专利名称：用于修补由cmc材料构造的涡轮机翼型的方法
技术领域：
本发明总体上涉及修补涡轮机翼型(airfoil，即机翼)的尖端或端帽，并且更特别地，涉及用于一种用于涡轮机翼型的基于陶瓷的尖端或端帽修补。
背景技术：
在燃气涡轮机中，空气由压缩器加压然后与燃料混合，并且在燃烧器的环形阵列内点火以生成燃烧的热气体。热气体从每个燃烧器流动通过过渡件以用于沿着环形热气体路径流动。涡轮机级典型地沿着热气体路径布置，使得热气体流动通过第一级喷嘴和翼型、并且通过后续涡轮机级的喷嘴和翼型。涡轮机翼型可以固定到结构箱、或包括涡轮机转子的多个转子盘，每个转子盘安装到转子轴以用于随其旋转。涡轮机翼型通常包括从大致平面的平台径向向外延伸的翼型、和从平台径向向内延伸以用于将翼型固定到转子盘中的一个的连接部分。某些翼型可以由陶瓷和陶瓷基质复合(CMC)材料组成以用于在存在于燃气涡轮机中的高温环境中操作。然而在翼型交付使用之后，旋转CMC翼型的尖端或端帽会受到局部损坏，原因是尖端或端帽与燃气涡轮机护罩接触、或由于外物破坏。如果CMC或陶瓷纤维暴露于湿气、或燃气涡轮机热气体路径蒸汽中 的其它污染物，则对CMC翼型造成的损坏会导致二次损坏。因而，用于修补对CMC翼型造成的损坏(尤其在尖端或端帽上)以延长翼型的工作寿命的方法将是受欢迎的。
发明内容
本发明的方面和优点将部分地在以下描述中进行阐述，或者可以从该描述显而易见，或者可以通过本发明的实施而获悉。本发明总体上提供了用于修补由CMC材料构造的制品的方法。根据一个示例性方法，可以用陶瓷糊剂(例如包括陶瓷粉末和粘结剂)填充位于所述制品中的腔。然后可以加热所述腔中的所述陶瓷糊剂以去除所述粘结剂，由此形成多孔陶瓷材料。然后可以将熔融的陶瓷材料加入所述多孔陶瓷材料。在一个特定实施例中，可以在涡轮机翼型的翼型中(例如在翼型的尖端或端帽上)限定所述腔。将所述多孔陶瓷材料加热到大约100°C或更高以去除所述粘结剂。所述陶瓷糊剂基本没有陶瓷纤维；或者，所述陶瓷糊剂可以包括陶瓷纤维。所述陶瓷纤维包括碳化硅。所述陶瓷纤维涂覆有颗粒，所述颗粒包括硼、碳或它们的混合物。所述方法还包括在加入所述熔融陶瓷材料之前将所述多孔陶瓷材料加热到大约KKKTC至大约1500°C的温度。在大约1000°C至大约2000°C的温度下将所述熔融陶瓷材料加入所述多孔陶瓷材料。所述方法还包括在加入所述熔融陶瓷材料之后冷却所述多孔陶瓷材料和熔融陶瓷材料以在所述腔中形成陶瓷补片。所述方法还包括成形所述陶瓷补片。所述熔融陶瓷材料包括碳化硅。加热所述多孔陶瓷材料以去除所述粘结剂可以是局部地实现，或者说局部地实现加热所述多孔陶瓷材料以去除所述粘结剂。所述制品是涡轮机翼型。
例如，本发明总体上提供了用于修补由陶瓷基质复合材料构造的翼型的尖端或端帽的方法。根据一个示例性方法，可以用陶瓷糊剂(例如包括陶瓷粉末和粘结剂)填充位于所述涡轮机翼型的翼型的尖端或端帽上的腔。然后可以加热所述腔中的所述陶瓷糊剂以去除所述粘结剂，由此形成多孔陶瓷材料。然后可以将熔融的陶瓷材料(例如所述熔融陶瓷材料包括碳化硅)加入所述多孔陶瓷材料。所述陶瓷糊剂基本没有陶瓷纤维；或者所述陶瓷糊剂可以包括陶瓷纤维。所述方法还包括在加入所述熔融陶瓷材料之前将所述多孔陶瓷材料加热到大约100(TC至大约1500°c的温度。或者，在大约1000°c至大约2000°C的温度下将所述熔融陶瓷材料加入所述多孔陶瓷材料。本发明也可总体上提供在涡轮机翼型的修补期间形成的中间物。所述中间物通常可以包括包括CMC材料的翼型；在所述翼型中限定的腔；以及填充所述腔的多孔陶瓷材料。参考以下描述和附带的权利要求，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得·更好理解。包含在该说明书中并且构成该说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与描述一起用于解释本发明的原理。
在提及附图的说明书中阐述了包括对于本领域技术人员而言是本发明的最佳模式的本发明的完整和允许公开，在附图中图I示出了燃气涡轮机的一个实施例的示意图；图2示出了涡轮机翼型的一个实施例的透视图，所述涡轮机翼型具有在正常使用之后在翼型的尖端或端帽中形成的腔；图3示出了用陶瓷粉末混合物填充图2中所示的涡轮机翼型中的腔；图4示出了在加热如图3中所示加入的陶瓷粉末混合物之后用多孔陶瓷材料填充了图2中所示的腔的中间物；图5示出了用熔融材料填充图4中所示的腔中的多孔陶瓷材料；以及图6示出了在修补尖端或端帽中的腔之后图2中所示的涡轮机翼型。32 平台附图标记列表34翼型基部
10润轮机系统 36尖立而12压缩器38压力侧壁14燃烧器部段40吸力侧壁16涡轮机部段42前缘18 轴44 后缘20转子46翼型冷却回路22结构箱48冷却通道24涡轮机翼型50陶瓷糊剂26腔52多孔材料28连接部分54熔融材料
30翼型56陶瓷补片
具体实施例方式现在将详细地提及本发明的实施例，所述实施例的一个或多个例子在附图中示出。每个例子作为本发明的解释而不是作为本发明的限制而被提供。实际上，本领域技术人员将显而易见可以在本发明中进行各种修改和变化而不脱离本发明的范围或精神。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以用于另一个实施例以产生又一个实施例。因此，本发明旨在涵盖属于附带的权利要求及其等效方案的范围内的这样的修改和变型。一般而言，本发明总体上提供了用于修补制品(例如燃气涡轮机中的翼型的尖端或端帽)的方法，以及 所得的修好的制品(例如修好的翼型)。特别地，本发明总体上提供了用于修补由陶瓷基质复合(CMC)材料构造的制品(例如翼型的尖端或端帽)的方法，以及所得的修好的制品(例如翼型)。尽管在下文中关于翼型进行了论述，但是本发明的方法可以广泛地应用于由CMC材料构造的任何制品。用于形成翼型的CMC材料相比于常规的基于金属的翼型通常呈现增强的高温能力。因而，翼型可以减小或消除将冷却介质(例如空气等)供应到和/或通过尖端或端帽的需要，从而提高燃气涡轮机的效率。另外，由于CMC材料的低密度，因此尖端或端帽的重量可能显著小于常规的基于金属的尖端或端帽，由此减小在燃气涡轮机的操作期间由尖端或端帽生成的负荷。在本发明的若干实施例中，应当领会本说明书中公开的方法可以被设计成用于翻修应用，并且因此可以配置成在已存在的涡轮机翼型上执行。现在参考附图，图I示出了燃气涡轮机10的示意图。燃气涡轮机10通常包括压缩器部段12，布置在压缩器部段12的下游的燃烧器部段14，以及布置在燃烧器部段14的下游的涡轮机部段16。另外，燃气涡轮机10可以包括连接在压缩器部段12和涡轮机部段16之间的轴18。涡轮机部段16通常可以包括涡轮机转子20，所述涡轮机转子具有多个结构箱22(显示了其中的一个)和从每个结构箱22径向向外延伸、并且与其连接以用于随其旋转的多个涡轮机翼型24。每个结构箱22又可以连接到延伸通过涡轮机部段16的轴18的一部分。在燃气涡轮机10的操作期间，压缩器部段12加压进入燃气涡轮机10的空气、并且将加压空气供应到燃烧器部段14的燃烧器。加压空气与燃料混合，并且在每个燃烧器内燃烧以产生燃烧的热气体。燃烧的热气体在热气体路径中从燃烧器部段14流动到涡轮机部段16，其中能量由涡轮机翼型24从热气体提取。由涡轮机翼型24提取的能量用于旋转结构箱22，所述结构箱又可以旋转轴18。机械旋转能量然后可以用于为压缩器部段12提供动力并且生成电力。然而应当理解，本发明不限于用于涡轮机系统10的涡轮机部段16中的结构箱22中。相反地，结构箱22和/或涡轮机翼型24可以与涡轮机系统10的任何合适的部段结合使用。例如，在示例性实施例中结构箱22和/或涡轮机翼型24可以用于压缩器12中。图2-6顺序地显示了修补涡轮机翼型24的翼型30的尖端或端帽36的示例性方法。总体上，涡轮机翼型24包括连接部分28和从大致平面平台32延伸的翼型30。平台32通常用作流动通过燃气涡轮机10 (图I)的涡轮机部段16的燃烧的热气体的径向向内边界。连接部分28通常可以被配置成从平台32径向向内延伸、并且可以包括根部结构(未显示)，例如鸠尾榫，所述根部结构被配置成将翼型23固定到燃气涡轮机10(图I)的结构箱22。翼型30通常可以从平台32径向向外延伸，并且可以包括布置在平台32处的翼型基部34和与翼型基部34相对布置的翼型尖端或端帽36。因此，翼型尖端或端帽36通常可以限定涡轮机翼型24的径向最外侧部分。翼型30也可以包括在前缘42和后缘44之间延伸的压力侧壁38和吸力侧壁40(图3和4)。压力侧壁38通常可以包括翼型30的空气动力、凹外壁。类似地，吸力侧壁40通常可以限定翼型30的空气动力、凸外壁。另外，涡轮机翼型24也可以包括从连接部分28径向向外延伸以用于将冷却介质(例如空气、水、蒸汽或任何其它合适的流体)流动到翼型30各处的翼型冷却回路46。翼型冷却回路46通常可以具有在本领域中已知的任何合适配置。因此，在若干实施例中，冷却回路46可以包括在翼型30内径向延伸，例如从翼型基部34延伸到大体邻近翼型尖端或端帽36的位置的多个冷却通路或通道48 (在图4的横截面图中显示了其中的一个)。例如，在一个实施例中，翼型冷却回路46可以被配置成多路冷却回路，冷却通道48被互相连 接、并且在翼型30内(例如在曲折路径中)径向向内和径向向外延伸，以使得通道48内的冷却介质在翼型30各处交替地径向向外和径向向内地流动。应当领会涡轮机翼型24的各部件(例如翼型30、平台32和连接部分28)通常可以由陶瓷基质复合(CMC)材料形成。一般而言，用于形成涡轮机翼型24的CMC材料可以包括在本领域中已知的任何合适的CMC材料，并且因此通常可以包括陶瓷基质(ceramicmatrix)，所述陶瓷基质具有包含在其中的合适加强材料以加强材料的性质(例如材料强度和/或热物理性质)。在若干实施例中，所使用的CMC材料可以被配置为连续纤维加强CMC材料。例如，合适的连续纤维加强CMC材料可以包括但不限于用连续碳纤维、氧化物纤维、碳化硅单丝纤维加强的CMC材料或包括连续纤维层和/或编织纤维预制体的其它CMC材料。在其它实施例中，所使用的CMC材料可以被配置为不连续加强CMC材料。例如，合适的不连续加强CMC材料可以包括但不限于微粒、薄片、晶须(whisker)、不连续纤维、原位(in situ)和纳米复合加强CMC材料或它们的混合物。而且，应当领会本说明书所公开的涡轮机翼型24可以使用在本领域中已知的任何合适的制造工艺由CMC材料形成。例如，合适的制造工艺可以包括但不限于注塑、流铸(slip casting)、流延(tape casting)、浸渗法(infiltration methods)(例如化学蒸汽浸渗、熔体浸渗和/或类似浸渗)以及各种其它合适的方法和/或工艺。在正常使用中，会在涡轮机翼型24中、并且特别地沿着翼型30形成缺陷。图2示出了具有腔26的涡轮机翼型24的透视图，所述腔可以是对尖端或端帽造成损坏的结果。当在本说明书中使用时，术语“腔”表示在涡轮机翼型24内(例如在翼型中)的任何空心空间，例如开口、裂缝、间隙、缝隙、孔等。这样的腔26可以通过正常使用形成于翼型30上，并且通常指示初始CMC材料的片段已从涡轮机翼型24剥落的区域。如图所示，腔26位于翼型30的尖端或端帽36上，所述尖端或端帽是特别容易受到这样的损坏的区域；然而，在涡轮机翼型24的任何部分上的腔可以根据本发明进行修补。图3显示了将陶瓷糊剂50加入腔26中。陶瓷糊剂50通常可以在室温(即，大约20°C至大约25°C )下被施加，或者可以在高温(例如高达大约100°C )下被施加。在一个实施例中，陶瓷糊剂50可以完全填充腔26，并且可以以所期望的方式成形以修补腔26。
陶瓷糊剂50通常包括陶瓷粉末、粘结剂和可选的陶瓷纤维。陶瓷粉末可以包括碳化硅(SiC)、二氧化硅(SiO2)、氧化铝(Al2O3)、碳或它们的混合物。粘结剂可以包括被配置成将陶瓷粉末(和可选的陶瓷纤维，如果有的话)保持在一起作为糊剂(paste)的合适组分，并且可以包括但不限于环氧粘结剂、聚合物粘结剂、粘合剂(例如胶水)、二氧化硅(SiO2)、氧化铝(Al2O3)、碳、硼或它们的混合物。在一个特定实施例中，陶瓷糊剂50包括SiC和环氧粘结剂。在该实施例中，SiC纤维可以根据需要包括或不包括在陶瓷糊剂50中。当包括时，SiC纤维可以被涂布以防止被暴露于腔26上的CMC基质吸收。例如，SiC纤维可以涂布有硼(B)或碳(C)颗粒、任何其它合适的颗粒或它们的混合物。在施加到腔26中之后，然后可以加热陶瓷糊剂50以从腔26去除粘结剂，在腔26中留下多孔陶瓷材料52。例如，可以将腔26中的陶瓷糊剂50加热到100°C或更高，例如大约110°C至大约200°C。可以局部地(例如仅仅加热多孔陶瓷材料52和腔26周围的邻近区域)、或整体地(例如加热整个翼型30和/或涡轮机翼型24)实现加热。 在这些高温下，陶瓷糊剂50中的粘结剂将开始从陶瓷糊剂50分解、升华、和/或蒸发以在腔26中仅仅留下多孔陶瓷材料52，如图4中所示。具体地，图4显示了包括在腔26内的多孔陶瓷材料52 (例如基本没有任何粘结剂)的中间物。然后可以将多孔陶瓷材料52和腔26进一步加热到用于接收熔融陶瓷材料以填充多孔陶瓷材料52中的孔的温度，由此形成填充腔26的陶瓷补片。例如，可以将多孔陶瓷材料52和腔26加热(局部地或对于整个翼型30和/或涡轮机翼型24)到大于大约1000°C的温度，例如大约1100°C至大约1500°C。图5显示了加入到经加热的多孔陶瓷材料52中的熔融陶瓷材料54。可以在大于大约1000°C的温度(例如大约1100°C至大约2000°C )下加入熔融陶瓷材料54。因而，熔融陶瓷材料54可以流动、并且穿透多孔陶瓷材料52的孔,类似于熔体注入技术(melt infusiontechniques)。另外，熔融陶瓷材料54可以与多孔陶瓷材料52、和/或限定腔26的涡轮机翼型24的CMC材料结合(例如热结合、机械结合、化学结合等)。熔融陶瓷材料54通常可以包括陶瓷材料，例如碳化硅(SiC)、二氧化硅(SiO2)、氧化铝(Al2O3)、碳或它们的混合物。在一个实施例中，熔融陶瓷材料54可以是基本上纯的SiC(例如基本上没有其它化合物)。当在本说明书中使用时，术语“基本上没有”表示仅仅微不足道的微量存在、并且包括完全没有(例如O摩尔％至O. 0001摩尔％ )。在注入熔融陶瓷材料54之后，可以冷却腔26 (和涡轮机翼型24的剩余部分)，允许多孔陶瓷材料52和熔融陶瓷材料54固化、并且凝固到陶瓷补片56中，填充腔26 (图6)。因而，可以用CMC材料填充腔26以修补并且翻新涡轮机翼型。陶瓷补片56的形状可以在上述步骤的任一步骤在其形成期间、或在其形成之后冷却时根据需要被模塑。如上面更详细地所述，本发明修补由CMC材料构造的涡轮机翼型的方法的一个特定实施例可以总结如下用陶瓷糊剂填充CMC涡轮机翼型上的腔；加热陶瓷糊剂以去除粘结剂，在腔中形成多孔结构；进一步加热多孔结构；加入熔融材料以填充多孔结构中的孔；以及冷却熔融材料和多孔结构以在腔中形成陶瓷补片。可以根据需要在该方法中包括其它步骤(例如成形多孔结构、成形陶瓷补片等)。本说明书使用例子来公开包括最佳模式的本发明，并且也使本领域技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何包含的方法。本发明的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它例子。这样的其它例子旨在
属于权利要求的范围内，只要它们包括与权利要求的文字语言没有区别的结构元件，或者只要它们包括与权利要求的文字语言无实质区别的等效结构元件。
权利要求
1.一种修补由陶瓷基质复合材料构造的制品的方法，所述方法包括 用陶瓷糊剂(50)填充位于所述制品中的腔(26)，其中所述陶瓷糊剂(50)包括陶瓷粉末和粘结剂； 加热所述腔(26)中的所述陶瓷糊剂(50)以去除所述粘结剂，由此形成多孔陶瓷材料(52);以及 将熔融陶瓷材料(54)加入所述多孔陶瓷材料(52)。
2.根据权利要求I所述的方法，其特征在于，将所述多孔陶瓷材料(52)加热到大约100°C或更高以去除所述粘结剂。
3.根据权利要求I所述的方法，其特征在于，所述陶瓷糊剂(50)基本不含陶瓷纤维。
4.根据权利要求I所述的方法，其特征在于，所述陶瓷糊剂(50)还包括陶瓷纤维。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述陶瓷纤维包括碳化硅。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述陶瓷纤维涂覆有颗粒。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述颗粒包括硼、碳、或它们的混合物。
8.根据权利要求I所述的方法，其特征在于，还包括 在加入所述熔融陶瓷材料(54)之前将所述多孔陶瓷材料(52)加热到大约1000°C至大约1500°C的温度。
9.根据权利要求I所述的方法，其特征在于，在大约1000°C至大约2000°C的温度下将所述熔融陶瓷材料(54)加入所述多孔陶瓷材料(52)。
10.根据权利要求I所述的方法，其特征在于，还包括在加入所述熔融陶瓷材料(54)之后 冷却所述多孔陶瓷材料(52)和熔融陶瓷材料(54)以在所述腔(26)中形成陶瓷补片(56)。
11.根据权利要求10所述的方法，其特征在于，还包括 成形所述陶瓷补片(56)。
12.根据权利要求I所述的方法，其特征在于，所述熔融陶瓷材料(54)包括碳化硅。
13.根据权利要求I所述的方法，其特征在于，局部地实现加热所述多孔陶瓷材料(52)以去除所述粘结剂。
14.根据权利要求I所述的方法，其特征在于，所述制品是涡轮机翼型(24)。
15.—种修补由陶瓷基质复合材料构造的翼型(30)的尖端或帽(36)的方法，所述方法包括 用陶瓷糊剂(50)填充位于所述涡轮机翼型(24)的翼型(30)的尖端或端帽(36)上的腔(26)，其中所述陶瓷糊剂(50)包括陶瓷粉末和粘结剂； 加热所述腔(26)中的所述陶瓷糊剂(50)以去除所述粘结剂，由此形成多孔陶瓷材料(52);以及 将熔融陶瓷材料(54)加入所述多孔陶瓷材料(52)，其中所述熔融陶瓷材料(54)包括碳化娃。
全文摘要
本发明提供了用于修补由CMC材料构造的涡轮机翼型的方法，所述方法包括用陶瓷糊剂(例如包括陶瓷粉末和粘结剂)填充位于所述涡轮机翼型中的腔；加热所述腔中的所述陶瓷糊剂以去除所述粘结剂，由此形成多孔陶瓷材料；以及将熔融陶瓷材料加入所述多孔陶瓷材料。可以在涡轮机翼型的翼型中(例如在翼型的尖端或端帽上)限定所述腔。本发明也提供了在涡轮机翼型的修补期间形成的中间物。所述中间物通常可以包括包括CMC材料的翼型；在所述翼型中限定的腔；以及填充所述腔的多孔陶瓷材料。
文档编号C04B41/80GK102887727SQ20121025442
公开日2013年1月23日 申请日期2012年7月20日 优先权日2011年7月22日
发明者H.C.罗伯茨三世, P.H.莫纳罕, P.E.格雷, J.H.博伊, J.哈拉达, R.L.K.马特苏莫托 申请人:通用电气公司