CN109312624B - 用于修复翼型件后缘以在其中包括喷出槽的方法 - Google Patents

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Abstract

提供了用于修复翼型件的后缘的方法。该方法能够包括：移除翼型件的后缘的一部分以形成中间部件；和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翼型件。该替换部分限定至少一个后缘喷出槽。

Description

用于修复翼型件后缘以在其中包括喷出槽的方法
技术领域
本发明总体涉及用于修复发动机的翼型件的方法，更具体地，涉及重建翼型件的后缘以包括初始翼型件的构造和几何形状中不存在的喷出槽(ejection slot)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，发动机涡轮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，从而造成修复问题。通常，使用新的部件来替换受损部件，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，部件的区域可能随着时间过去受到损坏，在从泄出槽(bleed slot)冷却压力侧的翼型件设计中尤其如此。该等泄出槽能够在使用期间随着时间过去形成于部件上。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。
总体提供用于修复翼型件的后缘的方法。在一个实施例中，该方法包括：移除翼型件的后缘的一部分以形成中间部件；和随后使用增材制造(additive manufacturing)将替换部分施布于中间部件上以形成经修复翼型件。总体而言，替换部分限定至少一个后缘喷出槽。
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1是示例性涡轮机轮叶的侧视图，该涡轮机轮叶具有限定了多个后缘泄出槽的翼型件；
图2是图1的翼型件的横截面图，其中示出了后缘泄出槽；
图3是图1的翼型件的后缘的特写视图，其中示出了后缘泄出槽；
图4的图3的翼型件的后缘的特写横截面图；
图5是通过从翼型件移除后缘的一部分由图1的示例性涡轮机轮叶形成的中间部件的侧视图；
图6A是图5的中间部件的翼型件的横截面图；
图6B是通过从翼型件移除后缘的一部分由图1的示例性涡轮机轮叶形成的另一个示例性中间部件的翼型件的横截面图；
图7是经修复部件的侧视图，该经修复部件具有由图5的示例性中间部件形成的翼型件的后缘上的替换部分；
图8是图7的翼型件的横截面图，其中示出了被限定于替换部分中的后缘喷出槽；
图9是图7的翼型件的后缘的特写视图，其中示出了被限定于替换部分中的后缘喷出槽；
图10是图9的翼型件的后缘的特写横截面图；
图11是其中示出了修复翼型件后缘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。
总体提供用于修复翼型件的后缘、特别是用于暴露于发动机内的热气体路径中的发动机(例如，燃气涡轮发动机)的翼型件的后缘的方法。在一个实施例中，移除翼型件的后缘的一部分以形成中间部件，并且随后使用增材制造以在中间部件上形成替换部分来修复。替换部分包括初始受损几何形状(先前移除)中不存在的至少一个后缘喷出槽。一个后缘喷出槽(或多个后缘喷出槽)流体连接到经修复部件的冷却供给，例如与位于翼型件内部中的冷却供给流体连通。这样一来，能够修复部件以包括初始翼型件中不存在的一个后缘喷出槽(或多个后缘喷出槽)，以便起到改进翼型件性能的校正动作的作用。这种方法对于已在使用期间(例如，由于长时间暴露于热负荷)损坏的破损后缘而言特别有用。
参照附图，图1示出了燃气涡轮发动机的示例性部件5(被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、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。翼型件6包括前缘13、与平台7相对定位的尖端14、和后缘15。在一些部件中，多个冷却通道11延伸通过翼型件6的内部，终止于翼型件6的表面中的开口9。例如，冷却流体12图示为通过冷却通道11并且离开被限定于后缘上的开口9之外。
在特定实施例中，开口9可以是相对于后缘15在翼型件的压力侧22(与吸力侧相对)上略微向内地定位的后缘泄出槽20。如图2至图4中更具体地示出的，在该例子中，后缘泄出槽20中的每一个都包括由延伸超过压力侧壁28的槽端部21的吸力侧壁26的内表面25限定的扩散部段24。被限定在吸力侧壁26和压力侧壁28之间的冷却通道30流体连接到翼型件6的内部通路11。
在一个实施例中，后缘15的至少一部分在翼型件6的长时间使用(例如燃烧、在使用期间随着时间过去而降级、磨损和/或具有凹痕、丢失其表面上的一部分材料等)之后受损或破损。可能由于图1的涡轮机轮叶5的翼型件6定位在发动机的涡轮部段内并且经受来自发动机燃烧器的热燃烧气体而造成该等损坏。
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处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。靠近表面的铝可能由于向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。
参照图6A和图5，示出了基于图1的轮叶5的中间部件50，其中移除了后缘15的一部分以限定腔52。腔52至少与轮叶5上的任何受损区域一样大。在某些实施例中，腔52的容积可以略大于任何受损区域。这样一来，能够保证可移除所有的任何受损材料以形成中间部件50。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52的已知尺寸)的中间部件50。例如，中间部件50能够具有图7的修复部件70能够随后从其重建的预定高度。可以基于诸如任何受损部分的程度和/或内部冷却通路11的结构之类的考虑因素来确定该预定高度。
在特定实施例中，能够通过围绕后缘15机械加工部件5来实现将后缘15的一部分移除，以获得图5的中间部件50。随后，能够为随后施布修复部分72而准备限定了腔52的表面54，如图7中所示。即，腔的表面54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24移除碎屑和氧化物。
在一个特定实施例中，如图6A中所示，从翼型件6移除的后缘15的部分包括吸力侧壁26和压力侧壁28二者，并且朝向前缘13延伸至少足以完全移除槽20(即，相对于压力侧壁28的端部21向内)。在另一个实施例中，如图6B中所示，从翼型件6移除的后缘15的部分仅包括朝向前缘13延伸至少足以完全移除槽20(即，相对于压力侧壁28的端部21向内)的压力侧壁28，而使吸力侧壁26保持其原始构造。
参照图7和图8，修复部件70被图示为由图5的中间部件50形成，其中替换部分72在空间内被施布于腔22沿翼型件6的后缘15定位的位置处。替换部分72在钎焊74处粘结到腔的表面54，但是在多个实施例中不可被视觉检测到。
为了形成修复部件70，替换部分72通过增材制造工艺直接形成于中间部件50上(例如，逐层直接施布于腔52的表面54上)或者与中间部件50分别形成并且随后粘结到腔52的表面54上。在任何一种方法中，使用增材制造允许替换部分72具有与部件5的原始几何形状和/或其使用之后的受损几何形状不同的经修复几何形状。例如，在图7和图8中所示的特定实施例中，替换部分72包括原始和/或受损几何形状中不存在的至少一个后缘喷出槽76。每一个后缘喷出槽76都流体连接到内部腔11，使得冷却供给能够被引导通过修复部件70的后缘喷出槽76。例如，替换部分72能够包括翼型件6的原始几何形状中不存在的多个后缘喷出槽76。在一个实施例中，除了原始几何形状中不存在的具有替换几何形状的至少一个后缘喷出槽76，替换部分72与后缘15的原始几何形状基本相同。因此，能够重建修复部件70以便响应于校正动作相对于原始设计被改型、改善、或者以其它方式改变，从而缓解造成受损区域的原因(例如，暴露于过量的热)。例如，修复几何形状的后缘喷出槽76能够缓解被引导至后缘15的部件5处的热负载。
更具体地，图9和图10示出了由替换部分72限定的示例性后缘喷出槽76。后缘喷出槽76中的每一个都包括被限定于吸力侧壁26和压力侧壁28之间的内部通道78，该内部通道流体连接到翼型件6的内部通路11。如图所示，压力侧壁28朝向后缘15的端部延伸超过图1至图4的原始翼型件6的槽20的端部21延伸的程度。如图9和图10中所示，吸力侧壁26和压力侧壁28的终端27、29分别大体共同终止，以在其间限定槽80。通过增材制造形成的后缘喷出槽76的改进几何形状允许对后缘15中的孔的尺寸进行控制，以将后缘重建为具有横截面形状(圆形、椭圆形、赛道等)恒定的基部喷出孔或者将后缘重建为位于扩散部分之前的计量部分。如果需要，经过重建的通路和孔可以具有较小或较大的尺寸，以节约冷却流或者更好地对破损区域进行冷却。执行增材制造建造时，相比最初有限的铸造几何形状，可以结合较小的孔或者形状不同的通路。孔能够具有任何构造，并且通路能够具有任何方向(弧形、锯齿形等)。
替换部分72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72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72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50能够在移除受损部分10之后成像以产生中间部件50的数字表示，并且CAD模型能够用于在其上形成代替部分72。
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，修复部件70包括内部冷却通路，该等内部冷却通路输送冷却流通过替换部分72并且到达槽76之外。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过程，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72，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；激光布线沉积，其中通过激光器使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。
可以在修复部件70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1、图5、和图7对涡轮机轮叶5进行了描述，但是能够与燃气涡轮发动机的诸如涡轮喷嘴(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、风扇轮叶等之类的任何部件一起使用该等修复方法。
图11示出了修复部件的受损部分的示例性方法90的示意图。在92处，从翼型件移除后缘的一部分以形成中间部件。在94处，使用增材制造(AM)，将替换部分施布于中间部件上以形成具有至少一个后缘喷出槽的经修复翼型件。
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)

1.一种修复翼型件的后缘的方法，所述方法包括：
移除所述翼型件的后缘的一部分，以形成中间部件，其中，所述后缘的一部分包括至少一后缘泄出槽，所述后缘泄出槽在翼型件的压力侧上相对于所述后缘向内地定位，所述至少一后缘泄出槽包括由延伸超过压力侧壁的槽端部的吸力侧壁的内表面限定的扩散部段；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翼型件，其中所述替换部分限定至少一个初始翼型件的几何形状中不存在的后缘喷出槽，所述后缘喷出槽限定在压力侧壁和吸力侧壁的终端之间，所述压力侧壁和所述吸力侧壁在所述翼型件的所述后缘的端部处共同终止。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，被移除的所述翼型件的后缘的部分限定多个后缘泄出槽。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述后缘喷出槽中的每一个都流体连接到被限定于所述翼型件内的内部通路。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述后缘喷出槽中的每一个都与位于所述翼型件内部的冷却供给流体连通。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，移除所述翼型件的后缘的一部分包括从所述翼型件移除整个后缘以形成所述中间部件。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，使用增材制造将替换部分施布于所述中间部件上包括通过增材制造将所述替换部分直接形成在所述中间部件上。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，使用增材制造将替换部分施布于所述中间部件上包括：
使用增材制造形成所述替换部分；和
之后，将所述替换部分粘结到所述中间部件上以形成经修复部件。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
在移除受损部分之后成像所述中间部件以形成所述中间部件的数字表示。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述替换部分限定多个后缘喷出槽。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述翼型件包括第一材料，并且其中所述替换部分包括第二材料，所述第二材料具有与所述第一材料相容的成分。
11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，所述第一材料和所述第二材料包括高温合金材料。
12.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述翼型件和所述替换部分具有基本相同的成分。
13.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述翼型件是涡轮机轮叶。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，所述涡轮机轮叶包括连接到平台的翼型件和连接到所述平台的燕尾榫。
15.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述翼型件是涡轮喷嘴段，所述涡轮喷嘴段包括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，其特征在于，所述替换部分包括被移除部分中不存在的至少一个膜孔。
17.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
形成所述翼型件的修复几何形状，所述翼型件的修复几何形状与所述翼型件的原始几何形状不同。
18.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
形成所述翼型件的修复几何形状，所述翼型件的修复几何形状与所述翼型件的受损几何形状不同。
19.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
形成所述翼型件的修复几何形状，所述翼型件的修复几何形状与所述翼型件的原始几何形状不同，并且与所述翼型件的受损几何形状不同。
20.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述后缘喷出槽被限定于所述翼型件的所述后缘处的压力侧壁的终端和吸力侧壁之间，并且其中，所述压力侧壁具有第一长度，所述第一长度终止于所述后缘的被移除部分的所述至少一个后缘泄出槽，其中，所述压力侧壁具有第二长度，所述第二长度终止于所述替换部分的所述至少一后缘喷出槽，并且其中，所述第二长度大于所述第一长度。
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