CN109311131A - 用于修复表面中的膜孔的方法 - Google Patents

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Abstract

提供了修复具有受损区域的翼型件的方法。所述方法能够包括从翼型件移除受损部分以形成中间部件。受损部分大体包括具有原始横截面几何形状的原始膜孔。随后使用增材制造将替换部分施布于中间部件上以形成经修复部件，其中替换部分包括重建膜孔，该重建膜孔的重建横截面几何形状与原始横截面几何形状不同。

Description

用于修复表面中的膜孔的方法
技术领域
本发明总体涉及用于修复位于发动机部件的表面中的膜孔的方法，并且更具体地，涉及将位于表面上的原始膜孔的出口几何形状转化成原始部件中不存在的新的几何形状的方法。
背景技术
为了提高燃气涡轮发动机的效率和性能以便提供增大的推力重量比、较低排放和改进的燃料消耗率(specific fuel consumption)，涡轮发动机面临在较高温度下操作的任务。在燃气涡轮发动机的热气体部段内操作的部件经受氧化和热-机械疲劳等其它的降低寿命的原因，从而造成修复的需要和问题。通常，使用新的部件来替换无法修复的受损部件，从而增加停机时间和成本。
包括某些定子叶片(例如，涡轮喷嘴)和转子轮叶(例如，涡轮机轮叶)在内的位于燃气涡轮发动机内的多个部件跨过部件的某些区域受到薄膜冷却。即使如此，部件的区域仍然可能随着时间过去受到损坏，从而在使用期间随着时间过去在部件上形成受破坏区域。然而，在操作中，替换部件被用于发动机中之后将经历同样的结果。因此，将需要额外的修复和替换。
因此，期望提供使得能够改进循环时间并且降低成本而不牺牲部件性能或耐久性的用于涡轮部件的改进的修复方法。
发明内容
本发明的目标和优点将在下文的描述中部分地阐述，或者可以是通过描述显而易见的，或者可以通过实施本发明而习得。
大体提供了用于修复具有受损区域的翼型件的方法。在一个实施例中，该方法包括从翼型件移除受损部分以形成中间部件。受损部分大体包括具有原始横截面几何形状的原始膜孔。使用增材制造(additive manufacturing)将替换部分施布于中间部件上以形成经修复部件，其中替换部分包括重建膜孔，该重建膜孔的重建横截面几何形状与原始横截面几何形状不同。
下文将更详细地讨论本发明的其它特征以及方面。
附图说明
通过结合附图参照以下描述，本发明可以得以最佳理解，在附图中：
图1A是诸如燃气涡轮发动机的涡轮机轮叶之类的具有受损区域的示例性部件的透视图；
图1B是例如图1A的示例性部件的受损区域的一部分的横截面图，其中示出了原始膜孔的原始横截面几何形状；
图2是通过从图1A的部件移除受损区域而形成的中间部件的透视图；
图3是在使用增材制造将替换部分施布于图2的中间部件上之后的经修复部件的透视图；和
图4A是图3的示例性部件的替换部分的一部分的横截面图，其中示出了重建膜孔的重建横截面几何形状的一个实施例；
图4B是图3的示例性部件的替换部分的一部分的横截面图，其中示出了重建膜孔的重建横截面几何形状的另一个实施例；以及
图5是其中示出了修复部件的受损部分的示例性方法的视图。
在本说明书和附图中重复使用附图标记旨在代表本发明的相同或类似的特征或者元件。
具体实施方式
现在将参照本发明的实施例，下文对其中的一个或多个例子进行了阐述。每个例子都以对发明进行解释的方式给出，并不对本发明构成限制。实际上，对于本领域技术人员而言显而易见的是，能够在不偏离本发明的范围或者精神的前提下对本发明进行多种改型和变型。例如，作为一个实施例示出或者进行描述的特征能够用于另一个实施例，从而产生又一个实施例。因此，期望的是，本发明覆盖落入所附权利要求书及其等同形式的范围内的该等改型和变型。本领域普通技术人员还应当理解，本说明书仅仅是对示例性实施例的描述，并且不旨在对本发明的更广泛的方面构成限制，所述更广泛的方面体现为示例性构造。
当在本文中使用时，术语“第一”、“第二”、和“第三”可以互换使用，以区分一个部件与另一个部件并且不旨在表示单个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”指的是相对于流体在流体路径中流动的相对方向。例如，“上游”指的是流体从其流动的方向，并且“下游”指的是流体流向的方向。
总体提供用于修复具有受损区域的部件、特别是用于发动机(例如，燃气涡轮发动机)的部件的方法。在一个实施例中，首先移除部件的受损部分以形成中间部件，并且随后使用增材制造修复以在中间部件上形成替换部分。替换部分具有包括至少一个膜孔的几何形状，该至少一个膜孔具有与原始受损几何形状(在先移除)不同的横截面几何形状，其中膜孔流体连接到经修复部件的冷却供给。这样一来，能够修复部件以包括具有改进的几何形状并且/或者甚至是原始部件中不存在的膜孔，以便用作校正动作以缓解造成原始受损区域的原因。总体而言，修复部分通过增材制造形成以包括一个膜孔或多个膜孔而无需任何额外的钻孔或者其它的形成孔操作，原因在于逐层形成的增材制造工艺。
在一个特定实施例中，所述方法能够涉及将位于翼型件的前缘上的圆形“喷头(showerhead)”膜孔转换成锥形膜孔。在某些位置处(例如在翼型件的前缘上)，锥形膜孔已图示为提供较高的薄膜和冷却效率。对于相同计量直径的圆形膜孔，锥形喷头孔还涉及较少的固体材料容积，提高对部件的减重。作为备选实施例，重建几何形状能够形成前缘管沟，圆形或其它形状的孔通过所述管沟离开。管沟能够具有弯曲的底部或者矩形的横截面。
参照附图，图1A示出了燃气涡轮发动机的示例性部件5(图示为燃气涡轮机轮叶)。涡轮机轮叶5包括翼型件6、侧向延伸平台7、和呈燕尾榫形式以将燃气涡轮机轮叶5附接到涡轮盘的附接件8。在一些部件中，多个冷却通道延伸穿过翼型件6的内部，终止于位于翼型件6的表面中的开口9。在特定实施例中，开口9可以是膜孔。
在使用之后，图1A的部件5可能形成受损区域10。受损区域10图示为位于轮叶5的前缘11的一部分上并且沿轮叶5的压力侧和吸力侧。尽管将图中所示的位于轮叶5的前缘11上作为示例性位置，但是受损部分10能够位于部件5的任何位置上(例如，位于后缘、压力侧、吸力侧、尖端12等上)。在一个实施例中，受损部分10与轮叶6的受破环部段相对应，例如在使用期间随着时间过去而降级的燃烧部分、失去其原始形状的磨损和/或具有凹痕、丢失其表面上的一部分材料的遗失部分等。
在一个实施例中，图1A的涡轮机轮叶5的翼型件6定位于发动机的涡轮部段中并且经受来自发动机燃烧器的热燃烧气体。除了强制空气冷却技术(例如，通过膜孔9)之外，通过位于轮叶5的表面上的涂层系统18来保护这些部件的表面。
图1的涡轮机轮叶5的翼型件6能够由可成型为期望形状并且可在该段将被安装于其中的燃气涡轮机的区域的期望操作温度下大体承受必需的操作负载的材料制成。该等材料的例子包括金属合金，其中包括但不限于钛基、铝基、钴基、镍基、和钢基合金。在一个特定实施例中，图1的翼型件6由诸如镍基高温合金、钴基高温合金、或铁基高温合金之类的高温合金金属材料制成。在典型实施例中，高温合金部件具有精细γ-(M)(面心立方)和β-(M)Al(体心立方)的2相结构。β-(M)Al相是铝(Al)容器。靠近表面的铝可能通过向在扩散涂覆衬底表面上形成α-Al2O3热生长氧化物的TCB界面扩散而在服务期间耗尽。
图1B示出了图1A的示例性部件的受损区域10的部分20的特写横截面图，其中示出了原始膜孔9的原始横截面几何形状(在图1B中示为第一原始膜孔9A、和第二原始膜孔9B)。可以供给由箭头C代表的冷却流体流以对发动机部件进行冷却。
受损区域10包括衬底22，该衬底具有面向热燃烧气体流H的热表面24(例如，图1A的翼型件的外表面18)和面向冷却流体C的冷却表面26。衬底22可以形成受损区域10的壁(外部壁或内壁)。在燃气涡轮发动机的情况下，热表面24可以暴露于具有处于1000℃至2000℃的范围内的温度的气体。用于衬底22的合适材料包括但不限于钢、诸如钛之类的难熔金属、或者基于镍、钴、或铁的高温合金、以及陶瓷基复合材料。高温合金能够包括等轴、定向凝固、和单晶的结构。
每一个膜孔9A、9B分别穿过部件22从被限定于冷却表面26中的入口30a、30b延伸到被限定于热表面24中的出口32a、32b。通道34a、34b穿过部件22将入口30a、30b流体连接到出口32a、32b。总体而言，膜孔9A、9B是部件22中的原始膜孔，并且限定了包括入口30a、30b、通道34a、34b、和出口32a、32b的形状和尺寸的原始横截面几何形状。在一个实施例中，入口30a、30b是被限定于冷却表面26内的具有原始入口直径DI的圆形开孔，并且出口32a、32b是被限定于热表面24内的具有出口直径DE的圆形开孔。在该等实施例中，在一个实施例中，通道34a、34b具有从入口30a、30b延伸到出口32a、32b的锥形横截面。计量直径(Dm)延伸跨过通道34a、34b的最小直径，在图1B的实施例的情况下穿过通道34a、34b基本恒定。如图所示，膜孔9A、9B限定了穿过通道34a、34b的中心线轴线A。每一个膜孔9A、9B通常都具有能够在中心线轴线A和相应的出口32a、32b处与热表面34的切线之间可获得的最小角度αO。应当注意到，圆形孔通常是具有有效直径的基本圆形，原因在于用于初始/原始几何形状孔的常用钻孔方法目前实际上很难实现真正圆形的横截面、或者沿长度的恒定直径。通常垂直于孔中心线轴线在横截面中测量该直径。
参照图2，示出了基于图1A的轮叶5的中间部件40，其中移除了受损部分10以限定腔42。腔42至少与图1A的部件5上的受损部分10一样大。在某些实施例中，腔42的移除部分可以略大于受损部分10的体积(例如，大于受损部分10的体积的大约105％、或者大于大约110％)。这样一来，能够保证可移除整个受损部分10以形成中间部件40。例如，能够移除其它材料以便形成具有已知尺寸(特别是具有限定了腔42的已知尺寸)的中间部件40。例如，中间部件40能够具有图3的经修复部件50能够随后从其重建的预定尺寸和位置。可以基于诸如受损部分10的程度和/或内部冷却通路14的结构之类的考虑因素来确定该预定尺寸。
在一个实施例中，在移除受损部分10之前清洁部件5的受损部分10，以便首先移除存在于外表面18上的任何涂层或者其它的外部层。例如，可以从受损部分10的外部表面18移除热障涂层(TBC)。
在特定实施例中，能够通过围绕受损部分10机械加工部件5来实现将受损部分10移除，以获得图2的中间部件40。随后，能够为随后施布修复部分52而准备限定了腔42的表面44，如图3中所示。即，腔42的表面44可能经过喷砂处理、水压爆破以及进一步的清洁以从腔表面44移除碎屑和氧化物。
参照图3，经修复部件50图示为由图2的中间部分40与被施布于腔定位于其中的空间内的替换部分52一起形成。在该例子中，替换部分52在钎焊54处结合到腔的表面44，但是在多个实施例中不可被视觉检测到。
总体而言，替换部分52包括至少一个重建膜孔56，该重建膜孔具有与原始膜孔9(例如，图1A和图1B中)的原始横截面几何形状不同的重建横截面几何形状。即，重建膜孔56的入口形状、入口直径、计量直径、通道横截面几何形状、出口形状、和/或出口直径中的至少一个与原始膜孔9不同。例如，在一个实施例中，与原始膜孔9的原始横截面几何形状相比，除了重建膜孔56的重建横截面几何形状，替换部分52的形状与受损部分10基本相同。
参照图4A和图4B，示例性实施例图示为替换部分52的部分60a、60b具有限定于其中的重建膜孔56a、56b。重建膜孔56a、56b中的每一个都包括具有重建入口直径DI并且被限定于冷却表面26中的相应的入口62a、62b、和具有重建出口直径DE并且被限定于热表面24中的相应的出口64a、64b、以及从入口62a、62b延伸到出口64a、64b并且具有计量直径DM的相应的通道66a、66b。在图4A和图4B的两个实施例中，重建出口直径DE的尺寸大于重建入口直径DI。类似地，重建膜孔56a、56b的出口64a、64b的出口直径DE大于相应的计量直径DM。
例如，重建膜孔56a、56b在图4A的实施例中图示为包括具有锥形横截面的通道66a、66b。即，通道66a、66b的直径从入口62a、62b处的重建入口直径DI穿过通道66a、66b连续膨胀成出口64a、64b处的出口直径DE。
如图所示，重建膜孔56a、56b限定了穿过通道66a、66b的中心线轴线A。每一个膜孔重建膜孔56a、56b通常都具有中心线轴线A和相应的出口64a、64b处与热表面34的切线之间的最小可实现角度αI。在一个特定实施例中，重建膜孔56a、56b的重建角度αI小于原始膜孔9A、9B(图1B)的原始最小角度αO。
在一个实施例中，如图4B中所示，重建膜孔56a、56b包括扩散部段65a、65b，其中冷却流体C可以膨胀以在热表面24上形成较宽的冷却膜。扩散部段65a、65b通常是通道66a、66b相对于冷却流体流C通过通道66a、66b的方向的最下游部分并且被限定于出口64a、64b处或其附近。如图4B中所示，扩散部段65a、65b具有在相应的出口64a、64b处被限定于扩散表面67a、67b和中心线轴线A之间的扩散角度αD。在一个特定实施例中，重建膜孔56a、56b的扩散角度αD小于重建膜孔56a、56b的重建角度αI并且小于原始膜孔9A、9B(图1B)的原始最小角度αO。
在一个特定实施例中，重建膜孔56a、56b(例如，图4A和图4B的实施例)的出口64a、64b的出口直径DE大于图1B的原始膜孔9a、9b的出口32a、32b的原始出口直径DE。
为了形成经修复部件50，替换部分52通过增材制造工艺直接形成于中间部件40上(例如，逐层直接施布于腔42的表面44上)或者与中间部件40分别形成并且随后结合到腔42的表面44上。在任何一种方法中，使用增材制造允许替换部分52包括膜孔56，该等膜孔具有与原始部件5的膜孔9的几何形状和/或受损部分10的受损几何形状不同的几何形状。膜孔56流体连接到内部腔14，使得冷却供给能够被引导通过替换部分52的膜孔56。在一个实施例中，替换部分52还能够包括原始受损部分10的几何形状中不存在的至少一个膜孔56。在另一个实施例中，除了替换部分52的膜孔56的形状，替换部分52的几何形状与受损部分10基本相同。因此，能够重建经修复部件50以便响应于校正动作对原始设计改型、改进或者通过其它方式改变，以便缓解形成受损区域的原因(例如，暴露于过量的热)。例如，替换部分52的膜孔56能够缓解在替换部分52中被引导至部件5的热，以便限制造成受损部分10的原因。
替换部分52可以由具有与部件5的材料基本相同的成分的材料(例如，相同的高温合金)制成。备选地，替换部分52可以由与部件5的材料成分不同的材料(例如，不同的高温合金)制成。然而，当使用不同的材料时，热膨胀系数(CTE)应当被定制成彼此接近，以在涡轮发动机的操作状况中使用期间防止材料剥落。
在一个实施例中，替换部分52通过直接金属激光熔化工艺形成，该工艺是利用将粉末金属精确熔融和固化成较大结构的连续层(每一层都与3D部件的横截面层相对应)的基于激光快速成型和加工工艺。如本领域内众所周知的，直接金属激光熔化系统依赖于可以任何合适的方式限定(例如，通过计算机辅助设计(CAD)软件来设计)的设计模型。该模型可以包括部件的整个构造的3D数字坐标，其中包括翼型件的外部表面和内部表面二者、平台和燕尾榫、以及任何内部通道和开口。在一个示例性实施例中，该模型可以包括多个连续2D横截面切片，该多个连续2D横截面切片共同形成3D部件。具体而言，该等模型包括相对于机器加工高度与涡轮部件相对应的连续2D横截面切片。例如，中间部件40能够在移除受损部分10之后成像为产生中间部件40的数字表示，并且CAD模型能够用于在其上形成代替部分52。
可以使用任何合适的激光器以及激光器参数，其中包括关于功率、激光束光斑尺寸、和扫描速度在内的考虑因素。可以通过任何合适的粉末、其中包括诸如不锈钢粉末之类的粉末金属和诸如镍基或钴高温合金之类的合金和高温合金材料来形成构建材料。在一个示例性实施例中，建造材料是高温镍基高温合金。粉末构建材料可以被选择成用于增强特别是在高温下的强度、耐久度、和使用寿命。每一个连续层例如都可以处于10μm至200μm之间，但是可以基于任何数量的参数来选择厚度。
如上所述，经修复部件50包括内部冷却通路，该等内部冷却通路将冷却流输送到膜孔56。冷却通路可以相对复杂和精细以用于定制有限加压冷却空气的用途并且使其冷却效率和总体发动机效率最大化。然而，激光熔化工艺的连续、添加性能使得能够构造这些通路。
尽管上文描述了直接金属激光熔化工艺，但是可以使用其它的快速成型或添加层制造工艺来施布和形成替换部分52，其中包括：微型笔(micro-pen)沉积，其中在笔尖处精确地分配液体介质并且随后固化；选择性激光烧结，其中激光器用于将粉末介质烧结在精确受控的位置处；激光线材沉积，其中通过激光器使材线原料熔化并且随后将其沉积和固化在精确位置处，以构建产品；电子束熔融；激光工程化净成型；直接金属激光烧结；和直接金属沉积。总体而言，添加修复技术提供自由形式制造和修复的灵活性而不限制几何形状、快速材料处理时间、和创新的联结技术。
可以在修复部分52上执行其它的后加工，例如应力消除热处理、锤击、抛光、热等静压(HIP)、或涂覆。
尽管上文以及图1A、图2、和图3对涡轮机轮叶5进行了描述，但是能够与诸如涡轮喷嘴(例如，涡轮喷嘴或喷嘴段的翼型件)、压缩机轮叶、压缩机叶片、燃烧内衬、涡轮护罩、风扇轮叶等之类的燃气涡轮发动机的任何部件一起使用该等修复方法。
图5示出了修复部件的受损部分的示例性方法70的视图。在72处，从部件移除受损部分以形成中间部件。受损部分包括具有原始横截面几何形状的原始膜孔。在74处，使用增材制造(AM)将替换部分施布于中间部件上，以形成包括重建膜孔的经修复部件，该重建膜孔具有与原始膜孔的原始横截面几何形状不同的重建横截面几何形状。总体而言，膜孔流体连接到经修复部件的冷却供给。
本领域普通技术人员可以在不偏离本发明的精神和范围(更具体地在所附权利要求书中阐述)的前提下实施本发明的这些以及其它的改型和变形。此外，应当理解，可以整体或部分地互换多个实施例的方面。此外，本领域普通技术人员应当领会，仅通过举例的方式进行以上描述，并且不旨在对所附权利要求书中进一步描述的本发明构成限制。

Claims (20)

1.一种修复具有受损区域的翼型件的方法，所述方法包括：
从所述翼型件移除受损部分以形成中间部件，其中所述受损部分包括具有原始横截面几何形状的原始膜孔；和
使用增材制造将替换部分施布于所述中间部件上以形成经修复部件，其中所述替换部分包括重建膜孔，所述重建膜孔的重建横截面几何形状与所述原始横截面几何形状不同。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述重建横截面几何形状包括具有锥形横截面的通道。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，所述重建膜孔限定了出口，所述出口的出口直径大于所述重建膜孔的计量直径。
4.根据权利要求2所述的方法，其中，所述原始膜孔具有原始出口直径，并且其中所述重建膜孔限定了出口，所述出口的出口直径大于所述原始出口直径。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述受损部分包括具有原始横截面几何形状的多个原始膜孔。
6.根据权利要求5所述的方法，其中，所述替换部分包括具有重建横截面几何形状的多个重建膜孔。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，所述重建横截面几何形状包括扩散部段。
8.根据权利要求1所述的方法，其中，相比所述原始横截面几何形状，除了所述重建横截面几何形状，所述替换部分的形状与所述受损部分基本相同。
9.根据权利要求1所述的方法，其中，所述替换部分包括所述受损部分中不存在的多个膜孔。
10.根据权利要求1所述的方法，其中，所述部件包括翼型件。
11.根据权利要求10所述的方法，其中，每一个膜孔都与位于所述翼型件内部的冷却供给流体连通。
12.根据权利要求11所述的方法，其中，所述受损部分包括所述翼型件的前缘的至少一部分。
13.根据权利要求10所述的方法，其中，所述部件是涡轮机轮叶，所述涡轮机轮叶具有从平台延伸至尖端的翼型件。
14.根据权利要求13所述的方法，其中，所述受损部分包括所述涡轮机轮叶的尖端的一部分。
15.根据权利要求10所述的方法，其中，所述部件是涡轮喷嘴段，所述涡轮喷嘴段具有从内部带延伸到外部带的翼型件。
16.根据权利要求1所述的方法，其中，所述修复部分通过增材制造被直接施布于所述中间部件上。
17.根据权利要求1所述的方法，其中，使用增材制造将修复部分施布于所述中间部件上以形成经修复部件，包括：
使用增材制造形成所述修复部分；和
之后，将所述修复部分结合到所述中间部件上，以形成所述经修复部件。
18.根据权利要求1所述的方法，其中，所述方法还包括：
在移除所述受损部分之后成像所述中间部件以产生所述中间部件的数字表示。
19.根据权利要求1所述的方法，其中，所述部件包括第一材料，并且其中所述修复部分包括具有与所述第一材料相容的成分的第二材料。
20.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一材料和所述第二材料包括高温合金。
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