CN101532400B - 高温燃气涡轮发动机部件 - Google Patents

高温燃气涡轮发动机部件 Download PDF

Info

Publication number
CN101532400B
CN101532400B CN200910118437.4A CN200910118437A CN101532400B CN 101532400 B CN101532400 B CN 101532400B CN 200910118437 A CN200910118437 A CN 200910118437A CN 101532400 B CN101532400 B CN 101532400B
Authority
CN
China
Prior art keywords
marmem
temperature
turbine engine
actuator body
alloy
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN200910118437.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101532400A (zh
Inventor
D·M·利普金
L·姜
R·S·班克
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN101532400A publication Critical patent/CN101532400A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101532400B publication Critical patent/CN101532400B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C19/00—Alloys based on nickel or cobalt
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/006—Resulting in heat recoverable alloys with a memory effect
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22F—CHANGING THE PHYSICAL STRUCTURE OF NON-FERROUS METALS AND NON-FERROUS ALLOYS
    • C22F1/00—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working
    • C22F1/10—Changing the physical structure of non-ferrous metals or alloys by heat treatment or by hot or cold working of nickel or cobalt or alloys based thereon
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C21—METALLURGY OF IRON
    • C21D—MODIFYING THE PHYSICAL STRUCTURE OF FERROUS METALS; GENERAL DEVICES FOR HEAT TREATMENT OF FERROUS OR NON-FERROUS METALS OR ALLOYS; MAKING METAL MALLEABLE, e.g. BY DECARBURISATION OR TEMPERING
    • C21D2201/00—Treatment for obtaining particular effects
    • C21D2201/01—Shape memory effect
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/505—Shape memory behaviour

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Micromachines (AREA)

Abstract

本发明涉及高温形状记忆合金致动器。具体而言，提供了一种具有致动器主体(201)的高温部件，该致动器主体(201)具有包括形状记忆合金的可致动部分，该形状记忆合金含有镍、铝、铌、钛、钽中的一种或多种和铂系金属。形状记忆合金在预定温度时具有改变的几何形状。致动器主体(201)也能在高温氧化环境下工作并能抵抗高温氧化环境。本发明还公开了用于形成致动器的方法和用于高温控制的方法。

Description

高温燃气涡轮发动机部件
技术领域
本公开一般涉及包括用于在高温下致动的用形状记忆合金的结构的部件，例如燃气涡轮发动机中的部件。 
背景技术
在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机内被加压，在燃烧室内与燃料混合并被点燃从而产生热燃烧气体。热燃烧气体流入发动机的涡轮部分。发动机的涡轮部分典型地包括多个级，其可包括涡轮叶片(turbine blade)与涡轮导叶(turbine vane)的组合。膨胀的燃烧气体通过施加压力于用于使涡轮轴转动的叶片上而驱动涡轮。利用涡轮轴的转动来产生电力或产生机械驱动力。导叶典型地包括翼型构造并将燃烧气体引导至涡轮的下一级涡轮叶片。这些燃烧气体使得涡轮叶片与涡轮导叶暴露在高温且腐蚀性的环境下。 
通过对包括基于铁、镍及钴基超合金在内的高性能材料的开发，以用于在保持机械完整性与尺寸稳定性的同时应对工作应力与温度的组合，已经在耐高温能力领域取得了巨大的进步。涡轮效率与可靠性的进一步改良源于使用了能够防止超合金被氧化及被热腐蚀的周围涂层。然而，由于现在还未发现能够承受涡轮发动机工作期间的高温及氧化环境的形状记忆合金，因此还不存在用于这些方面以及类似高温应用的形变致动器。 
基于镍-钛系统的形状记忆合金已经在商业上被采用在各种的低温应用中。然而，由于在大约250℃温度以上镍-钛系统因相变与氧化会经历快速的退化。 
因此，期望得到一种能用于高温应用的包括形状记忆合金的部 件，其具有在高温和氧化环境下、例如在涡轮发动机的工作条件下工作和/或致动的能力。 
发明内容
本公开的一个实施例包括一种具有致动器主体的高温燃气涡轮发动机部件，该致动器主体具有包括形状记忆合金的可致动部分，该形状记忆合金含有镍(Ni)、铝(Al)、铌(Nb)、钛(Ti)和/或钽(Ta)以及铂系金属(PGM)。致动器主体在预定温度下具有改变的几何形状。致动器还能抵抗高温氧化。 
本公开的另一实施例包括一种形成用于致动的高温形状记忆合金的方法。该方法包括：提供一种形状记忆合金，其含有从由镍、铝、铌、钛、钽及其组合构成的组中选出的一种或多种元素和从由铂(Pt)、钯(Pd)、铑(Rh)、钌(Ru)、铱(Ir)及其组合构成的组中选出的铂系金属。该合金被加热至预定的高温。然后合金在预定温度被形变以赋予对高温的形状记忆。根据功能上的需要，形状记忆合金可以被反复热机械处理，以实现形状记忆合金更好的可逆性。然后合金被固定在结构/部件上以形成高温形状记忆致动器。 
本公开的又一实施例包括一种提供高温致动控制的方法。该方法包括提供一种包括致动器主体的高温致动器，该致动器主体具有包括形状记忆合金的可致动部分，该形状记忆合金含有从由镍、铝、铌、钛、钽及其组合构成的组中选出的一种或多种元素和从由铂、钯、铑、钌、铱及其组合构成的组中选出的铂系金属。致动器主体在预定温度下具有改变的几何形状。致动器能抵抗高温氧化。该方法还包括将致动器暴露在预定温度下以改变可致动部分的几何形状。可以通过环境温度的改变、电阻加热或其类似来实现预定温度。 
本公开的又一实施例提供了一种高温燃气涡轮发动机部件，包括：致动器主体，所述致动器主体具有包括形状记忆合金的可致动部分，所述形状记忆合金包括下列式的合金： 
(A1-xPGMx)0.5+yB0.5-y
其中，A是从由镍、钴、铁及其组合构成的组中选出的元素；B是从由铝、铬、铪、锆、镧、钇、铈、钛、钼、钨、铌、铼、钽、钒及其组合构成的组中选出的元素；PGM是从由铂、钯、铑、钌、铱及其组合构成的组中选出的铂系元素；x为0＜x≤1，且y从0到0.23， 
其中，所述形状记忆合金在预定温度以上时具有改变的几何形状；其中，所述致动器主能抵抗高温氧化环境；并且其中，所述致动器主体(201)的改变的几何形状更改了气流路径。 
根据本公开的又一实施例，由于所述涡轮发动机部件在工作期间使得达到或超过所述预定温度，所述可致动部分在所述预定温度以下时基本上处于马氏体相，而在所述预定温度以上时基本上处于奥氏体相。 
根据本公开的又一实施例，所述致动器主体(201)被固定到或相邻于从由喷嘴、排气结构、罩、罩悬挂件、叶片、盘、密封件、燃烧室及其组合构成的组中选出的部件。 
根据本公开的又一实施例，所述致动器主体(201)形成到从由喷嘴、排气结构、罩、罩悬挂件、叶片、盘、密封件、燃烧室及其组合构成的组中选出的部件中。 
根据本公开的又一实施例，所述形状记忆合金包括下列式的合金： 
(A1-xPGMx)0.5+yB0.5-y
其中，x从0.05到0.6，且y从0.01到0.2。 
根据本公开的又一实施例，所述形状记忆合金包括下列式的合金： 
(A1-xPGMx)0.5+yB0.5-y
其中，A基本上是镍和钴，PGM是铂和钯中之一或者二者，B基本上是铝和钛，且钛与铝的比为从0.1到10。 
根据本公开的又一实施例，所述形状记忆合金包括下列式的合金： 
(A1-xPGMx)0.5+yB0.5-y
其中，B还包括高达10原子％的铬，以及高达2原子％的铪、锆中之一或者二者和钇。 
根据本公开的又一实施例，所述形状记忆合金包括下列式的合金： 
Ru0.5+y(Nb1-xTax)0.5-y
其中，x从0到1，且y从-0.06到0.23。 
从下文对优选实施例更详细的描述，并结合通过实例来说明本公开原理的附图，可以明白本公开的其它特征和优势。 
附图说明
图1显示了根据本公开的实施例的燃气涡轮发动机的涡轮部分的一部分的横截面图。 
图2显示了如图1所示的根据本公开的实施例的燃气涡轮发动机的涡轮部分的一部分的放大视图。 
图3显示了根据本公开的实施例的致动器。 
图4显示了根据本公开的另一实施例的致动器。 
图5显示了实例1和对比实例2的受到热循环的形状记忆合金涂层的照片。 
图6显示了实例1和对比实例2的形状记忆合金涂层的重量增加与热氧化循环的图表。 
在任何可能的情况下，所有图中使用相同的参考标号表示相同或类似的部件。 
具体实施方式
于此公开的是用在高温致动器中的材料。于此使用的“致动器”、“致动”、“可致动的”和其语法变化的意思涵括了设备或部件以及运动或功能，该运动和功能包括对暴露在某一条件下、例如对暴露在预定温度或温度范围作出响应的机械设备或系统的移动或控制。例如，形 状记忆合金可以结合到致动器中，其中该形状记忆合金可以用于当暴露在预定温度下时以控制的方式操纵或移动部件的表面或部分。另外，含有致动器的形状记忆合金在首次暴露于某一温度期间能不可逆地展开或以别的方式移动，并且之后保持基本上静止。根据特定实施例的致动器包括部件或部件的部分，其包括一种或多种能够在高温和氧化条件下、例如在燃气涡轮发动机中出现的条件下使用的形状记忆合金。 
涡轮发动机部件大体由高温合金、例如超合金形成，而且已知其在拉伸强度、抗蠕变和抗氧化方面的高温性能。实例包括镍基合金、钴基合金、铁基合金以及钛基合金。在一个实施例中，形状记忆合金材料可被制造到涡轮部件中，以提供期望的部件致动功能。制造方式可包括将形状记忆合金机械连接或冶金结合到致动器主体和/或涡轮部件中。 
根据本公开的实施例的形状记忆合金的特征在于温度相关的相变。这些相包括马氏体相和奥氏体相。在以下的讨论中，马氏体相一般是指低温相，而奥氏体相一般是指高温相。马氏体相一般较易于变形，而奥氏体相一般则较难以变形。当形状记忆合金处于马氏体相，并且被加热至某一温度以上时，形状记忆合金开始变至奥氏体相。此现象开始时的温度被称为奥氏体开始温度(As)。此现象完成时的温度被称为奥氏体完成温度(Af)。当形状记忆合金处于奥氏体相并且被冷却时，它开始转变至马氏体相。此现象开始时的温度被称为马氏体开始温度(Ms)。转变至马氏体相完成时的温度被称为马氏体完成温度(Mf)。 
形状记忆合金可以显示出单程形状记忆效应、固有的双程形状记忆效应，或者非固有的双程形状记忆效应，这取决于特定的合金成分、加工历史以及(在非固有的情况下)致动器构造。退火的形状记忆合金典型地只显示出单程形状记忆效应。在形状记忆材料的低温变形(Mf以下)之后将其加热至奥氏体完成温度以上时会使其恢复到原始的高 温奥氏体(Af以上)形状。因此，通过加热可以观察到单程形状记忆效应。 
固有和非固有的双程形状记忆材料的特征在于从马氏体相加热到奥氏体相时和从奥氏体相冷却到马氏体相时的形状转变。固有的双程形状记忆行为必须通过加工而在形状记忆材料中引起。这些步骤可以包括在材料处于马氏体相时使其变形，之后在约束下反复地加热和冷却经过转变温度。一旦材料已经被训练成显示出双程形状记忆效应，那么其在低温状态与高温状态之间形状变化一般是可逆的，并且能够持续大量次数的热循环。与此相反，显示出非固有的双程形状记忆效应的结构是将显示出单程效应的形状记忆合金与提供用于恢复低温形状的恢复力的另一元件组合在一起。非固有的双程形状记忆效应的实例包括将形状记忆合金固定到不同的材料上，通过激光退火或喷丸处理及其类似来改变形状记忆合金的表面。在此类情况下，致动器主体的一部分被用于在加热时引起单程形状记忆致动，而致动器主体的另一部分被用于在冷却经过转变温度时提供形状恢复力。 
本公开的一个实施例包括一种形成形状记忆致动器的方法。根据本公开的形状记忆合金可以利用在致动器机构上，以响应预定温度来提供致动。形状记忆合金被赋予期望的几何形状和/或构造，用于在致动器工作期间致动。该方法包括提供含有镍、铝、铌、钛、钽或其组合和铂系金属的形状记忆合金。该合金可以通过已知的用于制造形状记忆合金的方法来制造。例如，合金可以用真空熔炼来制造，例如真空感应熔炼或真空电弧熔炼，以形成形状记忆合金合成物的锭块，可选择地之后进行变形工艺，例如轧制、挤压、锻造、拉拔和/或型锻。备选地，形状记忆合金可以通过沉积(如热喷涂、物理气相沉积、真空电弧沉积)来制造。另外，合金也可通过粉末固结来制造。一旦制成，合金被加热至足够的温度以赋予其期望的高温形状，例如加热至奥氏体完成温度以上的温度。在高温下使合金变形以赋予其在高温工作时的期望几何形状。当冷却至马氏体相时，形状记忆合金保持其奥氏体 相的几何形状。在As以下的温度下合金任何以后的变形会在重新加热至Af以上的温度来恢复。形状记忆效应的可逆性可以通过热机械训练来改进。该训练可以包括在低温马氏体状态下使合金轻微变形。轻微形变的一个实例可以包括赋予大约2％的塑性应变。然后合金在接近或高于Af的温度下退火。变形和退火工艺被反复进行多个循环，例如一到十个循环，或者直到获得期望的形状记忆效应的可逆性为止。 
用于提供致动的合适的形状记忆合金材料包括，但并不意指局限于，镍-铝基合金，特别是具有铂系金属(即PGM)添加物(铑，钌，钯，铱，铂)的镍-铝合金。合金成分选择成对于应用能提供期望的形状记忆效应，例如但并不局限于，转变温度和应变、应变滞后、致动力、屈服强度(马氏体相和奥氏体相的)、阻尼能力、抗氧化和抗热腐蚀性、反复循环致动的能力、显示出双程形状记忆效应的能力、以及其它大量的工程设计标准。对于在燃气涡轮发动机应用中的致动，形状记忆合金具有极佳的抗氧化性附于最热的应用高达1150℃)以及高转变温度(需要在接近工作温度下进行致动的情况下)。合适的形状记忆合金成分可以包括，但并不局限于符合分子式(A1-xPGMx)0.5+yB0.5-y的合金，其中A为镍、钴、铁中的一种或多种；PGM包括一种或多种铂系金属元素，包括铂、钯、铑、钌、铱；B包括铝、铬(Cr)、铪(Hf)、锆(Zr)、镧(La)、钇(Y)、铈(Ce)、钛(Ti)、钼(Mo)、钨(W)、铌(Nb)、铼(Re)、钽(Ta)、钒(V)中的一种或多种；x的范围为从大于0到大约1或者从大约0.1到大约0.6原子分数，且y的范围为从大约0到大约0.23或者从大约0.01到大约0.2原子分数。另外，合金可以还包括高达约1原子％的碳和/或硼。一个实施例包括该分子式，其中A为镍，PGM为铂和钯中的一种或多种；B为铝、铬、铪和锆中的一种或多种。另一实施例包括该分子式，其中A为镍；PGM为钯；B为钛和铝；x为大约0.4，且y从大约-0.1到大约0.1。在又一实施例中，B包括钛和铝，且钛与铝的比从大约0.1到大约10。在又一实施例中，B包括高达10原子％的铬和高达2原子％的铪、锆中之一或二者以及钇。 
本公开的又一实施例包括具有分子式Ru0.5+y(Nb1-xTax)0.5-y的合金系统。这些合金系统还包括适合形状记忆特性的相，例如马氏体相和奥氏体相。含钌系统的一个实施例包括合金，其中y从大约-0.06到大约0.23原子分数，且x从大约0到大约1。 
虽然形状记忆合金可以形成到致动器主体或致动器主体的一部分内，但形状记忆合金也可以直接地固定到高温部件上。固定的具体方法部分地取决于期望的几何形状、形状记忆合金的成分以及可致动的部件。固定形状记忆合金到基础部件结构上的不同方法一般可被归类为机械连接、沉积或者冶金结合。合适的机械连接方法包括但不局限于铆接、螺栓连接、支撑或者丝线打捆。合适的沉积方法包括，但不局限于通过电弧喷涂、电火花沉积、激光包覆、真空等离子喷涂、惰性气体保护的热喷涂、等离子传递电弧、物理气相沉积或者真空电弧沉积的包覆或涂覆。合适的冶金结合方法包括，但不局限于钎焊、共挤压、爆炸结合、热等静压成型(HIP)、锻造结合、扩散结合、惰性焊接、平移摩擦焊接，熔焊、摩擦搅拌焊接及其类似。 
虽然已经参考了将形状记忆合金固定到涡轮部件上，但应注意到包括根据本公开的形状记忆合金的涡轮部件也可以是能从固定的或转动的涡轮部件分离和/或拆下的。例如，合适的部件可包括分离的密封部件，其具有在腔体内自由浮动的结构，其通过加热而膨胀到期望的几何形状。 
图1是显示了根据本公开的实施例的利用形状记忆致动器的燃气涡轮发动机的中心线横截面的视图。涡轮部100虽是三级涡轮，但也可取决于涡轮设计而采用任何数量的级数。涡轮盘101安装在轴(未示出)上，该轴沿发动机的中心线103延伸通过盘101中的孔，如图所示。涡轮叶片102固定到盘101上。特别地，第一级叶片105连接到第一级盘106上，而第二级叶片107连接到第二级盘108上，第三级叶片109连接到第三级盘110上。导叶111从壳体113中延伸出。热燃烧气体流过热气流路径中的导叶111和叶片102。第一级叶片105、第 二级叶片107、第三级叶片109以及导叶111延伸进入热气流路径中。当安装在盘101上的叶片102由于热气体撞击到其上而转动时，导叶111用来引导热气流，从而抽取能量以操作发动机。 
轮间(wheel space)密封件115用于密封盘101和涡轮叶片102的下部以防止热燃烧气体通过，并且将热燃烧气体维持在热气流路径中。密封件115形成边界以防止热气体的泄漏。然而密封件115在转动期间会容易发生泄漏，特别是在工作温度下，因此期望将发生的泄漏量减到最小。包括具有根据本公开的实施例的形状记忆合金材料的致动器主体在内的致动器可以用来在高温下、例如在燃气涡轮发动机的工作温度下展开，以降低穿过密封件115产生的泄漏量。 
图2显示了图1中区域117的放大视图，显示了燃气涡轮机的位于第一级叶片105和第一级盘106之前的一部分。由形状记忆合金制成的多个形状致动器201沿轮间密封路径203被固定，燃烧气体可能在此处发生泄漏。形状致动器201可以用任何的方式被固定在沿轮间密封路径203的表面上，包括连接到金属表面或者以其它方式结合或者固定到该表面上。形状致动器201构造成能够在燃气涡轮发动机的工作温度时或低于工作温度的情况下运动或致动。特别地，当轮间密封路径203内的温度开始超过大约奥氏体开始温度时致动可发生。在奥氏体开始温度，形状致动器201内的形状记忆合金的几何形状开始变化。虽然此过程可以是不可逆的，但形状致动器201也可包括双程形状记忆特征，其中将形状致动器201冷却(例如轮间密封路径203内的温度降低)到大约马氏体开始温度以下会导致相变为马氏体相，并且使形状致动器201回到其相应的低温时的几何形状。形状记忆合金几何形状的改变使得形状致动器201能够运动。该运动可以通过在单个点或多个点处将致动器201固定到刚性表面上来提供，其中当处于奥氏体相时，形状致动器201可以包括直的、弯的或者曲线的几何形状。特别是在工作温度下，本实施例中的弯曲或其它运动提供了轮间密封路径203内减小的横截面，泄漏可能穿过该横截面而发生，从而改善 了密封件115的性能。虽然图2显示了多个致动器201，但也能使用任何数量或单个的致动器201，其中致动器201的位置可以包括在组装和/或展开期间能提供期望功能的任何位置。致动器201可以单个地设置或者被分割以适应单个零件的构造，例如围绕导叶111的周边方向。备选地，一个或更多的致动器201可以在涡轮装配期间或之后被固定到涡轮部件的表面上。 
图3显示了致动器201的一个实例，其中致动器201以一定的方式被固定到表面上，使得在致动器201暴露于超过约奥氏体开始温度时能够在密封路径203内枢转运动。此实例中的致动器201被固定到涡轮部件的表面上的某一位置处，并离开枢轴一段距离，以允许致动器在致动期间绕枢轴转动。 
图4显示了致动器201的一个实例，其中致动器201以一定的方式沿某一位置被固定到涡轮部件的表面上，使得在致动器201暴露于超过大约奥氏体开始温度时允许其的至少一部分向轮间密封路径内弯曲或成弧形。 
虽然图1-4描述了涡轮密封件，但是本公开并不局限于使用在密封件中。本公开也可包括在任何高温和/或氧化环境中的形状致动器201。虽然不作为限制，但包括根据本发明的形状记忆合金的形状致动器201可以使用在涡轮喷嘴、叶片、罩、罩悬挂件、燃烧室、排气嘴、盘以及其它暴露在高温下的密封件中，或邻近于上述部件，或与上述部件结合使用。特别地，形状致动器201可以包括排气嘴或关联结构，其中排气嘴的几何形状可以通过使用其中的形状记忆合金在工作温度下改变或构造，用以提供对排出气体流量的控制或管理。在另一实施例中，根据本公开的实施例的形状致动器201可以包括V形排气装置，以提供起飞时的噪音降低和巡航时的空气动力效率。另外，根据本公开的实施例的形状致动器201可以包括用于控制、调节和/或优化燃气涡轮发动机内的冷却气流分配的冷却空气分流器。 
实例 
单晶体超合金Rene N5试样涂覆有测试材料。该试样直径为25毫米，厚度为3.25毫米。实例1包括50微米的(Ni，Pt)Al涂层，其具有根据分子式Ni-40Al-6Co-5Pt-4Cr(原子％)的近似成分。对比实例2包括275微米的镍钛涂层，其具有根据分子式Ni-47Ti(原子％)的成分。对比实例2是广泛使用的镍钛-族形状记忆合金的代表。试样经过了空气中反复的热循环，其中它们被加热到1150℃长达1小时，之后被冷却至室温。图5显示了热循环之前、1个循环后及100个循环后的实例1和对比实例2。注意到对比实例2由于单个循环后严重的氧化而失效，但实例1甚至在1150℃的100个循环后仍保持完整。图6用图表显示了实例1和对比实例2相对的质量增加。从这个实例中可以看出，形状记忆合金的抗高温成分可以承受以涡轮工作为代表的苛刻的氧化环境，然而本领域的技术人员已知的用于低温工作的镍钛基形状记忆合金则在高温下被过于严重地氧化以至于不能使用。 
虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改变并且可以用等效物替换其元件。另外，在不脱离本发明的基本范围的情况下，可以进行多种修改，以根据本发明的教导来改变特定的环境或材料。因此，本发明意指并不局限于本文所公开的实施本发明的最佳实施方式的特定实施例，而是本发明将包括落入所附的权利要求的范围内的所有实施例。 

Claims (8)

1.一种高温燃气涡轮发动机部件，包括：
致动器主体(201)，所述致动器主体(201)具有包括形状记忆合金的可致动部分，所述形状记忆合金包括下列式的合金：
(A1-xPGMx)0.5+yB0.5-y
其中，A是从由镍、钴、铁及其组合构成的组中选出的元素；B是从由铝、铬、铪、锆、镧、钇、铈、钛、钼、钨、铌、铼、钽、钒及其组合构成的组中选出的元素；PGM是从由铂、钯、铑、钌、铱及其组合构成的组中选出的铂系元素；x为0＜x≤1，且y从0到0.23，
其中，所述形状记忆合金在预定温度以上时具有改变的几何形状；
其中，所述致动器主体(201)能抵抗高温氧化环境；并且
其中，所述致动器主体(201)的改变的几何形状更改了气流路径。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机部件，其特征在于，由于所述涡轮发动机部件在工作期间使得达到或超过所述预定温度，所述可致动部分在所述预定温度以下时基本上处于马氏体相，而在所述预定温度以上时基本上处于奥氏体相。
3.根据权利要求1所述的涡轮发动机部件，其特征在于，所述致动器主体(201)被固定到或相邻于从由喷嘴、排气结构、罩、罩悬挂件、叶片、盘、密封件、燃烧室及其组合构成的组中选出的部件。
4.根据权利要求1所述的涡轮发动机部件，其特征在于，所述致动器主体(201)形成到从由喷嘴、排气结构、罩、罩悬挂件、叶片、盘、密封件、燃烧室及其组合构成的组中选出的部件中。
5.根据权利要求1所述的涡轮发动机部件，其特征在于，所述形状记忆合金包括下列式的合金：
(A1-xPGMx)0.5+yB0.5-y
其中，x从0.05到0.6，且y从0.01到0.2。
6.根据权利要求1所述的涡轮发动机部件，其特征在于，所述形状记忆合金包括下列式的合金：
(A1-xPGMx)0.5+yB0.5-y
其中，A基本上是镍和钴，PGM是铂和钯中之一或者二者，B基本上是铝和钛，且钛与铝的比为从0.1到10。
7.根据权利要求1所述的涡轮发动机部件，其特征在于，所述形状记忆合金包括下列式的合金：
(A1-xPGMx)0.5+yB0.5-y
其中，B还包括高达10原子％的铬，以及高达2原子％的铪、锆中之一或者二者和钇。
8.一种高温燃气涡轮发动机部件，包括：
致动器主体(201)，所述致动器主体(201)具有包括形状记忆合金的可致动部分，所述形状记忆合金含有从由镍、铝、铌、钛、钽及其组合构成的组中选出的一种或多种元素和从由铂、钯、铑、钌、铱及其组合构成的组中选出的铂系金属，所述形状记忆合金在预定温度以上时具有改变的几何形状；并且
其中，所述致动器主体(201)能抵抗高温氧化环境；
其中，所述形状记忆合金包括下列式的合金：
Ru0.5+y(Nb1-xTax)0.5-y
其中，x从0到1，且y从-0.06到0.23。
CN200910118437.4A 2008-02-27 2009-02-27 高温燃气涡轮发动机部件 Expired - Fee Related CN101532400B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/038,424 US20150083281A1 (en) 2007-12-26 2008-02-27 High temperature shape memory alloy actuators
US12/038424 2008-02-27

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101532400A CN101532400A (zh) 2009-09-16
CN101532400B true CN101532400B (zh) 2015-01-07

Family

ID=41010438

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200910118437.4A Expired - Fee Related CN101532400B (zh) 2008-02-27 2009-02-27 高温燃气涡轮发动机部件

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20150083281A1 (zh)
EP (1) EP2116621A3 (zh)
JP (1) JP5523719B2 (zh)
CN (1) CN101532400B (zh)

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110105004A1 (en) * 2009-10-30 2011-05-05 Gm Global Technology Operations, Inc. Fan system for venting a vehicle
US9200527B2 (en) * 2011-01-04 2015-12-01 General Electric Company Systems, methods, and apparatus for a turbine interstage rim seal
US8635868B2 (en) 2011-01-24 2014-01-28 Carefusion 303, Inc. Self-aligning termination for memory alloy wire
US8845272B2 (en) 2011-02-25 2014-09-30 General Electric Company Turbine shroud and a method for manufacturing the turbine shroud
CH704526A1 (de) * 2011-02-28 2012-08-31 Alstom Technology Ltd Dichtungsanordnung für eine thermische Maschine.
CN102251146B (zh) * 2011-07-14 2013-04-24 北京航空航天大学 一种钛镍铝基高温合金材料及其等温锻造制备方法
US8939709B2 (en) * 2011-07-18 2015-01-27 General Electric Company Clearance control for a turbine
US20130042426A1 (en) * 2011-08-17 2013-02-21 GM Global Technology Operations LLC Electronic vehicle wiper blade parking mechanism
US9671030B2 (en) * 2012-03-30 2017-06-06 General Electric Company Metallic seal assembly, turbine component, and method of regulating airflow in turbo-machinery
US9188010B2 (en) * 2012-06-25 2015-11-17 General Electric Company Systems and methods to control flow in a rotor wheel
US9297310B2 (en) * 2012-10-18 2016-03-29 General Electric Company Part load performance improvement using deformable bore plugs
US9261022B2 (en) 2012-12-07 2016-02-16 General Electric Company System for controlling a cooling flow from a compressor section of a gas turbine
US10138742B2 (en) * 2012-12-29 2018-11-27 United Technologies Corporation Multi-ply finger seal
US9567113B2 (en) * 2013-05-03 2017-02-14 The Boeing Company Thermal seal with thermally induced shape change
US20140361499A1 (en) * 2013-06-11 2014-12-11 General Electric Company Shape memory alloy intersegment seals
US9416675B2 (en) 2014-01-27 2016-08-16 General Electric Company Sealing device for providing a seal in a turbomachine
US20150343548A1 (en) * 2014-05-30 2015-12-03 GM Global Technology Operations LLC Method for joining wire
US10099290B2 (en) 2014-12-18 2018-10-16 General Electric Company Hybrid additive manufacturing methods using hybrid additively manufactured features for hybrid components
WO2017034550A1 (en) * 2015-08-25 2017-03-02 Halliburton Energy Services, Inc. Torque transmission joint with shape-memory alloy cladding for a bottom-hole assembly
CN105296836B (zh) * 2015-11-17 2017-12-08 北京科技大学 一种具有形状记忆效应的NxMy高熵合金及其制备方法
CN106086501B (zh) * 2016-05-31 2017-09-12 有研亿金新材料有限公司 一种贵金属合金及其制备方法和应用
EP3464961B1 (en) * 2016-06-03 2020-05-13 FMC Technologies, Inc. Shape memory alloy member for use in polymer or composite seal applications
JP6883818B2 (ja) * 2017-02-28 2021-06-09 国立研究開発法人物質・材料研究機構 高温形状記憶合金およびその製造方法
JP7175477B2 (ja) * 2017-06-27 2022-11-21 株式会社C&A 金属部材
RU2685926C1 (ru) * 2018-11-14 2019-04-23 Федеральное государственное унитарное предприятие "Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов" (ФГУП "ВИАМ") Интерметаллидный сплав на основе никеля и изделие, выполненное из него
JP7176692B2 (ja) * 2018-11-21 2022-11-22 国立研究開発法人物質・材料研究機構 高温形状記憶合金、その製造方法、それを用いたアクチュエータおよびエンジン
US11486349B2 (en) 2020-01-10 2022-11-01 General Electric Company Methods for manufacturing blade structures
US11326462B2 (en) * 2020-02-21 2022-05-10 Mechanical Dynamics & Analysis Llc Gas turbine and spacer disk for gas turbine
US11441545B2 (en) 2020-02-25 2022-09-13 General Electric Company Tungsten-based erosion-resistant leading edge protection cap for rotor blades
US11674599B2 (en) 2020-07-15 2023-06-13 The Boeing Company Seal assembly including shape memory stiffening members
US11592112B2 (en) 2020-07-15 2023-02-28 The Boeing Company Labyrinth barrier with members constructed of a shape memory material
US11598419B2 (en) 2020-07-15 2023-03-07 The Boeing Company Seal assembly with actuation members constructed of shape memory material
CN114570948B (zh) * 2022-02-15 2023-04-11 中南大学 一种对增材制造形状记忆合金零件控形的后处理方法
CN114759321B (zh) * 2022-05-24 2024-03-08 厦门海辰储能科技股份有限公司 电池以及密封方法
CN115896548B (zh) * 2022-10-24 2024-01-30 中国科学院合肥物质科学研究院 一种具有宽温域高阻尼的Co基合金及其热处理方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1058449A (zh) * 1990-07-27 1992-02-05 通用电气公司 用于燃气涡轮机内转子空气流量控制的热线性致动器
CN1528941A (zh) * 2003-09-26 2004-09-15 上海交通大学 微米晶钛镍钯基高温形状记忆合金制备方法
CN1644904A (zh) * 2004-01-20 2005-07-27 通用电气公司 用于操作燃气轮机发动机的方法和装置
CN101078082A (zh) * 2007-06-29 2007-11-28 北京航空航天大学 一种钴镍铁镓形状记忆合金材料
CN101121985A (zh) * 2007-09-30 2008-02-13 北京航空航天大学 一种钛锆铌锡高温形状记忆合金材料及其制备方法

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5918208A (ja) * 1982-07-21 1984-01-30 Toshiba Corp ラビリンスパツキン
JPH03110046A (ja) * 1989-09-26 1991-05-10 Tokin Corp 合金細線及びその製造方法
DE69511037T2 (de) * 1994-10-28 1999-12-09 Kazuhiro Otsuka Verfahren zur Herstellung von Formgedächtnislegierungen mit hoher Umwandlungstemperatur
US6010584A (en) * 1997-09-30 2000-01-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy High temperature shape memory effect in ruthenium alloys
US6702873B2 (en) * 2002-04-23 2004-03-09 The Boeing Company High particle separation efficiency system
EP1629134B1 (en) * 2003-03-25 2012-07-18 Questek Innovations LLC Coherent nanodispersion-strengthened shape-memory alloys
US7367776B2 (en) * 2005-01-26 2008-05-06 General Electric Company Turbine engine stator including shape memory alloy and clearance control method
JP5057320B2 (ja) * 2005-02-25 2012-10-24 独立行政法人物質・材料研究機構 Ｐｄ添加ＴｉＮｂ基形状記憶合金
US7749341B2 (en) * 2006-03-06 2010-07-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Precipitation hardenable high temperature shape memory alloy
GB2437298B (en) * 2006-04-18 2008-10-01 Rolls Royce Plc A Seal Between Rotor Blade Platforms And Stator Vane Platforms, A Rotor Blade And A Stator Vane
US7854391B2 (en) * 2006-04-27 2010-12-21 General Electric Company Flow regulating articles and methods of manufacture

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1058449A (zh) * 1990-07-27 1992-02-05 通用电气公司 用于燃气涡轮机内转子空气流量控制的热线性致动器
CN1528941A (zh) * 2003-09-26 2004-09-15 上海交通大学 微米晶钛镍钯基高温形状记忆合金制备方法
CN1644904A (zh) * 2004-01-20 2005-07-27 通用电气公司 用于操作燃气轮机发动机的方法和装置
CN101078082A (zh) * 2007-06-29 2007-11-28 北京航空航天大学 一种钴镍铁镓形状记忆合金材料
CN101121985A (zh) * 2007-09-30 2008-02-13 北京航空航天大学 一种钛锆铌锡高温形状记忆合金材料及其制备方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
TaRu和NbRu高温形状记忆合金的马氏体组织形态与亚结构;高昕等;《功能材料》;20030625;第34卷(第3期);第286-287页，及290页 *

Also Published As

Publication number Publication date
US20150083281A1 (en) 2015-03-26
EP2116621A2 (en) 2009-11-11
CN101532400A (zh) 2009-09-16
JP2009203982A (ja) 2009-09-10
EP2116621A3 (en) 2010-11-17
JP5523719B2 (ja) 2014-06-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101532400B (zh) 高温燃气涡轮发动机部件
JP5484647B2 (ja) タービンエンジン部品用の耐エロージョン・耐摩耗性保護構造体
US7575418B2 (en) Erosion and wear resistant protective structures for turbine components
EP2809884B1 (en) Aluminum airfoil
EP2497596B1 (en) Method of fabricating a component and a component
EP1911932A2 (en) Turbine rotor and steam turbine
Kushan et al. ALLVAC 718 Plus™ superalloy for aircraft engine applications
EP2390374B1 (en) Multi-alloy article, and method of manufacturing thereof
US9157139B2 (en) Process for applying a shape memory alloy erosion resistant protective structure onto an airfoil of a turbine blade
JP2012507624A (ja) 溶接添加剤、溶接添加剤の使用並びにコンポーネント
US6838190B2 (en) Article with intermediate layer and protective layer, and its fabrication
WO2012038166A2 (en) Nickel-base superalloy
CN112343718B (zh) 形状记忆合金加强套管
Schwant et al. Improvement in Turbine Performance
CN108603511B (zh) 用于制造旋转机械的部件的方法
EP2339040B1 (en) Actuator and engine
WO2014078042A1 (en) Hybrid gas turbine bearing support
US11827955B2 (en) NiCrMoNb age hardenable alloy for creep-resistant high temperature applications, and methods of making
JP2005054271A (ja) 高温用途のための合金、これから作られた物品、及び物品を修理する方法
EP2492450A2 (en) Process of forming an explosion-welded gas turbine shroud segment
Alven Refractory-and precious metal-based superalloys
WO2018187703A1 (en) Variable inlet guide vane assembly having embedded actuator
Clarke et al. Materials developments in aeroengine gas turbines
CN104711458A (zh) 一种用于热障涂层的含一种活性元素的粘结层材料
WO2022132928A1 (en) NiCrMoNb AGE HARDENABLE ALLOY FOR CREEP-RESISTANT HIGH TEMPERATURE APPLICATIONS, AND METHODS OF MAKING

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20150107

Termination date: 20160227