CN114251127A - 用于修复复合部件的方法以及相关联渗透系统和方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于修复复合部件的方法，该方法包括将修复材料定位在由复合材料形成的复合部件的修复区域内。此外，该方法包括将修复区域加热到第一温度。另外，该方法包括将复合部件的剩余部分加热到第二温度。此外，该方法包括用渗透剂熔体渗透修复区域以致密化修复材料。第一温度等于或高于渗透剂的熔点，并且第二温度低于熔点。

Description

用于修复复合部件的方法以及相关联渗透系统和方法
技术领域
本公开大体涉及用于修复复合部件(例如涡轮机部件)的方法，并且更具体地，涉及用于修复复合部件的方法以及相关联的渗透系统和方法。
背景技术
近年来，非传统高温材料(例如陶瓷基复合物(CMC)材料)在燃气涡轮发动机中的使用急剧增长。具体而言，人们对用CMC部件替换燃气涡轮发动机的燃烧区段和涡轮区段内的金属合金部件有着浓厚的兴趣。CMC材料可以承受比金属合金更高的工作温度。更高的工作温度又会提高燃气涡轮发动机的效率。此外，CMC部件比金属部件需要更少的冷却。另外，CMC材料比金属部件更轻，可以降低对发动机的结构要求。
然而，由CMC材料形成的燃气涡轮部件可能非常昂贵。在这方面，当CMC燃气涡轮部件磨损或损坏时，期望修复而不是更换部件。因此，已经开发了修复CMC部件的方法。具体而言，CMC部件的磨损或损坏部分可被移除并替换为新CMC材料。在这些方法中，整个CMC部件被加热到其基体材料的熔化温度，从而允许新CMC材料与现有的CMC材料熔合。然而，这种加热可能导致未被修复的CMC部件的部分的基体材料液化并流出部件。相反，仅将邻近新CMC材料的CMC部件的部分加热到基体材料的熔点可能会导致在部件内形成应力裂纹。
因此，本技术将欢迎用于修复复合部件的改进方法。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践获知。
在一个方面，本主题涉及一种用于修复复合部件的方法。该方法包括将修复材料定位在由复合材料形成的复合部件的修复区域内。此外，该方法包括将修复区域加热到第一温度。另外，该方法包括将复合部件的剩余部分加热到第二温度。此外，该方法包括用渗透剂熔体渗透修复区域以致密化修复材料。第一温度等于或高于渗透剂的熔点，并且第二温度低于熔点。
在另一方面，本主题涉及一种渗透复合部件的方法。该方法包括将复合部件的第一部分加热到第一温度。此外，该方法包括将复合部件的第二部分加热到第二温度，其中第二部分邻近第一部分。此外，该方法包括将复合部件的第三部分加热到第三温度。另外，该方法包括用渗透剂熔体渗透复合部件以致密化复合部件的第一部分。第一温度等于或高于渗透剂的熔点，并且第二温度和第三温度低于熔点。
在进一步方面，本主题涉及一种用于渗透复合部件的系统。该系统包括炉，该炉限定真空室并且包括定位在真空室内的复合部件保持器，复合部件保持器被构造为接收将用渗透剂渗透的复合部件。此外，该系统包括定位在真空室内的一个或多个加热元件。一个或多个加热元件又被构造为将复合部件的第一部分加热到第一温度，并且将复合部件的第二部分加热到第二温度。第一温度等于或高于渗透剂的熔点，并且第二温度低于熔点。
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征、方面和优点。包含在本说明书中并构成本说明书一部分的附图说明了本发明的实施例，并且与说明书一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是燃气涡轮发动机的一个实施例的示意横截面视图；
图2是燃气涡轮发动机的护罩块的一个实施例的侧视图；
图3是用于渗透复合部件的系统的一个实施例的横截面视图；
图4是用于渗透复合部件的系统的另一个实施例的横截面视图；
图5是用于渗透复合部件的系统的进一步实施例的横截面视图；
图6是用于渗透复合部件的系统的又一实施例的横截面视图；
图7是用于修复复合部件的方法的一个实施例的流程图；
图8是复合部件的一个实施例的俯视图，特别示出了修复前的部件；
图9是图8所示的复合部件的俯视图，特别示出了准备修复后部件的修复区域；
图10是图8和图9所示的复合部件的俯视图，特别示出了定位在修复区域内的修复材料；和
图11是用于渗透复合部件的方法的一个实施例的流程图。
在本说明书和附图中重复使用的附图标记旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参考当前公开的主题的示例性实施例，其一个或多个示例在附图中示出。每个示例都是通过解释的方式提供的，不应被解释为限制本公开。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本公开的范围或精神的情况下，可以对本公开进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一实施例一起使用以产生又一实施例。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的此类修改和变化。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
此外，术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
此外，除非另有说明，否则术语“低”、“高”或它们各自的比较级(例如，更低、更高，在适用的情况下)均指发动机内的相对速度。例如，“低压涡轮”在通常低于“高压涡轮”的压力下操作。或者，除非另有说明，否则上述术语可按其最高级来理解。例如，“低压涡轮”可指涡轮区段内最低的最大压力涡轮，而“高压涡轮”可指涡轮区段内最高的最大压力涡轮。
一般而言，本主题涉及用于修复复合部件的方法以及相关联的渗透方法。在若干实施例中，所公开的方法可用于修复各种涡轮机部件，例如陶瓷基复合物(CMC)燃气涡轮发动机叶片、轮叶、护罩块等。更具体地，在操作期间，复合部件可能会磨损或损坏。因此，根据所公开的方法，形成新复合材料以代替复合部件的磨损/损坏部分。
另外，本主题涉及用于渗透复合部件的系统。具体地，在若干实施例中，所公开的系统包括限定真空室的炉，该真空室被构造为接收要用渗透剂渗透的复合部件。此外，在这样的实施例中，该系统包括定位在真空室内的一个或多个加热元件。加热元件又被构造为将复合部件的第一部分(例如部件的修复区域)加热至等于或高于渗透剂的熔点的第一温度。此外，加热元件被构造为将复合部件的第二部分(例如，复合部件的剩余部分)加热至低于渗透剂的熔点但显著高于环境温度的第二温度。
在若干实施例中，所公开的方法可以使用所公开的系统来实施。更具体地，在一个实施例中，该方法包括将修复材料(例如，纤维层或纤维预制件)定位在复合部件的修复区域内并将部件放置在真空室内。另外，该方法包括使用一个或多个加热元件将修复区域加热到第一温度。此外，该方法包括使用加热元件将复合部件的剩余部分加热到第二温度。此后，该方法包括用渗透剂熔体渗透修复区域以致密化修复材料，从而在修复区域内形成新复合材料。
将修复区域加热到第一温度并将复合部件的剩余部分加热到第二温度提供了一个或多个技术优势。更具体地，如上所述，当修复复合部件时，需要将修复区域加热至渗透剂/基体材料的熔化温度，以使新复合材料与现有复合材料熔合。然而，将整个复合部件加热到渗透剂熔点可能导致剩余部分中的渗透剂液化并流出部件。此外，由于修复区域和剩余部分之间存在大的热梯度，仅加热修复区域可能导致在复合部件内形成应力裂纹。在这方面，将修复区域加热到第一温度允许新复合材料与现有复合材料熔合。此外，将复合部件的剩余部分加热到第二温度允许剩余部分内的现有复合材料保持固态，但在修复区域和剩余部分之间具有较小的热梯度，从而不会形成应力裂纹。
现在参考附图，图1是燃气涡轮发动机10的一个实施例的示意横截面视图。在所示的实施例中，发动机10被构造为高旁路涡轮风扇发动机。然而，在替代实施例中，发动机10可被构造为桨扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴燃气涡轮发动机或任何其他合适类型的燃气涡轮发动机。
如图1所示，发动机10限定纵向方向L、径向方向R和周向方向C。通常，纵向方向L平行于发动机10的轴向中心线12延伸，径向方向R从轴向中心线12正交地向外延伸，并且周向方向C大致围绕轴向中心线12同心地延伸。
通常，发动机10包括至少部分地被环形机舱20包围的风扇14、低压(LP)线轴16和高压(HP)线轴18。更具体地，风扇14可以包括风扇转子22和联接到风扇转子22的多个风扇叶片24(示出一个)。在这方面，风扇叶片24沿着周向方向C彼此间隔开并且沿着径向方向R从风扇转子22向外延伸。此外，LP线轴16和HP线轴18沿轴向中心线12(即，在纵向方向L上)定位在风扇14的下游。如图所示，LP线轴16可旋转地联接到风扇转子22，从而允许LP线轴16旋转风扇14。此外，在周向方向C上彼此间隔开的多个出口导向轮叶或支柱26沿着径向方向R在围绕LP线轴16和HP线轴18的外壳28与机舱20之间延伸。因此，支柱26相对于外壳28支撑机舱20，使得外壳28和机舱20限定位于其间的旁路气流通道30。
外壳28通常以串行流动顺序围绕或包围压缩机区段32、燃烧区段34、涡轮区段36和排气区段38。例如，在一些实施例中，压缩机区段32可包括LP线轴16的低压(LP)压缩机40和HP线轴18的高压(HP)压缩机42，HP压缩机42沿着轴向中心线12定位在LP压缩机40下游。每个压缩机40、42又可以包括与一排或多排压缩机转子叶片46相互交叉的一排或多排定子轮叶44。此外，在一些实施例中，涡轮区段36包括HP线轴18的高压(HP)涡轮48和LP线轴16的低压(LP)涡轮50，LP涡轮50沿着轴向中心线12定位在HP涡轮48下游。每个涡轮48、50又可以包括与一排或多排涡轮转子叶片54相互交叉的一排或多排定子轮叶52。
此外，LP线轴16包括低压(LP)轴56，并且HP线轴18包括围绕LP轴56同心定位的高压(HP)轴58。在此类实施例中，HP轴58可旋转地联接HP涡轮48的转子叶片54和HP压缩机42的转子叶片46，使得HP涡轮转子叶片54的旋转可旋转地驱动HP压缩机转子叶片46。如图所示，LP轴56直接联接到LP涡轮50的转子叶片54和LP压缩机40的转子叶片46。此外，LP轴56经由齿轮箱60联接到风扇14。在这方面，LP涡轮转子叶片54的旋转可旋转地驱动LP压缩机转子叶片46和风扇叶片24。
在若干实施例中，发动机10可以产生推力以推进飞行器。更具体地，在操作期间，空气(由箭头62指示)进入发动机10的入口部分64。风扇14将空气62的第一部分(由箭头66指示)供应到旁路气流通道30，并且将空气62的第二部分(由箭头68指示)供应到压缩机区段32。空气62的第二部分68首先流过LP压缩机40，其中转子叶片46逐渐压缩空气62的第二部分68。接下来，空气62的第二部分68流过HP压缩机42，其中转子叶片46继续逐渐压缩空气62的第二部分68。空气62的压缩的第二部分68随后被输送到燃烧区段34。在燃烧区段34中，空气62的第二部分68与燃料混合并燃烧以产生高温高压燃烧气体70。此后，燃烧气体70流过HP涡轮48，HP涡轮转子叶片54从中提取第一部分动能和/或热能。这种能量提取使HP轴58旋转，从而驱动HP压缩机42。燃烧气体70然后流过LP涡轮50，其中LP涡轮转子叶片54从中提取第二部分动能和/或热能。这种能量提取使LP轴56旋转，从而经由齿轮箱60驱动LP压缩机40和风扇14。燃烧气体70然后通过排气区段38离开发动机10。
图2是燃气涡轮发动机10的护罩块72的一个实施例的侧视图。一般而言，若干护罩块72周向布置以形成护罩(未示出)，该护罩包围或以其他方式围绕压缩机区段32中的一排转子叶片46或涡轮区段36中的一排转子叶片54。如图所示，护罩块72包括在径向方向R上在内表面76和外表面78之间延伸的环形壁74。内表面76又紧邻对应叶片46、54的末端定位，以最小化空气/燃烧气体68/70通过叶片46、54的泄漏。此外，护罩72包括一对安装导轨80(示出了一个)。导轨80在纵向方向L上彼此间隔开并且在径向方向R上从环形壁74的外表面78向外延伸。此外，每个导轨80限定一对安装孔82，用于将护罩块72联接到发动机10的外壳28。然而，在替代实施例中，护罩块72可以具有任何其他合适的构造。
另外，燃气涡轮发动机10的一个或多个部件可由复合材料(例如陶瓷基复合物(CMC)材料)形成。例如，在若干实施例中，压缩机轮叶44、压缩机叶片46、涡轮轮叶52、涡轮叶片54和护罩块72可由CMC材料形成。然而，在替代实施例中，发动机10的任何其他合适的部件可由复合材料形成。
提供上述和图1和图2所示的燃气涡轮发动机10的构造仅用于将本主题置于示例性使用领域中。因此，本主题可容易地适用于任何方式的燃气涡轮发动机构造，包括其他类型的基于航空的燃气涡轮发动机、基于船舶的燃气涡轮发动机和/或基于陆地/工业的燃气涡轮发动机。
图3是用于渗透复合部件的系统100的一个实施例的横截面视图。如图所示，系统100包括在其中限定真空室104的炉102。真空室104又被构造为接收复合部件200(或其前体，例如纤维预制件)。具体地，在若干实施例中，复合部件保持器134定位在真空室104内并且被构造为接收复合部件200。因此，复合部件保持器134可以是用于在加热和渗透期间支撑复合部件200的任何合适的结构，例如具有夹紧机构的平台。在炉102的操作期间，真空室104内的压力可能低于环境压力(即，室104内存在真空)。在这方面，炉102可以被构造为在部件200处于真空压力下时加热部件200。
通常，炉102包括定位在真空室104内的一个或多个加热元件，以加热部件200。具体地，加热元件被构造为将复合部件200的第一部分(例如部件200的修复区域202)加热至第一温度(例如，等于或高于部件200的基体材料的熔点的温度)。在若干实施例中，部件200的修复区域202定位在复合部件保持器134的第一部分136上，使得第一部分136和修复区域202被加热到第一温度。此外，加热元件被构造为将复合部件200的第二部分(例如部件200的未修复部分或剩余部分204)加热到不同的第二温度(例如，低于第一温度的温度)。在若干实施例中，部件200的剩余部分204定位在复合部件保持器134的第二部分138上，使得第二部分138和剩余部分204被加热到第二温度。因此，在图示的实施例中，炉102包括围绕或包围部件200的加热元件106。此外，在图示的实施例中，炉102包括定位在加热元件106和部件200的剩余部分204之间的屏蔽件108。在这方面，在操作期间，来自加热元件106的热量从加热元件106直接传递(例如，经由辐射)到部件200的修复区域202，使得修复区域202被加热到第一温度。另外，屏蔽件108部分地屏蔽或以其他方式减少从加热元件108传递(例如，经由辐射)到部件200的剩余部分204的热量，使得剩余部分204被加热到第二(例如，更低的)温度。
图4是用于渗透复合部件的系统100的另一个实施例的横截面视图。类似于图3中所示的系统100的实施例，图4的系统100包括在其中限定真空室104的炉102，其中一个或多个加热元件定位在真空室104内。然而，与图3中所示的实施例不同，图3的系统100包括加热元件110。具体地，在操作期间，复合部件200被定位在真空室104内，使得加热元件110靠近修复区域202并且远离剩余部分204。在这方面，加热元件110和第一部分202之间的更小的距离允许加热元件110将修复区域202加热到第一温度。相反，加热元件110和剩余部分204之间的更大的距离允许加热元件110将剩余部分204加热到第二(例如，更低的)温度。
图5是用于渗透复合部件的系统100的另一个实施例的横截面视图。类似于图3和图4中所示的系统100的实施例，图5的系统100包括在其中限定真空室104的炉102，其中一个或多个加热元件定位在真空室104内。然而，与图3和图4中所示的实施例不同，图5中所示系统100的真空室104包括多个区。更具体地，如图所示，在一个实施例中，真空室104包括第一、第二、第三和第四区112、114、116、118。区112、114、116、118由挡板或壁120隔开，使得部件200的一部分暴露于每个区112、114、116、118。例如，在图示的实施例中，部件200的修复区域202暴露于第一区112并且部件200的剩余部分204暴露于第二、第三和第四区114、118、120。此外，加热元件122定位在每个区112、114、116、118内。通常，每个加热元件122是相同类型或混合加热源(例如，电阻碳加热元件、红外线加热灯元件、射频感应线圈加热或通断放气加热源)。在操作期间，区112内的加热元件122以更高功率输出操作，以将部件200的修复区域202加热到第一温度。相反，区114、116、118内的加热元件122以较低功率输出操作，以将部件200的剩余部分204加热到第二(例如，更低的)温度。然而，在替代实施例中，真空室104可以包括任何其他合适数量的区和/或每个区的加热元件。此外，每个区内的加热元件可以被构造为以任何其他合适的方式加热部件200的各个部分。
图6是用于渗透复合部件的系统100的又一实施例的横截面视图。与图5中所示的系统100的实施例类似，图6的系统100包括在其中限定真空室104的炉102，其中真空室104包括多个区112、114、116、118。然而，与图5中所示的实施例不同，图6的系统100的真空室104包括延伸通过区112、114、116、118中的每一个的单个加热元件124。在这方面，加热元件124的第一、第二、第三和第四部分126、128、130、132分别定位在第一、第二、第三和第四区112、114、116、118内。因此，在操作期间，加热元件124的第一部分126以更高功率输出操作，以将部件200的修复区域202加热到第一温度。相反，加热元件124的第二、第三和第四部分128、130、132以更高的功率输出操作，以将部件200的剩余部分204加热到第二(例如，更低的)温度。例如，在这种情况下，电流可以在流过加热元件124的第二、第三和第四部分128、130、132之前流过加热元件124的第一部分126。因此，加热元件124的第一部分126可以接收比加热元件124的第二、第三和第四部分128、130、132更高的电压。
上述加热元件106、110、122、124可以对应于用于产生热量的任何合适类型的装置，该热量可以经由辐射传递到复合部件200。例如，在若干实施例中，加热元件106、110、122、124是电阻碳加热元件。在这样的实施例中，当向加热元件106、110、122、124供应电流时，碳的内电阻产生可以经由辐射到部件200的热量。在其他实施例中，红外加热灯元件产生的热量可以经由辐射加热部件200，或者射频感应线圈可以通过感应电场加热部件200。
此外，上述加热元件106、110、122、124可以以任何其他合适的方式加热复合部件200。例如，在一个实施例中，加热元件106、110、122、124可以被构造为将部件200的三个或更多个不同部分加热到三个或更多个不同温度。
提供上述和图3-6中所示的系统100的构造仅用于将本主题置于示例性使用领域中。因此，本主题可以容易地适用于用于渗透复合部件的任何方式的系统。
图7是用于修复复合部件的方法300的一个实施例的流程图。尽管图7描绘了以特定顺序进行的步骤，但所公开的方法不限于任何特定顺序或布置。因此，在不脱离本公开的范围的情况下，可以以各种方式省略、重新布置、组合和/或修改所公开的方法的各个步骤。
大体上，下面将在修复复合部件200的上下文中描述方法300的各个步骤。例如，如下文将描述的，复合部件200可以对应于燃气涡轮发动机10的复合部件。例如，在一些实施例中，复合部件200可以对应于发动机10的压缩机轮叶44、压缩机叶片46、涡轮轮叶52、涡轮叶片54和/或护罩块72。然而，在替代实施例中，复合部件200可以对应于任何其他合适的复合部件。
图8是复合部件200的一个实施例的立体图。如图所示，复合部件200包括修复区域202和剩余部分204。更具体地，修复区域202对应于将根据本文公开的方法修复的部件200的部分。因此，修复区域202是将用新复合材料替换的部件200的部分。剩余部分204是不被修复的部件200的部分。尽管图1中所示的部件200仅包括一个修复区域202，但是在其他实施例中，部件200可以包括任何其他合适数量的修复区域202。
此外，复合部件200可由任何合适的复合材料形成。例如，复合材料可以选自但不限于陶瓷基复合物(CMC)、聚合物基复合物(PMC)、金属基复合物(MMC)或其组合。用于CMC基体的基体材料的合适示例是陶瓷粉末，包括但不限于碳化硅、氧化铝、氧化硅及其组合。用于PMC的基体材料的合适示例包括但不限于环氧基基体、聚酯基基体及其组合。MMC基体材料的合适示例包括但不限于粉末金属，例如但不限于能够熔化成连续熔融液态金属的铝或钛，该连续熔融液态金属可以在冷却成带有包裹纤维的固体锭之前封装存在于组件中的纤维。由此产生的MMC是具有增加刚度的金属制品，并且金属部分(基体)是主要的负载关注(caring)元件。例如，在一个实施例中，复合部件200可由碳化硅-碳化硅(SiC-SiC)基体复合物形成。
再次参考图7，在(302)处，方法300包括准备用于修复的复合部件的修复区域。具体地，在若干实施例中，在(302)处，修复区域202内尚未从复合部件200的剩余部分204断裂或分离的磨损或损坏材料可以经由机械加工、研磨、切割等从部件200去除。例如，在某些情况下，如图4所示，修复区域202可以包括不适合接合到新复合材料的不规则表面206。在这种情况下，在(302)处，可以去除来自部件200的材料以形成合适的修复界面208。修复界面208又是新复合材料将接合到的部件200的表面。如图9所示，当完成(302)时，修复区域202的磨损/损坏材料已经被去除并且修复界面208已经形成。
另外，如图7所示，在准备修复区域之后，在(304)处，方法300包括将修复材料定位在修复区域内。例如，如图10所示，修复材料210定位在修复区域202内，使得修复材料210与修复界面208接触。在这方面，修复材料210占据了磨损/损坏材料最初存在的空间。如下文将描述的，修复材料210将在渗透剂中熔体渗透以致密化修复材料210，使得在修复区域202中形成新复合材料，从而修复部件200。
通常，修复材料210对应于形成部件200的复合材料的前体材料。因此，修复材料210可以包括多个纤维，该多个纤维限定接收渗透剂的空隙。例如，在部件200由SiC-SiC基复合物形成的实施例中，修复材料210可以对应于碳化硅(SiC)纤维预制件，其具有与修复区域202中留下的空隙相同的形状和尺寸。在这样的实施例中，渗透剂可以对应于硅。然而，在替代实施例中，修复材料210可以对应于任何其他合适的复合前体材料，例如由另一种合适的材料、纤维带、纤维垫、纤维层等形成的纤维预制件。
此外，如图7所示，在(306)处，方法300包括将复合材料放置在真空室内。例如，在将修复材料210定位在修复区域202内之后，复合部件200可以放置在炉102的真空室104内。
此外，在(308)处，方法300包括将修复区域加热到第一温度。例如，真空室104内的一个或多个加热元件(例如，加热元件106、110、122、124中的任一个)可以将复合部件200的修复区域202加热到等于或高于将致密化修复材料210(即，基体材料)的渗透剂的熔点的第一温度。在若干实施例中，流向真空室104内的加热元件的电流可以被控制(例如，通过操作者或合适的控制器/计算系统)，使得加热元件将修复区域202加热到第一温度。
此外，如图7所示，在(310)处，方法300包括将复合部件的剩余部分加热到第二温度。例如，真空室104内的加热元件(例如，加热元件106、110、122、124中的任一个)可以将复合部件200的剩余部分204加热到第二温度。第二温度又低于将致密化修复材料210(即，基体材料)的渗透剂的熔点，但显著高于环境温度。例如，第二温度可以比渗透剂熔点低五百华氏度以下，例如低250华氏度或低一百华氏度。在一些实施例中，流向真空室104内的加热元件的电流可以被控制(例如，通过操作者或合适的控制器/计算系统)，使得加热元件将剩余部分204加热到第二温度。
将修复区域202加热到第一温度并将复合部件200的剩余部分204加热到第二温度提供了一个或多个技术优势。更具体地，将修复区域202加热到第一温度(即，等于或高于渗透剂/基体材料的熔点的温度)允许由修复区域202内的修复材料210形成的新复合材料与部件200的现有复合材料熔合。此外，将复合部件200的剩余部分204加热到第二温度(即低于渗透剂/基体材料的熔点但实质上高于环境温度的温度)允许剩余部分204内的现有复合材料保持固体。此外，这种加热导致修复区域202和剩余部分204之间的热梯度更小，从而不会形成应力裂纹。
此外，在将修复区域加热到第一温度并将剩余部分加热到第二温度之后，在(312)处，方法300包括用渗透剂熔体渗透修复区域以致密化修复材料。例如，在修复区域202被加热到第一温度并且剩余部分204被加热到第二温度之后，修复材料210被合适的渗透剂(例如，熔融硅)熔体渗透。
图11是用于渗透复合部件的方法400的一个实施例的流程图。尽管图11描绘了以特定顺序进行的步骤，但所公开的方法不限于任何特定顺序或布置。因此，在不脱离本公开的范围的情况下，可以以各种方式省略、重新布置、组合和/或修改所公开的方法的各个步骤。
如图11所示，在(402)处，方法400可以包括将复合部件的第一部分加热到第一温度。例如，如上所述，真空室104内的一个或多个加热元件(例如，加热元件106、110、122、124中的任一个)可以将复合部件200的修复区域202加热到等于或高于将致密化修复材料210(即，基体材料)的渗透剂的熔点的第一温度。
此外，在(404)处，方法400包括将复合部件的第二部分加热到第二温度。例如，真空室104内的加热元件(例如，加热元件106、110、122、124中的任一个)可以将复合部件200的剩余部分204的第一区段加热到第二温度。
此外，在(406)处，方法400包括将复合部件的第三部分加热到第三温度。例如，真空室104内的加热元件(例如，加热元件106、110、122、124中的任一个)可以将复合部件200的剩余部分204的第二区段加热到第三温度。第三温度通常低于渗透剂的熔点并且可以不同于第二温度。
此外，在将修复区域加热到第一温度并且将剩余部分加热到第二温度之后，在(408)处，方法400包括用渗透剂熔体渗透复合部件以致密化复合部件的第一部分。例如，在修复区域202被加热到第一温度并且剩余部分204被加热到第二温度之后，修复材料210被合适的渗透剂(例如，熔融硅)熔体渗透。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何合并的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质区别的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
一种用于修复复合部件的方法，所述方法包括：将修复材料定位在由复合材料形成的复合部件的修复区域内；将所述修复区域加热到第一温度；将所述复合部件的剩余部分加热到第二温度；以及用渗透剂熔体渗透所述修复区域以致密化所述修复材料，其中所述第一温度等于或高于所述渗透剂的熔点，并且所述第二温度低于所述熔点。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，其中：加热所述修复区域包括使用围绕所述复合部件的加热元件将所述修复区域加热到所述第一温度；并且加热所述剩余部分包括相对于所述加热元件部分地屏蔽所述剩余部分，使得所述加热元件将所述剩余部分加热到所述第二温度。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，其中：加热所述修复区域包括使用加热元件将所述修复区域加热到所述第一温度；并且加热所述剩余部分包括使用所述加热元件将所述剩余部分加热到所述第二温度，所述加热元件定位成靠近所述修复区域且远离所述剩余部分。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，其中：加热所述修复区域包括使用第一加热元件将所述修复区域加热到所述第一温度；并且加热所述剩余部分包括使用第二加热元件将所述剩余部分加热到所述第二温度，所述第一加热元件和所述第二加热元件是相同类型的加热元件。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，其中：加热所述修复区域包括使用加热元件的第一区段将所述修复区域加热到所述第一温度；并且加热所述剩余部分包括使用所述加热元件的第二区段将所述剩余部分加热到所述第二温度。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，进一步包括：在加热所述修复区域和加热所述剩余部分之前，将所述复合部件放置在真空室内。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，其中加热所述修复区域包括使用碳加热元件将所述修复区域加热至所述第一温度。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，其中所述修复材料包括碳化硅，并且所述渗透剂包括硅。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，其中：加热所述修复区域包括控制流向一个或多个加热元件的电流，使得所述一个或多个加热元件将修复区域加热到所述第一温度；并且加热所述复合部件的剩余部分包括控制流向所述一个或多个加热元件的所述电流，使得所述一个或多个加热元件将剩余部分加热到所述第二温度。
一种渗透复合部件的方法，所述方法包括：将复合部件的第一部分加热到第一温度；将所述复合部件的第二部分加热到第二温度，所述第二部分邻近所述第一部分；将所述复合部件的第三部分加热到第三温度；以及用渗透剂熔体渗透所述复合部件以致密化所述复合部件的所述第一部分，其中所述第一温度等于或高于所述渗透剂的熔点，并且所述第二温度和所述第三温度低于所述熔点。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，其中：加热所述第一部分包括使用围绕所述复合部件的加热元件将所述第一部分加热到所述第一温度；并且加热所述第二部分包括相对于所述加热元件部分地屏蔽所述第二部分，使得所述加热元件将所述第二部分加热到所述第二温度。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，其中：加热所述第一部分包括使用加热元件将所述第一部分加热到所述第一温度；并且加热所述第二部分包括使用所述加热元件将所述第二部分加热到所述第二温度，所述加热元件定位成靠近所述第一部分且远离所述第二部分。
根据这些条项中的一项或多项所述的方法，其中：加热所述第一部分包括使用第一加热元件将所述第一部分加热到所述第一温度；并且加热所述第二部分包括使用第二加热元件将所述第二部分加热到所述第二温度，所述第一加热元件和所述第二加热元件是一种类型的加热元件。
一种用于渗透复合部件的系统，所述系统包括：炉，所述炉限定真空室并且包括定位在所述真空室内的复合部件保持器，所述复合部件保持器被构造为接收将用渗透剂渗透的复合部件；以及一个或多个加热元件，所述一个或多个加热元件定位在所述真空室内，所述一个或多个加热元件被构造为将所述复合部件保持器的第一部分加热到第一温度，并且将所述复合部件保持器的第二部分加热到第二温度，其中所述第一温度等于或高于所述渗透剂的熔点，并且所述第二温度低于所述熔点。
根据这些条项中的一项或多项所述的系统，其中所述一个或多个加热元件包括围绕所述复合部件保持器的第一加热元件，所述系统进一步包括：屏蔽件，所述屏蔽件定位在所述第一加热元件和所述第二部分之间，以减少从所述第一加热元件到所述第二部分的热传递，使得所述第一加热元件将所述第一部分加热到所述第一温度，并且将所述第二部分加热到所述第二温度。
根据这些条项中的一项或多项所述的系统，其中所述一个或多个加热元件包括第一加热元件，所述第一加热元件定位成靠近所述第一部分且远离所述第二部分，使得所述第一加热元件将所述第一部分加热到所述第一温度，并且将所述第二部分加热到所述第二温度。
根据这些条项中的一项或多项所述的系统，其中所述一个或多个加热元件包括第一加热元件和第二加热元件，所述第一加热元件被构造为将所述第一部分加热到所述第一温度，所述第二加热元件被构造为将所述第二部分加热到所述第二温度。
根据这些条项中的一项或多项所述的系统，其中所述第一加热元件和所述第二加热元件是相同类型的加热元件。
根据这些条项中的一项或多项所述的系统，其中所述一个或多个加热元件包括具有第一区段和第二区段的第一加热元件，所述第一区段被构造为将所述复合部件的所述第一部分加热到所述第一温度，并且所述第二区段被构造为将所述复合部件的所述第二部分加热到所述第二温度。
根据这些条项中的一项或多项所述的系统，其中所述一个或多个加热元件包括一个或多个碳加热元件。

Claims (10)

1.一种用于修复复合部件的方法，其特征在于，所述方法包括：
将修复材料定位在由复合材料形成的复合部件的修复区域内；
将所述修复区域加热到第一温度；
将所述复合部件的剩余部分加热到第二温度；以及
用渗透剂熔体渗透所述修复区域以致密化所述修复材料，
其中所述第一温度等于或高于所述渗透剂的熔点，并且所述第二温度低于所述熔点。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中：
加热所述修复区域包括使用围绕所述复合部件的加热元件将所述修复区域加热到所述第一温度；并且
加热所述剩余部分包括相对于所述加热元件部分地屏蔽所述剩余部分，使得所述加热元件将所述剩余部分加热到所述第二温度。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中：
加热所述修复区域包括使用加热元件将所述修复区域加热到所述第一温度；并且
加热所述剩余部分包括使用所述加热元件将所述剩余部分加热到所述第二温度，所述加热元件定位成靠近所述修复区域且远离所述剩余部分。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中：
加热所述修复区域包括使用第一加热元件将所述修复区域加热到所述第一温度；并且
加热所述剩余部分包括使用第二加热元件将所述剩余部分加热到所述第二温度，所述第一加热元件和所述第二加热元件是相同类型的加热元件。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中：
加热所述修复区域包括使用加热元件的第一区段将所述修复区域加热到所述第一温度；并且
加热所述剩余部分包括使用所述加热元件的第二区段将所述剩余部分加热到所述第二温度。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括：
在加热所述修复区域和加热所述剩余部分之前，将所述复合部件放置在真空室内。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中加热所述修复区域包括使用碳加热元件将所述修复区域加热至所述第一温度。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中所述修复材料包括碳化硅，并且所述渗透剂包括硅。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中：
加热所述修复区域包括控制流向一个或多个加热元件的电流，使得所述一个或多个加热元件将修复区域加热到所述第一温度；并且
加热所述复合部件的剩余部分包括控制流向所述一个或多个加热元件的所述电流，使得所述一个或多个加热元件将剩余部分加热到所述第二温度。
10.一种渗透复合部件的方法，其特征在于，所述方法包括：
将复合部件的第一部分加热到第一温度；
将所述复合部件的第二部分加热到第二温度，所述第二部分邻近所述第一部分；
将所述复合部件的第三部分加热到第三温度；以及
用渗透剂熔体渗透所述复合部件以致密化所述复合部件的所述第一部分，
其中所述第一温度等于或高于所述渗透剂的熔点，并且所述第二温度和所述第三温度低于所述熔点。
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Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4611744A (en) * 1982-06-23 1986-09-16 Refurbished Turbine Components Ltd. Turbine blade repair
US20130022471A1 (en) * 2011-07-22 2013-01-24 General Electric Company Methods for repairing a turbine airfoil constructed from cmc material
US20140272248A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite repair by reactive processing and mechanical interlocking
US20150267359A1 (en) * 2014-03-24 2015-09-24 Rtr Technologies, Inc. Radiant Heating System for a Surface Structure, and Surface Structure Assembly with Radiant Heater
US20160325368A1 (en) * 2015-05-05 2016-11-10 Rolls-Royce Corporation Braze for ceramic and ceramic matrix composite components
US10150188B1 (en) * 2017-08-04 2018-12-11 General Electric Company Method of ceramic matrix composite repair
WO2019112662A1 (en) * 2017-12-05 2019-06-13 Siemens Aktiengesellschaft Wall structure with three dimensional interface between metal and ceramic matrix composite portions
CN110480254A (zh) * 2019-08-03 2019-11-22 国营芜湖机械厂 一种飞机燃油系统铝硅合金壳体铸造缺陷的修复方法
CN110577414A (zh) * 2018-06-08 2019-12-17 通用电气公司 复合部件改动
CN110872954A (zh) * 2018-08-31 2020-03-10 通用电气公司 包括方向上可控的cmc插入物的cmc部件及制备方法

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1943802A (en) 1930-03-18 1934-01-16 Ajax Electrothermic Corp Electric induction furnace
US4845332A (en) 1987-09-16 1989-07-04 National Steel Corp. Galvanneal induction furnace temperature control system
US5266236A (en) 1991-10-09 1993-11-30 General Electric Company Thermally stable dense electrically conductive diamond compacts
US6820334B2 (en) * 2002-04-19 2004-11-23 General Electric Company Method for repairing articles of ceramic composites
US8884201B2 (en) 2008-09-15 2014-11-11 The Boeing Company Systems and methods for fabrication of thermoplastic components
DE102010031795B4 (de) 2010-07-20 2015-05-28 Lufthansa Technik Ag Verfahren zur Reparatur von Gasturbinenbauteilen aus keramischen Verbundwerkstoffen und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
EP2970030B1 (en) 2013-03-15 2019-12-25 Rolls-Royce Corporation Melt infiltration apparatus and method for molten metal control
US9598321B2 (en) 2013-03-15 2017-03-21 Rolls-Royce Corporation Melt infiltration wick attachment
US9512044B2 (en) 2013-03-15 2016-12-06 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composites and methods for producing ceramic matrix composites
US9624138B2 (en) 2014-04-08 2017-04-18 United Technologies Corporation Formation of voids within components formed from porous substrates
US20150291473A1 (en) 2014-04-09 2015-10-15 United Technologies Corporation Energy preparation of ceramic fiber for coating
US10834790B2 (en) 2014-12-22 2020-11-10 Rolls-Royce High Temperature Composites, Inc. Method for making ceramic matrix composite articles with progressive melt infiltration
US10150708B2 (en) 2015-05-08 2018-12-11 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Surface-aided melt infiltration for producing a ceramic matrix composite
DE102016207233A1 (de) * 2016-04-28 2017-11-02 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Verfahren zum lokalen Umformen einer glatten Oberfläche eines aus Glas oder einer Glaskeramik gefertigten Substrates sowie ein mit dem Verfahren hergestelltes Bedienelement
US10774648B2 (en) 2016-10-04 2020-09-15 General Electric Company Methods and features for CMC component repairs
US10144675B2 (en) 2016-10-24 2018-12-04 Honeywell International Inc. Segmented carbon fiber preform

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4611744A (en) * 1982-06-23 1986-09-16 Refurbished Turbine Components Ltd. Turbine blade repair
US20130022471A1 (en) * 2011-07-22 2013-01-24 General Electric Company Methods for repairing a turbine airfoil constructed from cmc material
US20140272248A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite repair by reactive processing and mechanical interlocking
US20150267359A1 (en) * 2014-03-24 2015-09-24 Rtr Technologies, Inc. Radiant Heating System for a Surface Structure, and Surface Structure Assembly with Radiant Heater
US20160325368A1 (en) * 2015-05-05 2016-11-10 Rolls-Royce Corporation Braze for ceramic and ceramic matrix composite components
US10150188B1 (en) * 2017-08-04 2018-12-11 General Electric Company Method of ceramic matrix composite repair
WO2019112662A1 (en) * 2017-12-05 2019-06-13 Siemens Aktiengesellschaft Wall structure with three dimensional interface between metal and ceramic matrix composite portions
CN110577414A (zh) * 2018-06-08 2019-12-17 通用电气公司 复合部件改动
CN110872954A (zh) * 2018-08-31 2020-03-10 通用电气公司 包括方向上可控的cmc插入物的cmc部件及制备方法
CN110480254A (zh) * 2019-08-03 2019-11-22 国营芜湖机械厂 一种飞机燃油系统铝硅合金壳体铸造缺陷的修复方法

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