对涡轮机部件的经涂覆的内表面进行喷丸处理的制作方法

本公开整体涉及处理涡轮机部件的表面的方法。具体地讲，本公开提供了对涡轮机部件的经涂覆的表面(诸如内表面)进行喷丸处理的方法。

背景技术：

涡轮系统广泛用于诸如发电之类的领域。例如，常规气体涡轮包括压缩机区段、燃烧器区段和至少一个涡轮区段。压缩机区段被配置为在空气流动通过压缩机区段时压缩空气。空气然后从压缩机区段流至燃烧器区段，在那里与燃料混合并燃烧，从而产生热气体流。将热气体流提供给涡轮区段，涡轮区段通过从热气体流提取能量来利用热气体流为压缩机、发电机和其他各种负载提供动力。

在涡轮系统或涡轮机的操作期间，涡轮机的各种部件承受各种形式的磨损。这种磨损可导致单个部件和整个涡轮机损坏和/或故障。在涡轮机操作期间旋转的转子部件尤其易于磨损。例如，本发明的转子部件可预期运行大约150000小时并启动5000次。此外，在许多情况，部件(诸如转子部件)上的特定磨损敏感位置可能趋于比其他位置更快地磨损。这些磨损敏感位置可限制相关转子部件的寿命。

已使用各种技术来尝试改变涡轮机部件并且具体地转子部件的磨损特性。例如，已利用粉末包沉积技术来涂覆转子部件的外表面。然而，此类技术在现场维修期间难以执行，并且引起部件变形问题。此外，涂层可能相对脆弱，并且更换和/或修复起来非常昂贵。

已被用于尝试改变涡轮机部件的磨损特性的另一种技术是喷丸。喷丸是一种可用于改善金属(诸如涡轮机部件的金属材料)的材料特性的工艺。通常通过机械方式诸如锤击或通过丸粒射流(例如，喷丸强化)产生的喷丸冲击使金属表面塑性地变形，以在表面处或表面下方产生残余压缩应力并且在内部产生拉伸应力。金属表面中的压缩应力改善了金属对金属疲劳和裂纹扩展的抵抗能力。

迄今为止，将涂覆和喷丸这两种技术结合起来的尝试收效甚微。例如，如上所述，涂覆材料可能相对脆弱，使得在喷丸期间的冲击力可能损害或损坏涂层，诸如导致涂覆材料从部件剥落。又如，一些涂覆材料可能过于可延展而无法用于喷丸。此类可延展涂覆材料可在喷丸期间抵抗冲击力，而且可以不将此类力传递至部件本身，从而阻止或抑制了在部件中形成有益的残余应力。又如，在喷丸后施加涂层可破坏喷丸的一些或全部效果。例如，来自涂层施加工艺的热可缓和由喷丸产生的残余应力。

因此，本领域需要允许使用涂覆和喷丸两者来处理部件的改进方法。

技术实现要素：

本技术的各个方面和优点在以下描述中进行了阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过对本技术的实践来了解。

根据一个示例性实施方案，提供了一种处理涡轮机部件的基材的方法。该方法包括将涂层施加到涡轮机部件的基材的表面，并且在将涂层施加到该表面之后，通过将喷丸力导引至涂层上对该基材进行喷丸处理，由此涂层上的喷丸力通过涂层传递到基材。

根据另一个示例性实施方案，提供了一种处理涡轮机部件的方法。该方法包括将喷丸力导引至涡轮机部件的冷却通道的内表面。

根据又一个示例性实施方案，提供了一种涡轮机部件。该涡轮机部件包括基材和基材上的扩散铝化物涂层。基材表现出由喷丸产生的残余压缩应力。

在阅读说明书之后，本领域的普通技术人员将更好地理解此类实施方案以及其他实施方案的特征和方面。

附图说明

本说明书的其余部分(包括参考附图)更具体地阐述了本实施方案的完整且可行的公开内容，包括对于本领域技术人员而言的最佳模式。

图1示出了根据本公开的一个或多个实施方案的示例性气体涡轮的功能图，该气体涡轮可结合一个或多个经处理的部件。

图2是可结合本公开的各种实施方案的示例性转子叶片的局部剖视透视图。

图3是图2的示例性转子叶片的另一个视图，其中在其冷却通道内应用了掩模。

图4是根据本公开的一个或多个实施方案的基材和基材上的涂层的放大剖视图。

图5是根据本公开的一个或多个附加实施方案的基材和基材上的涂层的放大剖视图。

图6提供了示出根据本公开的一个或多个示例性实施方案的处理涡轮机部件的示例性方法的流程图。

图7提供了示出根据本公开的一个或多个附加的示例性实施方案的处理涡轮机部件的另一个示例性方法的流程图。

具体实施方式

现在将详细地参考各种实施方案，其一个或多个示例在附图中示出。具体实施方式使用数字和字母名称指代附图中的特征结构。附图和说明书中的相似或类似的名称已经用于指代相似或类似的零件。如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。术语“上游”或“前向”和“下游”或“后向”是指相对于流体通路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，并且“下游”是指流体向其流动的方向。术语“径向地”是指基本垂直于特定部件的轴向中心线的相对方向，并且术语“轴向地”是指与特定部件的轴向中心线基本平行的相对方向。

如本文所用，术语“包括”和“包含”旨在以类似于术语“含有”的方式具有包含性的意味。类似地，术语“或”通常旨在具有包含性的意味(即“a或b”旨在表示“a或b或两者”)。此外，应当理解，如本文所用，近似术语诸如“近似”、“大致”、“基本上”或“大约”是指在百分之十的误差范围内。当在角度或方向的上下文中使用时，此类术语包括在大于或小于所述角度或方向的十度内。例如，“大致垂直”包括与垂直方向偏差在十度以内沿任何方向(例如，顺时针或逆时针)的方向。

每个示例都以解释而非限制的方式提供。事实上，对于本领域的技术人员显而易见的是，在不脱离本实施方案的范围或实质的情况下，可以在本实施方案中进行修改和变化。例如，作为一个实施方案的一部分示出或描述的特征可以用在另一个实施方案上，以产生又一个实施方案。因此，本实施方案旨在涵盖落入所附权利要求书及其等同物的范围内的这些修改和变化。尽管出于说明的目的，将在陆基发电气体涡轮的上下文中总体描述示例性实施方案，但是本领域普通技术人员将容易理解，实施方案可以应用于任何类型的涡轮机，诸如蒸汽涡轮、船用气体涡轮或飞机气体涡轮，并且除非在权利要求中具体陈述，实施方案不限于陆基发电气体涡轮部件。

现在参考附图，图1示出了气体涡轮10的一个实施方案的示意图。气体涡轮10一般包括入口区段12、设置在入口区段12的下游的压缩机区段14、设置在压缩机区段14的下游的燃烧器区段16内的多个燃烧器(未示出)、设置在压缩机区段16的下游的涡轮区段18、以及设置在涡轮区段18的下游的排气区段20。另外，气体涡轮10可包括联接在压缩机区段14和涡轮区段18之间的一个或多个轴22。

涡轮区段18通常可包括转子轴24，该转子轴具有多个转子盘26(示出了其中一个)和从每个转子盘26径向向外延伸并互连到每个转子盘的转子叶片28。每个转子盘26继而可联接到转子轴24的延伸穿过涡轮区段18的部分。涡轮区段18还包括外部壳体30，该外部壳体周向地围绕转子轴24和转子叶片28，从而至少部分地限定穿过涡轮区段18的热气路径32。

在操作期间，工作流体诸如空气流动通过入口区段12并进入压缩机区段14，在压缩机区段中空气被逐渐压缩，从而向燃烧区段16的燃烧器提供加压空气。将加压空气与燃料混合并在每个燃烧器内燃烧以产生燃烧热气34。燃烧热气34流动通过热气路径32从燃烧器区段16到达涡轮区段18，其中能量(动能和/或热能)从热气34传递到转子叶片28，从而导致转子轴24旋转。然后可使用机械旋转能量例如为压缩机区段14提供动力并发电。然后，离开涡轮区段18的燃烧热气34可以经由排气区段20从气体涡轮10排出。

本公开包括涡轮机部件和处理此类部件的方法，例如处理涡轮机部件的内表面的方法。例如，涡轮机部件可以是转子叶片28。图2和图3提供了根据本发明的一个或多个实施方案的示例性转子叶片28的透视图。如图2和图3所示，转子叶片28通常包括安装或柄部部分36，该安装或柄部部分具有安装主体38和从基本上平坦的平台42基本上径向向外延伸的翼型件40。平台42通常用作流动通过涡轮区段18的热气路径32的燃烧热气34的径向向内边界(图1)。如图2和图3所示，安装或柄部部分36的安装主体38可从平台42径向向内延伸，并且可包括根部结构(诸如燕尾部)，该根部结构被构造成将转子叶片28互连或固定到转子盘26(图1)。

翼型件40包括压力侧壁44和相对的抽吸侧壁46。压力侧壁44和抽吸侧壁46从平台42基本径向向外延伸，跨度从翼型件40的根部48到翼型件40的尖端50，根部可以限定在翼型件40和平台42之间的交汇处。翼型件40在翼型件40的前缘52和前缘52下游的后缘54之间延伸。压力侧壁44通常包括翼型件40的空气动力学凹形外表面。类似地，抽吸侧壁46可大致限定翼型件40的空气动力学凸形外表面。尖端50设置成与根部48径向相对。因此，尖端50可大致限定转子叶片28的径向最外部分，并且因此可以被构造成定位在气体涡轮10的固定护罩或密封(未示出)附近。尖端50可包括尖端腔体66。

如图2和图3所示，转子叶片28可以是至少部分中空的，例如，多个冷却通道56(在图2和图3中以虚线部分地示出)可以界定在翼型件40内，用于在压力侧壁44和抽吸侧壁46之间引导冷却剂58(图2)通过翼型件40，从而向其提供对流冷却。冷却剂58可包括来自压缩机区段14(图1)的压缩空气的一部分和/或蒸汽或用于冷却翼型件40的任何其他合适的气体或其他流体。一个或多个冷却通道入口60沿着转子叶片28设置。在一些实施方案中，一个或多个冷却通道入口60形成在安装主体38内、沿着安装主体或由安装主体形成。冷却通道入口60与至少一个对应的冷却通道56流体连通。多个冷却剂出口64可与尖端腔体66流体连通。每个冷却通道56与冷却剂出口64的至少一个流体连通。在一些实施方案中，尖端腔体66可至少部分地被压力侧尖端导轨68和抽吸侧尖端导轨70包围。

如在图2和图3中可见，冷却通道56在柄部部分36和翼型件部分40的每一个内延伸。例如，冷却通道56可在柄部部分36和翼型件部分40之间延伸，例如从柄部部分36延伸到翼型件部分40，诸如从柄部部分36中的一个或多个冷却通道入口60延伸到翼型件部分40的尖端50中的至少一个冷却剂出口64。因此，每个冷却通道56可包括柄部部分56内的第一或径向内部部分55和转子叶片28的翼型件部分40内的第二或径向外部部分57。

如在图3中最佳地看到，冷却通道56可包括多个内表面100。如下文将更详地细描述的，这种内表面100可以被处理，诸如通过将涂层施加到内表面100和/或对内表面100进行喷丸处理。

在一些实施方案中，例如如图4所示，转子叶片28可包括基材102，并且内表面100可为基材102的表面。如图4所示，涂层104可被施加到基材102诸如其内表面100上。涂层104可以是例如可以使用化学气相沉积技术(诸如包埋渗)来施加的扩散铝化物涂层。同样，如在图4中可见，可对部件(例如，转子叶片28)进行喷丸处理。如本领域技术人员通常理解的，喷丸包括将喷丸力(诸如来自喷丸介质的冲击力)导引或撞击到工件或部件(例如，转子叶片28)上。喷丸通常向部件施加力，以使部件塑性地变形，并且在部件中期望的位置或区域处产生压缩应力屈服。塑性变形在部件的表面例如表面100中产生应变硬化和压缩残余应力。例如，喷丸可包括喷丸强化，其中喷丸力是喷丸介质诸如丸粒(例如，圆形的大致球形的金属球)的冲击力。在其他示例中，喷丸可在不使用此类介质的情况下施加力。

喷丸介质的冲击会在部件表面产生一系列轻微的凹痕。例如，图4示出了部件的一部分，其中喷丸介质已被导引至涂层104上，从而在涂层104中形成凹痕106。如图4所示，出于说明的目的，凹痕106为半球形的，诸如可由喷丸强化介质(包括球形球)产生。然而，凹痕106的这种形状仅出于说明目的而被描绘，并且为了清楚说明，凹痕106的比例可能被放大。在实施过程中，凹痕106可相对较小(例如，相对于涂层104的厚度)，并且可包括不同形状诸如圆形形状，包括小于半个球体的球体部分，或者其他形状(例如，包括直线形状或多面形状)。

喷丸介质对涂层104的影响可以通过涂层104传递到基材102。例如，如图4所示，由于涂层104上的喷丸，可在基材102中形成一系列凹痕108。因此，基材102可表现出由喷丸产生的残余压缩应力。喷丸产生的残余应力可由结构特征诸如凹痕108表现，或者又如，喷丸产生的残余压缩应力可以由基材(例如，其中基材102是金属材料)的晶格内的晶粒取向偏差指示在基材中。例如，这种晶粒取向偏差可以通过部件的显微镜检查诸如电子背散射衍射(ebsd)来识别。类似于凹痕106，图4中描绘的凹痕108仅出于说明的目的而示出，并且在实施过程中可以在尺寸和/或形状上变化。

在一些实施方案中，例如如图5所示，涂层104和/或基材102可能不表现出容易观察到的宏观尺度的喷丸效果，例如，图4中描绘的凹痕106和/或108可能不存在。例如，如上所述，部件可在不使用喷丸介质的情况下进行喷丸处理。根据本公开可以使用的附加示例性喷丸工艺包括但不限于空化水喷丸、爆炸成形和激光喷丸。在此类实施方案中，例如由激光或空化水等产生的喷丸力可以通过涂层104更广泛地(例如，在更宽的区域上)传递到基材102，使得可不存在离散的局部表面变形诸如凹痕106和108。在不存在此类表面特征部的情况下，可能不期望部件显示由喷丸产生的残余应力。例如，在最初观察时，例如用肉眼观察时，部件可能不会表现出残余应力或喷丸的其他效果。然而，在这种情况下，如上所述，即使在不存在凹痕106和/或108或者存在最小凹痕的情况下，基材102也可能由于例如基材的晶格内的晶粒取向偏差而表现出由喷丸产生的残余压缩应力。例如，这种晶粒取向偏差可以通过部件的显微镜检查诸如电子背散射衍射(ebsd)来识别。例如，可以在靠近表面100的基材102的冲击区112内观察到晶粒取向偏差。

在各种实施方案中，本公开可包括处理涡轮机部件诸如处理涡轮机部件的基材的一种或多种方法。此类方法的示例通过图6和图7中的流程图示出。

例如，图6示出了处理涡轮机部件的基材的方法200。方法200包括将涂层施加到涡轮机部件的基材的表面的涂覆步骤202。在一些实施方案中，步骤202中的涂层和基材可以是例如图4或图5中所示和如上所述的涂层104和基材102。

例如，基材可以是涡轮机部件诸如转子叶片28的基材，并且该部件可以是中空的，例如可以包括一个或多个内部腔体诸如冷却通道56。在此类实施方案中，该表面可以是内表面例如图3所示的冷却通道的内表面100。

如图6所示，方法200还可在涂覆步骤202之后包括喷丸步骤204。喷丸步骤204可包括将喷丸力(例如，喷丸介质的冲击力)导引至涂层上，使得涂层上的喷丸力通过涂层传递到基材。应当理解，为了通过涂层(例如，图4或图5的涂层104)传递喷丸力，涂层具有充分的弹性(例如，不脆弱)，以避免或最小化喷丸期间对涂层的损坏(例如，剥落)，但涂层不是过于可延展的，从而使喷丸能量(例如，喷丸介质的冲击力)被涂层所吸收，而不在基材中引起有益的压缩应力。

图7示出了处理涡轮机部件的另一个示例性方法300。例如，如图7所示，方法300可包括形成包括至少一个内部冷却通道的中空涡轮机部件的步骤302。在一些实施方案中，中空涡轮机部件可通过精密铸造形成。本领域的技术人员应当理解精密铸造的具体步骤。方法300还可包括喷丸步骤304，该喷丸步骤可包括将喷丸力诸如喷丸介质的冲击力导引至涡轮机部件的冷却通道的内表面。

在一些实施方案中，涡轮机部件可包括基材，内表面可以是基材的表面，并且方法300还可包括在将喷丸力导引至内表面之前将涂层施加到内表面的步骤，类似于上述方法200的步骤202。在此类实施方案中，可将喷丸力导引至涂层上，使得涂层上的喷丸力通过涂层传递到基材。

在各种实施方案中，方法200的喷丸步骤204和/或方法300的喷丸步骤304可包括喷丸强化，例如喷丸力可以是喷丸介质的冲击力，并且喷丸介质可包括丸粒。在此类实施方案中，将喷丸力导引至内表面可包括将喷丸介质导引至内表面并且至涂层上，例如使用喷枪将喷丸介质导引至内表面并且至涂层上。本领域的技术人员通常理解此类喷枪的结构和操作，因此为了清楚和简洁起见，本文未更详细地示出或描述。

在一些实施方案中，喷丸前在内表面上施加涂层可包括将铝化物材料施加到内表面，以在基材上形成扩散铝化物涂层。施加涂层还可包括加热基材。例如，在其中涂层包括铝化物材料的实施方案中，扩散铝化物涂层可通过化学气相沉积诸如包埋渗形成。如本领域的技术人员通常理解的，此类技术包括加热基材。例如，包埋渗可包括将基材加热到约800摄氏度(800℃)至约1200摄氏度(1200℃)或更高的温度。本领域的技术人员将认识到，这样的温度可减轻在涂覆之前执行的任何喷丸在基材中产生的任何残余应力。因此，本发明主题的示例性实施方案包括在施加涂层之后对部件进行喷丸处理。

在一些实施方案中，方法200和/或方法300可包括在对冷却通道56的内表面100进行喷丸处理之前，在冷却通道56内施加掩模110(图3)。掩模110可以施加在转子叶片28的柄部部分36内的冷却通道56的径向内部部分55和转子叶片28的翼型件部分40内的径向外部部分57之间，诸如在大致与平台42径向对齐的位置，如图3所示。例如，在其中喷丸包括使用喷丸介质向涂层和/或基材提供冲击力的实施方案中，在掩模110就位的情况下，在喷丸期间，喷丸介质可能被掩模110阻止进入冷却通道56的位于转子叶片28的翼型件部分40内径向外部部分57。在喷丸之后，可去除掩模110。例如，在一些实施方案中，掩模110可包含在喷丸之后可以被喷射和随后去除(例如，熔化或烧尽)的材料，诸如室温硫化硅橡胶(rtv)或蜡。在其他示例性实施方案中，掩模110可通过其他方法去除。例如，任何其他合适的材料可用于掩模110，包括环氧树脂或水溶性聚合物或陶瓷。在此类实施方案中，可通过溶解掩模110来去除掩模110。在各种实施方案中，掩模110可以与非介质喷丸工艺例如如上所述的空化水喷丸结合使用，或者喷丸介质可以在没有掩模110的情况下使用，以及本公开范围内的特征的其他变型和组合。

再次转向图2和图3，其中示出的转子叶片28是可根据一种或多种上述方法进行处理的涡轮机部件的一个示例。还可根据一种或多种上述方法来处理其他涡轮机部件。作为此类处理的结果，包括其基材(诸如图4和图5中所示和如上所述的基材102)在内的部件可表现出由喷丸所产生的残余压缩应力。该部件可包括可从硬化中受益的任何材料，诸如铝合金、钛合金、镍基超合金、铸铁、其他铁合金，以及几乎任何具有凹口、孔、角部或其他易于疲劳失效的特征部的金属部件。例如，部件(例如，转子叶片28)可包括超合金材料和/或单晶材料，例如具有最少或不具有内部晶界的材料。例如，部件的基材可包括超合金材料和/或单晶材料。此类材料的示例可包括镍或钴基超合金，诸如高性能镍基超合金，诸如gtd-111^tm、gtd-444^tm、rener108^tm、inconel^tm738或单晶n4和n5。

本书面描述使用示例来公开技术，包括最佳模式，并且还使得本领域的任何技术人员能够实践这些技术，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本技术的专利范围由权利要求书限定，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书的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言没有实质差异的等同结构元件，则这些其他示例意图在权利要求书的范围内。