专利名称：：组装式混合型涡轮机叶片的制作方法
技术领域：
：本发明涉及用于涡轮机的旋转构件，且尤其涉及涡轮机叶片的实施例。
背景技术：
：涡轮发动机，例如用于航空器推进和发电的那些，依靠空气动力学叶片排列来使中心轴转动。取决于在涡轮机内的位置，叶片可能会受由于燃烧气体而产生的热应力的影响。此外，叶片(也称为"轮叶")中的全部均受与围绕轴的中心轴线的旋转相关联的机械应力的影响。叶片的许多设计是已知的。但是，至少由于对各个涡轮的改进的输出和效率的需求，对于重量更轻且在机械上更坚固的叶片的需求越来越大。
发明内容在一个实施例中，本发明包括用于涡轮机的叶片，该叶片包括作为叶片的中心部分的由高强度材料制成的支承结构，该支承结构包括根部和延伸到尖端的主体，该主体提供前缘、后缘和安装区段；以及附连到安装区段上以便提供叶片的轻量翼型部分的蜂窝式表层。在另一个实施例中，本发明包括用于制造用于涡轮机的叶片的方法，该方法包括使用高强度材料，形成叶片的中心部分，该中心部分包括根部和延伸到尖端的主体，该主体提供前缘、后缘和安装区段；以及将蜂窝式表层附连到中心部分的表面上，以提供叶片的翼型部。在又一个实施例中，本发明包括这样的涡轮机，该涡轮机包括包括高强度材料制成的支承结构的至少一个叶片，该支承结构包括根部和延伸到尖端的主体，该主体提供前缘、后缘和安装区段；以及附连到安装区段上以便提供叶片的轻量翼型部分的蜂窝式表层。根据结合附图得到的以下描述，这些和其它优点和特征将变得更加显而易见。在说明书结论部分处的权利要求书中特别指出和明确要求保护被视为本发明的主题。根据结合附图得到的以下详细描述，本发明的前述和其它特征和优点显而易见，其中在本文中合称为图1的图1A和图1B描绘了航空器燃气轮机和发电燃气轮机的方面；图2描绘了根据本文的教导而制造的涡轮机叶片的方面；图3是用于图2的涡轮机叶片的支承结构的截面图；在本文中合称为图4的图4A和图4B是分别描绘了前缘和后缘的涡轮机叶片的截面图；在本文中合称为图5的图5A、图5B和图5C描绘了叶片中所使用的蜂窝材料的实施例的尺寸方面；以及图6是涡轮机叶片翼型部的一部分的侧视图。参看附图，作为实例，详细描述阐述了本发明的实施例以及优点和特征。部件列表<table>tableseeoriginaldocumentpage4</column></row><table>具体实施例方式现参看图l，显示了适用于实践本发明的涡轮机l的两个实例。在图1A中，显示了航空器燃气轮机l。航空器燃气轮机l包括多个涡轮机叶片，或"轮叶"。叶片大体为沿周向绕着在旋转轴线中居中的轴安装的空气动力学结构。在用于航空器的燃气轮机l的这个实例中，包括了具有用于压縮进气的多个叶片的压縮机2。此外，低压涡轮3包括用于接收来自涡轮机1内的燃烧室的燃烧气体的多个叶片。在图IB中，显示了发电燃气轮机1。发电燃气轮机1也包括压縮机2，且可进一步包括另外的多个叶片，例如在后级6中以及在蒸汽涡轮5内。为了方便观察，还显示了用于由发电燃气轮机l的轴的旋转来产生电功率的发电机4。在涡轮机1的任何一个实施例中，各种叶片都将绕旋转轴线R旋转。术语"压縮机"、"低压涡轮"、"蒸汽涡轮"等说明在其中可使用本文公开的叶片的涡轮机l内的位置。因此，该术语仅是说明性的，且在本文中不限制本发明。现参看图2，显示了根据本文的教导的叶片10的一个实施例的方面。在此实例中，叶片10包括大体称为"尖端"11的区段，大体称为"根部"12的区段，以及大体称为"主体"13的区段。当安装在燃气轮机1中时，尖端11大体位于燃气轮机1的壳体的内壁附近，且尖端11可位于凹槽或者用于确保对准、强度、效率或运行的其它方面的其它这样的装置内。大体上，根部12是叶片10的、使叶片10围绕在旋转轴线R中居中的中心轴锚定的区段。大体上，叶片10的主体13是空气动力学形式的，且提供以下(功能)中的至少一种在压縮机2中压縮气体，或者在例如低压涡轮3、后级6或蒸汽涡轮5中接收膨胀气体。大体上，叶片10包括高强度支承结构21。高强度支承结构21在根部附近呈现空气动力学形状(参看图2中的剖面D-D和C-C)，且其体形逐渐减小成大体为叶片10的平坦或基本平坦的脊骨(参看图2中的剖面B-B，之后A-A)。在其它实施例中，高强度支承结构21是弯曲的、略微偏置的，或者呈一些其它形状，从而使得高强度支承结构21呈与完整的叶片10的轮廓相比较减少的或更小的轮廓。简而言之，高强度支承结构21的向下渐縮提供了对联接到高强度支承结构21的表面上的蜂窝式表层23的补充使用。为了方便起见，高强度支承结构21可称为"芯部"或"中心部分"，并且可通过其它类似术语引用。蜂窝式表层23可称为提供了"翼型部"、"空气动力学部分"，并且可通过其它类似术语引用。用于高强度支承结构21和蜂窝式表层23的示例性材料包括合金，诸如超合金、钴基合金、硬化合金、碳化物基合金、镍基合金、不定向地凝固的合金、铁基合金、锻制的奥氏体不锈钢、马氏体不锈钢、铁素体不锈钢、碳钢、普通钛合金和金属间钛合金。在一些实施例中，可使用陶瓷基质合成物材料。可使用各种技术来制造高强度支承结构21，例如但不限于铸造、锻造、焊接(例如为了组装各零件)、钎焊、砂磨、抛光、蚀刻等。高强度支承结构21的制造可包括执行这些技术的组合，以及通过组装的各阶段。在一些实施例中，高强度支承结构21包括一个至许多个穿孔(未示出)。在另外的实施例中，高强度支承结构21可包括凹夹握(gripping)特征和凸夹握特征至少其中之一。在这样的实施例中，穿孔和夹握特征24(在图4B和5C中显示了实例)可提供减小的重量，蜂窝式表层23的改进的附连和其它这样的提高。可通过使用各种技术来将蜂窝式表层23附连到高强度支承结构21上。例如，可对蜂窝式表层23进行钎焊(例如通过使用钎焊带或粉)、焊接(例如通过熔焊)、结合(例如通过扩散结合)和附连(通过其它技术)中的至少一种。大体上，可使用在正常操作条件下提供叶片10的耐久操作的技术来将蜂窝式表层23附连到高强度支承结构21上。现参看图3，显示了高强度支承结构21的另外的方面。在示例性实施例的这个俯视截面示意图中，可看到高强度支承结构21大体包括用于前缘31的区段和用于后缘32的另一个区段。由于该截面图是叶片10在尖端11附近的截面图，所以前缘31和后缘32之间的中间区域是大体平坦的，或者基本平坦的。中间区域的平坦或基本平坦的部分作为用于安装蜂窝式表层23的安装区段33来提供。现参看图4，显示了前缘31(图4A)和后缘32(图4B)的方面。在图4A中，前缘31包括交迭部41。同样地，在图4B中，后缘32包括交迭部41。交迭部41可由蜂窝式表层23中所使用的材料的比较薄的层形成。大体上，前缘31和后缘32中的至少一个包括凹陷区，其用于接受交迭部41，同时提供到高强度支承结构21的材料的平滑过渡。可通过多种技术来包括凹陷区，例如，诸如机械加工、铸造、蚀刻等。包括在凹陷区中的可以是至少一个夹握特征24。该夹握特征24通常提供不规则的表面特征，以改进交迭部41或蜂窝式表层23的附连。现参看图5，显示了蜂窝式表层23的另外的方面。图5A提供了蜂窝式表层23的侧面截面图。在该图中，在蜂窝式表层23内、蜂窝式单元55(—个单元55显示为蜂窝式表层23的阴影部分)的顶点处的各个交叉处51包括介于约20。至约70°之间的定向角。通常，定向角选择成以便减小在交叉处51处的应力集中。可以按任何期望的方式来定向蜂窝式表层23，例如按提供减小的应力的方式。在一个实施例中，定向可为椭圆的。各个单元55的纵横比(高度H除以宽度W(H/W))为约2.5。但是，纵横比可在约0.5至约6的范围内。如也在图5B和5C中显示的，形成于各个单元55的壁和垂直于(表示为"N")安装部分33的面的平面之间的角介于约-60°至约+60°之间。如图5C中所描绘的，蜂窝式表层23包括外表面52，且蜂窝式表层23可以可选地包括内表面53。通常，外表面52提供用于气体在叶片IO上过渡的平滑的和空气动力学的表面。可包括可选的内表面53，以改进对高强度支承结构21的附连，以及在至少组装过程期间提供蜂窝式表层23的提高的强度。在图5C中还描绘了夹握特征24的另一个实例。现参看图6，显示了叶片10的侧视图。在该图中，叶片IO包括沿着叶片10的主体13自尖端ll附近延伸到某个点的蜂窝式表层23的长度L。在一些实施例中，长度L可自尖端11附近延伸到根部12附近。在一些其它的实施例中，长度L起始于离尖端11的某距离处，以朝根部12延伸或者延伸到根部12其中至少一种方式延伸。另外，蜂窝式表层23不需要具有在图6中示为垂直于翼型部堆垛轴线的一致的终端边缘61。在一些实施例中，蜂窝式表层23的终端边缘61可例如根据翼型部设计而形成为如由虚线所表示的那样。在已对叶片10的方面进行了这样的描述后，应当注意到，叶片IO可实施为航空器发动机(燃气轮机1)、发电燃气轮机1和蒸汽轮机1中的任何一种中的旋转构件。为了在航空器发动机中实施，可在风扇压縮机前级和低压涡轮后级中有利地实施叶片10。类似地对于发电燃气轮机l，可在压縮机前级和涡轮后级中有利地实施叶片10。在蒸汽轮机应用中，可在旋转叶片在其中变得非常大的低压区段中有利地实施叶片10。因此，本文的教导提供了使用轻量蜂窝式表层23的大环面面积的叶片，该轻量蜂窝式表层23形成了结合(即附连)到高强度支承结构21上的翼型部。这会通过超过传统的高强度合金铸件的增大的出口环面积而产生改进的燃气轮机输出和效率。由于涡轮机功率变大，所以需要较高的出口环面积来保持效率。在现有技术的设计中，翼型部的质量可成指数地增长，以将应力保持在材料性能内。相反，本发明通过用蜂窝式表层23代替实心金属减小了翼型部的质量。在一些实施例中，高强度支承结构21包括在尖端11处具有小于约0.03英寸的壁厚的薄壁铸件或锻件。在其它实施例中，叶片10的重量总体减小了约50%。虽然已经结合仅仅有限数量的实施例对本发明进行了详细的描述，但是应当容易地理解，本发明不限于这样的所公开的实施例。相反，本发明可修改成以便结合至今未描述但与本发明的精神和范围相当的任何数量的变型、修改、替换或等效布置。另外，虽然已经对本发明的各实施例进行了描述，但是将理解的是，本发明的方面可仅包括所述实施例中的一些。因此，本发明不应视为受前述描述的限制，而是仅受所附权利要求书的范围的限制。权利要求一种用于涡轮机(1)的叶片(10)，所述叶片(10)包括作为所述叶片(10)的中心部分的、由高强度材料制成的支承结构(21)，所述支承结构(21)包括根部(12)和延伸到尖端(11)的主体(13)，所述主体(13)提供前缘(31)、后缘(32)和安装区段(33)；以及附连到所述安装区段(33)上以便提供所述叶片(10)的轻量翼型部分的蜂窝式表层(23)。2.根据权利要求l所述的叶片(IO)，其特征在于，所述支承结构(21)包括超合金、钴基合金、硬化合金、碳化物基合金、镍基合金、不定向地凝固的合金、铁基合金、锻制的奥氏体不锈钢、马氏体不锈钢、铁素体不锈钢、碳钢、普通钛合金和金属间钛合金中的至少一种材料。3.根据权利要求l所述的叶片(IO)，其特征在于，所述蜂窝式表层(23)包括超合金、钴基合金、硬化合金、碳化物基合金、镍基合金，不定向地凝固的合金、铁基合金、锻制的奥氏体不锈钢、马氏体不锈钢、铁素体不锈钢、碳钢、普通钛合金和金属间钛合金中的至少一种材料。4.根据权利要求l所述的叶片(IO)，其特征在于，所述蜂窝式表层(23)的壁和垂直于所述安装区段(33)的面的平面之间的角度在约负六十度至约正六十度之间。5.根据权利要求l所述的叶片(IO)，其特征在于，所述蜂窝式表层(23)的单元的纵横比的范围在约0.5至约6之间。6.—种用于制造用于涡轮机(1)的叶片(10)的方法，所述方法包括使用高强度材料，形成所述叶片(10)的中心部分，所述中心部分包括根部(12)和延伸到尖端(11)的主体(13)，所述主体(13)提供前缘(31)、后缘(32)和安装区段(33);以及使蜂窝式表层(23)附连到所述中心部分的表面上，以提供所述叶片(10)的翼型部。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，附连包括将所述蜂窝式表层(23)钎焊、结合、焊接和熔合到所述中心部分上其中的至少一种。8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括将交迭部(41)附连到所述后缘(32)和所述前缘(31)中的至少一个上。9.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括将所述支承结构(21)设计成包括用于安装到燃气轮机(1)的压縮机(2)、低压涡轮(3)以及蒸汽涡轮(5)其中之一中的尺寸。10.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，形成包括铸造、锻造、焊接、钎焊、砂磨、抛光和蚀刻中的至少一种。全文摘要本发明涉及组装式混合型涡轮机叶片。一种用于涡轮机(1)的叶片(10)包括作为叶片(10)的中心部分的、由高强度材料制成的支承结构(21)，该支承结构(21)包括根部(12)和延伸到尖端(11)的主体(13)，该主体(13)提供前缘(31)、后缘(32)和安装区段(33)；以及附连到安装区段(33)上以便提供叶片(10)的轻量翼型部分的蜂窝式表层(23)。还包括了方法以及涡轮机(1)。文档编号F02C3/04GK101725372SQ20091020787公开日2010年6月9日申请日期2009年10月28日优先权日2008年10月28日发明者B·T·博耶,J·W·维尔,P·S·迪马斯乔申请人:通用电气公司