CN103084780B - 用于维修涡轮叶片顶部的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于维修涡轮叶片顶部的方法。描述了一种用于维修涡轮叶片的方法。涡轮叶片通常包括根部部分；具有压力侧壁和吸力侧壁的翼型件；以及设置在这两个侧壁之间的顶部。该方法包括以下步骤：去除顶部的基本上所有的上部区域，以及然后重建上部顶部区域的仅仅一部分。被重建的部分大体从吸力侧壁延伸。另一个实施例涉及一种用于维修或修改涡轮叶片的方法，涡轮叶片包括在翼型件的压力侧壁和吸力侧壁两者上方延伸的鸣声器边缘。从压力侧壁延伸的鸣声器边缘部分被去除，同时将从吸力侧壁延伸的鸣声器边缘部分留在原位。

Description

用于维修涡轮叶片顶部的方法
技术领域
本发明大体涉及涡轮机，诸如涡轮发动机。更明确地讲，本发明涉及用于维修涡轮机的翼型件部件的方法。
背景技术
大多数涡轮发动机的典型设计在本领域中是众所周知的。它们包括用于压缩与燃料混合的空气的压缩机。燃料-空气混合物在附接的燃烧器中点燃以产生燃烧气体。在现代的发动机中可在大约1100℃到2000℃的范围内的热的、被加压的气体被允许膨胀通过涡轮喷嘴，涡轮喷嘴引导流以使附接的高压涡轮转动。涡轮通常与转子轴杆联接以驱动压缩机。核心气体然后离开高压涡轮，从而向下游提供能量。能量呈附加的旋转能的形式，其被附接的较低压力的涡轮级提取，和/或呈通过排气喷嘴的推力的形式。
在典型的情况下，通过使热的燃烧气体撞击到一个或多个装有叶片的转子组件上，在燃烧器内产生的热能转换成涡轮内的机械能。(精通本领域的人员会理解，术语“叶片”通常为用于航空涡轮的词汇的一部分，而术语“轮叶”典型地在描述同样类型的用于以地面为基础的涡轮的部件时使用)。转子组件形成了整个定子-转子组件的一部分，在其中，转子叶片排和在定子组件上的定子导叶排交替地延伸越过沿轴向定向的流动通路，用于使燃烧气体“工作”。
各个转子叶片包括翼型件，其包括压力侧和吸力侧。每个翼型件从转子叶片平台沿径向向外延伸。每个转子叶片还包括燕尾榫，其从在平台和燕尾榫之间延伸的柄沿径向向内延伸。燕尾榫用来将转子组件内的转子叶片安装到转子盘或轴。
由涡轮中的热膨胀燃烧气体越过在旋转的涡轮叶片和包围叶片的静止的密封件或护罩之间的空隙的泄漏引起了涡轮发动机效率的降低。由于高温和离心载荷，在这样的相对旋转的构件之间密封以避免在效率方面的损失的问题在发动机的涡轮区段中非常难。
改进在相应的涡轮叶片和护罩或静止的密封件之间的密封的一种方法为通过在涡轮叶片上提供鸣声器(squealer)型的顶部(即凹槽式叶顶)。鸣声器顶部包括相对小的高度的连续的周边端壁，其典型地包围涡轮叶片的径向外端上的端盖并且从涡轮叶片的径向外端上的端盖向外突出。(端盖通常封闭叶片内部中的一个或多个冷却空气室)。在不干扰转子的转动的情况下，或者在不干扰转子或护罩的结构完整性的情况下，鸣声器顶部以及其它的顶部设计和几何形状在最小化装有叶片的转子组件和护罩之间的“间隔空隙”方面通常可非常有效。
由于侵蚀或高温氧化的作用，鸣声器顶部和其它类型的转子顶部在涡轮发动机已经使用了一段时间后有时候需要维修。维修过程通常涉及通过不同的机械加工技术去除在顶部上部区域中的所有的或者大部分的材料。然后从转子叶片的压力侧和吸力侧两侧重建顶部区域。使用不同的技术来重建顶部区域，诸如焊接工艺或激光熔凝。在某些情况下，叶片顶部用与初始的材料不同的材料重建。例如，初始的叶片可用镍基或钴基超级合金中的一种类型铸造，然而维修材料可为超级合金中的另一种类型，例如允许更高效地焊接到初始结构的一种超级合金。
转子顶部的维修过程可能是耗时的。要求新的顶部的非常精确的形状，并且它的性能特性必须满足严格的标准。此外，形成新的顶部的材料可能非常昂贵。
考虑到这些需要考虑的事项，应该显而易见的是，用于维修涡轮机的叶片的顶部的新的工艺在本领域内将受到欢迎。技术应该为成本高效的，同时使得能够形成具有好的性能特点的新的叶片顶部。此外，该新技术应当可用于维修鸣声器顶部叶片，并且还应顺应于(amenable to)使用各种用于新的顶部的材料。
发明内容
本发明的一个实施例涉及用于维修包括根部部分、具有压力侧壁和吸力侧壁的翼型件以及设置在这两个侧壁之间的顶部的涡轮叶片的一种方法。该方法包括以下步骤：去除顶部的基本上所有的上部区域；并且然后重建上部顶部区域的仅仅一部分。被重建的部分大体上自吸力侧壁延伸。
本发明的另一个实施例涉及用于维修或修改包括根部部分、具有压力侧壁和吸力侧壁的翼型件以及设置在这两个侧壁之间的顶部的涡轮叶片的一种方法，其中，该顶部包括在压力侧壁和吸力侧壁两者上方延伸的鸣声器边缘部分。该方法包括以下步骤：去除从压力侧壁延伸的鸣声器边缘部分；同时将从吸力侧壁延伸的鸣声器边缘部分留在原位。
附图说明
图1为在现有技术中已知的示范性涡轮叶片的透视图。
图2为在图1中示出的涡轮叶片的一部分的透视放大图。
根据本发明的一些实施例，图3为在维修过程期间涡轮叶片的顶部区域的描述。
根据本发明的实施例，图4为维修后的在图3中描绘的顶部区域的描绘。
具体实施方式
本文公开的任何范围为包括性的并且为可组合的(例如“高达大约25%重量”，或更明确地说，“大约5%重量到大约20%重量”的组成范围包括范围的端点和所有的中间值)。此外，术语“第一”、“第二”等等在本文中不表示任何顺序、数量或重要性，而是用来区分一个元件与另一个元件。术语“一”和“一个”在本文中不表示数量的限制，而是表示存在参考条目中的至少一个。此外，近似语言(如本文贯穿说明书和权利要求所使用的)可被应用于修饰任何定量的表达，其在没有导致改变与其相关的基本功能的情况下可容许变化。因此，由一个术语或多个术语(诸如“大约”)修饰的值不限于指定的精确值。在某些情况下，近似语言可对应于用于测量该值的仪器的精度。
图1描绘了用于燃气涡轮发动机的示范性的涡轮叶片10，在其中，使用了鸣声器顶部(如下面所描述)。涡轮叶片10包括翼型件12，其具有前缘14、后缘16、顶部18、平台20、凸的吸力侧壁22以及凹的压力侧壁24。压力侧壁和吸力侧壁通常但不是一直在前缘和后缘两者处接在一起。弧形的内平台26附接到翼型件12的平台20。
通常，这种类型的翼型件12通过铸造技术生产。在制造翼型件12时，压力侧壁24和吸力侧壁22、顶部盖28以及鸣声器顶部30作为一件式翼型件本体32被整体地铸造。翼型件本体32典型地由传统的镍基或钴基超级合金（并且有时由铁基超级合金）铸造，超级合金具有适合于意图的操作条件的高温强度特性。用于构造翼型件本体32的已知的材料的示例包括ReneTM77、ReneTM77、ReneTM80、ReneTM142以及ReneTMN4和N5镍基合金。尽管如此，在其它的情况下，涡轮叶片被铸造成没有顶部盖或仅有顶部盖的一部分。完整的顶部盖或它的剩余部分然后可被焊接或铜焊在适当的位置，例如使用与翼型件的其余部分相同材料的铸件。
鸣声器顶部延伸部分或“鸣声器边缘”从顶部盖28沿径向向外延伸。如前面提到的，鸣声器边缘具有足以减少越过顶部的热的燃烧气体流的形状和大小，同时仍然确保与任何相对的定子表面的必要的间隔。如下面进一步描述的，边缘有时候可由与用来形成翼型件12的其余部分的材料不同的材料制成。作为一个示例，边缘可由显示出优良的高温抗氧化性(如与翼型件的基础合金相比)的合金形成。通常，顶部18以及顶部延伸部分或边缘34(当存在时)为最容易受前面所提到的磨损和损坏影响的翼型件区域。
图2为如在图1中所描绘的、即根据本发明的任何处理之前的翼型件12的上部部分的透视放大图。(为了更好地观察细节，翼型件的定向已经被轻微地变动。此外，在某些位置(例如顶部盖)省略了薄膜冷却孔，以简化描述)。鸣声器顶部延伸部分或边缘34在叶片顶部18的整个外周边36周围延伸。如前面所提到的，通过许多种技术(例如在制造期间在适当的位置铸造，或者焊接到先前形成的翼型件上)，可将鸣声器顶部结合到翼型件中。
如在图2中示出的，鸣声器边缘上升到顶部盖28的表面之上选定的高度“x”，典型地为在选定的公差范围内的大致均一的高度。换句话说，边缘作为吸力侧壁22的内表面38以及作为压力侧壁24的内表面40向上延伸。使用前缘14和后缘16作为沿着边缘34的近似边界，在吸力侧壁附近上升的边缘可被看作为“吸力侧部分”，而在压力侧壁附近上升的边缘可被看作为“压力侧部分”。
高度尺寸“x”(即鸣声器边缘高度或顶部腔深度)为翼型件整体设计的一部分，并且由不同的因素-诸如在叶片顶部和静止的组件(例如护罩)之间的所要求的“间隔空隙”-决定。通常，高度尺寸“x”为翼型件12的整体高度或径向跨度(即在图1中的平台20上方)的大约2％至大约6％。作为工业的以地面为基础的涡轮的翼型件(其具有大约18厘米的整体长度(高度))的非限制性说明，高度尺寸“x”通常在大约3.5毫米到大约11毫米的范围内。(航空涡轮典型地具有不同的尺寸)。上升到顶部盖28上方的顶部的部分在本文中被指定为“上部顶部区域”42。
根据本发明的实施例，当期望维修涡轮叶片的上部顶部区域部分时，上部顶部区域42被基本上去除。在某些情况下，首先通过已知的程序去除可覆盖叶片顶部的保护性的涂层(例如，传统的金属和/或陶瓷涂层)。涂层去除技术的非限制性示例包括用去除溶液(例如苛性材料)与喷砂处理一起进行处理。
上部顶部区域然后可通过附加的技术去除。示例包括各种机械加工技术，诸如铣削和放电加工。也可以使用基于激光的切割技术，以及水射流切割。本领域技术人员将能够确定对于给定类型的叶片的最合适的技术或技术组合。在大多数实施例中，基本上所有的上部顶部区域被去除，即吸力侧部分和压力侧部分两者。图3描绘了翼型件12－去除了基本上所有的上部顶部区域之后，留下完全暴露的顶部盖28。顶部盖和周围的周边区域然后可通过常规的技术清洁并且抛光或平滑化。其它常规的维修也可在这个时候进行，例如裂缝维修。
在周边区域的表面准备之后，通过重建上部顶部区域的一部分使维修继续。根据本发明的实施例，被重建的上部顶部区域的唯一部分为从吸力侧壁22延伸的部分，即边缘的吸力侧部分。进行维修以提供用于顶部区域的这部分的所期望的网形。该期望的形状可为顶部区域的初始的网形，或来自该形状的某些所选的变型。
许多种技术可用于重建顶部区域。示例包括焊接工艺或基于激光的沉积技术。焊接工艺的非限制性实例包括气体保护钨极电弧焊(GTAW)技术或钨极惰性气体保护(TIG)焊技术。这些技术的一些变型或子类别被称作为“SWET”(在升高的温度下的超级合金焊接)，或覆盖焊接(wrap welding)。其它合适的技术包括：气体保护金属极电弧(SMAW)；气体金属电弧焊(GMAW)，有时称作为金属惰性气体或MIG焊；管状焊丝电弧焊(FCAW或FCA)；氧气-燃料焊接；以及等离子转移电弧(PTA)焊接。
基于激光的技术的非限制性示例包括激光熔凝，有时也被称作为“激光包覆”。有时被认为是激光熔凝的一种类别的一种相关技术被称作为直接金属激光烧结。当用典型地用于涡轮叶片的超级合金材料工作时，本领域技术人员熟悉关于基于激光的技术以及焊接技术的有关细节。
正如前面所提到的，用于重建所期望的顶部区域的材料可与用来形成翼型件(例如当它被最初铸造时)的材料不同。作为一个示例，新材料可为提供用于附接到现有的顶部的更好的焊接能力的一种材料。例如，该新材料还可为在高温下提供更好的强度或抗氧化性的一种材料。(本领域技术人员理解的是，对顶部区域的性能要求可通常不同于对翼型件结构的其余部分的要求)。在某些情况下，新材料还可为超级合金，尽管其为与初始材料在成分上不同的材料。在其它情况下，新材料可由不同类型的合金形成，正如例如在通过参考而结合到本文中的美国专利7282681(T.Kelly)中所描述。(如前面提到并且例如在Kelly专利中示出的，翼型件可包括许多薄膜冷却孔以及其它类型的孔和通道。这些特征可位于任何翼型件表面中,包括顶部盖。本领域技术人员可容易地确定孔或其它腔的形状、大小以及特定的位置。用于形成孔的方法(例如激光钻孔)在本领域中也是众所周知的。
图4描绘了在维修已经完成后的涡轮翼型件12。(使用了相同的参考标号，指定了新的或重新形成的特征的地方除外)。该图描绘了边缘的新的吸力侧部分54，其沿着吸力侧壁22从顶部盖28延伸。换句话说，建造材料形成了吸力侧壁的新的、延伸的内壁/内表面56，其从顶部盖28上升。故意没有从相对侧(即压力侧壁24上方)延伸的被重建的区域；并且周边区域58保持如图3中所描绘。
在一些实施例中，形成了相对小的过渡区域60，其可为在前缘14的大体附近的斜面或“斜坡(bank)”。斜面可从新的边缘54向下延伸到没有边缘的压力侧24上方的周边区域58。过渡区域可用于消除锋利的特征，锋利的特征有时可能在空气动力学上是不合需要的，或可能产生较高的应力集中系数。可在重建吸力侧边缘时形成该区域，和/或可在之后(例如通过磨削或铣削)成形该区域。
应当理解，本文所描述的创造性的概念可适用于各种翼型件顶部设计。作为一个非限制性的示例，与在美国专利5261789(Butts等，通过参考结合在本文中)中描述的翼型件顶部相似的翼型件顶部可根据本发明的实施例维修或修改。Butts等人的专利描述了涡轮叶片，其包括伴随着凹入的顶部壁的存在而从翼型件的吸力表面和压力表面两者延伸的一种类型的鸣声器边缘，其在压力壁的外表面内形成了顶部架。预期是，对这样的叶片的维修(如上所述的那样)将产生至少比得上在该专利中所描述的叶片设计的空气动力特性的空气动力特性。
一般而言，应该强调的是，存在对常规的、图1的鸣声器顶部设计的许多变型。作为一个示例，在某些顶部设计中，压力侧边缘和吸力侧边缘不在后缘(例如在图1中的缘16)处合并，而是改为通过相对小的空隙保持分开。在其它设计中，压力侧边缘可在前缘的终端之前终止(即在周向方向上朝向后缘)。本文所描述的维修过程应当顺应于鸣声器顶部设计上的这些和其它变型。
对于本发明的其它实施例，叶片顶部可实际上以完全围绕叶片的周边区域(即从翼型件的压力侧和吸力侧两者延伸)的鸣声器边缘终结。如果需要对顶部区域进行一些修改或维修，创造性的步骤可简单地包括去除从翼型件的压力侧延伸的鸣声器边缘部分，并且留下从吸力侧延伸的边缘部分(并且如有必要，在去除压力侧壁上方的鸣声器边缘部分期间或之后维修吸力侧边缘)。如前面以及在随后的示例中所述的，仅在翼型件的吸力侧上方存在鸣声器边缘还提供了用于许多最终用途应用的有利的特性和性能。
示例
进行了实验以论证根据本发明的一些实施例的涡轮叶片顶部的空气动力性能。一个样品包括涡轮叶片顶部，其具有：常规的鸣声器顶部几何形状(即类似于图2的鸣声器顶部几何形状)；完全围绕叶片顶部的周边延伸的鸣声器边缘。根据本发明的另一个样品包括涡轮叶片顶部，在其中，仅鸣声器边缘的吸力侧部分(即，如图4的鸣声器边缘的吸力侧部分)是存在的。
样品经受比较性的空气动力学测试，在其中，热气流被引导到具有各自的构造的叶片排的顶部区域上方。测量经过叶片之后的空气动力压力损失(即顶部热气泄漏)。实验室测试数据表明，同常规的叶片样品相比，对于仅具有吸力侧鸣声器边缘的样品来说，基本上无额外的空气动力压力损失。
此外，在其中仅重建了吸力鸣声器边缘的叶片维修预计将整体的维修时间减少多达大约40％。此外，在这种类型的维修中，节约了大量的相对昂贵的维修材料。
已经关于一些具体的实施例描述了本发明。实施例仅意图用于说明，并且不应该以任何方式被解释为限制性的。因此，应该理解的是可以对其进行在本发明和所附的权利要求的范围之内的修改。此外，上面提到的所有的专利、专利申请、文章以及文本通过引用结合在本文中。

Claims (13)

1.一种用于维修涡轮叶片的方法，所述涡轮叶片包括根部部分；具有压力侧壁和吸力侧壁的翼型件以及设置在所述两个侧壁之间的顶部；该方法包括以下步骤：
去除所述顶部的基本上所有的上部区域，并且然后重建所述顶部的所述上部区域的仅仅一部分，所述重建的所述顶部的所述上部区域的一部分从所述吸力侧壁延伸。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，将所述压力侧壁和所述吸力侧壁在前缘和后缘两者处接在一起；并且其中，所述顶部包括鸣声器顶部。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述鸣声器顶部包括围绕所述顶部并且从所述顶部向外突出的相对小的高度的连续周边端壁。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述重建从所述吸力侧壁延伸的所述顶部通过包括焊接或激光沉积工艺的技术来实施。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述焊接工艺包括钨极电弧焊(GTAW)，钨极惰性气体保护(TIG)焊，气体金属电弧焊(GMAW)，气体保护金属极电弧焊(SMAW)；管状焊丝电弧焊(FCAW)；等离子转移电弧(PTA)焊，氧气-燃料焊接；以及它们的组合。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述涡轮叶片由包括超级合金的材料形成。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述超级合金包含镍、钴、铁或者它们的组合。
8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，被重建的所述顶部的所述上部区域的部分包括与被去除的超级合金材料不同的金属材料。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述顶部以在它的最初制造时的所选的网形为特征；并且其中，被重建的所述顶部的所述上部区域的部分具有与最初制造的形状基本上相同的网形。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述涡轮叶片为燃气涡轮发动机的部件。
11.一种用于维修或修改涡轮叶片的方法，所述涡轮叶片包括根部部分；具有压力侧壁和吸力侧壁的翼型件；以及设置在所述两个侧壁之间的顶部，其中，所述顶部包括在所述压力侧壁和所述吸力侧壁两者上方延伸的鸣声器边缘部分；
所述方法包括以下步骤：去除从所述压力侧壁延伸的鸣声器边缘部分；同时将从所述吸力侧壁延伸的鸣声器边缘部分留在原位。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，从所述吸力侧壁延伸的鸣声器边缘部分需要维修以符合所选的网形，并且在去除在所述压力侧壁上方延伸的鸣声器边缘部分期间或之后实施所述维修。
13.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，通过包括焊接或激光沉积的技术实施所述维修。
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