具有后缘补充结构的翼型件的制作方法
【专利摘要】本发明提供一种具有后缘补充结构的翼型件，该翼型件包括主要部分，该主要部分由基体材料形成并且具有内部芯，该内部芯包括中空区域。还包括主要部分的后缘区域。还包括后缘补充结构，该后缘补充结构包括在接近后缘区域的位置处操作性地联接到基体材料的低熔点高温合金。还包括至少一个冷却通道，该至少一个冷却通道将主要部分的内部芯流体联接到后缘区域的内部区域。还包括后缘区域排气路径，该后缘区域排气路径布置于内部区域中并且被构造成沿翼型件的展向方向引导冷却气流。
【专利说明】具有后缘补充结构的翼型件
【技术领域】
[0001]本发明中所公开的主题涉及翼型件，并且更具体地涉及具有后缘补充结构的翼型件。
【背景技术】
[0002]各种涡轮机系统中所采用的翼型件形成为斗叶和喷嘴。例如热气体或蒸汽的工作流体典型地受迫跨过翼型件，其中斗叶联接到涡轮机系统的转子。工作流体作用在斗叶上的力造成斗叶，并且因此造成转子的联接主体旋转。这样一来，翼型件的气动几何形状影响涡轮机系统的总体系统性能。可以采用各种制造过程(例如铸造)来形成翼型件，但是这种过程在某些方面具有限制性，其中一种限制涉及所制造的翼型件的气动特性。
[0003]翼型件典型地由具有期望的机械和环境特性的镍基、钴基或铁基高温合金形成，以用于承受涡轮机操作温度和条件。由于涡轮机系统的效率取决于其操作温度，因此需要翼型件能够承受越来越高的温度。随着高温合金部件的局部温度接近高温合金的熔化温度，强制空气冷却变得必需。为此原因，燃气涡轮机斗叶和喷嘴的翼型件通常需要复杂的冷却方案，其中蒸汽或空气(典型地为排放空气)被迫通过翼型件内的内部冷却通道并且随后通过位于翼型件表面处的冷却孔排出以从部件传热。如上所述，用于制造翼型件的过程在某种程度上具有限制性并且这影响冷却通道在位置和尺寸两个方面的精确度。
[0004]典型地，受冷却的翼型件使用用于冷却的穿过厚后缘的弦向孔、压力侧槽、或者冷却剂所通过的后缘附近的径向孔。所有的三个选项对于冷却有效性或者后缘薄度都不理想。后两个选项使用抵消了气动益处或者几何形状受限并且不能在后缘区域中提供高效冷却空气的大量冷却空气。
【发明内容】
[0005]根据本发明的一个方面,一种翼型件包括主要部分,该主要部分由基体材料形成并且具有内部芯，该内部芯包括中空区域。还包括主要部分的后缘区域。还包括后缘补充结构，该后缘补充结构包括在接近后缘区域的位置处操作性地联接到基体材料的低熔点高温合金。还包括至少一个冷却通道，该至少一个冷却通道将主要部分的内部芯流体联接到后缘区域的内部区域。还包括后缘区域排气路径，该后缘区域排气路径布置于内部区域中并且被构造成沿翼型件的展向方向引导冷却气流。
[0006]其中，所述翼型件还包括布置于所述后缘区域的内部区域中的至少一个冷却特征，所述至少一个冷却特征包括至少一个销。所述至少一个冷却特征操作性地联接到所述内部区域的内表面；或者，所述至少一个冷却特征整体形成在所述内部区域的内表面中；或者所述至少一个冷却特征被铸造在所述内表面中；或者，所述至少一个冷却特征被加工到所述内表面中。
[0007]根据本发明的另一个方面，一种翼型件包括主要部分，该主要部分由基体材料形成并且具有内部芯，该内部芯包括中空区域。还包括主要部分的后缘区域。还包括后缘补充结构，该后缘补充结构包括第一低熔点超合金片和第二低熔点超合金片，该第一低熔点超合金片和第二低熔点超合金片在接近后缘的位置处操作性地联接到主要部分的基体材料。还包括至少一个冷却通道，该至少一个冷却通道将主要部分的内部芯流体联接到后缘区域的内部区域。还包括后缘区域排气路径，该后缘区域排气路径布置于内部区域中并且被构造成沿翼型件的展向方向引导冷却气流。
[0008]其中，所述第一低熔点超合金片和所述第二低熔点超合金片均包括彼此相交以形成所述翼型件的尖锐顶点的下游端部。所述后缘补充结构钎焊至所述后缘区域。所述第一低熔点超合金片和所述第二低熔点超合金片包括预先烧结预成形(PSP)材料。
[0009]其中，所述翼型件还包括整体形成在所述后缘区域的内部区域中的至少一个冷却特征。
[0010]根据本发明的又一个方面，一种燃气涡轮发动机包括压缩机、燃烧器组件、涡轮机、以及布置于压缩机和涡轮机中的至少一个中的翼型件。该翼型件包括主要部分，该主要部分由基体材料形成并且具有内部芯和后缘区域。该翼型件还包括后缘补充结构，该后缘补充结构包括在接近后缘区域的位置处操作性地联接到基体材料的低熔点高温合金。该翼型件还包括至少一个冷却通道，该至少一个冷却通道将内部芯流体联接到后缘区域的内部区域。该翼型件还包括后缘区域排气路径，该后缘区域排气路径布置于内部区域中并且被构造成沿翼型件的展向方向引导冷却气流。
[0011]通过下文结合附图的描述，这些和其它的优点以及特征将变得更加显而易见。
【专利附图】
【附图说明】
[0012]被认为是本发明的主题在说明书结尾处的权利要求书中特别指出并且明确要求保护。通过下文结合附图的详细描述，本发明的上述和其它的特征以及优点是显而易见的，在附图中:
[0013]图1是燃气涡轮发动机的示意图；
[0014]图2是翼型件的俯视平面图；
[0015]图3是图2的截面A的放大俯视平面图，其中示出了根据第一实施例的翼型件的后缘区域；
[0016]图4是沿图2的线A-A截取的图3的实施例的后缘补充结构的横截面图；
[0017]图5是图2的截面A的放大俯视平面图，其中示出了根据第二实施例的翼型件的后缘区域；
[0018]图6是沿图2的线A-A截取的图5的实施例的后缘补充结构的横截面图；
[0019]图7是图2的截面A的放大俯视平面图，其中示出了根据第三实施例的翼型件的后缘区域；以及
[0020]图8是沿图2的线A-A截取的图7的实施例的后缘补充结构的横截面图。
[0021]参照附图通过例子的详细描述解释了本发明的实施例以及优点和特征。
【具体实施方式】
[0022]如本说明书中所使用的术语“轴向”和“轴向地”指的是与涡轮机系统的中心纵向轴线基本平行地延伸的方向和取向。如本说明书中所使用的术语“径向”和“径向地”指的是与涡轮机系统的中心纵向轴线基本正交地延伸的方向和取向。如本说明书中所使用的术语“上游”和“下游”指的是关于涡轮机系统的中心纵向轴线相对于轴向流动方向的方向和取向。如本说明书中所使用的术语“弦向”和“展向”指的是通常与翼型件的翼弦和翼展相关联的方向。
[0023]参照图1，示意性地示出了根据本发明的示例性实施例构建的涡轮机系统10。所示的涡轮机系统10包括燃气涡轮发动机，但是应当领会，本说明书中所描述的实施例可以用于替换系统，例如蒸汽涡轮机。为了说明和讨论的目的，参照燃气涡轮发动机。
[0024]燃气涡轮发动机10包括压缩机部段12以及以环管式阵列布置的多个燃烧器组件，所述多个燃烧器组件中的一个示为14并且包括燃烧器部段18。应当领会，本发明不依赖于燃烧系统的细节，并且为了讨论的目的而参照环管式系统。燃料和压缩空气通入燃烧器部段18中并且点燃以形成用于驱动涡轮机部段24的高温高压燃烧产物或气流。该涡轮机部段24包括通过转子30操作性地连接至压缩机部段12的多个级26-28。具体而言，多个级26-28中的每一级都包括喷嘴32和斗叶34，其中斗叶34操作性地联接到转子30。多个级26-28中的每一级的喷嘴32和斗叶34是工作流体(例如，空气-燃料混合物)所通过的翼型件。尽管示出三级，但是应当领会，可能存在更多或更少的级。
[0025]现在参照图2，更详细地示出代表喷嘴32或斗叶34中的任一个的翼型件36。该翼型件36包括从前缘40延伸至后缘区域42的主要部分38。该主要部分38由可以根据具体应用发生变化的基体材料形成。在一些实施例中，基体材料包括镍基、钴基、或铁基高温合金。主要部分38可以形成为等轴(equiaxed)定向凝固(direct1nally solidified, DS)、或单晶(SX)铸件，以承受其例如在燃气涡轮发动机内所经受的高温和应力。后缘区域42包括后缘区域后部宽度。
[0026]翼型件36还包括后缘补充结构46，该后缘补充结构46在接近后缘区域42的表面的位置处操作性地联接到主要部分38。如图所示，相对于主要部分38，后缘补充结构46逐渐变细成较细的更尖锐的端部，该尺寸在本说明书中被称为后缘补充结构后部宽度。
[0027]参照图3和图4，更详细地示出了根据第一实施例的主要部分38的后缘区域42和后缘补充结构46。在图示实施例中,后缘补充结构46包括低熔点高温合金材料,该低熔点高温合金材料包括高温合金基体以及低熔点钎焊合金粉末的混合物(在本说明书中被称为低熔点高温合金(LMS)片50)。LMS片50的示例性实施例是第一预先烧结预成形(PSP)结构。LMS片50包括颗粒的混合物，所述颗粒包括已在低于其熔点的温度下烧结在一起的第一合金和第二合金，以形成成团并且略微多孔的物质。粉末颗粒的合适的颗粒尺寸范围包括150目(mesh)，或者甚至325目或更小，以促进颗粒的快速烧结并且使LMS片50的孔隙度减小至大约10体积百分比或更小。
[0028]LMS片50的第一合金包括任何成分，例如与主要部分38的基体材料类似的一种成分，以促进LMS片50与主要部分38之间的共同物理性能。例如，在一些实施例中，第一合金和基体材料具有同样成分(即，它们属于相同材料类型)。在一些实施例中，第一合金包括镍基高温合金或钴基高温合金。在一些实施例中，第一合金的性能包括与基体材料的化学和冶金相容性，例如高疲劳强度、低开裂趋势、抗氧化性以及/或者可加工性。
[0029]第二合金也可以具有与主要部分38的基体材料类似的成分，但是还含有熔点抑制剂(melting point depressant),以促进第一合金和第二合金颗粒烧结并且使得LMS片50能够在低于基体材料熔点的温度下粘接(bonding)至主要部分38的后缘区域42。例如，在一些实施例中，熔点抑制剂包括硼、金、铜、磷、和/或硅。
[0030]LMS片50包括任何相对量的第一合金和第二合金，以足以提供足够的熔点抑制剂以保证第一合金和第二合金的颗粒的润湿并且彼此结合/粘结(例如，扩散/钎焊结合)和连接至翼型件36的主要部分38的后缘区域42。例如，在一些实施例中，第二合金包括LMS片50的至少大约10重量百分比。在一个实施例中，第二合金包括LMS片50的大约70重量百分比，其中第一合金包括LMS片50的大约30重量百分比，由此获得大约30:70的第一合金与第二合金的混合重量比。在另一个实施例中，采用大约40:60的第一合金与第二合金的混合重量比。
[0031]在图示实施例中，后缘补充结构46是具有彼此整体形成的第一部分52和第二部分54的单个部件。第一部分52和第二部分54均包括连接至主要部分38的后缘区域42的上游端部56。第一部分52和第二部分54还均包括彼此相交以形成翼型件36的尖锐顶点的下游端部58。后缘补充结构46的下游端部58的狭窄尖锐角使得翼型件36的后缘部分较薄，从而有效地降低气动堵塞，由此改进总体涡轮机系统性能。
[0032]后缘补充结构46的上述实施例被图示和描述成具有单个LMS片。然而，应当理解，多个LMS片可以被采用并且操作性地联接到主要部分38的后缘区域42。
[0033]无论所采用的LMS片的精确数量如何，片(多个片)都操作性地联接到主要部分38的后缘区域42。在一个实施例中，LMS片钎焊至后缘区域42。LMS片由被构造成钎焊至后缘区域42而无需施加焊料的材料形成。通过该方式，LMS片(多个LMS片)以在炉内与后缘区域42抵靠的方式定位在期望位置处，并且被加热至所需温度以有利于将LMS片钎焊至主要部分38。除了钎焊，能够构想，可以采用替换的联接技术，其中包括但不限于焊接、扩散连接或机械紧固。
[0034]参照图2、图5和图6，详细地示出了根据第二实施例的主要部分38的后缘区域42和后缘补充结构46。后缘补充结构46包括如在本说明书中足够详细地讨论的那些类似的材料和连接过程，使得采用类似的附图标记，其中省略了适当和重复的描述。在图示实施例中，后缘补充结构46包括在接近后缘区域42的位置处操作性地联接到主要部分38的基体材料的第一 LMS片60和第二 LMS片62。第一 LMS片60和第二 LMS片62均包括彼此相交以形成翼型件36的尖锐顶点的下游端部64。
[0035]参照图2、图7和图8，详细地示出了根据第三实施例的主要部分38的后缘区域42和后缘补充结构46。该后缘补充结构46包括与本说明书中参照上文所述的实施例所讨论的那些类似的材料和连接过程，使得采用类似的附图标记，其中省略了适当和重复的描述。
[0036]在图示实施例中，采用单个LMS结构或片，例如上文结合第一实施例所描述的第一 LMS片50。如图所示，第一 LMS片50在多个位置处连接至翼型件36的主要部分38的后缘区域42。具体而言，第一 LMS片50在上游端部56和下游端部58处连接至后缘区域42，其中第一 LMS片50的下游端部58连接至后缘区域42的下游点70。如图所示，可能存在额外的连接相交部并且下文将对其进行详细讨论。
[0037]现在参照图2至图8，为了提供对翼型件36的有效冷却，在主要部分38的后缘区域42内并且在整个后缘补充结构46中实施冷却装置80。主要部分38包括内部芯82，该内部芯82包括中空区域。内部芯82通过提供从冷却气流源(未示出)供给的冷却气流84而得以主动冷却。提供冷却气流84以冷却翼型件36的主要部分38。冷却装置80包括布置于后缘补充结构46中的至少一个(但是典型地多个)冷却通道86。多个冷却通道86流体联接内部芯82与内部区域88，该内部区域88由后缘补充结构46的一个或多个内表面89限定，并且冷却通道86被构造成沿翼型件36的弦向方向90引导冷却气流84。内部芯82包括后缘区域排气路径92，该后缘区域排气路径92被构造成沿翼型件36的展向方向94引导冷却气流84。在另一个实施例中，后缘区域排气路径92被构造成沿翼型件36的弦向方向90引导冷却气流84。在又个实施例中，后缘区域排气路径92被构造成沿弦向方向90和展向方向94的组合引导冷却气流84。
[0038]多个冷却通道86可以通过多种方式并且在整个制造过程中多个时间处形成。具体而言，多个冷却通道86可以在将后缘补充结构46联接到主要部分38之前或者在联接之后形成。
[0039]在将后缘补充结构46联接到主要部分38之前形成多个冷却通道86可以包括在形成LSM片(多个LSM片)本身期间在LMS片(多个LSM片)中形成具有消极影响(negative)的凹槽、槽等,使得LMS片在最终烧结之前仍然处于其柔韧的“生状态(greenstate) ”。可替换地，可以通过任何合适的材料去除操作来加工多个冷却通道86 ( S卩，从LMS片(多个LMS片)去除一些材料)，其中包括但不限于铣削、磨削、电火花线切割加工(EDM)、铣削EDM、切入EDM、电化学加工(ECM)、水射流开槽、激光开槽、或其组合。可替换地，或者结合上述实施例，多个冷却通道86可以操作性地联接到内部区域88或主要部分38，或者可以与该内部区域88或主要部分38整体形成。
[0040]在一个实施例中，至少一个(但是典型地多个)冷却特征96被布置成接近后缘区域42的内部区域88。多个冷却特征96可以有利于多个冷却通道86的形成，并且可以提供散热器以进一步冷却后缘区域42。如图7和图8中最佳示出的，多个冷却特征96可以呈销、扰流器、V形件或者其它的流操纵部件的形式。像多个冷却通道86的大体形成一样，多个冷却特征96可以操作性地联接到后缘区域42的一个或多个内表面89，或者与该一个或多个内表面89整体形成。在具有整体形成的冷却特征的实施例中，可以采用铸造或加工过程来形成后缘区域42中的冷却特征。
[0041]在采用机器去除过程来形成多个冷却通道86以及/或者多个冷却特征96的实施例中，能够构想，材料去除过程可以发生在将后缘补充结构46联接到主要部分38之前或这种联接之后。无论形成多个冷却通道86以及/或者多个冷却特征96的时间如何，冷却通道以及/或者冷却特征都与内部芯82流体连通。能够构想，上述实施例可以结合到各个涡轮机系统的新的或现有的翼型件中。
[0042]尽管已经仅结合数量有限的实施例对本发明进行了详细描述，但是应当易于理解，本发明并不限于这种所公开的实施例。相反，能够将本发明修改成结合到目前为止并未进行描述但是与本发明的精神和范围相当的任何数量的改型、变型、替代或等同布置。此夕卜，尽管已经对本发明的各个实施例进行了描述，但是应当理解，本发明的各个方面可以仅包括所描述的实施例中的一些。因此，本发明并不被视为受到以上描述的限制，而是仅仅通过所附权利要求的范围进行限定。
【权利要求】
1.一种翼型件，所述翼型件包括: 主要部分，所述主要部分由基体材料形成并且具有内部芯，所述内部芯包括中空区域； 所述主要部分的后缘区域； 后缘补充结构，所述后缘补充结构包括在接近所述后缘区域的位置处操作性地联接到所述基体材料的低熔点超合金； 至少一个冷却通道，所述至少一个冷却通道将所述主要部分的内部芯流体联接到所述后缘区域的内部区域；以及 后缘区域排气路径，所述后缘区域排气路径布置于所述内部区域中并且被构造成沿所述翼型件的展向方向引导冷却气流。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述后缘补充结构钎焊至所述后缘区域。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个冷却通道沿所述翼型件的展向方向引导冷却气流。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述低熔点超合金包括预先烧结预成形(PSP)材料。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述后缘补充结构包括彼此整体形成的第一部分和第二部分，所述第一部分和所述第二部分均具有连接至所述主要部分的后缘区域的上游端部。
6.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，所述第一部分和所述第二部分均包括彼此相交以形成所述翼型件的尖锐顶点的下游端部。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括布置于所述后缘区域的内部区域中的至少一个冷却特征。
8.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述后缘补充结构包括单个部件，所述单个部件具有连接至所述主要部分的后缘区域的下游点的下游端部。
9.根据权利要求8所述的翼型件，其特征在于，所述后缘补充结构连接至所述至少一个冷却特征。
10.一种燃气涡轮发动机,所述燃气涡轮发动机包括: 压缩机； 燃烧器组件； 涡轮机；以及 翼型件，所述翼型件布置于所述压缩机和所述涡轮机中的至少一个中，所述翼型件包括: 主要部分，所述主要部分由基体材料形成并且具有内部芯和后缘区域； 后缘补充结构，所述后缘补充结构包括在接近所述后缘区域的位置处操作性地联接到所述基体材料的低熔点超合金； 至少一个冷却通道，所述至少一个冷却通道将所述内部芯流体联接到所述后缘区域的内部区域；以及 后缘区域排气路径，所述后缘区域排气路径布置于所述内部区域中并且被构造成沿所述翼型件的展向方向引导冷却气流。
【文档编号】F01D9/02GK104343469SQ201410389307
【公开日】2015年2月11日 申请日期:2014年8月8日 优先权日:2013年8月9日
【发明者】K.R.柯特利, A.E.史密斯, D.E.施克 申请人:通用电气公司