具有用于侵蚀控制的加压内腔的CMC叶片的制作方法与工艺

本发明涉及用于在发电和航空工业中使用的燃气涡轮机的陶瓷基复合（“CMC”）叶片，并且特别地涉及一种新型CMC叶片，其保持在固定压力下以防止由于长期使用期间对叶片产生的异物损伤而损害叶片腔（否则其可能导致发动机的灾难性故障）。本发明得到政府支持，在能源部授予的合同第DE-FC26-05NT42643号下完成。政府享有本发明的某些权益。

背景技术：
多年来，燃气涡轮发动机的性能标准不断地增加，发动机效率相应地改善、推重比更佳、排放更低并且燃料消耗改善。然而，燃气涡轮发动机温度常常达到或超过构造材料的极限，由此损害发动机的热部段中的部件（特别是燃气涡轮发动机叶片）的结构完整性。因此，由于燃气涡轮机操作温度增加，因此已开发出各种方法来帮助保护转子和涡轮机部段中的叶片，例如对于燃烧器和涡轮机叶片使用高温合金。最初，将陶瓷热屏障涂层（“TBC”）应用于暴露于热燃烧废气的部件的表面以便减小传热率，并且为底层金属和合金部件提供热保护。这样的改进有助于减小基底金属的峰值温度和热梯度。在当今时代，陶瓷基复合材料（“CMC”）作为在常规涡轮发动机中使用的许多高温合金的替代物被开发。CMC提供胜过金属叶片的改善承温能力和密度优点，常常使它们在更新一代的涡轮发动机的更高预期操作温度下成为选择材料。也已开发出许多新的制造技术来使用CMC构造材料生产质量更好的发动机部件，特别是涡轮机叶片。例如，现在由渗透有熔融硅的纤维材料形成碳化硅CMC，例如由 “Silcomp”工艺制造的产品。用于形成CMC部件的其它技术包括聚合物渗透和热解（polymerinfiltrationandpyrolysis，“PIP”）和浆料铸造熔融渗透（“MI”）工艺。所有这样的工艺集中于在不牺牲发动机性能的情况下改善燃气发动机部件的结构完整性。直到现在还在继续努力开发具有高强度、长细丝复合在轻质基体中的改进复合转子叶片、定子叶片和翼型。阻碍引入新型轻质复合燃气涡轮发动机叶片的一个问题是它们比较容易受到异物损伤。许多类型和尺寸的异物会被带入燃气涡轮发动机（特别是航空发动机）的入口中，范围从鸟类到冰雹、砂子和尘粒。来自异物的涡轮机损伤典型地呈现两种形式。较小物体会侵蚀CMC叶片材料并最终减小效率，并且降低发动机的性能。由较大物体产生的任何撞击会破裂或刺穿叶片，并且被撞击叶片的部分甚至会被扯松开、并且导致对相邻和下游叶片或其它关键发动机部件的大范围二次损伤。异物损伤的影响似乎在高旁路燃气涡轮发动机的低压压缩器中最大。已尝试了各种设计改进以试图防止由于异物引起的复合叶片故障，例如包括保护前缘叶片带，其帮助防止灾难性叶片故障，同时为叶片提供一定的侵蚀保护，特别是沿着前缘。边缘保护带允许撞击的能量（例如由于鸟击引起）向下传递到叶片的后缘。然而，甚至撞击能量的消散也可以导致叶片局部地振荡、和/或在不同程度上位移，并且最终出故障。后缘的任何振荡或大快速位移也引起叶片基体的应变，所述应变可以超过材料系统极限、并且产生内部脱层和/或叶片表面破裂。撞击叶片的物体甚至可以导致边缘材料的损失和转子不平衡，这又限制发动机速度和功率。尽管CMC材料很耐高温（远高于金属），但是废气流中的水蒸汽会导致基体（matrix）的快速退化，并且因此材料通常必须涂覆有环境屏障涂层（“EBC”）以便保护底层基体免于存在于燃烧气流中的水蒸汽。不幸的是，CMC部件上的热涂层的使用不能防止由于操作期间物体撞击在叶片上引起的涡轮机叶片自身的破裂，特别是沿着 前缘。因此，如果由于异物损伤或通过其它手段（例如热机械震动）发生EBC的任何穿透，则底层CMC材料面临由于暴露于热气体路径中的任何水分的增加而引起的加速退化。所以在燃气涡轮发动机领域中在热气体路径中的陶瓷基复合材料的使用方面仍然存在明显的设计问题。尽管加入屏障涂层（EBC）有助于密封基体并且保护它免于热气体攻击，但是异物损伤的问题仍然存在，特别是穿透涂层的撞击。如下详细所述，作为改善叶片和发动机性能的长期可靠性的明显阶跃变化已开发出一种新型陶瓷基复合叶片。

技术实现要素：
本发明包括一种用于燃气涡轮发动机中的新型翼型和CMC叶片，其具有保证更长寿命的设计，特别是在由撞击叶片的异物导致的翼型损伤的情况下。本发明通过使用干、冷空气以即使在CMC基体的最初穿透之后也保护叶片的结构完整性而提供一种二次叶片保护的独特方法。当在本说明书中使用时，描述用于加压和保持转子叶片的内腔的空气的术语“冷”表示在远低于燃气涡轮机废气的正常温度、并且典型地远低于900°F的温度下的空气的供应。当在本说明书中使用时，术语“叶片”包括翼型部分、叶片柄部、鸠尾榫连接部和叶片平台。本说明书中所述的示例性CMC叶片包括：弯曲翼型（有时被称为燃气涡轮机“桨叶”），所述翼型具有前缘和后缘以及压力侧表面和吸力侧表面；叶片柄部，所述叶片柄部固定到所述翼型的下端；一个或多个内部流体腔，所述内部流体腔布置在所述翼型内使得密封每个内部流体腔；在下端与所述叶片柄部流体连通的入口流体通道；一个或多个流体通路，所述流体通路形成于所述叶片柄部中，对应于所述内部流体腔的每一个；以及流体泵和/或压缩器，用于将加压流体（通常是冷、干空气）源连续地提供给每个翼型中的内部流体腔的每一个。重要地，在由于异物撞击或其它损伤引起的一个或多个腔的破裂 的情况下，冷、干空气源在压力和体积上足以保持到达如上所述的内部流体腔的每一个的最小连续空气流量。因而，根据本发明的方法用于延长在操作期间可能受到损伤的关键发动机部件（特别是转子叶片）的寿命，否则可能导致灾难性发动机故障。根据本发明的CMC叶片可以使用被称为“镂空工艺（hollowfashion）”的CMC基体复合材料制造工艺进行制造。叶片形成有至少一个、并且优选多个整体内部密封腔，每个腔具有在叶片柄部中的下端的开口。内腔大致在复合叶片的整个长度上延伸，以形成一个或多个整体叶片室。每个叶片也具有直接给送到相应叶片腔的每一个中的空气进入通道。不同于已知的现有技术的CMC基体叶片和金属设计，不从叶片提供出口空气通道，并且因此在没有异物损伤的情况下腔不允许空气流动进入或通过腔。相反地，叶片变为由冷、干空气源加压，并且即使在最初破裂之后也保持加压和稳定。如果叶片的任何部分（特别是沿着前缘）由于叶片上的撞击事件所引起的穿透到一个或多个内腔中而受损，叶片的内和外部段之间的压力差将仍然足以保证空气从加压源连续（并且可检测）流动到叶片腔中。通过从转子腔连续地排出冷空气和干空气，叶片腔不会由于源自涡轮机流动路径的热和湿燃烧空气的引入而受损。空气通常使用适配件和叶片柄部中的流体开口直接被排出到叶片中。系统也被设计成适应并且连续地控制由于物体撞击引起的任何泄漏，以便防止进一步的叶片退化和/或叶片或可能整个发动机的灾难性故障。附图说明图1是具有根据本发明的第一实施例的示例性整体内部叶片腔加压系统（在本说明书中被称为“底部给送叶片加压”）的CMC复合涡轮机叶片的透视图；图2是具有替代整体内部叶片腔加压系统（在本说明书中被称为 “柄部给送叶片加压”）的CMC复合涡轮机叶片的透视图；图3是图1中所示的复合CMC涡轮机叶片的前视正视图，还示出了用于实现根据本发明的内部叶片腔加压的示例性流体通路；图4是图2中所示的复合CMC涡轮机叶片的前视正视图，还示出了用于实现内部叶片腔加压的替代流体通路；图5是具有整体内部叶片腔加压系统的示例性CMC复合涡轮机叶片的透视图，并且描绘了图2的实施例的独立内腔和加压流动通道；图6描绘了燃气涡轮机翼型的横截面，指示可以使用本说明书中所述的加压系统限制和控制的可能撞击损伤的性质和位置；图7是对CMC叶片造成的热气体路径损伤退化的预测进展相比于使用根据本发明的腔加压系统的预测退化的图形表示；图8是根据本发明的用于实现燃气涡轮发动机中的CMC复合叶片的加压的期望水平的简化工艺流程图；图9是示例性燃气涡轮机转子组件的横截面图，描绘了用于结合其它图（特别是图3-5和8）描述的内腔压力系统的标称流量剖面，并且示出了定位在转子组件内的不同位置的示例性压力换能器的使用；以及图10是当燃气涡轮发动机继续操作时随着时间记录的内腔压力信号的图形表示，并且示出了由于物体撞击发生破裂之后指定涡轮机叶片的可能故障模式。具体实施方式参考附图，图1描绘了具有根据本发明的示例性整体内部叶片腔加压机构（在本说明书中被称为“底部给送叶片加压”）的CMC复合涡轮机叶片的示例性实施例。弯曲叶片（其在许多燃气涡轮发动机中使用）大体上在10处描绘，并且包括前缘11和后缘12。“叶片”包括包含翼型部分23（其接收来自燃气涡轮发动机的热废气）、叶片柄部15、鸠尾榫连接部14和叶片平台16的整个物品。叶片的弯曲配 置提供在前缘和后缘之间延伸的翼型的压力和吸力侧表面。示例性翼型可以由各种CMC制造技术生产，所述制造技术包括通过编织或其它已知的制造方法形成期望形状的陶瓷纤维（例如碳化硅）的预成型体，并且然后用基体材料渗透预成型体。可以涂覆预成型体以用于与基体粘合，例如使用化学气相渗透、浆料渗透烧结、浆料铸造或熔融渗透。尽管图1中所示的示例性叶片可以用于燃气涡轮发动机中，但是叶片10可以被配置成用于其它叶片组件（例如压缩器）或任何其它合适的风扇叶片应用中。组件包括由陶瓷基复合材料（例如嵌入碳化硅基体中的碳化硅纤维（“SiC/SiC”））形成的一个或多个叶片10。叶片10包括翼型12，热废气流贴靠所述翼型被引导，翼型由鸠尾榫14安装到涡轮机轮盘（未显示），所述鸠尾榫从翼型12向下延伸、并且配合燃气涡轮机轮盘的相应几何结构中的狭槽。鸠尾榫14和翼型12的表面由此形成凹交叉，如图所示。在其它实施例中，叶片10可以包括对应于其它涡轮机应用的几何结构。在图1的实施例中，多个涡轮机叶片10借助于鸠尾榫14固定到涡轮机转子轮盘（未显示）。也参见图9，典型地，叶片翼型或桨叶围绕涡轮机轮延伸完整的360度，形成整排桨叶。每个鸠尾榫接头包括形成于鸠尾榫部分中、设计成用于与形成于转子轮的缘边上的互补鸠尾榫形状配合和滑动配合的成形狭槽。桨叶被设计成经由形成于轮缘边中的径向填充狭槽加入转子轮，即，通过将桨叶径向地移动到狭槽中、并且然后沿着鸠尾榫凸舌切向地滑动桨叶。重复该过程直到整排桨叶安装在轮上。在图1中的叶片10的实施例中，整个CMC叶片包括延伸横越鸠尾榫14的压力侧和吸力侧的整体平台16。图1也示出了用于经由流体开口17和18加压本发明的第一实施例中的整体内部叶片腔的示例性机构。可以通过经由叶片开口17和18（也参见图3和4）将连续空气流（最终产生稳态内部压力状态）引入每个叶片腔中实现该类型的底部给送加压。两个空气给送从叶片 鸠尾榫的底缘向上通过叶片柄部15延伸到CMC腔中。如上所述，加压空气通常由外部压力系统（参见图8）提供。图2是相比于图1的具有第二实施例中的替代整体内部叶片腔加压系统的CMC复合涡轮机叶片的透视图。该柄部给送叶片加压系统使用独立的内部给送通路提供连续空气流，所述内部给送通路开始于叶片柄部中并且进入独立的叶片腔中，如图所示。再次地，空气给送在每个叶片腔中最终形成稳态内部压力状态。然而，在该实施例中流动经由较小的叶片空气通路35和37发生。与图1中一样，独立的空气给送管线从叶片鸠尾榫的底缘向上通过叶片柄部延伸到独立的CMC腔中。加压空气再次地由外部空气压力系统提供。与图1中一样，图2的实施例利用具有大体一致的内腔的相同的基本弯曲叶片设计，具有前缘11和后缘12。图3是图1中所示的复合CMC涡轮机叶片10的前视正视图，还示出了用于实现根据本发明的内部叶片腔加压的示例性流体通路。该实施例包括叶片翼型23和两个内部叶片腔13和24，腔13由内侧壁19和20限定，并且腔24由侧壁21和22形成。入口流体通道17和18经由开口将加压空气直接给送到腔中，如图所示。图3也包括上面结合图1所述的鸠尾榫连接部14和叶片柄部15。图3的实施例不包括任何出口空气通道，并且因此一旦被加压，腔13和24不允许空气连续流动进入或通过腔，并且因此叶片保持在相对恒定、稳态压力下，即使叶片外部由于与外部物体撞击而发生微小破裂。图4描绘了图2中的CMC复合涡轮机叶片的前视正视图，还示出了用于实现根据本发明的内部叶片腔加压的流体通路。流体通路34和36经由流体进入点35和37接收来自外部源（未显示）的加压冷空气，所述流体进入点又直接给送到内部叶片腔32和33。再次地，空气流动导致翼型30内部的稳态、加压环境以防止由高速外部物体撞击导致的CMC复合叶片破裂的不利影响。内部叶片腔32和33可以大致在翼型的整个长度上延伸，或替代地，在翼型的一部分上延伸， 由此限定对应于翼型可能损伤的预测区域的局部叶片腔。图5是具有根据本发明的整体内部叶片腔加压系统的示例性CMC复合涡轮机叶片的透视图，描绘了图2中的实施例的独立、整体内腔和加压流动通道。为了易于参考和清楚起见，相同的附图标记分配给图5中的相似叶片部件，即，描绘了具有空气进入给送点35和37、以及直接给送到内部叶片腔32和33的流体通路的内部流体通路34和36。图6是对无涂层CMC叶片造成的热气体路径损伤退化的预测进展相比于使用本发明的示例性腔加压系统的预测退化的图形表示。如图所示，外部物体对前缘（“LE”）的撞击导致CMC复合叶片材料损伤，如图所示。通常，即使假设破裂发生在叶片腔中的一个的内部，加压系统也将通过在撞击之后保持腔的内部的大致恒定的空气压力而继续保证叶片的结构完整性。另外，加压防止任何水蒸汽流入叶片内部，否则将加速叶片退化。多个撞击传感器也可以定位在叶片前缘的表面上的要害位置，在破裂发生之后与反馈控制机构一起立即指示破裂的相对尺寸和位置。图7描绘了示例性燃气涡轮机翼型的横截面，指示将使用上述的加压系统限制和控制的示例性撞击损伤的性质和位置。图7比较呈CMC复合叶片内部破裂的形式的以英寸计的叶片退化量、和热气体路径退化的相应预测量（即，在不利用根据本发明的内部流体腔加压系统的情况下可能的损伤区域），范围从仅仅是沿着CMC叶片的前缘的开口的最大可能退化的分数的退化量。图7因此显示了当热气体路径退化随着时间继续时，CMC材料的增加凹陷的程度的一般性规则。当单元继续操作时，CMC退化量稳定地增加直到开口变得太大以致于产生灾难性叶片故障的可能性。如图7所示，无保护的CMC凹陷可以高达由上述的新型流体腔加压保护的凹陷的20倍。图7也提供与撞击之后可以随着时间预测的压缩空气泄漏退化的直接比较，并且因此示出本发明如何防止否则叶片退化的不可避免的 增加，并且保证燃气涡轮发动机可以继续操作直到正常维护停机发生。图8是用于实现燃气涡轮发动机中的CMC复合叶片的加压的期望水平的简化工艺流程图。由外部空气压缩器系统供应的冷却空气以上述方式直接给送到CMC复合叶片40、50和60中的单独的叶片腔43和53中，在该情况下使用内部流动通道44和54从压缩器系统分别通过空气给送管线45和55。图8也显示了热气体流动到叶片腔43和53的前缘中的大体方向。如上所述，在没有破坏叶片的完整性的情况下，在正常操作期间用于加压叶片腔的空气将不流动到涡轮机废气中。图9是燃气涡轮机转子组件的横截面图，描绘了使用如上面结合图3-5和8描述的示例性压力系统的流量剖面。图9也描绘了用于检测翼型的结构完整性的破坏的位置的压力换能器的位置。图9的实施例包括多个周向间隔的中空CMC基体叶片（作为例子显示为转子翼型74和77），其中的每一个包括能够如上所述受到保护的一个或多个内腔，即，具有描绘在定子叶片75和79以下的加压内部转子翼型腔70和73。转子翼型的每一个直接连接到相应的柄部，下叶片部段联接到增压室78。例如图9中所示的典型的转子组件也包括作为例子显示为轮盘100、102和103第一、第二和第三级轮盘，在盘和装配到相应轮盘的外周边的转子叶片之间具有间隔器。一旦安装，轮盘和转子叶片限定一系列流体通道106、107、108和109，所述流体通道的尺寸足以容纳正被给送到单独的叶片的加压、冷空气，如上面结合图3-5所述。加压空气穿过流体通道进入、并且通过形成于流体通道和叶片内腔的内壁之间的空气通道104和105。图9也显示了为了确定一个或多个翼型内部的完整性的任何破坏的存在和程度、而定位在转子组件内的各位置的示例性压力换能器（pressuretransducers）的位置。压力换能器安装在如图所示的转子组件 位置80、81、83和85至91（大体上在加压回路自身处或附近），以及定子压力换能器位置76、92和93。换能器一起提供关于指示位置处的一个或多个单独的翼型的破裂的连续反馈数据。在操作中，翼型的内部（例如转子叶片腔70和73）的静态（非流动）空气压力将保持恒定、并且处于稳态状态直到由于撞击事件发生破裂。如果发生显著的破裂，即，程度足以使腔压力减小预定量，换能器处的压力信号将相应地变化。如上所述，如果未被检测，由于物体撞击在翼型上引起的明显故障会产生整个发动机的附带损伤（collateraldamage）的显著风险。因此，如果内腔的故障沿着翼型轮廓发生，则冷却流体将通过破裂流出翼型，减小静态压力。术语“破裂（breach）”在本说明书中表示不是按设计的部件的一部分的流体流动路径。用于检测翼型的故障的示例性系统因此包括一个或多个传感器，相比于静态、稳态压力，所述传感器响应冷却流体流出翼型腔的状况提供信号。传感器的组合可以使用，并且包括能够响应流体流出翼型腔的状况测量流量、流速、动态压力、静态压力、温度或其它参数的装置。有用于实施本发明的压力换能器包括可从Sensonetics获得的那些，例如使用蓝宝石上硅技术制造的SEN-400“熔体压力换能器”，其具有大约4,000HZ的频率响应，通常具有无限分辨率（resolution）、蓝宝石浸湿材料（sapphirewettedmaterial）、并且适合用于可变压力范围。可接受的换能器的其它例子包括但不限于皮托管（Pitottubes）、静压管（statictubes）、5孔探头、热线风速计、静态压力传感器和动态压力传感器。图9中所示的系统也将通常包括数据存储装置，例如用于存储呈计算机代码的形式的可执行指令的硬盘驱动器或固体存储器，所述计算机代码能够关联压力换能器信号的任何检测变化并且报告特定翼型腔的故障的状态。可用计算机代码操作的中央处理单元关联由于物品撞击引起的破裂所产生的信号的变化。计算机代码可以启动进一步 的处理步骤，以识别例如在前缘或具有作用于翼型的外部压力负荷的其它位置处的确切破裂位置。响应输出信号的输出装置提供故障的状态的指示，例如警报灯、声警报信号或数据记录器中的警报消息。最后，图10是当燃气涡轮发动机继续操作时随着时间绘制的内腔压力信号的典型绘图的图形表示，并且示出了指定翼型的可能故障模式。通常，若干压力换能器位于相同回路中。图10也示出了当检测到特定压力差时（标记为“事件”），将由于通过回路的冷却流量增加而生成警报信号，如上所述。尽管结合当前被认为是最可行和优选的实施例描述了本发明，但是应当理解本发明不限于所公开的实施例，而是相反地，旨在涵盖包括在附带权利要求的精神和范围内的各种修改和等效布置。