CN104819013B - 用于高温应用的复合涡轮叶片 - Google Patents
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Abstract
用于诸如燃气涡轮等的高温应用的复合涡轮叶片(10)具有用于将所述叶片(10)安装在转子的对应的周向组装凹槽中的根部(1)，以及连接到所述根部(1)上的翼型件(2)，其中，提供内部承载结构(3)，其延伸经过所述根部(1)的至少一部分和所述翼型件(2)的至少一部分，其中，所述内部承载结构(3)由高强度共晶陶瓷制成，并且所述翼型件(2)由陶瓷基质复合物(CMC)材料制成。
Description
技术领域
本发明涉及用于诸如燃气涡轮或涡轮发动机的高温应用的复合涡轮叶片，其适于安装和组装在涡轮或发动机的转子或盘上，以便提供不同的涡轮级，特别是在热气路径中。
背景技术
为了提高燃气涡轮发动机的效率和性能，例如，需要可在比传统燃气涡轮更高的温度下运行的涡轮。为了满足这些运行要求，在过去提议使用所谓的超合金(例如镍基超合金)来制造涡轮叶片。但是，这些材料易于腐蚀，而且限于某个高温范围。此外，在现有技术中，已经提出了用于用例如冷却空气供应冷却高温涡轮叶片的不同方法。但是，随着温度升高，所需的冷却空气量增加，燃气涡轮的整体性能和效率降低。为了进一步提高由超合金制成的涡轮叶片的耐温能力，已经提出了陶瓷隔热涂层(TBC)。但是，对于这样的具有陶瓷涂层的涡轮叶片也存在关于高温应用的范围的限制，而且它们的制造相当复杂。
此外，在过去提出了用于高温燃气涡轮的涡轮叶片，其由陶瓷材料实现：例如，在EP 0 712 382 B1中，公开了使用共晶陶瓷纤维来制造涡轮叶片，其中，陶瓷共晶纤维用来制造陶瓷基质复合物。
US 2003/0207155 A1也描述了由陶瓷材料制成的高温涡轮叶片，其中，提供冷却导管来在燃气发动机在高温范围中运行的期间，冷却涡轮叶片。
但是，这些已知的用于高温应用的涡轮叶片都有缺点，它们需要单独的冷却器件，诸如冷却导管，或者无法实现所需的机械属性，特别是抵抗这样的涡轮叶片的一些部分或位置中的增大的负载的高强度。由陶瓷材料制成的已知涡轮叶片的另一个问题在于，它们的特征在于对异物损伤的抵抗力相当低。此外，上面描述的共晶陶瓷材料具有较低的断裂韧度，使得应用这样的陶瓷材料来实现涡轮叶片且特别是这样的叶片的翼型件受到相当大的限制。
发明内容
考虑到这些缺点，本发明的问题是提供一种用于高温应用的复合涡轮叶片，其同时结合了对抗异物损伤的高抵抗力和高断裂韧度和高耐温能力或可运行的温度范围。
借助于根据本发明实施例的复合涡轮叶片来解决此问题。
根据本发明的复合涡轮叶片具有用于安装在转子的对应的组装凹槽中的根部，以及连接到所述根部上的翼型件，其中，提供内部承载结构，其延伸经过所述根部的至少一部分和所述翼型件的至少一部分，而且其特征在于，所述内部承载结构由高强度共晶陶瓷制成，并且所述翼型件由陶瓷基质复合物(CMC)材料制成。至少在叶片的根部以及连接到根部上的翼型件的一些部分中提供所述内部承载结构。由于对内部承载结构使用高强度共晶陶瓷，涡轮叶片具有所需的提高的机械属性，以应用在这样的燃气涡轮的高温范围中。
翼型件本身由不同的陶瓷材料制成，即，陶瓷基质复合物材料或所谓的CMC材料。由于此材料，形成翼型件的空气动力学形状，其在叶片的这个部分中提供抵抗异物损伤的高抵抗力，以及良好的耐腐蚀结构。抗腐蚀性可由CMC材料或施用在CMC的表面上的一个或多个涂层直接提供。此外这种CMC材料的特征在于高断裂韧度，使得实现涡轮叶片的长久寿命。由于涡轮叶片的不同的元件或部分全部都由适于它们的相应的功能和位置的不同陶瓷材料实现，所以涡轮叶片也特别适合高温应用，特别是大约或高于1500℃的温度范围。通过使根据本发明的不同陶瓷材料与涡轮叶片的不同元件或构件结合，在涡轮叶片的不同位置处实现期望机械属性和与温度有关的属性：涡轮叶片的根部区段例如必须承载整个叶片的负载，但在燃气涡轮发动机的运行期间通常暴露于较低的温度。另一方面，这个根部区段要求组装和拆卸在形状方面具有小公差。因此，涡轮叶片的根部不必由耐高温的陶瓷材料制成，诸如翼型件，但可由其它陶瓷材料和/或金属和陶瓷材料的组合实现。由高强度共晶陶瓷实现的内部承载结构是涡轮叶片的内部部分，使得它不直接接触高温气体，而且不遭受异物或磨损，如翼型件本身的情况那样。
另一方面，根据本发明的翼型件由陶瓷基质复合物材料实现，这保证高机械属性以及对高达1500℃或者甚至1800℃的提高的温度的抵抗力。由于复合陶瓷涡轮叶片的这个新设计，冷却要求在很大程度上降低。取决于部件的机械负载和热气温度，这种复合叶片不需要主动冷却(例如通过冷却空气供应)是可行的。关键构件的材料在高温范围内具有高强度。减少冷却空气会导致总成本降低，以及提高涡轮发动机的性能和效率。
除了专用于高温应用之外，本发明的复合涡轮叶片在重量和抗腐蚀性方面也有优点。与金属材料或金属合金相比，在同一涡轮叶片中使用不同类型的陶瓷材料还可避免关于腐蚀的问题。由于本发明的陶瓷涡轮叶片的这种复合设计，不同的陶瓷(和/或金属)材料的组合在涡轮叶片的在完整叶片结构中具有不同功能的不同位置处提供相应的期望机械属性和与温度有关的属性。内部承载结构的主要功能是承载负载，以及将翼型件牢固地连接和固持到涡轮叶片的根部区段上。另一方面，翼型件本身尤其适合这样的燃气涡轮等的运行期间的高温和可能的异物损伤或磨损要求。
根据本发明的实现的有利形式，涡轮叶片的翼型件由纤维增强陶瓷基质复合物(CMC)材料实现。由于使用纤维增强CMC材料，机械强度进一步提高，而且提供高断裂韧度。用于增强陶瓷基质复合物材料的纤维也可为共晶陶瓷纤维或由不同材料制成的纤维，例如基于氧化物纤维(诸如Al2O3、富铝红柱石、氧化钇稳定的氧化锆、HfO2、ZrO2或Y2O3)。但是，根据本发明，优选的是使用陶瓷共晶纤维来增强翼型件的材料。
根据本发明的另一个有利方面，涡轮叶片的根部区段或根部由共晶陶瓷材料制成，具有外部金属表面涂层。由于根部的金属涂层，关于用于在燃气涡轮的对应的周向组装凹槽内安装和拆卸涡轮叶片所需的形式，根部区段的形状可具有小公差。因此对涡轮叶片的根部提供紧密完工且同时提供经受住在叶片的运行和组装或拆卸期间的各种类型负载的能力是可行的。尽管如此，涡轮叶片具有较轻的重量，而且由于共晶陶瓷材料的原因，尤其适合应用在高温范围中。
根据本发明的另一个有利实施例，翼型件的陶瓷基质复合物材料直接在所述内部承载结构上成形为叶片的预定形态的近乎最终形状。这表示，翼型件直接成形或铸造在内部承载结构的共晶陶瓷材料上。从而实现紧密连结，而不需要单独的连结器件。例如，在所述两个构件以及很可能涡轮叶片的另外的构件固化之后，提供完工的复合涡轮叶片结构，其仅需要对翼型件的外部形状进行少量加工。还可行的是轻易地达到不同构件的预先限定的制造公差，特别是由有或没有增强纤维的陶瓷基质复合物材料制成的翼型件。
根据本发明的另一个有利实施例，涡轮叶片的内部承载结构在其与叶片的根部区段相对的自由端处具有基本锚定形横截面。由于在内部承载结构的自由端处的这种锚定形横截面，在外部翼型件上的固定阻力提高。例如，翼型件的材料可直接在内部承载结构的锚定形端部上和其周围成形。此外，所需材料量由于此特征而减少，而且涡轮叶片的总重量从而也降低。
根据本发明的另一个有利形式的实现，涡轮叶片的根部具有杉树型横截面，以接合在燃气涡轮发动机的所述组装凹槽的对应的横截面中。涡轮叶片这里可直接组装在对应的安装凹槽内，不需要额外的固持器件，诸如夹子等。由于这种形状配合式接合，此外保证涡轮叶片牢固且长久地固持在其在燃气涡轮内的精确的预先限定的位置。
根据本发明的另一个有利实施例，对复合涡轮叶片提供用于将所述翼型件连结到所述内部承载结构上的器件。由于用于将翼型件连结到内部承载结构上的额外的器件，这些构件之间的固持力提高。而且在燃气涡轮的运行期间作用于翼型件上的负载高的情况下，涡轮叶片的组装和精确定位得到保持。
作为用于将翼型件连结到内部承载结构上的器件，可在外部翼型件和内部承载结构之间的相应的接触位置处对本发明的涡轮叶片提供陶瓷浆料，浆料在涡轮叶片固化期间被烧结。这里，当翼型件和内部承载结构固化时，自动形成实心陶瓷接头。通过在相应的接触位置处提供陶瓷浆料，实现涡轮叶片的这些陶瓷构件的长久连结。
根据这方面的另一个有利实施例，用于连结涡轮叶片的翼型件和内部承载结构的器件包括形态结构，诸如孔和隆起，其呈在所述涡轮叶片的元件之间实现机械锁定的形态。如果例如内部承载结构设有多个孔或凹口，则铸造在内部承载结构上的翼型件的材料将填满相应的孔或凹口。因此，实现牢固的保持作用，使得涡轮叶片的不同构件彼此牢固地固定。此外，这样的形态结构不需要用于将翼型件连结到内部承载结构上的额外的元件或构件。
根据本发明的这方面的另一个备选形式的实现，用于将翼型件连结到内部承载结构上的器件包括几个孔和销组合。几个孔和销的这样的组合在涡轮叶片的结构中需要较少空间，而且提供牢固的固定。根据这方面的有利方面，销可由陶瓷材料制成使得在涡轮的运行期间的高温不会导致连结器件和复合涡轮叶片的其它构件之间有有害变形。在备选形式的实现中，也可使用陶瓷插件来将外部翼型件连结和固定到内部承载结构上。因此与插入孔中的陶瓷销相比，可实现相似的有利效果。
根据本发明的另一个有利形式的实现，复合涡轮叶片的翼型件具有空心形状，使得在与所述内部承载结构的相应的接触位置之间提供内部腔体。从而限制从外部翼型件到内部承载结构的热传递。此外，涡轮叶片的总重量也降低。最后但并不是最不重要的，形成翼型件所需的材料量也有限。尽管如此，翼型件借助于几个接触位置牢固地固定到内部承载结构上，在这些位置处，翼型件的材料直接铸造在内部承载结构上，或者借助于上面描述的连结器件，附连到内部承载结构上。
附图说明
在下面，将基于实现的几个示例和参照附图来更详细地描述根据本发明的复合涡轮叶片。在图中：
图1是根据本发明的复合涡轮叶片的实现的第一示例的示意性横截面；
图2是根据本发明的复合涡轮叶片的实现的第二示例的示意性横截面；
图3是根据本发明的复合涡轮叶片的实现的第三示例的示意性横截面；
图4是根据本发明的复合涡轮叶片的实现的第四示例的示意性横截面；
图5是根据本发明的复合涡轮叶片的实现的第五示例的示意性横截面；
图6是根据本发明的复合涡轮叶片的实现的第六示例的示意性横截面；以及
图7和8是根据本发明的复合涡轮叶片的实现的示例的另外的示意性横截面。
部件列表：
1根部区段
2翼型件
3内部承载结构
4金属涂层
5陶瓷浆料
6销
7插件
8孔
9隆起
10涡轮叶片
11U形固定器件
12螺钉
13确切锁定器件。
具体实施方式
在图1至图6中，显示根据本发明的复合陶瓷涡轮叶片10的实现的几个示例，将在下面描述它们。根据本发明，提供高温复合涡轮叶片10，其中，用不同类型的陶瓷材料实现涡轮叶片10的不同部件。取决于涡轮叶片10的不同部件或构件的相应的功能、位置和要求，使用陶瓷材料和/或金属材料的特定组合或其合金来在涡轮叶片的不同位置(诸如翼型件2、根部1和内部承载结构3)处提供所需的和期望的属性。由于根据本发明的复合涡轮叶片10中的不同陶瓷材料的这个新组合，提供适于在高温应用(诸如高达1500℃和甚至更高的高达1800℃的温度)中使用的涡轮叶片10。然而，本发明的陶瓷涡轮叶片10能够经受住例如在燃气涡轮的组装和运行期间产生的各种类型的负载。根据本发明的涡轮叶片10的翼型件2由高断裂韧度陶瓷材料实现，诸如陶瓷基质复合物材料。另一方面，内部承载结构3由高强度陶瓷材料制成，即，共晶陶瓷材料，其示例将在以下描述中给出。
如图1中关于本发明的涡轮叶片10的实现的第一示例所显示的那样，涡轮叶片10的基本构件是翼型件2和根部1，根部1具有特定的横截面形状，以将涡轮叶片10安装在涡轮的转子上的安装凹槽内，传统上这在燃气涡轮的技术领域中是已知的。在实现的这个示例中，根部1具有杉树型横截面，其在叶片10的任一侧处具有三个突起。在图1中显示的示例中，根部1由内部承载结构3的材料制成，根据本发明，该材料是高强度共晶陶瓷材料。内部承载结构3从根部1向上延伸到涡轮叶片10的自由端(图1中的上部端)，自由端具有减小的直径和大致锚定形端部部分。在内部承载结构3的这个上部区段上，翼型件2直接在内部承载结构3的共晶材料上和其周围成形。T形部分可谓嵌在翼型件2的材料中。在实现的这个示例中，翼型件2具有大致U形横截面(倒“U”形)。在内部承载结构3和翼型件2之间保持空心空间。由于内部承载结构3的上部端具有大致锚定形横截面，所以翼型件2牢固地保持和固定在内部承载结构3上。对于提供所需的空气动力学形状，而且必须耐腐蚀且能够经受住异物损伤的翼型件2，根据本发明使用与内部承载结构3不同的陶瓷材料，即，陶瓷基质复合物(CMC)材料。因此，翼型件2的特征在于高断裂韧度材料。陶瓷基质复合物材料可设有或没有增强纤维。
由于用于内部承载结构3的共晶陶瓷材料(也形成根部1的内部部分)具有较低的断裂韧度，所以在实现的这个示例中(图1)可对根部1提供外部金属表面涂层4。外部金属涂层4为例如0.1-2mm厚，并且施用在内部承载结构3的由共晶陶瓷材料制成的下部部分上。之后可加工金属涂层4，以达到将叶片安装在涡轮的转子的对应地形成的安装凹槽中所需的紧密制造公差。由于这个金属外部涂层4，在小公差内实现根部1的预先限定的形状，使得精确且牢固地安装和组装涡轮叶片10成为可能。从而，涡轮叶片10的根部1适于经受住燃气涡轮的安装和运行期间的各种类型的负载，尽管它全部都几乎仅由尤其适合高温应用的陶瓷材料实现。由于陶瓷涡轮叶片10的这个特定结构，所需冷却在很大程度上减少，或者甚至根本不需要。从而改进发动机的整体涡轮效率和输出。此外，涡轮叶片10非常耐腐蚀，而且没有氧化问题，如现有技术的由金属合金或者甚至所谓的超合金制成的涡轮叶片的情况那样。此外现有技术的涡轮叶片需要较大量的冷却空气，这会降低整体涡轮效率。
在图2的示意性横截面中显示本发明的复合涡轮叶片的实现的第二示例。将在下面仅描述与上面的实现的第一示例的不同。对于其它部分，第一实施例的以上描述也适用。这里，内部承载结构3是具有大致I形横截面的纵向直线构件。内部承载结构3从涡轮叶片10的底端向上延伸到翼型件2一侧的自由端。翼型件2具有与实现的第一示例相似的形态，即，大致倒“U”形横截面。根部1由金属材料制成，具有内部中心开口，直线内部承载结构3的下部部分穿过内部中心开口。因此，在实现的这个示例中(图2)，不提供外部金属涂层，但根部1形成为非常实心的金属构件。在这里，内部承载结构3也由高强度共晶陶瓷实现，使得提供所需强度和刚性，以承载在运行期间作用于涡轮叶片10上的不同类型的负载。另一方面，这里翼型件2也由不同的陶瓷材料制成，即，陶瓷基质复合物(CMC)材料。在形成由金属材料或金属合金材料制成的根部1之后，翼型件2例如直接形成于内部承载结构3的锚定形自由端上。由于这个形式的实现，此外由于用于涡轮叶片10的下部部分中的根部1的金属材料的原因，涡轮叶片10的强度得到提高，根部1通常不暴露于较高的温度，因为根部1是涡轮叶片10的较冷的区域。在没有根部1的情况下首先铸造由共晶陶瓷材料制成的中心内部承载结构3。之后，用于叶片根部1的金属材料或金属合金材料直接铸造在内部承载结构3上，并且在所需的小制造公差内被加工成最终的预先限定的根部形状。在此之后，陶瓷基质复合物(CMC)材料直接在内部承载结构3上成形，以便形成由高断裂韧度材料制成的翼型件2。因此翼型件2具有抵抗腐蚀和异物损伤的高抵抗力。
在图3中显示根据本发明涡轮叶片10的实现的第三示例。在实现的这个示例中，翼型件2在内部承载结构3上的锚定不同于上面描述的实施例：共晶陶瓷材料在这里形成根部区段1的大部分，使得根部1的相应的侧部上的两个下部突起涂有金属材料或金属合金材料。根部1的杉树型横截面的两个上部突起在外表面上设置有翼型件3的陶瓷基质复合物(CMC)材料，翼型件3在这里也作为整体空心构件围绕内部承载结构3的直径减小的上部部分延伸。在翼型件2的自由端一侧，提供大致H形横截面，其具有贯通孔，内部承载结构3的锚定形上部端延伸通过该贯通孔。由于铸造在根部1的上部部分上且围绕内部承载结构3的上部区段铸造的翼型件2的这个特殊形状，翼型件2牢固地固持在内部承载结构3上。因此在翼型件2的CMC材料和内部承载结构3之间实现连结，因为在它们彼此上应用或铸造不同类型的陶瓷材料。因此，在这个实施例中，不需要用于连结复合涡轮叶片10的不同构件的单独器件。这简化了制造过程。
在图4的示意性横截面中显示根据本发明的涡轮叶片10的实现的另一个示例，其中以不同方式连结相应的构件。在上部区段中，内部承载结构3在这里不是直线式笔直部分，而是设有多个形态结构，例如呈孔8和隆起9的形态，其具有牢固地锚定外部翼型件2的材料的功能。为了将翼型件2连结到内部承载结构3上，内部承载结构3的上部自由端基本具有锚定形横截面，围绕该锚定形横截面来铸造翼型件2的陶瓷基质复合物材料。此外，对内部承载结构3提供两个相对的沿竖向延伸的隆起9，隆起9嵌在翼型件2的材料中的孔9内。隆起9可具有不同的形态，诸如图4的上部区段中显示的直线形态，在直线隆起下面的锚定形形态，这提高用于将翼型件2连结到内部承载结构3上的锚定作用。因此，在整个复合陶瓷涡轮叶片10固化之后，提供某种机械锁定。在内部承载结构的共晶陶瓷材料的铸造期间和外部翼型件2的CMC材料的铸造期间，可形成形态结构(隆起和孔)。
在图4中显示的实施例的备选形式的实现中，可在内部承载结构3的材料中提供孔，而且之后用外部翼型件2的CMC材料填充孔，从而形成根据本发明的隆起。也可使用不同类型的隆起和/或孔来锚定外部翼型件2。关于根部1，在这里也围绕根部区段1(上部两个突起)铸造翼型件2的CMC材料的一部分，而在下部部分中，则在根部1的外表面上施用金属涂层4。这个金属涂层保证在将涡轮叶片10组装在燃气涡轮的转子安装凹槽内所需的紧密公差或小公差内进行制造。
在图5的示意图中显示连结根据本发明的陶瓷涡轮叶片10的不同构件的另一个可能性。图5的这个实施例类似于上面参照图1所描述的实施例，其区别如下：内部承载结构3的上部自由端具有笔直的直线横截面，没有锚定形端部。翼型件2具有大致倒U形的横截面，而且借助于陶瓷浆料5，在几个不同的接触位置上附连到由共晶陶瓷材料制成的内部承载结构3上。在实现的这个示例的情况下，在翼型件2和内部承载结构3之间提供三个不同的接触位置：承载结构3的上部自由端是第一接触位置，并且在根部1一侧的U形翼型件2的臂的下部自由端形成两个其它接触位置。
在这些接触位置和很可能另外的接触位置上，在由高强度共晶陶瓷制成的内部承载结构3成形之后，施用所谓的陶瓷浆料。在此之后，外部翼型件2的CMC材料成形为图5中显示的形态，并且完成的涡轮叶片然后固化，使得陶瓷浆料将烧结，而且最终将形成实心陶瓷接头。还借助于此类连结，对不同类型的陶瓷材料实现固定。尽管如此，涡轮叶片的不同部件(即，内部承载结构3、根部1和翼型件2)尤其适合它们的在高温应用(诸如燃气涡轮)中的相应的功能、位置和要求。而且在图5中显示的这个实施例中，在根部1的外表面上提供金属涂层4。这会改进这个根部1的断裂韧度，并且使得能够在小制造公差内实现根部1，如组装涡轮叶片10所需的那样。
在图6的示意性横截面中显示使外部翼型件2和具有根部1的内部承载结构3彼此连结的另一个可能性。作为连结器件，在这里以两个不同的示例性形式使用单独的连结构件6、7。例如可提供呈销6的形式的连结器件，销6插入内部承载结构3的材料和/或外部翼型件2的CMC材料的相应的孔中。例如可用陶瓷材料或任何其它合适的材料(诸如金属材料或金属合金)实现这些销6。
单独的连结元件的另一个可能性是使用所谓的陶瓷插件7，如图6的示意图中显示的那样。陶瓷插件7在这里具有大致双T形横截面，并且嵌在翼型件2的CMC材料内。借助于此，销6和/或陶瓷插件7允许将外部翼型件2牢固地锚定到内部承载结构3上，内部承载结构3具有提供高强度的类型的陶瓷材料(即，共晶陶瓷材料)。例如可借助于烧结合适陶瓷材料来制造销6和/或插件7。图6中显示的实施例也在根部区段中具有外部金属涂层或金属合金材料涂层。可通过首先用共晶陶瓷材料铸造内部承载结构3使得实现用于安装销6或插件7的孔，来制造根据图6的这个涡轮叶片10。翼型件2的成形或铸造将使得销6或插件7嵌入，销6或插件7可由致密陶瓷材料(共晶或非共晶)形成。从而，在由此完成的复合涡轮叶片10固化之后牢固地锚定翼型件2。
在图7中示出将翼型件CMC结构连结到承载结构上的另一个可能性。它包括在独立地制造好CMC(翼型件2)和承载结构3之后，将CMC(翼型件2)以机械的方式紧固在承载结构3上。可使用各种固定设计，例如通过使用U形固定器件11，可通过使U形固定器件11在凹槽或尖部上面滑动来安装它们，并且它们确切地锁定CMC翼型件2与根部1。
U形固定器件11可由金属或陶瓷材料制成，优选CMC。
另外或备选地，在翼型件2的顶部处，可使用螺钉12来将翼型件2紧固到承载结构3上。
另外或备选地，在翼型件2的顶部处，可使用优选由CMC制成的确切锁定器件13来将翼型件2紧固到承载结构3上，如图8中示出的那样。
其它可能性是使用陶瓷或金属螺钉，这取决于局部负载条件。这样的设计提供以下好处：允许轻易地移除陶瓷翼型件2，仅更换CMC翼型件2和重新使用承载结构3。这确保翼型件2有廉价且高效的重新调节过程。
在实现的所有上面描述的示例中(图1至图7)，用于外部翼型件2的陶瓷基质复合物(CMC)材料可为本领域技术人员已知的任何CMC材料。CMC材料例如可基于氧化物纤维，诸如Al2O3、富铝红柱石、HfO2、Y2O3等。陶瓷共晶纤维也可用于增强翼型件2的CMC材料。关于能够用于内部承载结构3的材料，本领域技术人员已知的任何共晶材料都可用作没有纤维的完整结构或有增强纤维的结构。例如，用于本发明的用于实现内部承载结构3的复合涡轮叶片10的陶瓷共晶材料可选自以下共晶陶瓷：Al2O3-Y2O3、Cr2O3-SiO2、MgO-Y2O3、CaO-NiO和CaO-MgO、ZrO2-Al2O3、YAG-ZrO2、YAP-ZrO2、Al2O3-Al2TiO5、MgO-Mg2AlO4、HfO2-Al2O3、Sc2O3-SC4Zr3O12、Sc2O3-HfO2等。
Claims (15)
1.一种用于高温应用的复合涡轮叶片(10)，其具有用于将所述叶片(10)安装在转子的对应的周向组装凹槽中的根部(1)，以及连接到所述根部(1)上的翼型件(2)，其中，提供内部承载结构(3)，其延伸经过所述根部(1)的至少一部分和所述翼型件(2)的至少一部分，其特征在于，所述内部承载结构(3)由高强度共晶陶瓷制成，并且所述翼型件(2)由陶瓷基质复合物(CMC)材料制成；
其中，所述共晶陶瓷具有较低的断裂韧度。
2.根据权利要求1所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，所述高温应用为燃气涡轮。
3.根据权利要求1所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，用纤维增强陶瓷基质复合物(CMC)材料实现所述翼型件(2)。
4.根据权利要求1-3中的任一项所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，所述根部(1)由共晶陶瓷材料制成而具有外部金属表面涂层(4)。
5.根据权利要求1-3中的任一项所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，用于所述翼型件(2)的所述陶瓷基质复合物材料直接在所述内部承载结构(3)上成形为所述叶片(10)的预定形态的近乎最终形状。
6.根据权利要求1-3中的任一项所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，所述内部承载结构(3)在其与所述叶片(10)的根部区段相对的自由端处具有基本锚定形状的横截面。
7.根据权利要求1-3中的任一项所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，所述根部(1)具有用于接合在发动机的所述组装凹槽的对应的横截面中的杉树型横截面。
8.根据权利要求1-3中的任一项所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，提供用于将所述翼型件(2)连结到所述内部承载结构(3)上的器件。
9.根据权利要求8所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，所述用于连结的器件是在所述翼型件(2)和所述内部承载结构(3)之间的相应的接触位置处的陶瓷浆料(5)，所述陶瓷浆料(5)在所述叶片(10)固化期间被烧结。
10.根据权利要求8所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，所述用于连结的器件包括形态结构，其呈用以在所述叶片(10)的元件之间实现机械锁定的形态。
11.根据权利要求10所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，所述形态结构为孔(8)和隆起(9)。
12.根据权利要求1-3中的任一项所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，翼型件(2)以机械的方式固定在所述内部承载结构(3)上。
13.根据权利要求8所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，所述用于连结的器件包括几个孔和销(6)组合。
14.根据权利要求13所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，所述销(6)由致密的陶瓷材料制成。
15.根据权利要求1-3中的任一项所述的复合涡轮叶片(10)，其特征在于，所述翼型件(2)具有空心形状，使得在与所述内部承载结构(3)的相应的接触位置之间提供内部腔体。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| CB02 | Change of applicant information |
Address after: Baden, Switzerland Applicant after: ALSTOM TECHNOLOGY LTD Address before: Baden, Switzerland Applicant before: Alstom Technology Ltd. |
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| COR | Change of bibliographic data | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| TA01 | Transfer of patent application right |
Effective date of registration: 20171128 Address after: London, England Applicant after: Security energy UK Intellectual Property Ltd Address before: Baden, Switzerland Applicant before: ALSTOM TECHNOLOGY LTD |
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| TA01 | Transfer of patent application right | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |