具有後緣補充結構的翼型件的製作方法
2023-10-05 22:02:24
具有後緣補充結構的翼型件的製作方法
【專利摘要】本發明提供一種具有後緣補充結構的翼型件，該翼型件包括主要部分，該主要部分由基體材料形成並且具有內部芯，該內部芯包括中空區域。還包括主要部分的後緣區域。還包括後緣補充結構，該後緣補充結構包括在接近後緣區域的位置處操作性地聯接到基體材料的低熔點高溫合金。還包括至少一個冷卻通道，該至少一個冷卻通道將主要部分的內部芯流體聯接到後緣區域的內部區域。還包括後緣區域排氣路徑，該後緣區域排氣路徑布置於內部區域中並且被構造成沿翼型件的展向方向引導冷卻氣流。
【專利說明】具有後緣補充結構的翼型件
【技術領域】
[0001]本發明中所公開的主題涉及翼型件，並且更具體地涉及具有後緣補充結構的翼型件。
【背景技術】
[0002]各種渦輪機系統中所採用的翼型件形成為鬥葉和噴嘴。例如熱氣體或蒸汽的工作流體典型地受迫跨過翼型件，其中鬥葉聯接到渦輪機系統的轉子。工作流體作用在鬥葉上的力造成鬥葉，並且因此造成轉子的聯接主體旋轉。這樣一來，翼型件的氣動幾何形狀影響渦輪機系統的總體系統性能。可以採用各種製造過程(例如鑄造)來形成翼型件，但是這種過程在某些方面具有限制性，其中一種限制涉及所製造的翼型件的氣動特性。
[0003]翼型件典型地由具有期望的機械和環境特性的鎳基、鈷基或鐵基高溫合金形成，以用於承受渦輪機操作溫度和條件。由於渦輪機系統的效率取決於其操作溫度，因此需要翼型件能夠承受越來越高的溫度。隨著高溫合金部件的局部溫度接近高溫合金的熔化溫度，強制空氣冷卻變得必需。為此原因，燃氣渦輪機鬥葉和噴嘴的翼型件通常需要複雜的冷卻方案，其中蒸汽或空氣(典型地為排放空氣)被迫通過翼型件內的內部冷卻通道並且隨後通過位於翼型件表面處的冷卻孔排出以從部件傳熱。如上所述，用於製造翼型件的過程在某種程度上具有限制性並且這影響冷卻通道在位置和尺寸兩個方面的精確度。
[0004]典型地，受冷卻的翼型件使用用於冷卻的穿過厚後緣的弦向孔、壓力側槽、或者冷卻劑所通過的後緣附近的徑向孔。所有的三個選項對於冷卻有效性或者後緣薄度都不理想。後兩個選項使用抵消了氣動益處或者幾何形狀受限並且不能在後緣區域中提供高效冷卻空氣的大量冷卻空氣。
【發明內容】
[0005]根據本發明的一個方面,一種翼型件包括主要部分,該主要部分由基體材料形成並且具有內部芯，該內部芯包括中空區域。還包括主要部分的後緣區域。還包括後緣補充結構，該後緣補充結構包括在接近後緣區域的位置處操作性地聯接到基體材料的低熔點高溫合金。還包括至少一個冷卻通道，該至少一個冷卻通道將主要部分的內部芯流體聯接到後緣區域的內部區域。還包括後緣區域排氣路徑，該後緣區域排氣路徑布置於內部區域中並且被構造成沿翼型件的展向方向引導冷卻氣流。
[0006]其中，所述翼型件還包括布置於所述後緣區域的內部區域中的至少一個冷卻特徵，所述至少一個冷卻特徵包括至少一個銷。所述至少一個冷卻特徵操作性地聯接到所述內部區域的內表面；或者，所述至少一個冷卻特徵整體形成在所述內部區域的內表面中；或者所述至少一個冷卻特徵被鑄造在所述內表面中；或者，所述至少一個冷卻特徵被加工到所述內表面中。
[0007]根據本發明的另一個方面，一種翼型件包括主要部分，該主要部分由基體材料形成並且具有內部芯，該內部芯包括中空區域。還包括主要部分的後緣區域。還包括後緣補充結構，該後緣補充結構包括第一低熔點超合金片和第二低熔點超合金片，該第一低熔點超合金片和第二低熔點超合金片在接近後緣的位置處操作性地聯接到主要部分的基體材料。還包括至少一個冷卻通道，該至少一個冷卻通道將主要部分的內部芯流體聯接到後緣區域的內部區域。還包括後緣區域排氣路徑，該後緣區域排氣路徑布置於內部區域中並且被構造成沿翼型件的展向方向引導冷卻氣流。
[0008]其中，所述第一低熔點超合金片和所述第二低熔點超合金片均包括彼此相交以形成所述翼型件的尖銳頂點的下遊端部。所述後緣補充結構釺焊至所述後緣區域。所述第一低熔點超合金片和所述第二低熔點超合金片包括預先燒結預成形(PSP)材料。
[0009]其中，所述翼型件還包括整體形成在所述後緣區域的內部區域中的至少一個冷卻特徵。
[0010]根據本發明的又一個方面，一種燃氣渦輪發動機包括壓縮機、燃燒器組件、渦輪機、以及布置於壓縮機和渦輪機中的至少一個中的翼型件。該翼型件包括主要部分，該主要部分由基體材料形成並且具有內部芯和後緣區域。該翼型件還包括後緣補充結構，該後緣補充結構包括在接近後緣區域的位置處操作性地聯接到基體材料的低熔點高溫合金。該翼型件還包括至少一個冷卻通道，該至少一個冷卻通道將內部芯流體聯接到後緣區域的內部區域。該翼型件還包括後緣區域排氣路徑，該後緣區域排氣路徑布置於內部區域中並且被構造成沿翼型件的展向方向引導冷卻氣流。
[0011]通過下文結合附圖的描述，這些和其它的優點以及特徵將變得更加顯而易見。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0012]被認為是本發明的主題在說明書結尾處的權利要求書中特別指出並且明確要求保護。通過下文結合附圖的詳細描述，本發明的上述和其它的特徵以及優點是顯而易見的，在附圖中:
[0013]圖1是燃氣渦輪發動機的示意圖；
[0014]圖2是翼型件的俯視平面圖；
[0015]圖3是圖2的截面A的放大俯視平面圖，其中示出了根據第一實施例的翼型件的後緣區域；
[0016]圖4是沿圖2的線A-A截取的圖3的實施例的後緣補充結構的橫截面圖；
[0017]圖5是圖2的截面A的放大俯視平面圖，其中示出了根據第二實施例的翼型件的後緣區域；
[0018]圖6是沿圖2的線A-A截取的圖5的實施例的後緣補充結構的橫截面圖；
[0019]圖7是圖2的截面A的放大俯視平面圖，其中示出了根據第三實施例的翼型件的後緣區域；以及
[0020]圖8是沿圖2的線A-A截取的圖7的實施例的後緣補充結構的橫截面圖。
[0021]參照附圖通過例子的詳細描述解釋了本發明的實施例以及優點和特徵。
【具體實施方式】
[0022]如本說明書中所使用的術語「軸向」和「軸向地」指的是與渦輪機系統的中心縱向軸線基本平行地延伸的方向和取向。如本說明書中所使用的術語「徑向」和「徑向地」指的是與渦輪機系統的中心縱向軸線基本正交地延伸的方向和取向。如本說明書中所使用的術語「上遊」和「下遊」指的是關於渦輪機系統的中心縱向軸線相對於軸向流動方向的方向和取向。如本說明書中所使用的術語「弦向」和「展向」指的是通常與翼型件的翼弦和翼展相關聯的方向。
[0023]參照圖1，示意性地示出了根據本發明的示例性實施例構建的渦輪機系統10。所示的渦輪機系統10包括燃氣渦輪發動機，但是應當領會，本說明書中所描述的實施例可以用於替換系統，例如蒸汽渦輪機。為了說明和討論的目的，參照燃氣渦輪發動機。
[0024]燃氣渦輪發動機10包括壓縮機部段12以及以環管式陣列布置的多個燃燒器組件，所述多個燃燒器組件中的一個示為14並且包括燃燒器部段18。應當領會，本發明不依賴於燃燒系統的細節，並且為了討論的目的而參照環管式系統。燃料和壓縮空氣通入燃燒器部段18中並且點燃以形成用於驅動渦輪機部段24的高溫高壓燃燒產物或氣流。該渦輪機部段24包括通過轉子30操作性地連接至壓縮機部段12的多個級26-28。具體而言，多個級26-28中的每一級都包括噴嘴32和鬥葉34，其中鬥葉34操作性地聯接到轉子30。多個級26-28中的每一級的噴嘴32和鬥葉34是工作流體(例如，空氣-燃料混合物)所通過的翼型件。儘管示出三級，但是應當領會，可能存在更多或更少的級。
[0025]現在參照圖2，更詳細地示出代表噴嘴32或鬥葉34中的任一個的翼型件36。該翼型件36包括從前緣40延伸至後緣區域42的主要部分38。該主要部分38由可以根據具體應用發生變化的基體材料形成。在一些實施例中，基體材料包括鎳基、鈷基、或鐵基高溫合金。主要部分38可以形成為等軸(equiaxed)定向凝固(direct1nally solidified, DS)、或單晶(SX)鑄件，以承受其例如在燃氣渦輪發動機內所經受的高溫和應力。後緣區域42包括後緣區域後部寬度。
[0026]翼型件36還包括後緣補充結構46，該後緣補充結構46在接近後緣區域42的表面的位置處操作性地聯接到主要部分38。如圖所示，相對於主要部分38，後緣補充結構46逐漸變細成較細的更尖銳的端部，該尺寸在本說明書中被稱為後緣補充結構後部寬度。
[0027]參照圖3和圖4，更詳細地示出了根據第一實施例的主要部分38的後緣區域42和後緣補充結構46。在圖示實施例中,後緣補充結構46包括低熔點高溫合金材料,該低熔點高溫合金材料包括高溫合金基體以及低熔點釺焊合金粉末的混合物(在本說明書中被稱為低熔點高溫合金(LMS)片50)。LMS片50的示例性實施例是第一預先燒結預成形(PSP)結構。LMS片50包括顆粒的混合物，所述顆粒包括已在低於其熔點的溫度下燒結在一起的第一合金和第二合金，以形成成團並且略微多孔的物質。粉末顆粒的合適的顆粒尺寸範圍包括150目(mesh)，或者甚至325目或更小，以促進顆粒的快速燒結並且使LMS片50的孔隙度減小至大約10體積百分比或更小。
[0028]LMS片50的第一合金包括任何成分，例如與主要部分38的基體材料類似的一種成分，以促進LMS片50與主要部分38之間的共同物理性能。例如，在一些實施例中，第一合金和基體材料具有同樣成分(即，它們屬於相同材料類型)。在一些實施例中，第一合金包括鎳基高溫合金或鈷基高溫合金。在一些實施例中，第一合金的性能包括與基體材料的化學和冶金相容性，例如高疲勞強度、低開裂趨勢、抗氧化性以及/或者可加工性。
[0029]第二合金也可以具有與主要部分38的基體材料類似的成分，但是還含有熔點抑制劑(melting point depressant),以促進第一合金和第二合金顆粒燒結並且使得LMS片50能夠在低於基體材料熔點的溫度下粘接(bonding)至主要部分38的後緣區域42。例如，在一些實施例中，熔點抑制劑包括硼、金、銅、磷、和/或矽。
[0030]LMS片50包括任何相對量的第一合金和第二合金，以足以提供足夠的熔點抑制劑以保證第一合金和第二合金的顆粒的潤溼並且彼此結合/粘結(例如，擴散/釺焊結合)和連接至翼型件36的主要部分38的後緣區域42。例如，在一些實施例中，第二合金包括LMS片50的至少大約10重量百分比。在一個實施例中，第二合金包括LMS片50的大約70重量百分比，其中第一合金包括LMS片50的大約30重量百分比，由此獲得大約30:70的第一合金與第二合金的混合重量比。在另一個實施例中，採用大約40:60的第一合金與第二合金的混合重量比。
[0031]在圖示實施例中，後緣補充結構46是具有彼此整體形成的第一部分52和第二部分54的單個部件。第一部分52和第二部分54均包括連接至主要部分38的後緣區域42的上遊端部56。第一部分52和第二部分54還均包括彼此相交以形成翼型件36的尖銳頂點的下遊端部58。後緣補充結構46的下遊端部58的狹窄尖銳角使得翼型件36的後緣部分較薄，從而有效地降低氣動堵塞，由此改進總體渦輪機系統性能。
[0032]後緣補充結構46的上述實施例被圖示和描述成具有單個LMS片。然而，應當理解，多個LMS片可以被採用並且操作性地聯接到主要部分38的後緣區域42。
[0033]無論所採用的LMS片的精確數量如何，片(多個片)都操作性地聯接到主要部分38的後緣區域42。在一個實施例中，LMS片釺焊至後緣區域42。LMS片由被構造成釺焊至後緣區域42而無需施加焊料的材料形成。通過該方式，LMS片(多個LMS片)以在爐內與後緣區域42抵靠的方式定位在期望位置處，並且被加熱至所需溫度以有利於將LMS片釺焊至主要部分38。除了釺焊，能夠構想，可以採用替換的聯接技術，其中包括但不限於焊接、擴散連接或機械緊固。
[0034]參照圖2、圖5和圖6，詳細地示出了根據第二實施例的主要部分38的後緣區域42和後緣補充結構46。後緣補充結構46包括如在本說明書中足夠詳細地討論的那些類似的材料和連接過程，使得採用類似的附圖標記，其中省略了適當和重複的描述。在圖示實施例中，後緣補充結構46包括在接近後緣區域42的位置處操作性地聯接到主要部分38的基體材料的第一 LMS片60和第二 LMS片62。第一 LMS片60和第二 LMS片62均包括彼此相交以形成翼型件36的尖銳頂點的下遊端部64。
[0035]參照圖2、圖7和圖8，詳細地示出了根據第三實施例的主要部分38的後緣區域42和後緣補充結構46。該後緣補充結構46包括與本說明書中參照上文所述的實施例所討論的那些類似的材料和連接過程，使得採用類似的附圖標記，其中省略了適當和重複的描述。
[0036]在圖示實施例中，採用單個LMS結構或片，例如上文結合第一實施例所描述的第一 LMS片50。如圖所示，第一 LMS片50在多個位置處連接至翼型件36的主要部分38的後緣區域42。具體而言，第一 LMS片50在上遊端部56和下遊端部58處連接至後緣區域42，其中第一 LMS片50的下遊端部58連接至後緣區域42的下遊點70。如圖所示，可能存在額外的連接相交部並且下文將對其進行詳細討論。
[0037]現在參照圖2至圖8，為了提供對翼型件36的有效冷卻，在主要部分38的後緣區域42內並且在整個後緣補充結構46中實施冷卻裝置80。主要部分38包括內部芯82，該內部芯82包括中空區域。內部芯82通過提供從冷卻氣流源(未示出)供給的冷卻氣流84而得以主動冷卻。提供冷卻氣流84以冷卻翼型件36的主要部分38。冷卻裝置80包括布置於後緣補充結構46中的至少一個(但是典型地多個)冷卻通道86。多個冷卻通道86流體聯接內部芯82與內部區域88，該內部區域88由後緣補充結構46的一個或多個內表面89限定，並且冷卻通道86被構造成沿翼型件36的弦向方向90引導冷卻氣流84。內部芯82包括後緣區域排氣路徑92，該後緣區域排氣路徑92被構造成沿翼型件36的展向方向94引導冷卻氣流84。在另一個實施例中，後緣區域排氣路徑92被構造成沿翼型件36的弦向方向90引導冷卻氣流84。在又個實施例中，後緣區域排氣路徑92被構造成沿弦向方向90和展向方向94的組合引導冷卻氣流84。
[0038]多個冷卻通道86可以通過多種方式並且在整個製造過程中多個時間處形成。具體而言，多個冷卻通道86可以在將後緣補充結構46聯接到主要部分38之前或者在聯接之後形成。
[0039]在將後緣補充結構46聯接到主要部分38之前形成多個冷卻通道86可以包括在形成LSM片(多個LSM片)本身期間在LMS片(多個LSM片)中形成具有消極影響(negative)的凹槽、槽等,使得LMS片在最終燒結之前仍然處於其柔韌的「生狀態(greenstate) 」。可替換地，可以通過任何合適的材料去除操作來加工多個冷卻通道86 ( S卩，從LMS片(多個LMS片)去除一些材料)，其中包括但不限於銑削、磨削、電火花線切割加工(EDM)、銑削EDM、切入EDM、電化學加工(ECM)、水射流開槽、雷射開槽、或其組合。可替換地，或者結合上述實施例，多個冷卻通道86可以操作性地聯接到內部區域88或主要部分38，或者可以與該內部區域88或主要部分38整體形成。
[0040]在一個實施例中，至少一個(但是典型地多個)冷卻特徵96被布置成接近後緣區域42的內部區域88。多個冷卻特徵96可以有利於多個冷卻通道86的形成，並且可以提供散熱器以進一步冷卻後緣區域42。如圖7和圖8中最佳示出的，多個冷卻特徵96可以呈銷、擾流器、V形件或者其它的流操縱部件的形式。像多個冷卻通道86的大體形成一樣，多個冷卻特徵96可以操作性地聯接到後緣區域42的一個或多個內表面89，或者與該一個或多個內表面89整體形成。在具有整體形成的冷卻特徵的實施例中，可以採用鑄造或加工過程來形成後緣區域42中的冷卻特徵。
[0041]在採用機器去除過程來形成多個冷卻通道86以及/或者多個冷卻特徵96的實施例中，能夠構想，材料去除過程可以發生在將後緣補充結構46聯接到主要部分38之前或這種聯接之後。無論形成多個冷卻通道86以及/或者多個冷卻特徵96的時間如何，冷卻通道以及/或者冷卻特徵都與內部芯82流體連通。能夠構想，上述實施例可以結合到各個渦輪機系統的新的或現有的翼型件中。
[0042]儘管已經僅結合數量有限的實施例對本發明進行了詳細描述，但是應當易於理解，本發明並不限於這種所公開的實施例。相反，能夠將本發明修改成結合到目前為止並未進行描述但是與本發明的精神和範圍相當的任何數量的改型、變型、替代或等同布置。此夕卜，儘管已經對本發明的各個實施例進行了描述，但是應當理解，本發明的各個方面可以僅包括所描述的實施例中的一些。因此，本發明並不被視為受到以上描述的限制，而是僅僅通過所附權利要求的範圍進行限定。
【權利要求】
1.一種翼型件，所述翼型件包括: 主要部分，所述主要部分由基體材料形成並且具有內部芯，所述內部芯包括中空區域； 所述主要部分的後緣區域； 後緣補充結構，所述後緣補充結構包括在接近所述後緣區域的位置處操作性地聯接到所述基體材料的低熔點超合金； 至少一個冷卻通道，所述至少一個冷卻通道將所述主要部分的內部芯流體聯接到所述後緣區域的內部區域；以及 後緣區域排氣路徑，所述後緣區域排氣路徑布置於所述內部區域中並且被構造成沿所述翼型件的展向方向引導冷卻氣流。
2.根據權利要求1所述的翼型件，其特徵在於，所述後緣補充結構釺焊至所述後緣區域。
3.根據權利要求1所述的翼型件，其特徵在於，所述至少一個冷卻通道沿所述翼型件的展向方向引導冷卻氣流。
4.根據權利要求1所述的翼型件，其特徵在於，所述低熔點超合金包括預先燒結預成形(PSP)材料。
5.根據權利要求1所述的翼型件，其特徵在於，所述後緣補充結構包括彼此整體形成的第一部分和第二部分，所述第一部分和所述第二部分均具有連接至所述主要部分的後緣區域的上遊端部。
6.根據權利要求5所述的翼型件，其特徵在於，所述第一部分和所述第二部分均包括彼此相交以形成所述翼型件的尖銳頂點的下遊端部。
7.根據權利要求1所述的翼型件，其特徵在於，所述翼型件還包括布置於所述後緣區域的內部區域中的至少一個冷卻特徵。
8.根據權利要求7所述的翼型件，其特徵在於，所述後緣補充結構包括單個部件，所述單個部件具有連接至所述主要部分的後緣區域的下遊點的下遊端部。
9.根據權利要求8所述的翼型件，其特徵在於，所述後緣補充結構連接至所述至少一個冷卻特徵。
10.一種燃氣渦輪發動機,所述燃氣渦輪發動機包括: 壓縮機； 燃燒器組件； 渦輪機；以及 翼型件，所述翼型件布置於所述壓縮機和所述渦輪機中的至少一個中，所述翼型件包括: 主要部分，所述主要部分由基體材料形成並且具有內部芯和後緣區域； 後緣補充結構，所述後緣補充結構包括在接近所述後緣區域的位置處操作性地聯接到所述基體材料的低熔點超合金； 至少一個冷卻通道，所述至少一個冷卻通道將所述內部芯流體聯接到所述後緣區域的內部區域；以及 後緣區域排氣路徑，所述後緣區域排氣路徑布置於所述內部區域中並且被構造成沿所述翼型件的展向方向引導冷卻氣流。
【文檔編號】F01D9/02GK104343469SQ201410389307
【公開日】2015年2月11日 申請日期:2014年8月8日 優先權日:2013年8月9日
【發明者】K.R.柯特利, A.E.史密斯, D.E.施克 申請人:通用電氣公司