有利于耐久性的增强燕尾表面的制作方法
【专利说明】有利于耐久性的增强燕尾表面
[0001] 本申请是申请号为200610135684.1、申请日为2006年10月20日、名称为“有利于耐久性的增强燕尾表面”的专利申请的分案申请。
_2] 关于联邦赞助的研究的声明
本发明在政府的支持下根据由美国空军授予的合同F33657-99-D2050而形成。政府对本发明具有当然的权利。
技术领域
[0003]本发明总体上涉及减少燃气涡轮发动机部件之间的裂纹和损坏，尤其涉及减少燃气涡轮发动机的风扇叶片和压缩机叶片的燕尾裂纹和损坏。
【背景技术】
[0004]在飞机燃气涡轮(喷气)发动机中，空气由风扇吸入发动机的前部、由轴装压缩机压缩并且与燃料混和。将这种混合物燃烧且使热废气穿过安装在同一轴上的涡轮。燃烧气流通过冲击涡轮叶片的翼型部分使涡轮转动，涡轮使该轴转动并向压缩机提供动力。除了使用整体叶盘(blisk)的某些情况之外，压缩机叶片和风扇叶片通常是分开的部件，这些分开的部件嵌在附接到轴上的一个或多个圆盘上。
[0005]在某些飞机发动机的设计中，钛或钛合金圆盘，也称为转子，具有沿着其外圆周排列的燕尾槽阵列。也用钛或钛合金制成的压缩机叶片和风扇叶片具有对应的燕尾基座，以允许叶片燕尾基座与各自的转子燕尾槽配对，这样，叶片保持在燕尾槽中。当转子以正常的运行速度运行时，离心力导致叶片径向向外移动。
[0006]已知随着时间的推移，出于各种各样的原因包括航空力学响应，裂纹和损坏会在燕尾中进一步发展。超过材料能力的高周期性疲劳一直以来至少是这些损坏的一个因素。
[0007]裂纹尤其可在早期风扇叶片中出现，在燕尾的压力面中开始，并位于叶片与圆盘之间的接触之处。在发动机运行期间，由于发动机的受迫响应和航空力学激励，叶片会共振。这些振动导致滑动和由叶片与圆盘之间的法向力所产生的关联抵抗剪力连同摩擦的出现。局部应力集中的区域在接触区域至摩擦的边缘产生，然后这种摩擦导致裂纹的开始。应力集中产生磨蚀疲劳裂纹，由于高周期性疲劳，这种磨蚀疲劳裂纹蔓延而损坏。
[0008]已经提出的解决这种问题的一种方法是单喷丸处理，接着是铜-镍-铟抗磨涂层，然后在叶片燕尾与转子燕尾槽之间的区域施加含铅干膜润滑剂，如以商品名称M0LYDAG?254出售的含铅干膜润滑剂。M0LYDAG?是密歇根州休伦港的Acheson Colloids公司所拥有的联邦注册商标。润滑剂降低了摩擦系数，并因此而降低了应力集中峰值。不过，普通的干膜润滑剂包括铅，所以因为对环境不利而在许多国家受到限制或禁止。
[0009]所提出的另一种解决方法包括双喷丸处理，接着是铝-青铜抗磨涂层，如美国专利6，267，558所述，该专利已授与了本发明的拥有人，该公开在此通过参考整体结合到本发明之中。
[0010]所需要的是一种有利于燃气涡轮发动机叶片燕尾的耐久性的无铅表面增强。
【发明内容】
[0011]本发明公开了一种具有有利于耐久性的增强无铅表面的燃气涡轮发动机叶片。燃气涡轮发动机叶片包括翼型部分和与翼型部分相对布置的燕尾部分。燕尾部分包括外表面，外表面的至少一部分具有由多次喷丸处理操作所导致的残余压应力。叶片还包括抗磨涂层和润滑剂涂层，抗磨涂层包括布置在具有残余压应力的至少一部分外表面上的铜、镍和铟，润滑剂涂层布置在铜-镍-铟涂层上，且润滑剂涂层无铅。
[0012]本发明还公开了一种燃气涡轮发动机转子组件。转子组件包括多个叶片，每个叶片包括选自由钛和钛基合金所组成的组的材料，每个叶片还包括翼型部分和与之相对的具有外表面的燕尾部分以及铜-镍-铟涂层，外表面的至少一部分具有残余压应力，残余压应力由多次喷丸处理操作导致，铜-镍-铟涂层布置在外表面的至少一部分上。转子组件的转子包括选自由钛和钛基合金所组成的组的材料，转子还包括沿着外周边定位的多个燕尾槽，每个燕尾部分位于槽中，每个铜-镍-铟涂层起着每个燕尾与对应的每个槽之间的隔离物的作用，每个铜-镍-铟涂层向在正常的发动机运行期间与转子燕尾槽接触的叶片燕尾部分提供降低的摩擦系数。
[0013]本发明还公开了一种增强燃气涡轮发动机叶片的表面耐久性的方法。该方法包括:提供具有翼型部分和燕尾部分的燃气涡轮发动机叶片，燕尾部分与翼型部分相对；对燕尾部分进行喷丸处理，该喷丸处理利用具有第一预先选定尺寸的第一颗粒进行；然后对燕尾部分再进行喷丸处理，该喷丸处理利用具有第二预先选定尺寸的第二颗粒进行，其中第二预先选定尺寸小于第一预先选定尺寸；然后在燕尾部分的外表面的一部分上施加铜-镍-铟抗磨涂层；然后在所施加的铜-镍-铟抗磨涂层上施加无铅干膜润滑剂。
[0014]本发明的一个优点是以在环境上有利和可接受的方式增强涡轮机叶片燕尾表面，以延长耐久性。
[0015]本发明的另一个优点是燕尾表面，该燕尾表面具有耐久性优于仅进行过单次喷丸处理的表面的耐久性。
[0016]本发明的再一个优点是将有利于燕尾表面的多个表面增强结合在一起，以减少高周期性疲劳的影响并改进发动机寿命。
[0017]通过下文中对本发明的优选实施例的具体介绍并结合附图，本领域技术人员可以清楚本发明其它方面的特点和优点，这些附图通过举例的方式示出了本发明的原理。
【附图说明】
[0018]图1是典型的燃气涡轮发动机叶片的局部透视图和局部截面图。
[0019]图2是在发动机运行期间安装在典型转子圆盘的燕尾槽中的燃气涡轮发动机叶片的截面图。
[0020]图3是3-3区域的分解图，该区域是叶片燕尾与转子燕尾槽之间的接触区域。
[0021]图4是燃气涡轮发动机叶片燕尾的截面图，该燃气涡轮发动机叶片燕尾具有根据本发明的示范性实施例的表面增强。
【具体实施方式】
[0022]图1是典型的燃气涡轮发动机叶片10如压缩机叶片或风扇叶片的透视图。所示出的叶片是具有轴向燕尾的悬臂叶片。叶片10包括向外伸到气流中的翼型部分12、向下延伸的柄部分13和以燕尾16的形式从柄13伸出的附件，附件将叶片10附在转子或圆盘上(未示出)。具有底面15的平台14在翼型部分12与柄13和燕尾16之间的位置横向向外延伸。可以理解燃气涡轮发动机叶片可包括各种各样的修改以改变具体用途中的性能，如叶冠(tip shroud)、悬臂周向燕尾和减震凸肩(part span shroud)。不过,大多数燃气润轮发动机叶片设计均包括这些基本特征。叶片10可用任何适当的材料制成，但钛和钛合金是典型的材料。
[0023]图2示出了叶片燕尾16，叶片燕尾16组装到转子20或圆盘的燕尾槽18中，以形成转子组件。每个转子20包括位于其周边的多个燕尾槽18，以接收多个叶片10。而且，典型的飞机燃气涡轮发动机包括多个压缩机级，这些压缩机级包括组装到转子的压缩机叶片，每个连续级具有组装到转子20的递增数量的较小叶片。同样地，典型的飞机燃气涡轮发动机还包括多个风扇级，这些风扇级包括组装到转子的风扇叶片。转子20可用任何适当的材料制成，但与叶片10类似，转子20也典型地用钛或钛基合金制成。示范性钛合金包括T1-6-4、T1-17和T1-8-l-l。叶片10和转子20可以但不必需具有相同的组成。
[0024]在发动机高速转动时，由于示于图2中的A方向的离心力，所以叶片燕尾16向外移动。这种移动导致叶片燕尾16与燕尾槽18之间沿着接触区域22的合成接触。除了由于离心力的连续影响而导致的外向力之外，还有在转子20转动时发动机振动和气流动力性所导致的连续的摩擦。
[0025]裂纹典型地在沿着接触区域22的燕尾中开始，然后蔓延到叶片中。这种裂纹需要花费很多停工时间和定期检修，以在损坏出现之前检测和排除裂纹叶片。
[0026]本发明通过对裂纹的开始和已经开始的裂纹的蔓延中均涉及到的过程进行修改来帮助增加叶片燕尾的预期寿命。如图3所示，由于转子20上的燕尾槽18的壁与叶片燕尾16的壁之间的摩擦，接触区域22呈现出高的应力，这种应力可能会导致裂纹30的发展。
[0027]本发明通过在双强度喷丸机械处理之后将铜-镍-铟(Cu-N1-1n)涂层施加到叶片燕尾来延缓裂纹的开始。然后将无铅干膜润滑剂施加到叶片燕尾的铜-镍-铟涂层上。
[0028]如图4所示，燕尾16具有机械增强的燕尾表面44，压应力已由双强度喷丸施加在该燕尾表面44上。将铜-镍-铟抗磨涂层42施加在燕尾16上，优选与燕尾表面44接触。将无铅干膜润滑剂作为与抗磨涂层42交叠的润滑剂层46，且优选与抗磨涂层42接触。干膜润滑剂是牺牲层且作为燕尾16的外保护层。一旦干膜润滑剂耗散掉，作为抗磨涂层42而施加在叶片燕尾上的铜-镍-铟接着起到降低包含有钛或钛合金的叶片燕尾16的结构性部分与钛基转子20之间的摩擦的作用。与干膜润滑剂类似，铜-镍-铟抗磨涂层42也是牺牲层。
[0029]本文中所使用的术语“铜-镍-铟”意指铜基合金，这种合金具有范围在约35%至约38%重量的镍含量、范围在约4.5