material. In addition, the invention relates to a method for manufacturing an impeller of the aforementioned type, respectively.

Документы EP 2135698 A1, EP 2789713 A1, DE 102009043097, US 2011/229338 A1 относятся к свободно расположенным лопаткам с частичным покрытием. Эти лопатки, в общем, используются в паровых турбинах и способны выдерживать воздействие, например, капельной эрозии.Documents EP 2135698 A1, EP 2789713 A1, DE 102009043097, US 2011/229338 A1 relate to freely located partially coated blades. These blades are generally used in steam turbines and are able to withstand the effects of, for example, drip erosion.

Конкретной целью изобретения является исключение эрозии в турбокомпрессорах. Вращающиеся части, в частности, крыльчатки турбомашины, могут иметь недостаток, связанный со значительным снижением срока службы по причине износа из-за сильной эрозии. Частицы пыли, переносимые рабочей средой через машину, например, называемые «черной пылью», могут имеет твердость 230 - 600HV 0,01 (определение твердости по Виккерсу). В сочетании с высокими скоростями вращающегося оборудования, в частности, вращающиеся части компрессоров для трубопроводов быстро повреждаются, в частности, у передней кромки и задней кромки лопаток крыльчатки.A specific objective of the invention is the elimination of erosion in turbochargers. Rotating parts, in particular turbomachine impellers, may have a disadvantage associated with a significant reduction in service life due to wear due to severe erosion. Dust particles transported by the working medium through the machine, for example, called “black dust”, can have a hardness of 230 - 600HV 0.01 (Vickers hardness test). In combination with the high speeds of the rotating equipment, in particular, the rotating parts of the compressors for pipelines are quickly damaged, in particular, at the leading edge and trailing edge of the impeller blades.

Задача изобретения состоит в том, чтобы уменьшить явление эрозии, в частности, во вращающихся частях турбомашин.The objective of the invention is to reduce the phenomenon of erosion, in particular in the rotating parts of turbomachines.

Для решения вышеуказанных проблем изобретение предлагает слоистую систему, крыльчатку и способ изготовления такой слоистой системы или крыльчатки по соответствующим независимым пунктам формулы изобретения. Соответствующие зависимые пункты формулы изобретения относятся к предпочтительным вариантам выполнения изобретения.To solve the above problems, the invention provides a layered system, an impeller, and a method for manufacturing such a layered system or impeller according to the corresponding independent claims. The respective dependent claims relate to preferred embodiments of the invention.

Слоистая система по изобретению содержит указанный материал основы и один или несколько слоев плакирующего материала, нанесенных на материал основы. Кроме того, указанная слоистая система содержит слой, в котором действуют остаточные напряжения сжатия, причем указанный слой проходит от указанной наружной поверхности, по меньшей мере, в самый наружный слой плакирующего материала. В случае нескольких слоев плакирующего материала, нанесенных на материал основы в качестве части слоистой системы, указанный слой, в котором действуют остаточные напряжения сжатия, может проходить через несколько слоев плакирующего материала от указанной наружной поверхности и даже проходить в материал основы. Предпочтительно, указанный слой, в котором действуют остаточные напряжения сжатия, проходит только в самый наружный слой плакирующего материала.The layered system of the invention comprises said base material and one or more layers of cladding material applied to the base material. Furthermore, said layered system comprises a layer in which residual compressive stresses act, said layer extending from said outer surface to at least the outermost layer of the cladding material. In the case of several layers of cladding material deposited on the base material as part of a layered system, said layer in which residual compressive stresses act can pass through several layers of cladding material from said outer surface and even pass into the base material. Preferably, said layer, in which residual compressive stresses act, extends only into the outermost layer of the cladding material.

Предпочтительный вариант выполнения изобретения осуществляют посредством создания указанного слоя или слоев плакирующего материала с помощью дуговой сварки вольфрамовым электродом в среде защитного газа (GTAW).A preferred embodiment of the invention is carried out by creating said layer or layers of cladding material by arc welding with a tungsten electrode in a protective gas medium (GTAW).

Предпочтительно, материалом основы является X3CrNio13-4 (мартенситный сплав). Более конкретно состав X3CrNio13-4 (номер материала: 1.4313 по EN10250) в процентах по массе (%масс.) является следующим:Preferably, the base material is X3CrNio13-4 (martensitic alloy). More specifically, the composition of X3CrNio13-4 (material number: 1.4313 according to EN10250) in percent by weight (% wt.) Is as follows:

ЭлементElement МинимумMinimum МаксимумMaximum Углерод (C)Carbon (C) 00 0,050.05 Кремний (Si)Silicon (Si) 00 0,70.7 Марганец (Mn)Manganese (Mn) 0,50.5 1,51,5 Хром (Cr)Chrome (Cr) 12,012.0 14,014.0 Молибден (Mo)Molybdenum (Mo) 0,30.3 0,70.7 Никель (Ni)Nickel (Ni) 3,53,5 4,54,5 Сера (S)Sulfur (S) 00 0,0150.015 Фосфор (P)Phosphorus (P) 00 0,040.04 Азот (N)Nitrogen (N) 00 0,020.02 ЖелезоIron основаthe basis

Другой предпочтительный вариант выполнения слоистой системы обеспечивает то, что материал, по меньшей мере, одного слоя плакирующего материала представляет собой Стеллит 21 (Stellite 21 - торговое наименование (UNS = W3041, ASME/AWS = (SF) A5.21, ERCCoCr-E), HRC = 28-40)). Более конкретно состав Стеллит 21 в процентах по массе (%масс.) является следующим:Another preferred embodiment of the layered system ensures that the material of at least one layer of cladding material is Stellit 21 (Stellite 21 is the trade name (UNS = W3041, ASME / AWS = (SF) A5.21, ERCCoCr-E) HRC = 28-40)). More specifically, the composition of Stellit 21 in percent by weight (% wt.) Is as follows:

ЭлементElement МинимумMinimum МаксимумMaximum Углерод (C)Carbon (C) 0,150.15 0,400.40 Марганец (Mn)Manganese (Mn) 00 1,01,0 Хром (Cr)Chrome (Cr) 2525 30thirty Кремний (Si)Silicon (Si) 00 1,51,5 Молибден (Mo)Molybdenum (Mo) 4,54,5 7,07.0 Никель (Ni)Nickel (Ni) 1,51,5 33 Железо (Fe)Iron (Fe) 00 5,05,0 Вольфрам (W)Tungsten (W) 00 0,50.5 Кобальт (Co)Cobalt (Co) основаthe basis ОстальноеRest 00 1,01,0

Предпочтительный вариант выполнения обеспечивает то, что на материал основы наносят, по меньшей мере, два слоя плакирующего материала и наиболее предпочтительно три слоя плакирующего материала. Предпочтительно, все три слоя имеют один и тот же химический состав, и наиболее предпочтительно все три слоя выполняют из материала Стеллит 21.A preferred embodiment ensures that at least two layers of cladding material and most preferably three layers of cladding material are applied to the base material. Preferably, all three layers have the same chemical composition, and most preferably all three layers are made of Stellit 21 material.

Другой предпочтительный вариант выполнения слоистой системы осуществляют посредством, по меньшей мере, однократного выполнения термообработки базового элемента продолжительностью до трех часов при 570°C для снятия остаточных напряжений сварки. Неожиданно было установлено, что предлагаемая последующая термообработка не уменьшает требуемую высокую твердость плакирующего материала.Another preferred embodiment of the layered system is carried out by at least once performing heat treatment of the base element for up to three hours at 570 ° C to relieve residual welding stresses. It has been unexpectedly found that the proposed subsequent heat treatment does not reduce the required high hardness of the cladding material.

Наиболее предпочтительным применением изобретения является изготовление крыльчатки турбомашины, в частности, турбокомпрессора, в частности, центробежного турбокомпрессора, причем указанная крыльчатка содержит базовый элемент из материала основы, содержащий лопатки, расположенные в окружном направлении относительно оси вращения, указанные лопатки содержат переднюю кромку и заднюю кромку, указанная передняя кромка и указанная задняя кромка относятся к зоне обработки поверхности, и, по меньшей мере, часть указанной зоны обработки поверхности является слоистой системой, описанной и определенной в нескольких вышеприведенных вариантах выполнения. Предпочтительно, эти лопатки крыльчатки прикреплены к секции ступицы указанного базового элемента и отходят радиально и/или в осевом направлении от указанной секции ступицы. Указанная крыльчатка может быть спроектирована как конструкция так называемого открытого типа или закрытого типа. В случае крыльчатки закрытого типа каналы потока через крыльчатку ограничены в окружном направлении указанными лопатками, секцией ступицы и бандажной секцией, прикрепленной к концам лопаток, соответственно определяя каналы потока в радиально-осевом направлении. В случае крыльчатки открытого типа каналы потока в радиально-осевом направлении определяет только секция ступицы (см. также фиг. 1, 2, где показаны отличия).The most preferred application of the invention is the manufacture of the impeller of a turbomachine, in particular a turbocompressor, in particular a centrifugal turbocompressor, said impeller comprising a base element of a base material containing blades located in the circumferential direction relative to the axis of rotation, these blades contain a leading edge and a trailing edge, said leading edge and said trailing edge relate to a surface treatment zone, and at least a portion of said processing zone is rhnosti layered system is described and defined in several of the above embodiments. Preferably, these impeller blades are attached to the hub section of said base element and extend radially and / or axially from said hub section. Said impeller may be designed as a design of the so-called open type or closed type. In the case of a closed impeller, the flow channels through the impeller are circumferentially limited by the indicated blades, the hub section and the retaining section attached to the ends of the blades, respectively defining the flow channels in the radial-axial direction. In the case of an open impeller, only the hub section defines the flow channels in the radial-axial direction (see also Figs. 1, 2, where the differences are shown).

Предпочтительно, слоистую систему, в частности, слоистую систему крыльчатки, изготавливают посредством следующих этапов:Preferably, a layered system, in particular a laminated impeller system, is manufactured by the following steps:

1) механическая обработка базового элемента из материала основы;1) machining the base element from the base material;

2) определение зоны обработки поверхности;2) determination of the surface treatment zone;

3) преобразование, по меньшей мере, части указанной зоны обработки поверхности в слоистую систему посредством следующих подэтапов:3) the conversion of at least part of the specified surface treatment zone into a layered system through the following sub-steps:

a) плакирование, по меньшей мере, одного слоя плакирующего материала на указанном материале основы указанной зоны обработки поверхности;a) cladding at least one layer of cladding material on said base material of said surface treatment zone;

b) дробеструйное упрочнение, по меньшей мере, участка указанной зоны обработки поверхности на участке указанной слоистой системы.b) shot peening at least a portion of said surface treatment zone in a portion of said layered system.

Было установлено, что после дробеструйной обработки твердость материала Stellite, используемого для плакирования, значительно увеличивается.It has been found that after shot blasting, the hardness of the Stellite material used for cladding increases significantly.

Предпочтительно, далее выполняют следующий этап:Preferably, the following step is further performed:

c) термообработка указанного базового элемента; термообработка указанного базового элемента после дробеструйного упрочнения, с одной стороны, корректирует остаточные напряжения в базовом элементе до приемлемого минимума и, с другой стороны, не уменьшает требуемую высокую твердость материала Стеллит, используемого для плакирования.c) heat treatment of the specified base element; heat treatment of the specified base element after shot peening, on the one hand, corrects the residual stresses in the base element to an acceptable minimum and, on the other hand, does not reduce the required high hardness of the Stellit material used for cladding.

Поскольку термообработка и дробеструйное упрочнение изменят геометрию базового элемента, на подэтапе d) предпочтительно выполняют окончательную механическую обработку базового элемента.Since heat treatment and shot peening will alter the geometry of the base element, in step d), the final machining of the base element is preferably performed.

После выполнения этапа 3) можно выполнять следующий четвертый этап:After performing step 3), you can perform the following fourth step:

4) установка бандажной секции на указанный базовый элемент; бандажную секцию предпочтительно приваривают к указанному базовому элементу, в частности, к концам лопаток указанного базового элемента; далее для дополнительного улучшения механических свойств соединенных базового элемента и бандажной секции можно выполнить термообработку; далее по причине ожидаемого изменения геометрии в результате сварки и термообработки предпочтительно можно выполнить окончательную механическую обработку; в случае, когда базовый элемент является крыльчаткой турбомашины, предпочтительно можно выполнить балансировку крыльчатки и ее испытание на превышение допустимого числа оборотов с целью повышения эксплуатационных характеристик и сведения к минимуму риска повреждений.4) installation of the retaining section on the specified base element; the retaining section is preferably welded to the specified base element, in particular, to the ends of the blades of the specified base element; Further, to further improve the mechanical properties of the connected base element and the retaining section, heat treatment can be performed; further, due to the expected change in geometry as a result of welding and heat treatment, it is preferably possible to perform the final machining; in the case where the base element is an impeller of a turbomachine, it is preferably possible to balance the impeller and test it to exceed the permissible speed in order to increase operational characteristics and minimize the risk of damage.

Предпочтительный вариант выполнения крыльчатки по сравнению с обычной крыльчаткой осуществляют посредством механической обработки базового элемента с выполнением дополнительных канавок или углублений на участке зоны обработки поверхности, где выполнена слоистая система по изобретению. Эти углубления можно выполнять в совокупности или по отдельности следующим образом:A preferred embodiment of the impeller compared to a conventional impeller is carried out by machining the base element with additional grooves or recesses in the area of the surface treatment zone where the layered system according to the invention is made. These recesses can be performed collectively or individually as follows:

• в частности, соответствующие передние кромки лопаток должны быть снабжены углублениями на участке, где должна быть выполнена слоистая система, и здесь должна быть выполнена слоистая система;• in particular, the corresponding leading edges of the blades should be provided with recesses in the area where the layered system should be made, and here a layered system should be made;

• в частности, на участке задних кромок задняя кромка должна быть снабжена, по меньшей мере, частично углублением для размещения слоистой системы, и здесь должна быть выполнена слоистая система;• in particular, in the region of trailing edges, the trailing edge must be provided at least partially with a recess for accommodating the layered system, and a layered system must be made here;

• в частности, на переходном участке между лопаткой и указанной секцией ступицы вблизи задней кромки лопасти должно быть выполнено углубление для размещения слоистой системы с целью повышения эрозионной стойкости секции ступицы, и здесь должна быть выполнена слоистая система.• in particular, in the transition section between the blade and the specified section of the hub near the trailing edge of the blade, a recess must be made to accommodate the layered system in order to increase the erosion resistance of the section of the hub, and a layered system must be made here.

Вышеуказанные особенности и другие признаки и преимущества изобретения и способ их внедрения, а также само изобретение станут более понятными из приведенного далее описания варианта осуществления изобретения со ссылками на чертежи.The above features and other features and advantages of the invention and the method of their implementation, as well as the invention itself will become more clear from the following description of an embodiment of the invention with reference to the drawings.

На фиг. 1 схематично показана крыльчатка согласно изобретению с бандажной секцией, вид в продольном разрезе;In FIG. 1 schematically shows an impeller according to the invention with a retaining section, a view in longitudinal section;

на фиг. 2 - крыльчатка согласно изобретению без бандажной секции, вид в продольном разрезе;in FIG. 2 - impeller according to the invention without retaining section, view in longitudinal section;

на фиг. 3 - блок-схема производственного процесса, поясняющая способ согласно изобретению;in FIG. 3 is a flowchart illustrating a method according to the invention;

на фиг. 4 - слоистая система согласно изобретению, вид в продольном разрезе.in FIG. 4 is a layered system according to the invention, a view in longitudinal section.

Для идентификации элементов, имеющих сходные функции, в подробном описании различных вариантов осуществления изобретения использованы одинаковые ссылочные позиции. Такие понятия, как «осевой», «радиальный», «окружной» или «касательный», во всех случаях относятся к центральной оси X вращения, если не указано иначе.The same reference numbers are used to identify elements having similar functions in the detailed description of various embodiments of the invention. Such concepts as “axial”, “radial”, “circumferential” or “tangent” in all cases refer to the central axis X of rotation, unless otherwise indicated.

На фиг. 1 и фиг. 2 соответственно показан двухмерный продольный разрез крыльчатки по изобретению вдоль оси X вращения. Крыльчатка IMP вращается во время работы в турбомашине, в частности, в турбокомпрессоре TC, вокруг оси X вращения. Указанная крыльчатка IMP содержит базовый элемент BE из материала BM основы, содержащий лопатки BLA, расположенные в окружном направлении CDR относительно указанной оси X вращения. Эти лопатки BLA имеют переднюю кромку LE и заднюю кромку TE. Понятия «передняя кромка LE» и «задняя кромка TE» относятся к направлению течения рабочей среды во время работы, для осуществления которой на основе гидродинамики спроектирована крыльчатка IPM. Указанная передняя кромка LE и указанная задняя кромка TE относятся к зоне STZ обработки поверхности. Применительно к указанной зоне STZ обработки поверхности выполнена слоистая система LSY. Эта слоистая система LSY схематично показано подробно в продольном разрезе в граничной зоне (показана как деталь на фиг. 4) указанного базового элемента BE. Указанная слоистая система LSY содержит указанный материал BM основы и проходит в указанной граничной зоне указанного базового элемента BE вплоть до наружной поверхности. В предпочтительном варианте выполнения, показанном на фиг. 4, указанная слоистая система LSY содержит три слоя плакирующего материала, первый слой LCM1, второй слой LCM2 и третий слой LCM3. Это количество слоев является примером, который, как было установлено, рассматривается в качестве преимущественного.In FIG. 1 and FIG. 2 respectively shows a two-dimensional longitudinal section of an impeller according to the invention along the rotation axis X. The impeller IMP rotates during operation in a turbomachine, in particular in a turbocharger TC, around an axis X of rotation. Said impeller IMP comprises a base element BE made of base material BM, comprising blades BLA located in the circumferential direction of the CDR relative to the indicated rotation axis X. These BLA blades have a leading edge LE and a trailing edge TE. The terms “leading edge LE” and “trailing edge TE” refer to the direction of flow of the medium during operation, for which the IPM impeller is designed based on hydrodynamics. Said leading edge LE and said trailing edge TE refer to the surface treatment zone STZ. In relation to the specified zone STZ surface treatment made layered system LSY. This LSY layered system is schematically shown in detail in longitudinal section in the boundary zone (shown as a part in FIG. 4) of said base element BE. The specified LSY laminate system contains the specified base material BM and extends in the specified boundary zone of the specified base element BE up to the outer surface. In the preferred embodiment shown in FIG. 4, said LSY layered system comprises three layers of cladding material, a first layer of LCM1, a second layer of LCM2 and a third layer of LCM3. This number of layers is an example that has been found to be considered as predominant.

На фиг. 3 схематично поясняются этапы осуществления способа согласно изобретению для изготовления слоистой системы LSY, как части базового элемента BE крыльчатки IMP. В частности, этот пример на фиг. 3 относится к крыльчатке IMP, но фактически включает в себя создание слоистой системы согласно изобретению для других частей, а также предпочтительно для вращающихся частей турбомашин.In FIG. Figure 3 schematically explains the steps for implementing the method according to the invention for manufacturing an LSY layered system as part of an IMP impeller base element BE. In particular, this example in FIG. 3 relates to the impeller IMP, but actually includes the creation of a layered system according to the invention for other parts, and also preferably for rotating parts of turbomachines.

На этапе 0) обеспечивают наличие заготовки, которую в дальнейшем механически обрабатывают на этапах 1), 2) для получения основного профиля крыльчатки IMP. На этапе 2) определяют зону STZ обработки поверхности. Крыльчатку IMP механически обрабатывают с получением дополнительных канавок в зоне передней кромки LE и задней кромки TE, относящейся к зоне STZ обработки поверхности базового элемента BE. Эти дополнительные канавки, соответственно, углубления RE, выполнены для исключения какого-либо выступа из-за наличия слоистой системы LSY в этих зонах. Подразумевается, что готовая крыльчатка IMP имеет такие же гидродинамические свойства, как и любая обычная крыльчатка IMP.At stage 0), a workpiece is provided, which is subsequently machined at stages 1), 2) to obtain the main IMP impeller profile. In step 2), a surface treatment zone STZ is determined. The IMP impeller is machined to obtain additional grooves in the region of the leading edge LE and the trailing edge TE related to the surface treatment zone STZ of the base element BE. These additional grooves, respectively, recesses RE, are made to exclude any protrusion due to the presence of a layered LSY system in these areas. It is understood that the finished IMP impeller has the same hydrodynamic properties as any conventional IMP impeller.

На этапе 3)a) зону STZ обработки поверхности, определенную на этапе 2), преобразуют, по меньшей мере, частично в указанную слоистую систему LSY на следующих подэтапах:In step 3) a) the surface treatment zone STZ determined in step 2) is converted, at least in part, to the specified LSY laminate system in the following sub-steps:

3)a) плакирование, по меньшей мере, одного слоя плакирующего материала LCM1 - LCMn на указанном материале BM основы указанной зоны STZ обработки поверхности.3) a) cladding of at least one layer of cladding material LCM1-LCMn on said base material BM of said surface treatment zone STZ.

На следующем этапе 3)a)a) выполняют термообработку при 570° в течение 2 часов для уменьшения напряжений, обусловленных сваркой при выполнении плакирования.In the next step 3) a) a) heat treatment is carried out at 570 ° C for 2 hours to reduce the stresses caused by welding during cladding.

На этапе 3a)b) посредством механической обработки удаляют любые деформации.In step 3a) b), any deformations are removed by machining.

На следующем этапе 3)b) в зоне указанной слоистой системы LSY выполняют дробеструйное упрочнение для повышения твердости поверхности. В случае изготовления закрытой конструкции крыльчатки, включающей в себя бандажную секцию SRS, указанную бандажную секцию SRS прикрепляют к концам лопаток базового элемента BE предпочтительно посредством сварки. Далее на этапе 4)a) выполняют термообработку и окончательную механическую обработку.In the next step 3) b) in the area of the specified LSY layered system, shot peening is performed to increase the surface hardness. In the case of manufacturing a closed impeller structure including the SRS retaining section, said SRS retaining section is attached to the ends of the blades of the base element BE, preferably by welding. Next, in step 4) a), heat treatment and final machining are performed.

После выполнения непоказанных и выполняемых по усмотрению этапов балансировки и испытания на превышение допустимого числа оборотов крыльчатку IMP устанавливают во время сборки в турбокомпрессор на этапе 5).After performing the unbalanced and optionally performed balancing steps and testing for exceeding the permissible speed, the IMP impeller is installed during assembly into the turbocharger in step 5).

Между всеми этими этапами способа могут быть выполнены несколько проверок для выявления дефектов материалов, таких как трещины, в частности, в качестве неразрушающих испытаний могут быть выполнены магнитопорошковые исследования.Between all these steps of the method, several checks can be performed to detect defects in materials, such as cracks, in particular, magnetic particle tests can be performed as non-destructive tests.

Полученная крыльчатка IMP, включающая в себя слоистую систему LSY, нанесенную с помощью плакирования порошка Стеллит 21 дуговой сваркой вольфрамовым электродом в среде защитного газа на базовый элемент BE или материал X3CrNiMo13-4, представляет собой эрозионно-стойкий вращающийся компонент, частично имеющий после термообработки высокую твердость приблизительно 690HV 0,01. Следовательно, в этих критичных местах зон STZ обработки поверхности поверхность крыльчатки имеет твердость выше максимальной твердости частиц приблизительно 690HV 0,01.The obtained IMP impeller, including the LSY layered system, deposited by cladding Stellit 21 powder by tungsten arc welding in a shielding gas medium onto a BE base element or X3CrNiMo13-4 material, is an erosion-resistant rotating component, partially having high hardness after heat treatment approximately 690HV 0.01. Therefore, in these critical locations of the STZ surface treatment zones, the impeller surface has a hardness higher than a maximum particle hardness of about 690HV 0.01.

Claims

1. Крыльчатка (IMP) центробежного турбокомпрессора (TC), причем указанная крыльчатка (IMP) содержит базовый элемент (BE) из материала (BM) основы, содержащая лопатки (BLA), расположенные в окружном направлении (CDR) относительно оси (X) вращения, указанные лопатки (BLA) содержат переднюю кромку (LE) и заднюю кромку (TE), отличающаяся тем, что указанная передняя кромка (LE) и указанная задняя кромка (TE) относятся к зоне (STZ) обработки поверхности, причем, по меньшей мере, часть указанной зоны (STZ) обработки поверхности является слоистой системой (LSY), содержащей материал (BM) основы базового элемента (BE), и указанная слоистая система (LSY) проходит в граничной зоне указанного базового элемента вплоть до наружной поверхности (OSF), указанная слоистая система (LSY) содержит по меньшей мере один слой плакирующего материала (LCM1 - LCMn), нанесенного на материал (BM) основы, по меньшей мере, самый наружный слой плакирующего материала (LCMn), по меньшей мере, частично относится к слою (CRSL), в котором действуют остаточные напряжения сжатия, причем указанный слой (CRSL), в котором действуют остаточные напряжения сжатия, проходит от указанной наружной поверхности (OSF), по меньшей мере, в самый наружный слой плакирующего материала (LCMn).1. The impeller (IMP) of a centrifugal turbocharger (TC), wherein said impeller (IMP) contains a base element (BE) of base material (BM) containing vanes (BLA) located in the circumferential direction (CDR) relative to the axis of rotation (X) , said blades (BLA) comprise a leading edge (LE) and a trailing edge (TE), characterized in that said leading edge (LE) and said trailing edge (TE) relate to a surface treatment zone (STZ), at least , part of the specified surface treatment zone (STZ) is a layered system (LSY) containing mothers l (BM) of the base of the base element (BE), and the specified layered system (LSY) extends in the boundary zone of the specified base element to the outer surface (OSF), the specified layered system (LSY) contains at least one layer of cladding material (LCM1 - LCMn) deposited on the base material (BM), at least the outermost layer of the cladding material (LCMn) at least partially relates to a layer (CRSL) in which residual compressive stresses act, and said layer (CRSL), in which the residual compressive stresses act, passes from the indicated outer surface (OSF) into at least the outermost layer of the cladding material (LCMn).

2. Крыльчатка (IMP) по п. 1, в которой указанный слой плакирующего материала (LCM1-LCMn) получен с помощью дуговой сварки вольфрамовым электродом в среде защитного газа (GTAW) или указанные слои плакирующего материала (LCM1-LCMn) получены с помощью дуговой сварки вольфрамовым электродом в среде защитного газа (GTAW).2. The impeller (IMP) according to claim 1, wherein said layer of cladding material (LCM1-LCMn) is obtained by arc welding with a tungsten electrode in a protective gas medium (GTAW) or said layers of cladding material (LCM1-LCMn) are obtained using arc welding with a tungsten electrode in a protective gas medium (GTAW).

3. Крыльчатка (IMP) по п. 1 или 2, в которой указанный материал (BM) основы является материалом X3CrNiMo13-4 (1.4313).3. The impeller (IMP) according to claim 1 or 2, wherein said base material (BM) is X3CrNiMo13-4 (1.4313) material.

4. Крыльчатка (IMP) по любому из пп. 1-3, в которой материал, по меньшей мере, одного слоя плакирующего материала (LCM1-LCMn) является материалом Стеллит 21.4. The impeller (IMP) according to any one of paragraphs. 1-3, in which the material of at least one layer of cladding material (LCM1-LCMn) is a Stellit material 21.

5. Крыльчатка по п. 1, в которой указанный базовый элемент (BE) содержит секцию (HSC) ступицы и лопатки (BLA) крыльчатки, отходящие радиально и/или в осевом направлении от указанной секции (HSC) ступицы.5. The impeller according to claim 1, wherein said base element (BE) comprises a hub section (HSC) and impeller blades (BLA) extending radially and / or axially from said hub section (HSC).

6. Способ изготовления крыльчатки (IMP) со слоистой системой (LSY) по любому из пп. 1-5, включающий в себя этапы, на которых:6. A method of manufacturing an impeller (IMP) with a layered system (LSY) according to any one of paragraphs. 1-5, which includes stages in which:

1) механически обрабатывают базовый элемент (BE) из материала (BM) основы;1) machining the base element (BE) from the base material (BM);

2) определяют зону (STZ) обработки поверхности;2) determine the area (STZ) surface treatment;

3) преобразуют, по меньшей мере, часть указанной зоны (STZ) обработки поверхности в слоистую систему (LSY) посредством следующих подэтапов:3) convert at least part of the specified zone (STZ) surface treatment in a layered system (LSY) through the following sub-steps:

a) плакирование, по меньшей мере, одного слоя плакирующего материала (CM1-LCMn) на указанном материале (BM) основы указанной зоны (STZ) обработки поверхности;a) cladding at least one layer of cladding material (CM1-LCMn) on said base material (BM) of said surface treatment zone (STZ);

b) дробеструйное упрочнение, по меньшей мере, участка указанной зоны (STZ) обработки поверхности на участке указанной слоистой системы (LSY).b) shot peening at least a portion of said surface treatment zone (STZ) in a portion of said layered system (LSY).

7. Способ по п. 6, в котором выполняют следующий подэтап: c) термообработка указанного базового элемента (BE).7. The method according to claim 6, in which the following sub-step is performed: c) heat treatment of said base element (BE).

8. Способ по п. 7, в котором выполняют следующий подэтап: d) окончательная механическая обработка указанного базового элемента (BE).8. The method of claim 7, wherein the following sub-step is performed: d) final machining of said base element (BE).

9. Способ по одному из предыдущих пп. 6-8, в котором выполняют следующий этап: 4) прикрепление бандажной секции (SRS) к указанному основному элементу (BE).9. The method according to one of the preceding paragraphs. 6-8, in which the following step is carried out: 4) attaching the retaining section (SRS) to the specified main element (BE).

10. Способ по любому из пп. 6-9, в котором указанный слой плакирующего материала (LCM1-LCMn) получают посредством дуговой сварки вольфрамовым электродом в среде защитного газа (GTAW).10. The method according to any one of paragraphs. 6-9, in which the specified layer of cladding material (LCM1-LCMn) is obtained by arc welding with a tungsten electrode in a protective gas medium (GTAW).

11. Способ по любому из пп. 6-10, в котором указанный материал (BM) основы является материалом X3CrNiMo13-4 (1.4313).11. The method according to any one of paragraphs. 6-10, wherein said base material (BM) is X3CrNiMo13-4 (1.4313) material.

12. Способ по любому из пп. 6-11, в котором материал указанного слоя плакирующего материала (LCM1-LCMn) является материалом Стеллит 21.12. The method according to any one of paragraphs. 6-11, in which the material of the specified layer of cladding material (LCM1-LCMn) is a material Stellit 21.