CN106567856B - 混合金属压缩机叶片 - Google Patents

混合金属压缩机叶片 Download PDF

Info

Publication number
CN106567856B
CN106567856B CN201610635833.4A CN201610635833A CN106567856B CN 106567856 B CN106567856 B CN 106567856B CN 201610635833 A CN201610635833 A CN 201610635833A CN 106567856 B CN106567856 B CN 106567856B
Authority
CN
China
Prior art keywords
section
transition region
transition
compressor blade
sections
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
Application number
CN201610635833.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106567856A (zh
Inventor
M.D.P.莫里卡
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 PLC
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 CN106567856A publication Critical patent/CN106567856A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106567856B publication Critical patent/CN106567856B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/34—Laser welding for purposes other than joining
    • B23K26/342—Build-up welding
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F2207/00—Aspects of the compositions, gradients
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F2207/00—Aspects of the compositions, gradients
    • B22F2207/01—Composition gradients
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F2998/00—Supplementary information concerning processes or compositions relating to powder metallurgy
    • B22F2998/10—Processes characterised by the sequence of their steps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F2999/00—Aspects linked to processes or compositions used in powder metallurgy
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C1/00—Making non-ferrous alloys
    • C22C1/04—Making non-ferrous alloys by powder metallurgy
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • 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
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P10/00—Technologies related to metal processing
    • Y02P10/25—Process efficiency

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Powder Metallurgy (AREA)

Abstract

一种具有翼型件部分和根部部分的混合压缩机叶片，其包括外壳，该外壳包括一种或多种类型的材料，该一种或多种类型的材料均位于压缩机叶片上的预先指定的区段处，具有两个不同区段之间的至少一个过渡区域。过渡区域包括一层或多层，其中成分梯度基于相邻区段中的材料，以提供从一个区段到另一个的逐渐过渡。

Description

混合金属压缩机叶片
技术领域
本发明公开了一种混合燃气涡轮构件，具体是燃气涡轮混合压缩机叶片，其包括内芯部和具有两个或更多个不同材料的区域的外壳。外壳包括一种或更多种金属或金属合金，其在策略上置于混合压缩机叶片的特定区域上。
背景技术
燃气涡轮包括允许空气进入到燃气涡轮中的入口区段，以及包括转子和定子轮的压缩机区段，其吸入和压缩空气以在压缩机区段下游的燃烧器区段中与燃料混合。燃烧器区段中生成的燃烧气体用于使涡轮区段中的涡轮轮转动，以生成功率。燃气涡轮的压缩机叶片放置成位于压缩机转子和定子轮上，使得叶片暴露于入口空气和在压缩机的操作期间产生的热。压缩机叶片包括协助吸收和压缩入口空气的翼型件区段，以及将叶片保持在压缩机轮上的根部区段。
在操作期间，压缩机叶片可暴露于腐蚀。压缩机叶片的主区段中的压缩机叶片的翼型件区段是暴露于苛刻环境最多的区段，并且最易于损坏。
不断期望改进压缩机叶片的翼型件效率和耐久性。常规地，压缩机叶片由选择成满足用于耐久性和效率的翼型件性能要求的单种材料构成。材料理想地具有应对随着时间的过去的叶片的侵蚀、腐蚀和疲劳的能力。然而，翼型件的一些区域可要求附加的强度和/或不同于翼型件的其它区域的物理性质。例如，翼型件的前缘可耐受比后缘更大的侵蚀和腐蚀，并且其它区域可要求具有比前缘更高的强度的材料。
用以解决具有翼型件部分的不同区域上的不同要求的问题的尝试包括向翼型件提供不同材料涂层来解决腐蚀和/或侵蚀问题。然而，由于一些涂层通常整体地施加于翼型件部分，故涂层可不为耐受不同区域问题的问题的最佳解决方案。涂层还可具有涂层的层之间的潜在的裂缝腐蚀或材料界面相容性问题。
此外，可向压缩机叶片的翼型件上的所有区域提供最佳耐久性、侵蚀、腐蚀、强度和效率的材料可对于制造和在工业燃气涡轮中使用而言不是经济上可行的。因此，所需的是改进的叶片，其可有效地满足局部翼型件性能要求，如侵蚀、强度、腐蚀和疲劳能力。本发明提供了用于描述的压缩机叶片翼型件耐久性问题的解决方案(或者提出了解决的备选方案)。
发明内容
本发明提供一种用于燃气涡轮应用的叶片，由此可最小化压缩机叶片的翼型件区段的区域侵蚀和腐蚀问题。本发明的另一个方面提供一种更有效的方法，其用以制造能够提供压缩机叶片的特定区域上的期望的抗侵蚀和腐蚀以及所需机械性质的压缩机叶片翼型件。
传统的制造方法可要求多个过程来制造示例性压缩机叶片，并且包括如描述的不同区域材料。传统的制造方法可不解决在用于形成压缩机叶片的不同材料之间的界面处发生的不相容问题。
本发明使用添加制造(AM)方法来在压缩机叶片的特定区域处植入不同期望材料，以获得各个特定区域处的所需能力，同时最小化相容性问题。
实施本发明构思的混合压缩机叶片包括内芯部，以及包括多种材料的外壳。压缩机叶片的翼型件部分包括由压力侧和吸入侧连接的前缘和后缘。外壳包括至少两个区域，并且各个区域可具有包括一种或更多种金属或金属合金的至少一种材料，并且各种材料的成分定制成在翼型件的预先指定的区域处提供期望的性质。
本发明的另一个方面涉及存在于内芯部与外壳之间的至少一个过渡区，以及外壳上的不同区段中的各个之间的至少一个过渡区域。梯度成分通过使用添加制造方法在过渡区和过渡区域中产生。过渡区和过渡区域通过沉积一层或更多层材料来形成，各层的成分可从一个区段逐渐地过渡至另一个，以确保材料在区域与层之间的界面处形成相容的粘结。
一种用以制造示例性压缩机叶片的方法伴有限定内芯部。内芯部可由常规锻造方法或使用添加制造方法来处理。内芯部材料由期望在该区域处加强的性质确定。该方法还包括使用添加制造方法将至少一个过渡区沉积在内芯部表面上。过渡区可包括一层或多层，其中成分梯度根据用于内芯部和对应的(多个)外壳区段上的材料的成分选择。该方法还包括选择呈粉末形式的第二材料成分，其可提供期望在外壳的特定区段处加强的性质，以及使用添加制造方法将选择的材料沉积在先前的过渡层上。沉积材料来形成过渡层和外壳的区段的过程可重复，直到获得期望的构造。
技术方案1. 一种燃气涡轮混合压缩机叶片，其包括：
翼型件，其具有由压力侧表面和吸入侧表面连接的前缘和后缘，以及在所述翼型件部分径向内侧的根部部分；
所述翼型件内的内芯部；
覆盖所述内芯部的过渡区；
覆盖所述过渡区并且包绕所述内芯部的外壳，所述外壳包括所述翼型件的前缘表面、后缘表面、压力侧表面和吸入侧表面，并且所述外壳包括均由不同材料形成的区段；以及
包括在所述外壳中的至少一个过渡区域，其中所述过渡区域在所述外壳的所述区段之间。
技术方案2. 根据技术方案1所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区域包括邻近所述区段中的第一区段的第一侧，以及邻近所述区段中的第二区段的第二侧。
技术方案3. 根据技术方案2所述的混合压缩机叶片，其特征在于，形成所述过渡区域的材料的成分从在所述过渡区域的所述第一侧处形成所述第一区段的材料过渡至在所述过渡区域的所述第二侧处形成所述第二区段的材料。
技术方案4. 根据技术方案3所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区域的所述过渡为材料的线性过渡。
技术方案5. 根据技术方案2所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区域的中心具有形成所述第一区段的所述材料的大约50%的重量或体积比，以及形成所述第二区段的所述材料的大约50%的重量或体积比。
技术方案6. 根据技术方案1所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区包括邻近所述内芯部的第一表面，以及邻近所述外壳的与所述第一表面相对的第二表面。
技术方案7. 根据技术方案6所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区包括一层或多层材料，其中线性渐减的量的材料从所述过渡区的一侧朝所述过渡区的另一侧延伸。
技术方案8. 根据技术方案2所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区域包括形成所述第一区段的材料和形成所述第二区段的材料的非线性梯度成分。
技术方案9. 根据技术方案6所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区包括一层或多层材料，其中非线性成分梯度从所述过渡区的一个表面延伸至所述过渡区的相对表面。
技术方案10. 根据技术方案1所述的混合压缩机叶片，其特征在于，用于所述外壳的各个区段的所述材料选自由以下构成的组：超级合金、铁基合金、镍基合金、钴基合金、奥氏体不锈钢、马氏体不锈钢、铁素体不锈钢、碳钢、合金钢、钛基合金、金属间钛合金以及它们的组合。
技术方案11. 根据技术方案1所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述内芯部选自由以下构成的组：超级合金、铁基合金、镍基合金、钴基合金、奥氏体不锈钢、马氏体不锈钢、铁素体不锈钢、碳钢、合金钢、钛基合金、金属间钛合金以及它们的组合。
技术方案12. 根据技术方案1所述的混合压缩机叶片，其特征在于，预先指定的区段和过渡区域沿着所述压缩机叶片的所述翼型件部分和所述根部部分的径向长度延伸。
技术方案13. 一种制造压缩机叶片的方法，所述压缩机叶片包括内芯部和具有区段的外壳，其中各个区段由不同类型的材料形成，所述方法包括：
限定用于所述外壳的第一区段、所述外壳的第二区段以及所述外壳的所述第一区段和所述第二区段的过渡区域的位置；
选择用于所述第一外壳区段的第一材料成分和用于所述第二外壳区段的第二材料成分，其中所述第二材料成分不同于所述第一材料成分，并且所述选择基于期望在对应的第一外壳区段和第二外壳区段处加强的材料性质；
使用添加制造方法、锻造和铸造中的一种来制造所述内芯部；
使用添加制造方法将所述选择的材料成分沉积到所述内芯部的表面上来形成第一过渡区，其中所述第一过渡区在所述内芯部与所述外壳之间；
通过将所述第一材料成分在用于所述外壳的所述第一区段的位置处沉积在所述第一过渡区上，以及将所述第二材料成分在用于所述外壳的所述第二区段的位置处沉积在所述第一过渡区上来形成所述外壳，其中所述第一成分和所述第二成分的所述沉积由添加制造方法执行；以及
使用添加制造方法来形成所述过渡区域中的所述第一材料和所述第二材料的成分梯度。
技术方案14. 根据技术方案13所述的制造方法，其特征在于，所述制造方法还包括重复技术方案13中的所述步骤来提供所述压缩机叶片上的附加外壳区段和过渡区域。
技术方案15. 根据技术方案13所述的制造方法，其特征在于，所述添加制造方法包括电子束熔化、直接金属激光熔化、直接金属激光烧结、激光沉积，或它们的组合。
技术方案16. 根据技术方案13所述的制造方法，其特征在于，用于所述外壳区段的所述材料选自由以下构成的组：超级合金、铁基合金、镍基合金、钴基合金、奥氏体不锈钢、马氏体不锈钢、铁素体不锈钢、碳钢、合金钢、钛基合金、金属间钛合金以及它们的组合。
技术方案17. 根据技术方案13所述的制造方法，其特征在于，所述内芯部材料选自由以下构成的组：超级合金、铁基合金、镍基合金、钴基合金、奥氏体不锈钢、马氏体不锈钢、铁素体不锈钢、碳钢、合金钢、钛基合金、金属间钛合金以及它们的组合。
技术方案18. 根据技术方案13所述的制造方法，其特征在于，所述过渡区域中的所述成分梯度包括材料的非线性组合，以产生从一个区段到另一个的过渡的梯度成分。
技术方案19. 根据技术方案13所述的制造方法，其特征在于，所述过渡区域中的所述成分梯度产生材料从一个区段到另一个的线性渐减。
本文中公开的新颖混合压缩机叶片的显著优点包括出于满足区域中的各个处期望的强度、侵蚀和腐蚀性质的目的提供压缩机叶片的特定区域处的定制的材料成分，由此提高压缩机叶片的损坏容限、抗侵蚀和抗腐蚀，并且延长压缩机叶片的寿命。本文中公开的新颖制造方法的优点在于AM方法允许在单个构件上的不同区域中具有若干材料成分的能力，并且通过使用不同材料之间的过渡区和过渡区域来解决材料界面相容性问题。附加的益处包括提供用以产生使用常规方法将不可行或将难以产生的压缩机叶片的方法。常规方法将要求使用多个制造过程来获得相同的效果，这将增加制造成本。相信单个制造过程方法为更时间有效且经济的。
附图说明
图1为具有内芯部基础材料、随后的过渡区和外壳的压缩机叶片翼型件部分的示意性截面，该外壳包括多个区段和区段之间的相应过渡区域。
图2为示出备选形式的压缩机叶片翼型件部分的示意性截面，其并入中空芯部、内芯部、过渡区和外壳，该外壳包括若干区段，其中相应过渡区域在区段之间。
图3示出压缩机叶片，其具有沿着压缩机叶片的长度的多个区段和位于不同区段之间的相应过渡区域。
部件列表
100 翼型件部分
101 内芯部
103 过渡区
105 外壳区段
107 外壳区段
109 外壳区段
111 外壳区段
113 过渡区域
115 过渡区域
117 过渡区域
119 过渡区域
200 翼型件部分
201 内芯部
203 过渡区
205 外壳区段
207 外壳区段
209 外壳区段
211 外壳区段
213 过渡区域
215 过渡区域
217 过渡区域
219 过渡区域
220 内区段
300 翼型件部分
301 内芯部
303 过渡区
305 外壳区段
307 外壳区段
309 外壳区段
311 外壳区段
313 过渡区域
315 过渡区域
317 过渡区域
319 过渡区域
330 根部部分
A 轴向方向
R 径向方向。
具体实施方式
本发明包括压缩机叶片，其包括多个外壳区域，该多个外壳区域包含均选择成满足压缩机叶片的它们的特定区域所期望的不同侵蚀、强度、腐蚀和耐久性要求的不同材料。
压缩机叶片的芯部可为向压缩机叶片提供所需强度的一种类型的材料或材料组合。压缩机叶片的翼型件区段的外壳包括外壳的不同区段中的各种材料，材料基于用以满足翼型件区段上的各个特定区域的最关键要求的适合性选择。区段中的各个可包括用以提供特定区段中的各个处所需的期望水平的抗腐蚀和侵蚀的单一类型的材料或不同类型的材料的组合。区段可在径向方向上沿着压缩机叶片延伸，使得压缩机叶片的根部部分也包含与翼型件部分相同的外壳区段。
添加制造方法，如电子束熔化、直接金属激光熔化、直接金属激光烧结、激光沉积或它们的组合可用于制造实施例，使得制造过程为更时间有效且经济的。此外，对于某些类型的材料，使用添加制造方法产生的构件的机械性质可提高由常规方法产生的构件的物理性质。
实施例中的类似部分在附图中类似地标号。词语"大约"包括其在本申请各处描述的数量的10%以上和以下。如本申请中描述的混合压缩机叶片限定为具有形成压缩机叶片的材料的多个层、区、区段和区域的压缩机叶片。
图1中示出了示例性压缩机叶片的翼型件部分100的截面视图。翼型件部分100具有内芯部101，其提供翼型件的形状。不同材料层添加于内芯部101的外表面以形成外壳。各种类型的材料在策略上施加于外壳的区段，以向翼型件部分100提供有利的保护。
内芯部101包括为以下中的至少一种的材料：超级合金、铁基合金、镍基合金、钴基合金、奥氏体不锈钢、马氏体不锈钢、铁素体不锈钢、碳钢、合金钢、钛基合金、金属间钛合金以及它们的组合。
外壳的区段(例如，翼型件部分100的前缘上的区段107、翼型件部分100的压力侧上的区段105、翼型件部分100的后缘上的区段111，以及翼型件部分100的吸入侧上的区段109)可均以不同材料为基质材料，该不同材料具有最佳适于各个区段将经受的条件的性质。外壳包括为以下中的至少一种的材料：超级合金、铁基合金、镍基合金、钴基合金、奥氏体不锈钢、马氏体不锈钢、铁素体不锈钢、碳钢、合金钢、钛基合金、金属间钛合金以及它们的组合。
外壳上的过渡区域113,115,117和119在区段105,107,109和111中的各个之间。过渡区域中的各个包含一层或多层，其具有基于相邻区段中的材料的成分梯度，以产生从一个区段到另一个的逐渐过渡。例如，过渡区域115可具有位于区段105和107中的材料的梯度成分，使得来自区段105和107的材料成分将朝彼此逐渐地渐减以形成区段之间的相容的粘结。类似地，过渡区域117包括位于区段107和109中的材料的梯度成分；过渡区域119包括位于区段109和111中的材料的梯度成分；并且过渡区域113包括位于区段111和105中的材料的梯度成分。
过渡区103位于内芯部101与外壳之间，该外壳包括区段105, 107, 109和111，以及过渡区域113,115,117和119。位于内芯部101与外壳之间的过渡区103可由一层或多层材料构成，其中成分梯度根据用于内芯部和外壳上的对应区段上的材料的成分来选择。
例如，位于内芯部101与区段105之间的过渡区103的区段可具有内芯部101和区段105中的材料的梯度成分，使得来自内芯部101和区段105的材料成分将朝彼此逐渐渐减以形成区域之间的相容粘结。类似地，过渡区域115与内芯部101之间的过渡区103的区段包括过渡区域115中的材料的梯度成分，其基于位于区段105和107和内芯部101中的材料。过渡区103的其它区段还包括基于与区段和/或过渡区域和内芯部101的中间相邻材料的成分梯度。
用于区段105,107,109和111中的各个中的材料可不同于彼此。作为备选，用于区段105,107,109和111中的一些中的材料可相同。确定待用于区段中的各个中的材料的类型取决于叶片的特定区段中期望的能力。
包括区段105, 107, 109和111和过渡区域113, 115, 117和119的外壳的深度根据性能要求来确定，并且可调整成提供由压缩机叶片的特定应用要求的侵蚀、腐蚀、损坏容限和强度。过渡区域的深度还基于产生不同外壳区段之间的最佳过渡所需的成分梯级和层。区段105, 107, 109和111中的各个的深度可为相同或不同的。
构成压缩机叶片的芯部的内芯部101可利用使用本文中指示的添加制造方法的目前描述的层来制造。然而，内芯部101还可使用各种技术如锻造和铸造来制作。
在压缩机叶片的另一个实施例中，目前描述的材料的层和区域可施加于翼型件部分200，其具有可为中空的内区段220，包括具有内区段220内的内冷却通道或其它功能元件，如图2中所示。内区段220可由内芯部201包围，内芯部201作用为基础材料来与过渡区203相互作用，过渡区203与外壳区段205, 207, 209和211和过渡区域213, 315, 217和219相互作用。
区段205, 207, 209和211中的各个中使用的材料可不同于彼此。作为备选，区段205, 207, 209和211中的一些中使用的材料可为相同的。确定待用于翼型件部分200中的区段中的各个中的材料的类型基于压缩机叶片的特定区段中期望的能力。
包括区段205, 207, 209和211和过渡区域213, 215, 217和219的外壳的深度根据性能要求来确定，并且可调整成提供由压缩机叶片的特定应用要求的侵蚀、腐蚀、损坏容限和强度。过渡区域的深度还基于产生不同叶片区段之间的最佳过渡所需的成分梯级和层。
内芯部201还可为常规地用于制造压缩机叶片的芯部的单个类型的材料或材料的组合。内芯部201包括为以下中的至少一种的材料：超级合金、铁基合金、镍基合金、钴基合金、奥氏体不锈钢、马氏体不锈钢、铁素体不锈钢、碳钢、合金钢、钛基合金、金属间钛合金以及它们的组合。
图3提供了示出翼型件部分300和根部部分330的示例性混合压缩机叶片的侧视图。压缩机叶片在燃气涡轮上的压缩机叶片的位置的视图中以轴向方向A和径向方向R示出。根部部分330在翼型件部分300的径向内侧。还示出了翼型件部分300的径向外部的截面视图。
翼型件部分300具有翼型件部分300的中心部分中的内芯部301。过渡区303包围内芯部301。过渡区303可包括一层或多层材料，其中成分梯度基于用在内芯部301和外壳中的对应区段上的材料的成分，该外壳包括如图3中所示的区段305, 307, 309和311，以及过渡区域313, 315, 317和319。
过渡区域317包括位于区段307和309中的材料的梯度成分，使得来自区段307和309的材料成分将朝彼此逐渐地渐减以形成区段之间的相容粘结。过渡区域317沿着翼型件部分300和根部部分330的长度延伸，其中区段307和309也沿着翼型件部分300和根部部分330的长度延伸。类似地，过渡区域313,315和319沿着翼型件部分300和根部部分330的长度延伸，以包括来自区段305,309和311的材料的过渡成分。
在另一个实施例中，压缩机叶片上的过渡区、过渡区域和区段可具有与如图1至3中所示的不同的形状和尺寸。此外，用于压缩机叶片上的材料的区段的数量可取决于在压缩机叶片的特定区域上最关键的期望性质而不同。尽管如此，在不同类型的材料中的各种之间，将存在过度区或过渡区域，其包括一层或多层，其中成分梯度基于相邻材料，以产生从一个区段到另一个的逐渐过渡，同时最小化界面和相容性问题。
本文中所述的过渡区和过渡区域中的成分梯度可为各个相应的区或区域中的材料的线性渐减，并且/或者过渡区和过渡区域可具有包含相邻材料中的各种的非线性梯度成分。
用以制造包含本文中所述的内芯部和区段的压缩机叶片的方法包括选择呈粉末形式的材料，如金属合金粉末；以及使用添加制造方法将金属合金粉末沉积在压缩机叶片的内芯部的外表面上，以形成外壳。
用以制造具有不同材料的区段、不同层之间的过渡区，以及区段之间的过渡区域的示例性混合压缩机叶片的方法包括基于期望在各个特定区段处加强的材料性质来限定内芯部、不同区段和过渡区域。用于内芯部和不同区段的材料成分基于期望在各个区段处加强的材料性质来选择。内芯部可使用本文中指示的添加制造方法或使用各种过程如锻造和铸造来制造。该方法还包括使用添加制造方法沉积材料，其形成内芯部与外壳之间的过渡区。过渡区可包括一个或多个层，其中相同或不同成分梯度根据用于内芯部和紧邻的区段和/或过渡区域上的材料来选择。该方法还包括使用添加制造方法来沉积材料以在过渡区和/或过渡区域的表面上形成相邻区段。沉积过渡区、过渡区域和随后的区段的过程可重复，直到获得期望的构造。
作为实例，过渡区沉积在由材料A制成的内芯部与由材料B制成的外壳区段B之间。在邻近内芯部的过渡区的侧部上，沉积的材料A的量将在朝邻近区段B的侧部前进时逐渐减小。类似地，施加在过渡区中的材料B的量将在朝向朝区段B的侧部前进时逐渐增大。如果应用线性成分梯度，则在过渡区的中心中，材料A和B两者的量可为存在于相应的相邻区段中的量的50%。如果应用非线性成分梯度，则材料A和B的量可在过渡区的中心中不为50%，并且可为适用于确保从一个区段到另一个的逐渐过渡，同时使界面和相容性问题最小化的百分比。
通过放置可提供压缩机叶片的特定区域上的期望性质的不同材料，用以制造具有高耐久性和强度的压缩机叶片的材料成本可降低，因为昂贵材料仅按需要施加于压缩机叶片的区域。使用添加制造方法来制造压缩机叶片还可通过提供可沉积许多不同材料的单个制造过程来降低制造成本。使用添加制造方法来制造还可提高沉积到压缩机叶片上的材料的相应期望性质中的一些。
尽管结合目前认作是最实用且优选的实施例的内容描述了本发明，但将理解的是，本发明将不限于公开的实施例，而是相反，意图覆盖包括在所述权利要求的精神和范围内的各种改型和等同布置。

Claims (14)

1.一种燃气涡轮混合压缩机叶片，其包括：
翼型件(100,200,300)，其具有由压力侧表面和吸入侧表面连接的前缘和后缘，以及在所述翼型件部分(100,200,300)径向内侧的根部部分(330)；
所述翼型件(100,200,300)内的内芯部(101,201,301)；
覆盖所述内芯部(101,201,301)的过渡区(103,203,303)；
覆盖所述过渡区(103,203,303)并且包绕所述内芯部(101,201,301)的外壳，所述外壳包括所述翼型件(100,200,300)的前缘表面、后缘表面、压力侧表面和吸入侧表面，并且所述外壳包括均由不同材料形成的区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)；以及
包括在所述外壳中的至少一个过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)，其中所述过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)在所述外壳的所述区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)之间，
其中各个过渡区域包含一层或多层，其带有基于所述外壳的相邻区段中的材料的成分梯度，以产生从一个区段到另一个区段的逐渐过渡。
2.根据权利要求1所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)包括邻近所述区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)中的第一区段的第一侧，以及邻近所述区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)中的第二区段的第二侧。
3.根据权利要求2所述的混合压缩机叶片，其特征在于，形成所述过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)的材料的成分从在所述过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)的所述第一侧处形成所述第一区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的材料过渡至在所述过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)的所述第二侧处形成所述第二区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的材料。
4.根据权利要求3所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)的所述过渡为材料的线性过渡。
5.根据权利要求2至权利要求4中任一项所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)的中心具有形成所述第一区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的所述材料的大约50%的重量或体积比，以及形成所述第二区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的所述材料的大约50%的重量或体积比。
6.根据权利要求1至权利要求4中任一项所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区(103,203,303)包括邻近所述内芯部(101,201,301)的第一表面，以及邻近所述外壳的与所述第一表面相对的第二表面。
7.根据权利要求6所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区(103,203,303)包括一层或多层材料，其中线性渐减的量的材料从所述过渡区(103,203,303)的一侧朝所述过渡区(103,203,303)的另一侧延伸。
8.根据权利要求2至权利要求4中任一项所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区域(113,115,117,119,213, 215,217,219,313,315,317,319)包括形成所述第一区段(105,107,109,111, 205,207,209,211,305,307,309,311)的材料和形成所述第二区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的材料的非线性梯度成分。
9.根据权利要求6所述的混合压缩机叶片，其特征在于，所述过渡区(103,203,303)包括一层或多层材料，其中非线性成分梯度从所述过渡区(103,203,303)的一个表面延伸至所述过渡区(103,203,303)的相对表面。
10.根据权利要求1至权利要求4中任一项所述的混合压缩机叶片，其特征在于，预先指定的区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)和过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)沿着所述压缩机叶片的所述翼型件部分(100,200,300)和所述根部部分(330)的径向长度延伸。
11.一种制造压缩机叶片的方法，所述压缩机叶片包括内芯部(101,201,301)和具有区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的外壳，其中各个区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)由不同类型的材料形成，所述方法包括：
限定用于所述外壳的第一区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)、所述外壳的第二区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)以及所述外壳的所述第一区段和所述第二区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)的位置；
选择用于所述第一区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的第一材料成分和用于所述第二区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的第二材料成分，其中所述第二材料成分不同于所述第一材料成分，并且所述选择(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)基于期望在对应的第一区段和第二区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)处加强的材料性质；
使用添加制造方法、锻造和铸造中的一种来制造所述内芯部(101,201,301)；
使用添加制造方法将所述选择的材料成分沉积到所述内芯部(101,201,301)的表面上来形成第一过渡区(103,203,303)，其中所述第一过渡区(103,203,303)在所述内芯部(101,201,301)与所述外壳之间；
通过将所述第一材料成分在用于所述外壳的所述第一区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的位置处沉积在所述第一过渡区(103,203,303)上，以及将所述第二材料成分在用于所述外壳的所述第二区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)的位置处沉积在所述第一过渡区(103,203,303)上来形成所述外壳，其中所述第一材料成分和所述第二材料成分的所述沉积由添加制造方法执行；以及
使用添加制造方法来形成所述过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)中的所述第一材料成分和所述第二材料成分的成分梯度。
12.根据权利要求11方法，其特征在于，所述添加制造方法包括电子束熔化、直接金属激光熔化、直接金属激光烧结、激光沉积，或它们的组合。
13.根据权利要求11或12所述的方法，其特征在于，所述过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)中的所述成分梯度包括材料的非线性组合，以产生从一个区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)到另一个的过渡的梯度成分。
14.根据权利要求11或12所述的方法，其特征在于，所述过渡区域(113,115,117,119,213,215,217,219,313,315,317,319)中的所述成分梯度产生材料从一个区段(105,107,109,111,205,207,209,211,305,307,309,311)到另一个的线性渐减。
CN201610635833.4A 2015-08-07 2016-08-05 混合金属压缩机叶片 Active CN106567856B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/820778 2015-08-07
US14/820,778 US9982684B2 (en) 2015-08-07 2015-08-07 Hybrid metal compressor blades

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106567856A CN106567856A (zh) 2017-04-19
CN106567856B true CN106567856B (zh) 2021-05-04

Family

ID=56693952

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610635833.4A Active CN106567856B (zh) 2015-08-07 2016-08-05 混合金属压缩机叶片

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9982684B2 (zh)
EP (1) EP3128129A1 (zh)
JP (1) JP6866079B2 (zh)
CN (1) CN106567856B (zh)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6483551B2 (ja) * 2015-07-03 2019-03-13 株式会社アスペクト 粉末床溶融結合装置
US10426085B2 (en) * 2016-12-13 2019-10-01 Crary Industries, Inc. Centrifugal fan rotor and apparatus incorporating the centrifugal fan rotor
WO2019040509A1 (en) * 2017-08-23 2019-02-28 Arconic Inc. MULTI-MATERIAL COMPONENTS AND PROCESSES FOR THEIR MANUFACTURE
FR3071516B1 (fr) * 2017-09-25 2022-07-29 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d'une piece comprenant deux superalliages differents
DE102017128261A1 (de) 2017-11-29 2019-05-29 Man Energy Solutions Se Laufschaufel einer Strömungsmaschine und Verfahren zum Herstellen derselben
CN108405866B (zh) * 2018-02-09 2020-09-11 南京理工大学 软网络分割和梯度成分的钛/钢过渡接头结构
DE102018202685A1 (de) * 2018-02-22 2019-08-22 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil sowie Verfahren zum Herstellen eines Bauteils mittels additiven Fertigungsverfahren
CN110453152B (zh) * 2018-05-08 2021-10-26 宁波甬微集团有限公司 一种制冷压缩机滑片及其制备方法
US11167375B2 (en) 2018-08-10 2021-11-09 The Research Foundation For The State University Of New York Additive manufacturing processes and additively manufactured products
US20220110717A1 (en) * 2020-10-09 2022-04-14 Align Technology, Inc. Multiple material dental apparatuses and techniques for making the same
DE102021131094A1 (de) * 2021-11-26 2023-06-01 MTU Aero Engines AG Verfahren zur herstellung eines schlagzähen bauteils und entsprechend schlagzähes bauteil
US11668316B1 (en) 2022-01-07 2023-06-06 Hamilton Sundstrand Corporation Rotor formed of multiple metals
US11753942B1 (en) 2022-04-11 2023-09-12 General Electric Company Frangible airfoils

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6428910B1 (en) * 2000-08-31 2002-08-06 General Electric Company Nb-based silicide composite compositions
US20090028697A1 (en) * 2007-07-27 2009-01-29 United Technologies Corporation Low transient thermal stress turbine engine components
US20140030497A1 (en) * 2012-07-30 2014-01-30 United Technologies Corporation Localized transitional coating of turbine components

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3610776A (en) 1970-03-02 1971-10-05 Rolls Royce Compressor blade for a gas turbine engine
US4006999A (en) 1975-07-17 1977-02-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Leading edge protection for composite blades
US4022547A (en) 1975-10-02 1977-05-10 General Electric Company Composite blade employing biased layup
US4040770A (en) * 1975-12-22 1977-08-09 General Electric Company Transition reinforcement of composite blade dovetails
DE3203869C2 (de) 1982-02-05 1984-05-10 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Turbinenlaufschaufel für Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinentriebwerke
US5112194A (en) 1990-10-18 1992-05-12 United Technologies Corporation Composite blade having wear resistant tip
US5690472A (en) 1992-02-03 1997-11-25 General Electric Company Internal cooling of turbine airfoil wall using mesh cooling hole arrangement
US5392514A (en) 1992-02-06 1995-02-28 United Technologies Corporation Method of manufacturing a composite blade with a reinforced leading edge
US5375978A (en) 1992-05-01 1994-12-27 General Electric Company Foreign object damage resistant composite blade and manufacture
US5640767A (en) 1995-01-03 1997-06-24 Gen Electric Method for making a double-wall airfoil
US5837960A (en) 1995-08-14 1998-11-17 The Regents Of The University Of California Laser production of articles from powders
US6282786B1 (en) 1999-08-16 2001-09-04 General Electric Company Method of making injection formed hybrid airfoil
US6099257A (en) 1999-08-31 2000-08-08 General Electric Company Plastically formed hybrid airfoil
US6451416B1 (en) 1999-11-19 2002-09-17 United Technologies Corporation Hybrid monolithic ceramic and ceramic matrix composite airfoil and method for making the same
JP4201954B2 (ja) 2000-03-28 2008-12-24 株式会社東芝 Ｎｉ基単結晶超合金からなるガスタービン翼の補修方法およびその装置
US6428858B1 (en) 2001-01-25 2002-08-06 Jimmie Brooks Bolton Wire for thermal spraying system
US6521356B2 (en) 2001-02-02 2003-02-18 General Electric Company Oxidation resistant coatings for niobium-based silicide composites
US6607358B2 (en) 2002-01-08 2003-08-19 General Electric Company Multi-component hybrid turbine blade
US7332123B2 (en) 2002-12-27 2008-02-19 General Electric Company Method for manufacturing composite articles and the articles obtained therefrom
US7189459B2 (en) 2002-12-31 2007-03-13 General Electric Company Turbine blade for extreme temperature conditions
US7104761B2 (en) 2004-07-28 2006-09-12 General Electric Company Hybrid turbine blade and related method
GB0428201D0 (en) 2004-12-22 2005-01-26 Rolls Royce Plc A composite blade
GB0428368D0 (en) 2004-12-24 2005-02-02 Rolls Royce Plc A composite blade
US20070003416A1 (en) 2005-06-30 2007-01-04 General Electric Company Niobium silicide-based turbine components, and related methods for laser deposition
US7887300B2 (en) 2007-02-27 2011-02-15 Siemens Energy, Inc. CMC airfoil with thin trailing edge
US8113787B2 (en) * 2007-06-20 2012-02-14 Alstom Technology Ltd. Turbomachine blade with erosion and corrosion protective coating and method of manufacturing
US7963745B1 (en) 2007-07-10 2011-06-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Composite turbine blade
US20100226783A1 (en) * 2009-03-06 2010-09-09 General Electric Company Erosion and Corrosion Resistant Turbine Compressor Airfoil and Method of Making the Same
US8807931B2 (en) * 2010-01-04 2014-08-19 General Electric Company System for impact zone reinforcement
US20150003995A1 (en) 2012-11-14 2015-01-01 United Technologies Corporation Aircraft engine component with locally tailored materials
US20150003997A1 (en) 2013-07-01 2015-01-01 United Technologies Corporation Method of forming hybrid metal ceramic components

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6428910B1 (en) * 2000-08-31 2002-08-06 General Electric Company Nb-based silicide composite compositions
US20090028697A1 (en) * 2007-07-27 2009-01-29 United Technologies Corporation Low transient thermal stress turbine engine components
US20140030497A1 (en) * 2012-07-30 2014-01-30 United Technologies Corporation Localized transitional coating of turbine components

Also Published As

Publication number Publication date
JP6866079B2 (ja) 2021-04-28
EP3128129A1 (en) 2017-02-08
US20170037867A1 (en) 2017-02-09
CN106567856A (zh) 2017-04-19
US9982684B2 (en) 2018-05-29
JP2017101652A (ja) 2017-06-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106567856B (zh) 混合金属压缩机叶片
CN1932248B (zh) 混合式叶轮
EP2817117B1 (en) Turbo-machine impeller manufacturing
JP5981691B2 (ja) 傾斜機能材料を用いたジャケットインペラ及びその作製方法
US9175568B2 (en) Methods for manufacturing turbine components
CN107002495B (zh) 用于制造转子叶片的方法
US20160273368A1 (en) Blade of a turbomachine made of different materials and method for the production thereof
US9120151B2 (en) Methods for manufacturing titanium aluminide components from articles formed by consolidation processes
EP2390374B1 (en) Multi-alloy article, and method of manufacturing thereof
US20090304497A1 (en) Guide blade segment of a gas turbine and method for its production
US20080292465A1 (en) Rotating apparatus disk
EP0980962A2 (en) High stiffness airoil and method of manufacture
DE10337866A1 (de) Verfahren zur Herstellung und/oder Reparatur von Bauteilen für Gasturbinen
US20150196971A1 (en) Method for the Regenerative Production of a Turbine Wheel with a Shroud
CN105312702A (zh) 用于涡轮动叶的硬焊方法和构件
US10053988B2 (en) Article and method of forming an article
JP5578893B2 (ja) 蒸気タービンの摺動部を有する部材
EP3277859B1 (en) Dual alloy blade
US20170122118A1 (en) Ductile compensation layer for brittle components
CN108603511B (zh) 用于制造旋转机械的部件的方法
US10260370B2 (en) Nanostructured ferritic alloy components and related articles
US20160138423A1 (en) Titanium-aluminide components
US20180156037A1 (en) Turbine blade comprising a cavity with wall surface discontinuities and process for the production thereof
CN106964759A (zh) 用于使用套芯形成具有内部通路的构件的方法及组件
US7137787B2 (en) Powder/wrought alloy composite turbine disc

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240114

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Patentee before: General Electric Co.

TR01 Transfer of patent right