CN103061827B - 一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片 - Google Patents
一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片 Download PDFInfo
- Publication number
- CN103061827B CN103061827B CN201310003595.1A CN201310003595A CN103061827B CN 103061827 B CN103061827 B CN 103061827B CN 201310003595 A CN201310003595 A CN 201310003595A CN 103061827 B CN103061827 B CN 103061827B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- blade
- core component
- blade profile
- vane
- profile parts
- 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.)
- Active
Links
Abstract
一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片，它包含叶型部件(2)和内核部件(5)，内核部件(5)安装在叶型部件(2)的内部；叶型部件(2)由纤维增强陶瓷基复合材料构成，叶型部件外表面(3)的外形呈三次样条曲面，确定了叶片的气动外形，叶型部件内表面(4)的形状也呈三次样条曲面，确定了内部区域；内核部件(5)由与叶型部件(2)完全不同的金属材料构成，内核部件(5)的外部形状与叶型部件(2)的内部形状相对应，其上设置有复数个冷却流道(6)，其中通冷却气流(7)来带走叶片(1)上的热量；冷却气流(7)流过冷却流道(6)，最终从叶片尾缘(11)流出；该叶片相比于高温合金叶片，提高了可用工作温度，减轻了结构质量，延长工作寿命，具有良好的应用前景。
Description
技术领域
本发明涉及一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片，尤其涉及内部冷却的混合CMC（纤维增强陶瓷基复合材料）叶片，属于航空燃气涡轮发动机和地面重型燃气轮机技术领域。
背景技术
燃气涡轮发动机的核心机由压气机、燃烧室以及涡轮组成。很多燃烧室和涡轮部件是直接暴露在高温燃气中的，例如燃烧室、燃烧室与涡轮间的气流通道、涡轮静子叶片、涡轮转子叶片和包容它们的环形机匣段。
我们知道随着燃气温度的升高，发动机的推力和效率会得到提高。现代高效率燃气涡轮发动机的燃气温度超过1600°C，这已经超过了与之接触结构材料的安全工作温度。因此，出现了不少方法用以保证这些部件的正常工作，包括气膜冷却、内部冷却和热障涂层TBC等。
气膜冷却涉及压气机中冷空气的提取、冷空气在结构部件中的传送和与高温燃气流动的混合。冷却气膜是由冷空气从被冷却部件上气孔渗出所形成的。气膜冷却系统对于高温部件的冷却是非常有效的，但它会明显降低发动机的效率。冷却气流的压缩需要消耗能量，冷却气流量的增加会引起燃气温度的降低，而且气膜会对涡轮导向器叶片的平滑绕流产生干扰。
内部冷却一般是从发动机压气机提取冷空气或从燃气涡轮发电站的其他有用循环中提取冷却蒸汽。内部冷却不会影响叶型周围的空气或燃气绕流，它不会以冷空气来稀释高温燃气，而且它所要求的冷却空气压力要小于气膜冷却，但是内部冷却会引起厚度方向的温度梯度，而且随着结构壁厚增加、材料热导率降低，内部冷却的效率会大大降低。
如TBC之类的隔热结构得到发展，用以保护高温工作部件。尽管TBC对当代燃气涡轮发动机高温部件的起了有效的保护作用，但随着下一代发动机燃气温度的进一步提高，TBC的保护作用将会变得很有限。
由于CMC的材料固有属性，它能比高温合金承受更高的工作温度，也就是说CMC能减少冷却用的空气流量，从而提高发动机推力和效率，减少发动机的尾气排放量。但是CMC材料的强度一般并不如高温合金高，因此应用在涡轮导向器叶片上就要求更厚的截面形状。由于CMC的低热导率和相关的截面厚度，内部闭路循环冷却一般不适合作为发动机部件的冷却方式。如果在叶型部件的内部冷却中用挡板或其他零件对准冷却气流，那么用来维持冷却气流的压力会超过叶型外部的燃气压力，因此不会发生任何由于高温燃气渗进叶片而引起的失效。为了在特定位置提供精确的冷却空气量，以保持合适的冷却温度、防止过冷却，这样的冷却流道一般要有复杂的几何形状。一般在CMC部件中很难制造出如此复杂的流道。下一代燃气涡轮发动机预想达到更高的工作温度，因此需要进一步发展CMC叶型和相应冷却方式。
发明内容
1．发明目的
本发明的目的是提供一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片，它包含由CMC（纤维增强陶瓷基复合材料）构成的叶型和金属材料构成的内核。金属内核上含有用于带走CMC叶型上热量的冷却空气流道。冷却流道由金属内核外表面开槽形成，提供对CMC叶型的对流换热冷却和热传导冷却。通过将内核与叶型至少(6)%的内壁粘合，由冷却空气压力所引起的内应力将大大减小。对各部件材料属性的选择将使系统的热应力达到最小。
2．技术方案
见图2-4，本发明为一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片(1)，它包含叶型部件(2)和内核部件(5)，内核部件(5)安装在叶型部件(2)的内部。
叶型部件(2)由纤维增强陶瓷基复合材料CMC构成，叶型部件外表面(3)的外形呈三次样条曲面，确定了叶片的气动外形，叶型部件内表面(4)的形状也呈三次样条曲面，确定了内部区域。这里的CMC可以是任何已有的或在发展中的纤维增强陶瓷基复合材料。纤维和包围它们的基体可以是氧化物陶瓷、非氧化物陶瓷或两者的任意组合。近年来发展出了广泛的由相同或不同组分的基体材料和增强相所结合成的CMC。纤维可以是连续纤维或非连续长纤维，基体可以包含晶须、小片状体或颗粒。增强纤维可以在基体层中规则排列，相邻层可以旋转一定角度来获得想要的力学强度。
内核部件(5)由与叶型部件(2)完全不同的金属材料构成，内核部件(5)的外部形状与叶型部件(2)的内部形状相对应，其上设置有多个冷却流道(6)，其中通冷却气流(7)来带走叶片(1)上的热量。冷却流道(6)是由内核部件外表面(8)上的沟槽来实现的。在内核部件(5)的前缘设置有圆柱形的通透进气风室(9)，该进气风室(9)用来从叶片的外部引入冷却气流。开孔(10)是用来连接进气风室(9)和冷却流道(6)的通道。通过对进气风室尺寸的选择，可以维持冷却气流(7)的压力在预定范围内。冷却气流(7)流过冷却流道(6)，最终从叶片尾缘(11)流出。
内核部件外表面(8)与叶型部件内表面(4)通过粘结层(12)结合在一起，如图3所示。粘结层(12)可以是一层粘合剂或由叶型部件内表面(4)与内核部件外表面(8)贴合在一起烧结而成。粘结层(12)提供了将叶型部件(2)上的热量传输至内核部件(5)的热流通道，并依次传给冷却气流(7)。另外，将会有部分热量直接从叶型部件(2)传递给冷却气流(7)，因为叶型部件内表面(4)构成了冷却流道(6)的外部边界。
叶型部件(2)上的陶瓷基复合材料提供了足够承受叶片热机械应力的强度。内核部件填补了叶型部件(2)内部的空腔，限制了叶型部件内表面(4)的面积，防止了如图1所示的现有技术叶片在工作中由于高压冷却气流所引起的气球效应。在叶片尾缘处内部冷却气流压力的减小是尤其有益的，它可以减小尾缘处的纤维增强陶瓷基复合材料CMC厚度。内核部件(5)对叶片的振动也有抑制作用，增加了叶片硬度和刚性，提高了振动抗性和可靠性，而且产生的噪音比先有设计更小。甚至，在内核部件(5)上设置的冷却流道(6)比现有的在CMC薄片中形成流道或利用内部金属鞘、挡板形成流道的技术更为简单。在制造时可以先制造叶型部件(2)，并利用它作为模具来铸造内核部件(5)。铸造中用以在内核部件(5)上形成流道的一次性模具在热力作用下会脱落。典型的模具材料有蜡、塑料和聚苯乙烯等。
由于叶型部件(2)直接暴露在高温燃气中，温度远高于内核部件(5)，因此相应的热膨胀会引起叶型部件(2)与粘结层(12)中的张力。相应地就要求内核部件(5)的热膨胀系数（CTE）要大于叶型部件(2)的热膨胀系数（CTE），这个差值至少能部分抵消温度变化，从而减小热膨胀中的热不匹配，最大程度地减小叶片工作过程中的热应力。
为了保证粘结层(12)的结构完整性，就要求内核部件(5)的力学强度要小于粘结层(12)的力学强度。叶型部件(2)上的裂纹会引起冷却气流向高温燃气的不必要渗漏。粘结层(12)的脱层剥落会引起叶型部件(2)的冷却失效。因此，就要求内核部件(5)应用拉伸强度小于粘结层(12)和叶型部件(2)的材料，使之成为结构中的脆弱部分。内核部件(5)的设计应具有应变耐受性，以释放热应力所引起的载荷，当承受压力产生微裂纹时，会形成蠕变。它趋向于承受主要的载荷，如果内核部件的杨氏模量太高，那么叶型部件就无法承受比较多的载荷。
对内核部件(5)热传导性能的要求取决于总体的热载荷、冷却流道(6)的数量和位置以及CMC叶型部件的热传导性。一般来说，氧化物CMC材料的热传导性低于非氧化物CMC的热传导性，因此对于氧化物CMC就要求内核部件材料具有更好的热传导性能。
如图2所示的叶片(1)包含了沉积在叶型部件(2)外表面的热障涂层TBC。对它的设计，要以符合需要的叶型形状为原则，并保证与CMC叶型材料具有相似的热膨胀系数，以防止高温环境下的热应变不匹配引起涂层脱落。
其中，为保证叶型部件(2)与内核部件(5)之间足够的热量传递，内核部件外表面(8)至少有30%的面积要粘合在叶型部件内表面(4)上。
其中，内核部件(5)的热膨胀系数要大于叶型部件(2)的热膨胀系数，大于数为7%~14%。
其中，内核部件材料的杨氏模量要小于叶型部件材料的一半，甚至要小于1/3或1/10。
其中，热障涂层TBC是莫来石2Al2O3-3SiO2或其他隔热材料。
综上所述，本发明的混合叶片利用了有效的内部冷却系统和热障涂层TBC，氧化物CMC结构叶片可以在1600°C的高温燃气环境下工作。具有完整冷却流道和进气风室的内核部件选择合适的材料制造，用以改善与叶型部件的热交换，使粘结交接面的应力水平最小化，并减少了内部冷却空气压力在CMC叶型部件上所引起的应力。
3.优点及功效
本发明一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片的优点是：
1）提高叶片的许用温度，从而提高发动机涡轮前温度至1600°C，减少冷却气流，使发动机推力和效率得到提升；
2）混合型叶片的结构质量低于现有技术的镍基高温合金叶片，并通过冷却方式的设计，简化复杂的冷却流道和附加结构，简化发动机结构，减轻重量，增加可靠性；
3）由于需要的冷却气流更少，并且燃烧室有更高的燃烧温度，因此燃料燃烧更为充分，发动机排放气体中的CO和NOx的含量更少，尾气更为洁净；
4）叶片具有更高的强度和更长的使用寿命，减少了维护成本。
附图说明
图1：一个现有技术燃气涡轮导向器叶片截面图
图2：混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片截面图
图3：图2所示叶片的A-A方向视图
图4：图2所示叶片的透视图，其内核部件粘合在CMC叶型部件上
图中符号说明如下：
1、叶片；2、叶型部件；3、叶型部件外表面；4、叶型部件内表面；5、内核部件；6、冷却流道；7、冷却气流；8、内核部件外表面；9、进气风室；10、开孔；11、叶片尾缘；12、粘结层
具体实施方式
见图1-图4，本发明为一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片(1)，它包含叶型部件(2)和内核部件(5)，内核部件(5)安装在叶型部件(2)的内部。叶型部件(2)由纤维增强陶瓷基复合材料CMC构成，其叶型部件外表面(3)的外形呈三次样条曲面，确定了叶片的气动外形，叶型部件内表面(4)的形状也呈三次样条曲面，确定了内部区域。叶型部件(2)外表面附着有热障涂层TBC——莫来石（2Al2O3-3SiO2）。内核部件(5)的外形与叶型部件(2)的内表面相对应，内核部件(5)安装在叶型部件(2)的内部。内核部件(5)由金属材料制造，其上设置有多个冷却流道(6)，通冷却气流(7)来带走叶片(1)上的热量，冷却流道(6)是由内核部件外表面(8)上的沟槽来实现的。在内核部件(5)的端头部设置有圆柱型的通透进气风室(9)，该进气风室(9)用来从叶片的一端引入冷却气流，开孔(10)是用来连接进气风室(9)和冷却流道(6)的通道。通过对进气风室尺寸的选择，可以维持冷却气流(7)的压力在预定范围内。冷却气流(7)流过冷却流道(6)，最终从叶片尾缘(11)流出。内核部件外表面(8)与叶型部件内表面(4)通过粘结层(12)结合在一起，粘结层(12)可以是一层粘合剂或由叶型部件内表面(4)与内核部件外表面(8)贴合在一起烧结而成。粘结层(12)提供了将叶型部件(2)上的热量传输至内核部件(5)的热流通道，并依次传给冷却气流(7)。叶型部件内表面(4)构成了冷却流道(6)的外部边界。
为保证叶型部件(2)与内核部件(5)之间足够的热量传递，内核部件外表面(8)至少有30%的面积要粘合在叶型部件内表面(4)上。为保证叶片工作过程中的热应力最小化，内核部件(5)的CTE(热膨胀系数)要大于叶型部件(2)，在具体实施方案中约大7%~14%。为了维持粘结层(12)的结构完整性，要求内核部件(5)的力学强度小于粘结层(12)，即内核部件(5)的杨氏模量E、屈服强度σs和损伤容限均小于粘结层(12)。另外，由于叶型部件(2)承受主要的气动热力载荷，那么就要求内核部件(5)所用材料的杨氏模量E要小于叶型部件(2)所用CMC(纤维增强陶瓷基复合材料)的一半，甚至要小于1/3或1/10。如果内核部件(5)的刚度过大，那么按照层合复合材料的应力分配原则，大部分的载荷就会通过粘结层(12)传递至内核部件(5)上，使粘结层(12)承受了较大的层间拉伸和剪切应力，造成粘结层(12)结构破坏。导向器叶片的冷却气流可以从发动机高压压气机的某一级引入，其压力要足够维持冷却流道(6)的内部压力，以防止叶片外部高温燃气向叶片内部的反向渗漏，引起叶片内部结构的烧蚀损坏。
Claims (1)
1.一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片，其特征在于：它包含叶型部件(2)和内核部件(5)，内核部件(5)安装在叶型部件(2)的内部；叶型部件(2)由纤维增强陶瓷基复合材料CMC构成，其叶型部件外表面(3)的外形呈三次样条曲面，确定了叶片的气动外形，叶型部件内表面(4)的形状也呈三次样条曲面，确定了内部区域；叶型部件(2)外表面附着有热障涂层TBC——莫来石2Al2O3-3SiO2；内核部件(5)的外形与叶型部件(2)的内表面相对应；内核部件(5)由金属材料制造，其上设置有多个冷却流道(6)，通冷却气流(7)来带走叶片(1)上的热量，冷却流道(6)是由内核部件外表面(8)上的沟槽来实现的；在内核部件(5)的端头部设置有圆柱型的通透进气风室(9)，该进气风室(9)用来从叶片的一端引入冷却气流，开孔(10)是用来连接进气风室(9)和冷却流道(6)的通道；通过对进气风室尺寸的选择，维持冷却气流(7)的压力在预定范围内；冷却气流(7)流过冷却流道(6)，最终从叶片尾缘(11)流出；内核部件外表面(8)与叶型部件内表面(4)通过粘结层(12)结合在一起，粘结层(12)是一层粘合剂或由叶型部件内表面(4)与内核部件外表面(8)贴合在一起烧结而成；粘结层(12)提供了将叶型部件(2)上的热量传输至内核部件(5)的热流通道，并依次传给冷却气流(7)；叶型部件内表面(4)构成了冷却流道(6)的外部边界；
为保证叶型部件(2)与内核部件(5)之间足够的热量传递，内核部件外表面(8)至少有30％的面积要粘合在叶型部件内表面(4)上；为保证叶片工作过程中的热应力最小化，内核部件(5)的热膨胀系数要大于叶型部件(2)，为7％～14％；为了维持粘结层(12)的结构完整性，要求内核部件(5)的力学强度小于粘结层(12)，即内核部件(5)的杨氏模量E、屈服强度和损伤容限均小于粘结层(12)；另外，由于叶型部件(2)承受主要的气动热力载荷，那么就要求内核部件(5)所用材料的杨氏模量E要小于叶型部件(2)所用CMC的一半，或小于1/3或1/10；导向器叶片的冷却气流从发动机高压压气机的某一级引入，其压力要足够维持冷却流道(6)的内部压力，以防止叶片外部高温燃气向叶片内部的反向渗漏，引起叶片内部结构的烧蚀损坏。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201310003595.1A CN103061827B (zh) | 2013-01-06 | 2013-01-06 | 一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201310003595.1A CN103061827B (zh) | 2013-01-06 | 2013-01-06 | 一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN103061827A CN103061827A (zh) | 2013-04-24 |
| CN103061827B true CN103061827B (zh) | 2015-05-06 |
Family
ID=48104677
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201310003595.1A Active CN103061827B (zh) | 2013-01-06 | 2013-01-06 | 一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN103061827B (zh) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9040138B2 (en) * | 2013-04-29 | 2015-05-26 | General Electric Company | Composite article including composite to metal interlock and method of fabrication |
| WO2015017095A2 (en) | 2013-07-09 | 2015-02-05 | United Technologies Corporation | Plated polymer nosecone |
| CA2917884A1 (en) | 2013-07-09 | 2015-01-15 | United Technologies Corporation | Plated polymer fan |
| CA2917871A1 (en) | 2013-07-09 | 2015-01-15 | United Technologies Corporation | Plated tubular lattice structure |
| US10227704B2 (en) | 2013-07-09 | 2019-03-12 | United Technologies Corporation | High-modulus coating for local stiffening of airfoil trailing edges |
| WO2015006438A1 (en) | 2013-07-09 | 2015-01-15 | United Technologies Corporation | Plated polymer compressor |
| CN104493081B (zh) * | 2014-12-09 | 2016-07-06 | 南京航空航天大学 | 用于空心涡轮叶片熔模铸造的注蜡模具及其快速制造方法 |
| US20170089208A1 (en) * | 2015-09-30 | 2017-03-30 | General Electric Company | Vane separators with acoustic insulation |
| CN107542498B (zh) * | 2016-06-28 | 2021-09-10 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种混合结构风扇叶片 |
| US10562210B2 (en) * | 2017-03-22 | 2020-02-18 | General Electric Company | Method for forming passages in composite components |
| GB201813084D0 (en) * | 2018-08-10 | 2018-09-26 | Rolls Royce Plc | Efficent gas turbine engine |
| CN110617114B (zh) * | 2019-09-02 | 2021-12-03 | 上海大学 | 覆陶高温合金静叶片 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61118504A (ja) * | 1984-11-15 | 1986-06-05 | Toshiba Corp | ガスタ−ビン空冷案内羽根 |
| JPH0828205A (ja) * | 1994-07-20 | 1996-01-30 | Hitachi Ltd | ガスタービン静翼 |
| US6284390B1 (en) * | 1998-06-12 | 2001-09-04 | United Technologies Corporation | Thermal barrier coating system utilizing localized bond coat and article having the same |
| EP1953342A1 (de) * | 2007-02-01 | 2008-08-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
| JP5029960B2 (ja) * | 2008-01-15 | 2012-09-19 | 株式会社Ｉｈｉ | 高温部品の内面冷却構造 |
-
2013
- 2013-01-06 CN CN201310003595.1A patent/CN103061827B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN103061827A (zh) | 2013-04-24 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN103061827B (zh) | 一种混合型陶瓷基复合材料涡轮导向器叶片 | |
| JP6353056B2 (ja) | 第１のハニカム層および第２のハニカム層ならびにこれらの間の穿孔された中間シールプレートを備えるガスタービン用積層シールアセンブリ | |
| EP2893150B1 (en) | Airfoil components containing ceramic-based materials and processes therefor | |
| JP4518317B2 (ja) | 加工性と性能に優れたハイブリッドセラミック母材複合タービンブレード | |
| US11598216B2 (en) | Ceramic matrix composite airfoil cooling | |
| US10458260B2 (en) | Nozzle airfoil decoupled from and attached outside of flow path boundary | |
| JP5537564B2 (ja) | 一体形プラットフォームを有するセラミックマトリクス複合材ブレード及びその製造方法 | |
| US8980435B2 (en) | CMC component, power generation system and method of forming a CMC component | |
| US7435058B2 (en) | Ceramic matrix composite vane with chordwise stiffener | |
| US7824150B1 (en) | Multiple piece turbine airfoil | |
| EP2614902B1 (en) | Core for a casting process | |
| US20140127457A1 (en) | Ceramic matrix composite component forming method | |
| US7918647B1 (en) | Turbine airfoil with flow blocking insert | |
| EP3039245B1 (en) | Cmc airfoil with ceramic core | |
| CN102418562B (zh) | 一种纤维缠绕的预应力涡轮转子 | |
| CN111852688A (zh) | 高速飞行器飞行技术 | |
| US20170328216A1 (en) | Ceramic matrix composite airfoil cooling | |
| US20170362941A1 (en) | Ceramic matrix composite component cooling | |
| US10309242B2 (en) | Ceramic matrix composite component cooling | |
| US10767494B2 (en) | CMC aerofoil | |
| EP3365531A1 (en) | Component for a fluid flow engine and method | |
| US11261741B2 (en) | Ceramic airfoil trailing end configuration | |
| Ainley | The high temperature turbo-jet engine | |
| US20180154429A1 (en) | Method for casting a turbine blade | |
| JP5517742B2 (ja) | 分割体、これを用いたタービン分割環およびこれを備えたガスタービン |
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 |