CN104541025B - 包含陶瓷基材料的翼型构件及其过程 - Google Patents

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Abstract

一种用于产生包含陶瓷基材料且具有末端盖的翼型构件的过程。过程伴有由包含陶瓷基材料的前体的翼型件部分材料形成构件的翼型件部分。翼型件部分材料限定翼型件部分的凹入壁和凸出壁，并且凹入壁和凸出壁限定翼型件部分的末端区域，以及翼型件部分内的至少一个腔。形成了至少第一板层，其包含陶瓷基材料的前体，并且第一板层至少部分地闭合翼型件部分的末端区域处的腔。翼型件部分材料和第一板层接着固化，以使第一板层形成末端盖，该末端盖闭合腔，并且翼型件部分材料和第一板层的前体转化成其陶瓷基材料。

Description

包含陶瓷基材料的翼型构件及其过程
相关申请的交叉引用
本申请请求享有2012年8月14日提交的美国临时申请第61/ 682,870号的权益，并且请求享有2012年12月20日提交的美国专利申请第13/721349号的优先权，两者的内容通过引用并入本文中。
技术领域
本发明大体上涉及用于产生涡轮机的翼型构件的过程及由此产生的翼型构件。更具体而言，本发明针对用于产生具有末端盖的陶瓷基翼型构件的过程及由此产生的翼型构件。
背景技术
涡轮机的构件，包括燃气涡轮的叶片(轮叶)和导叶(喷嘴)，典型地由具有用于涡轮操作温度和条件的合乎需要的机械和环境性质的镍基、钴基或铁基超级合金形成。由于燃气涡轮的效率取决于其操作温度，故存在对能够经得起日益升高的温度的构件的需要。当构件的最高局部温度接近其合金的熔化温度时，强制空气冷却变为必要的。出于该原因，燃气涡轮的翼型件，以及特别是它们的低压和高压涡轮(LPT和HPT)叶片，通常需要复杂的冷却方案，其中空气强制穿过翼型件内的内部冷却通路，并且接着通过翼型件表面处的冷却孔排放。翼型构件可配备有末端盖，其调节内腔压力，允许适当的空气流穿过冷却通路和孔。末端盖典型地铸造、硬钎焊或焊接到金属空气冷却的LPT和HPT叶片上。
随着连续地尝试燃气涡轮的较高操作温度以便提高它们的效率，已经研究了备选材料。陶瓷基材料为显著的实例，因为它们的高温能力显著地降低了冷却空气要求。如本文中使用的，陶瓷基材料涵盖均一的(整体的)陶瓷材料，以及陶瓷基质复合(CMC)材料。CMC材料大体上包括嵌入陶瓷基质材料中的陶瓷纤维增强材料。增强材料可为不连续的短纤维，其随机地分散在基质材料或定向在基质材料内的连续纤维或纤维束中。增强材料在基质开裂的情况下用作CMC的承载组分。陶瓷基质继而保护增强材料，保持其纤维的定向，并且用于将负载消散至增强材料。作为基质和/或增强材料的硅基复合物如金刚砂(SiC)变为与燃气涡轮的高温构件(包括航空燃气涡轮发动机和发电行业中使用的陆基燃气涡轮发动机)特别相关。SiC纤维已经用作多种其它陶瓷基质材料的增强材料，包括TiC、Si3N4和Al2O3。连续的纤维增强陶瓷复合物(CFCC)为特定类型的CMC，其向多种高温承载应用提供了轻重量、高强度和高刚性，包括护罩、燃烧器衬套、导叶(喷嘴)、叶片(轮叶)和燃气涡轮的其它高温构件。由通用电气公司以HiPerComp®名称开发的CFCC材料的显著实例包含金刚砂和元素硅或硅合金的基质中的连续的金刚砂纤维。
各种技术可用于制造CMC构件，包括化学蒸气渗透(CVI)和熔化渗透(MI)。这些制造技术已经结合工具或模具使用，以通过包括各种处理阶段处的热和化学过程的应用的过程来产生近净形状制品。美国专利号5,015,540、5,330,854、5,336,350、5,628,938、6,024,898、6,258,737、6,403,158和6,503,441和美国专利申请公告号2004/0067316中公开了此类过程的实例(特别是用于SiC/Si-SiC(纤维/基质)CFCC材料)。一种此类过程伴有由预浸料坯制造CMC，其均呈带状结构的形式，包括期望的增强材料、CMC基质材料的前体，以及一种或更多种粘合剂。在部分干燥以及如果适合，部分地固化粘合剂(B分级)之后，所得的带与其它带铺叠在一起，压实，并且如果适合，固化同时经受升高的压力和温度以产生固化的预成形件。预成形件接着在真空或惰性气氛中点燃(热解)以除去溶剂，分解粘合剂，并且将前体转化成期望的陶瓷基质材料，产生准备好熔化渗透的多孔预成形件。在熔化渗透期间，熔化的硅和/或硅合金典型地渗透到预成形件的多孔中，其中，该熔化的硅和/或硅合金填充多孔，并且可与碳反应来形成附加的金刚砂。
出于论述的目的，图1中表示了燃气涡轮发动机的低压涡轮(LPT)叶片10。叶片10为构件的实例，其可由陶瓷基材料(包括CMC材料)产生。叶片10大体上表示为已知的类型，并且适于安装于航空燃气涡轮发动机的涡轮区段内的盘或转子(未示出)。出于该原因，叶片10表示为包括燕尾部12，其用于通过与形成在盘的圆周中的互补的燕尾槽联锁来将叶片10锚定于涡轮盘。如图1中表示的，联锁特征包括接合由燕尾槽限定的凹口的一个或更多个凸起14。叶片10还示为具有平台16，其将翼型件18与燕尾部12限定在其上的柄20分开。
用于制造陶瓷基涡轮叶片的当前技术水平的途径涉及在制作过程期间将燕尾部12、平台16和翼型件18集成为一件，更类似于目前用于制造金属叶片的常规熔模铸造技术。由于它们的相对较高的温度能力，故CMC翼型件如叶片10并未配备有末端盖来用于上文针对金属翼型构件所述的目的。此外，用于将末端盖附接于金属空气冷却的LPT和HPT叶片的过程的硬钎焊和焊接技术大体上对于将末端盖附接于由CMC材料形成的翼型构件为不实际的。另外，末端盖限定定向成横穿叶片10的翼展方向的几何形状特征，使得将末端盖并入到CMC叶片中将提出设计和制作挑战。此外，典型的CMC材料的低应变至故障能力提出了在旋转CMC翼型构件如涡轮叶片中实施末端盖的附加挑战，其中末端盖将经受高离心力。
发明内容
本发明提供了一种用于产生包含陶瓷基材料的翼型构件的过程，其中由陶瓷基材料形成的末端盖并入成产生构件，该构件可进一步并入空气冷却腔和冷却孔来提供空气冷却能力。
根据本发明的第一方面，提供了一种过程，其伴有由翼型件部分材料形成翼型构件的翼型件部分，该翼型件部分材料包含陶瓷基材料的前体。翼型件部分材料限定翼型件部分的凹入壁和凸出壁，并且凹入壁和凸出壁限定翼型件部分的末端区域，以及翼型件部分内的至少第一腔。形成了至少第一板层，其包含陶瓷基材料的前体，并且第一板层至少部分地闭合翼型件部分的末端区域处的第一腔。翼型件部分的翼型件部分材料和第一板层接着固化，以使第一板层形成末端盖，其闭合末端区域处的第一腔，并且翼型件部分材料和第一板层的前体转化成其陶瓷基材料。
根据本发明的优选方面，由上文所述的过程产生的翼型构件可作为非限制性实例为涡轮机的涡轮叶片。
本发明的技术效果为产生CMC翼型构件的能力，该CMC翼型构件具有适于与内部空气冷却方案组合使用的末端盖，其中末端盖能够呈现强度和有效负载转移用于包括在旋转的翼型构件(包括涡轮叶片)上。
本发明的其它方面和优点将从以下详细描述更好地认识到。
附图说明
图1为示意性地表示根据本发明的实施例的可由CMC材料形成的类型的涡轮叶片的透视图。
图2A和2B分别示意性地表示涡轮叶片(如图1中的)的末端区域的端视图和翼展方向截面视图，并且表示根据本发明的实施例由预浸料坯板层集成末端盖。
图3A和3B分别示意性地表示涡轮叶片(如图1中的)的末端区域的端视图和翼展方向截面视图，并且表示根据本发明的另一个实施例由预浸料坯板层集成末端盖。
图4示意性地表示涡轮叶片(如图1中的)的末端区域的翼弦方向截面视图，并且表示根据本发明的实施例的闭合叶片内的多个腔的末端盖的集成。
图5示意性地表示涡轮叶片(如图1中的)的末端区域的翼弦方向截面视图，并且表示根据本发明的实施例的均独立地闭合叶片内的腔的多个末端盖的集成。
图6示出了涡轮叶片(如图1中的)的末端区域的两个透视图，并且表示根据本发明的另一个实施例的增强的末端盖的集成。
图7为涡轮叶片(如图1中的)的末端区域的透视图，并且表示根据本发明的实施例构成的末端盖中的孔的集成。
具体实施方式
本发明将按照用于产生包含陶瓷基材料的构件的过程来描述，并且特别是一个或更多个末端盖的并入，该一个或更多个末端盖可用于闭合由陶瓷基材料(优选CMC材料)形成的构件的一个或更多个内腔。尽管各种应用是可预见且可能的，但特别感兴趣的应用包括高温应用，例如，燃气涡轮的涡轮构件，包括陆基和航空燃气涡轮发动机。图1的CMC涡轮叶片10将在以下论述中用作实例。尽管本发明适用于各种陶瓷基材料，但本发明的特别感兴趣的陶瓷基材料被认作是包含硅的CMC材料，如，包含作为增强和/或基质材料的金刚砂的CMC=s，例如，金刚砂基质中的连续的金刚砂纤维。然而，其它陶瓷基材料也在本发明的范围内，其非限制性实例包括由碳化钛(TiC)、四氮化三硅(Si3N4)和/或氧化铝(Al2O3)形成的纤维和增强材料。
如本领域中已知的，叶片10的翼型件18为由陶瓷基材料(尤其是CMC材料)产生的优异候选物，因为其直接暴露于涡轮机的涡轮区段内的热燃烧气体，并且具有大体上线性的几何形状。在另一方面，并入内部冷却腔、冷却孔和末端盖导致了如下意义上的更复杂的几何形状：翼型件18具有沿其主要的翼展方向轴线的大体上线性的几何形状，然而末端盖将为定向成横穿叶片10的翼展方向的几何特征。此外，末端盖的离轴几何形状将在发动机的操作期间经受高机械负载，并且因此需要结构界面能力，这对由CMC材料形成的叶片的设计、制作和集成提出了相当大的挑战。本发明提供了利用CMC材料的高温能力，同时解决了将末端盖集成到由CMC材料形成的翼型构件中的困难的过程。具体而言，本发明的优选方面为由板层产生末端盖，并且使用铺叠过程将末端盖完全集成为由板层形成的翼型件的能力。
图2A,2B,3A,3B和4-7示意性地表示了图1的叶片10的末端区域的视图，并且表示了根据本发明的各种非限制性实施例由板层24集成末端盖22。翼型件18和末端盖22可由使用已知过程(例如，利用预浸料坯)产生的陶瓷基材料制造。作为特定的实例，翼型件18及其盖22可均使用先前所述类型的预浸料坯熔化渗透(MI)过程制造，其中多个预浸料坯形成为包含一种或更多种期望的增强材料和CMC基质材料的前体，以及一种或更多种粘合剂。预浸料坯经历铺叠，压实并且固化，同时经受升高的压力和温度，并且可经历各种其它处理步骤以形成层压预成形件。此后，层压预成形件在真空或惰性气氛中加热(点燃)来分解粘合剂，并且产生多孔预成形件，其接着优选经历熔化渗透。如果CMC材料包括金刚砂(SiC/SiC CMC材料)的陶瓷基质中的金刚砂增强材料，则熔化的硅或硅合金典型地用于渗透和填充多孔，并且在优选实施例中，与基质内的碳组分(碳、碳源或焦炭)反应来形成金刚砂。然而，将从以下论述显而易见的是，本发明还应用于陶瓷和CMC材料的其它类型和组合。此外，可预见的是，单一的翼型件18和盖22可利用除预浸料坯之外的材料制造，例如，织物增强的CMC，如，以碳纤维织物(C/SiC)增强的化学蒸气渗透(CVI)SIC、CVI/浆料铸造/熔化渗透的SiC/SiC，以及以SiC织物增强的CVI SiC。聚合物渗透和热解(PIP)过程还可用于将基质沉积到织物增强的预成形件中，在该情况下，可使用SiC或碳织物。
根据本发明的优选方面，末端盖22的制造伴有旨在将末端盖22完全集成到翼型件18的线性几何形状中的步骤。图2A和2B表示末端盖22的制造期间的叶片翼型件18的叶片末端区域的实例，其根据本发明的优选方面可完全由CMC材料形成，并且由如上文所述的CMC过程产生。如图2A和2B中所示，末端盖22由多个预浸料坯板层24制成。图2A和2B表示设置在由翼型件18的凸出(吸入)壁26和凹入(压力)壁28限定且限定在其间的腔30内的板层24，如图2B中所示，凸出(吸入)壁26和凹入(压力)壁28也由多个板层34制成。图2A和2B还表示沿翼型件18的翼弦方向延伸的板层24。如先前提到的，板层24和34中的各个优选包含期望的增强材料，以及期望的陶瓷基质材料的适合的前体。末端盖板层24的增强材料和陶瓷基质材料优选但不一定与翼型件板层34的那些相同。
应当认识到的是，各种数量的板层24可并入到叶片10的末端盖22的结构中。为了建立完全填充翼型件18的叶片末端区域内的腔30的部分的末端盖22的适合厚度，大部分板层24表示为具有粗略相等的翼弦方向长度(图2A)。此外，大部分板层24表示为具有粗略相等的翼展方向长度(图2B)，使得末端盖22与翼型件18的各个壁26和28的端部大致齐平。然而，某些板层24表示为有意短于翼弦方向上的其它板层(图2A)，以适合腔30的变化的宽度，并且某些板层24还表示为有意短于翼展方向上的其它板层(图2B)。将理解的是，板层24的长度和宽度例如可由于长度和/或宽度的增大或减小来产生可称为阶梯形成的形式而变化。因此，除图2中表示的特定形状和尺寸之外的板层24的形状和尺寸是可预见的，并且在本发明的范围内。
根据本发明的优选方面，翼展方向上的较短板层24用于在末端盖22的径向内端处产生楔形轮廓32。如图2B中所见，盖22的楔形轮廓32接合形成在翼型件18的凸出壁26和凹入壁28的内表面中的互补的切口33。末端盖22的楔形轮廓32和翼型件腔30内的切口33协作来将末端盖22联锁在腔30内，特别是在末端盖22的板层24点燃并且熔化渗透之后，使末端盖22能够经得起在叶片10操作期间存在的高离心力。
为了完成叶片10及其末端盖22的制作，铺叠预浸料坯板层24和34优选在经历固化之前压实，随后点燃，在此期间，粘合剂烧掉，并且陶瓷前体转化成用于增强材料的期望的陶瓷基质材料。适合的压实、固化和点燃过程，以及实现叶片10的最终期望形状和性质所需的任何附加过程是本领域中已知的，并且因此将不进一步描述。
末端盖22的板层24在图2A和2B中表示为沿翼型件18的翼展方向和翼弦方向定向，而图3A和3B表示其中板层24沿翼型件18的厚度方向和翼弦方向定向的另一个实施例。除板层24的定向的差异之外，末端盖22可基本上以与图2A和2B的实施例所述的相同的方式制造和与翼型件18联锁。
图4至7表示可根据本发明的各种方面制造的末端盖22的附加构造。然而在图2A,2B,3A和3B中，单个末端盖22表示为填充翼型件18中的单个腔30，图4将单个末端盖22表示为闭合翼型件18内的多个腔(冷却通路)30，图5将单独的末端盖22表示为独立地填充和闭合翼型件18内的多个腔(冷却通路)30中的各个，并且图6表示有助于固定用于闭合翼型件18内的多个腔(冷却通路)30的末端盖22的销38的并入。在图4的实施例中，末端盖22制造在所有叶片腔30的顶部上，以密封叶片末端处的冷却通路空气流。翼型件壁26和28的板层34在图4中表示为包绕冷却腔30和末端盖22的板层24，并且末端盖22在翼型件18和末端盖22两者的固化期间连结于翼型件壁26和28的内表面。在图5中，各个冷却腔30由单独的末端盖24独立地密封。
图6的增强实施例旨在增大末端盖22的空气动力和离心负载能力。在图6中，单个末端盖22(在图6的上叶片末端中示出，但在下图像中省略来揭示腔30和销38)表示为闭合翼型件18内的多个腔(冷却通路)30，但应当理解的是，独立地填充和闭合多个腔30的单独的末端盖22也可以以相同或类似的方式增强。图6中表示的实施例伴有层压和固化过程之间的附加步骤。在特定实例中，孔(未示出)钻过翼型件壁26和28以及末端盖22，例如，使用超声波针过程，并且接着例如由预浸料坯形成的销38插入孔中，以在固化之后在翼型件壁26和28与末端盖22之间产生联锁连接。
最后，图7表示末端盖22中的孔40的并入，其流体地连接于翼型件18内的一个或更多个腔(未示出)。如由金属材料形成的叶片的领域中已知的，末端盖吹扫孔用于调节叶片内的内腔压力，这继而确定了穿过叶片的冷却通路和冷却孔的冷却空气流率。当末端盖22的CMC板层24被完全处理时，图7中表示的类型的孔40可通过在熔化渗透之后钻孔来形成。可使用的钻孔技术包括放电加工(EDM)、超声波加工或另一传统加工技术。
尽管已经按照特定实施例描述了本发明，但显而易见的是，其它形式可由本领域的技术人员采用。例如，闭合叶片10的特定的腔30所需的末端盖板层24的数量例如可通过增大任一或两个翼型件壁26和28的厚度来修改。此外，末端盖22的成分可不同于上文所述的，例如，间断(中断)的纤维增强材料可用于替换连续的纤维增强材料，并且这样做时，可潜在地消除对用以形成末端盖22的多个层压板层24的需要。此外，焊接或熔合技术可适于在熔化渗透之后将末端盖22连结于翼型件18，避免了将末端盖22形成为初始复合叠层的一部分的过程。因此，本发明的范围将仅由以下权利要求限制。

Claims (19)

1.一种用于产生翼型构件的过程，所述过程包括：
形成包含陶瓷基材料的前体的翼型件部分材料的翼型件部分，所述翼型件部分材料限定所述翼型件部分的凹入壁和凸出壁，所述凹入壁和所述凸出壁限定所述翼型件部分的末端区域，以及所述翼型件部分内的至少第一腔；
形成至少第一板层，其包含陶瓷基材料的前体，所述第一板层至少部分地闭合所述翼型件部分的末端区域处的所述第一腔；以及接着
固化所述翼型件部分的翼型件部分材料和所述第一板层，以使所述第一板层形成末端盖，所述末端盖闭合所述末端区域处的所述第一腔，并且所述翼型件部分材料和所述第一板层的前体转化成该翼型件部分材料和该第一板层的陶瓷基材料。
2.根据权利要求1所述的过程，其特征在于，所述翼型件部分材料还包含其所述前体中的增强材料，并且由于所述固化的步骤，故所述增强材料包含在由所述翼型件部分材料的陶瓷基材料形成的基质中。
3.根据权利要求1所述的过程，其特征在于，所述翼型件部分材料包括多个板层，所述板层中的各个包含所述翼型件部分材料的前体中的增强材料，并且由于所述固化的步骤，故所述板层的增强材料包含在由所述翼型件部分材料的陶瓷基材料形成的基质中。
4.根据权利要求1所述的过程，其特征在于，所述第一板层还包含其所述前体中的增强材料，并且由于所述固化的步骤，故所述增强材料包含在由所述第一板层的陶瓷基材料形成的基质中。
5.根据权利要求1所述的过程，其特征在于，所述过程还包括形成多个附加的板层，所述多个附加的板层均包含所述第一板层的陶瓷基材料的前体，并且所述翼型件部分的末端区域处的所述第一腔由所述第一板层和所述附加的板层完全闭合。
6.根据权利要求5所述的过程，其特征在于，所述第一板层和所述附加的板层在所述第一腔内定向成位于所述翼型件部分的翼弦方向和翼展方向。
7.根据权利要求5所述的过程，其特征在于，所述第一板层和所述附加的板层在所述第一腔内定向成位于所述翼型件部分的翼弦方向和厚度方向。
8.根据权利要求5所述的过程，其特征在于，所述第一板层和所述附加的板层限定楔形轮廓。
9.根据权利要求8所述的过程，其特征在于，所述过程还包括：
在所述翼型件部分的凹入壁和凸出壁中形成切口；以及
将所述第一板层和所述附加的板层插入在所述翼型件部分的所述第一腔中，以使所述楔形轮廓接合所述凹入壁和所述凸出壁中的所述切口；
其中所述末端盖通过所述楔形轮廓和所述切口的联锁来联锁在所述第一腔内。
10.根据权利要求5所述的过程，其特征在于，所述翼型件部分材料包括多个板层，所述板层中的各个包含所述翼型件部分材料的前体中的增强材料，并且由于所述固化的步骤，故所述板层的增强材料包含在由所述翼型件部分材料的陶瓷基材料形成的基质中。
11.根据权利要求10所述的过程，其特征在于，所述第一板层、所述附加的板层和所述翼型件部分材料的板层为由包括织物材料的熔化渗透的预浸料坯过程形成的预浸料坯板层。
12.根据权利要求5所述的过程，其特征在于，所述第一板层和所述附加的板层完全闭合仅所述翼型件部分的末端区域处的所述第一腔。
13.根据权利要求12所述的过程，其特征在于，所述过程还包括第二附加的板层，所述第二附加的板层完全闭合所述翼型件部分的末端区处的第二腔。
14.根据权利要求12所述的过程，其特征在于，所述过程还包括第二附加的板层，所述第二附加的板层在所述第一腔内，并且包绕所述第一腔内的所述第一板层和所述附加的板层。
15.根据权利要求5所述的过程，其特征在于，所述第一板层和所述附加的板层完全闭合所述翼型件部分的末端区域处的所述第一腔和第二腔。
16.根据权利要求1所述的过程，其特征在于，所述过程还包括使所述末端盖和所述翼型件部分的凹入壁和凸出壁与至少一个销接合以将所述末端盖固定在所述第一腔内。
17.根据权利要求1所述的过程，其特征在于，所述过程还包括形成穿过所述末端盖的吹扫孔，所述吹扫孔流体地连接于所述第一腔。
18.根据权利要求1所述的过程，其特征在于，所述构件为涡轮机的涡轮叶片。
19.由权利要求1的过程产生的构件。
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