具有无源变形结构的涡轮翼型件的制作方法

本发明大体涉及涡轮构件，并且更具体地，涉及用于在可变温度环境中使用的涡轮翼型件。

背景技术：

典型的燃气涡轮发动机包括涡轮机核心，涡轮机核心具有成连续流关系的高压压缩机、燃烧器和压力涡轮。核心可按已知的方式运行，以产生主气体流。取决于特定应用，发动机还可包括其它构件，诸如用于产生推力的风扇或增压机，或者用于驱动轴或螺旋桨的功率涡轮。

压缩机和涡轮两者包括一个或多个转子级，它们各自包括多个翼型件形叶片以及固定翼型件。这些翼型件典型地具有同质结构。例如它们可由金属合金坯段锻造而成，或者由熔融金属合金铸造而成。

关于现有涡轮发动机翼型件的一个问题在于，它们具有静态外表面形状或“固定几何构造”，这仅在一个特定气体流状况或“设计点”下是高效或有效的。虽然可变几何构造翼型件是已知的，但它们典型地在机械上是复杂的，而且需要操作者或自动化控制系统的干预。

关于固定几何构造涡轮发动机翼型件的另一个问题在于，它们在运行期间易受空气动力学应力、机械应力和热应力的影响，这可使它们的偏离静态形状，从而背离它们的预期效率或有效性。

技术实现要素：

至少一个上面提到的问题由结合了具有不同的热膨胀系数(“cte”)的多个区域的涡轮发动机翼型件解决。

根据本文公开的技术的一方面，涡轮发动机翼型件设备包括由沿着堆叠轴线排列的多个翼型件区段限定的翼型件，其在根部和末梢之间延伸，其中，翼型件区段中的彼此间隔开的至少两个具有不同的翼型件区段热膨胀属性。

根据本文公开的技术的另一方面，涡轮发动机翼型件设备包括翼型件，其在根部和末梢之间延伸，并且具有外表面，外表面包括凹形压力侧壁和凸形吸力侧壁，它们在前缘和后缘处连结在一起，其中，翼型件的翼型件区段热膨胀属性从根部到末梢是变化的。

技术方案1.一种涡轮发动机翼型件设备，包括由沿着堆叠轴线排列的多个翼型件区段限定的翼型件，所述翼型件在根部和末梢之间延伸，其中，所述翼型件区段中的彼此间隔开的至少两个具有不同的翼型件区段热膨胀属性。

技术方案2.根据技术方案1所述的设备，其特征在于，第一翼型件区段包括：

具有第一热膨胀系数的第一区域；

具有第二热膨胀系数的第二区域；以及

其中，所述第一区域和所述第二区域设置成以便使所述第一翼型件区段响应于温度变化而改变形状。

技术方案3.根据技术方案1所述的设备，其特征在于：

所述第一翼型件区段包括凹形压力侧壁和凸形吸力侧壁，它们在前缘和后缘处连结在一起；

所述第一区域沿着所述吸力侧壁延伸；以及

所述第二区域沿着所述压力侧壁延伸。

技术方案4.根据技术方案2所述的设备，其特征在于，所述设备进一步包括设置在所述第一区域和所述第二区域之间的过渡区。

技术方案5.根据技术方案4所述的设备，其特征在于，所述过渡区具有在所述第一热膨胀系数和所述第二热膨胀系数中间的热膨胀系数。

技术方案6.根据技术方案4所述的设备，其特征在于，所述过渡区具有的热膨胀系数是在所述过渡区的宽度上从匹配所述第一区域的热膨胀系数的组成调配到匹配所述第二区域的热膨胀系数的组成的梯度。

技术方案7.根据技术方案4所述的设备，其特征在于，所述过渡区由所述第一区域和所述第二区域的相互交迭的结构限定。

技术方案8.根据技术方案2所述的设备，其特征在于，第二翼型件区段包括：

具有第一热膨胀系数的第三区域；

具有第二热膨胀系数的第四区域；以及

其中，所述第三区域和所述第四区域设置成以便使所述第二翼型件区段响应于温度变化而改变形状。

技术方案9.根据技术方案8所述的设备，其特征在于：

所述第二翼型件区段包括凹形压力侧壁和凸形吸力侧壁，它们在前缘和后缘处连结在一起；

所述第三区域沿着所述吸力侧壁延伸；以及

所述第四区域沿着所述压力侧壁延伸。

技术方案10.根据技术方案1所述的设备，其特征在于，所述翼型件包括至少三个区域，各个区域具有与相邻区域不同的热膨胀系数。

技术方案11.根据技术方案1所述的设备，其特征在于，第一翼型件区段包括多个区域，所述多个区域构造成以便响应于温度变化而改变所述第一翼型件区段的弧度。

技术方案12.根据技术方案1所述的设备，其特征在于，第一翼型件区段包括多个区域，所述多个区域构造成以便响应于温度变化而改变所述第一翼型件区段的交错角。

技术方案13.根据技术方案1所述的设备，其特征在于，所述翼型件构造成响应于温度变化而改变其扭转度。

技术方案14.一种涡轮发动机翼型件设备，包括翼型件，所述翼型件沿翼展在根部和末梢之间延伸，并且具有外表面，所述外表面包括凹形压力侧壁和凸形吸力侧壁，它们在前缘和后缘处连结在一起，其中，所述翼型件的翼型件区段热膨胀属性从所述根部到所述末梢是变化的。

技术方案15.根据技术方案14所述的设备，其特征在于，所述翼型件包括沿着堆叠轴线排列的多个翼型件区段，其中，所述翼型件区段中的至少两个具有不同的翼型件区段热膨胀属性。

技术方案16.根据技术方案15所述的设备，其特征在于，至少两个翼型件区段包括：

具有第一热膨胀系数的第一区域；

具有第二热膨胀系数的第二区域；

其中，所述第一区域和所述第二区域设置成以便使所述第一翼型件区段响应于温度变化而改变形状。

技术方案17.根据技术方案1所述的设备，其特征在于，所述翼型件包括至少四个区域，各个区域具有与相邻区域不同的热膨胀系数。

技术方案18.根据技术方案1所述的设备，其特征在于，第一翼型件区段包括多个区域，所述多个区域构造成以便响应于温度变化而改变所述第一翼型件区段的弧度。

技术方案19.根据技术方案1所述的设备，其特征在于，第一翼型件区段包括多个区域，所述多个区域构造成以便响应于温度变化而改变所述第一翼型件区段的交错角。

技术方案20.根据技术方案1所述的设备，其特征在于，所述翼型件构造成响应于温度变化而改变其扭转度。

技术方案21.一种制造涡轮发动机翼型件的方法，包括：

使用添加式制造工艺来建造翼型件，所述翼型件沿翼展在根部和末梢之间延伸，并且具有外表面，所述外表面包括凹形压力侧壁和凸形吸力侧壁，它们在前缘和后缘处连结在一起，所述方法进一步包括选择性地将不同的材料定位在所述翼型件内，使得所述翼型件的翼型件区段热膨胀属性从所述根部到所述末梢是变化的。

技术方案22.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述翼型件包括沿着堆叠轴线排列的多个翼型件区段，其中，所述翼型件区段中的至少两个具有不同的翼型件区段热膨胀属性。

技术方案23.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述不同的材料包括具有不同的热膨胀系数的两种或更多种材料。

技术方案24.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述不同的材料包括两种或更多种金属合金。

附图说明

参照结合附图得到的以下描述，可最佳地理解本发明，其中：

图1是示例性压缩机叶片的示意性透视图；

图2是沿着图1的线2-2得到的截面；

图3是沿着图1的线3-3得到的截面；

图4是图2的截面的视图，它显示了翼型件区段的多个区域；

图5是图4的截面的视图，它显示了处于两个不同的运行状况的翼型件区段；

图6是备选翼型件区段的视图，它显示了翼型件区段的多个区域；

图7是图6的截面的视图，它显示了处于两个不同的运行状况的翼型件区段；

图8是翼型件的一部分的示意性截面图，翼型件包括两个区域，过渡区域设置在两个区域之间；

图9是翼型件的一部分的示意性截面图，翼型件包括两个区域，备选过渡区域设置在两个区域之间；以及

图10是翼型件的一部分的示意性截面图，翼型件包括两个区域，另一个备选过渡区域设置在两个区域之间。

部件列表

10叶片

12鸠尾件

14叶片柄部

16平台

18翼型件

20根部

22末梢

24压力侧壁

26吸力侧壁

28前缘

30后缘

32外表面

34轴线

36第一翼型件区段

38中翼展线

40第二翼型件区段

42弦线

44拱弧线

46第一区域

48第二区域

124侧壁

126侧壁

128前缘

130后缘

136翼型件区段

146第一区域

148第二区域

150第三区域

152中心部分

246区域

248区域

250过渡区

346区域

348区域

350过渡区

446区域

448区域

450过渡区

452互锁结构。

具体实施方式

参照附图，其中，相同参考标号在各种视图中表示相同元件，图1示出示例性压缩机叶片10。压缩机叶片10包括传统的鸠尾件12，它可具有任何适当的形式，鸠尾件12包括突起部，其接合转子盘(未显示)中的鸠尾件的互补突起部，以在盘在运行期间旋转时沿径向将叶片10固持到盘上。叶片柄部14从鸠尾件12沿径向向上延伸，并且在平台16中终止，平台16从柄部14沿侧向向外突出且包围柄部14。翼型件18大体从平台16沿径向向外延伸。翼型件具有在平台16和翼型件18处的会合部处的根部20，以及在其径向外端处的末梢22。翼型件18具有凹形压力侧壁24和凸形吸力侧壁26，它们在前缘28和后缘30处连结在一起。压力侧壁24和吸力侧壁26共同限定外表面32，外表面32面向外部环境。外表面32可采取适合在翼型件18由转子盘旋转时，对周围气体流施加流能的任何构造。

压缩机叶片10仅仅是可结合本文描述的无源变形的涡轮发动机翼型件的一个示例。其它类型的涡轮发动机翼型件的非限制性示例包括压缩机叶片(其为叶片盘或“整体叶盘”的一部分)、风扇或增压器翼型件、涡轮叶片和固定压缩机定子或涡轮导叶。

翼型件18的本体及其外表面32可构思成“成堆叠”的多个并排翼型件区段，它们沿着假想堆叠轴线34排列。例如，图2示出通过翼型件18的内侧部分(例如中翼展线38的内侧)得到的第一翼型件区段36。图3示出通过翼型件18的外侧部分(例如中翼展线38的外侧)得到的第二翼型件区段40。在图2和3中，假想弦线42沿直线从前缘28延伸到后缘30，并且假想中拱弧线44从前缘28延伸到后缘30，与压力侧壁24和吸力侧壁26等距。具有弯曲中拱弧线44的翼型件被称为“弧形的”，其具有表示较大的弧度的小曲率半径。在弦线42和轴向方向之间的角被称为翼型件18的交错角，在本文大体标为θ。

如图1中示出的那样，堆叠轴线34不必是直线(即，翼型件18可为“弓形”)，也不需要完全沿径向方向延伸(即，翼型件18可为“倾斜”或“弯曲”的)。实际上，这使得不同的翼型件区段在轴向-切向平面上相对于彼此偏移。不同的翼型件区段也可相对于彼此旋转。例如，可看到第一翼型件区段36相对于第二翼型件区段40旋转，从而产生分别具有不同的交错角θ1、θ2的两个区段。这个属性可称为“扭转”。

注意，如本文使用，用语“轴向”或“纵向”指的是平行于燃气涡轮发动机的旋转轴线的方向，它对应于在图1中标为“x”的方向，而“径向”则指的是垂直于轴向方向的方向，在图1中标为“z”，并且“切向”或“周向”指的是与轴向和切向方向相互垂直的方向，在图1中标为“y”。这些方向用语仅仅用来方便描述，并且不需要借此描述的结构有特定定向。

压缩机叶片10可由诸如金属合金或陶瓷材料的材料制成。包括这样的合金的所有材料响应于温度变化而膨胀或收缩。称为热膨胀系数或“cte”的材料属性使材料的大小变化(即，体积或线性尺寸)与温度变化相关。大体上，cte分别表示成αv=1/v(dv/dt)或αl=1/l(dl/dt)，其中，α代表cte，v代表体积，l代表长度，并且t代表温度。包括航空合金的大多数材料都具有正cte，这意味着当认为它们是同质质量(例如长方形固体)时，它们的尺寸随着温度的提高而增加。

翼型件18可构造成具有无源变形功能。如本文使用，用语“无源变形”指的是翼型件18在没有操作者或控制系统干预的情况下，以及在不使用促动器的情况下，响应于环境条件(例如气体流温度)而改变几何构造的能力。

无源变形功能可通过在翼型件18中选择性地使用具有不同cte的多个区域来体现。具有不同cte的这些区域在温度变化期间进行热机械相互作用会迫使翼型件18以期望方式偏转。

大体上，可通过提供具有不同cte的两个区域来实现无源变形，两个区域位于轴线的相对侧，期望沿着该轴线进行弯曲移动。例如可通过改变各个区域的材料组成(从而影响cte)，通过改变相对区域的质量，以及通过改变相对区域相对于轴线的距离，来调节变形力的确切特性。

参照图4描述一个可行示例。第一翼型件区段36包括第一区域46和第二区域48，它们位于中拱弧线44的相对侧。第一区域46邻接吸力侧壁26，基本沿整个弦从前缘28延伸到后缘30，并且具有第一cte。第二区域48邻接压力侧壁24，基本沿整个弦从前缘28延伸到后缘30，并且具有第二cte，它可不同于第一cte。翼型件区段36将经历不同的温度，其范围为周围温度(例如15℃/59℉)(当不运行时)到至少几百度(例如500℃/900℉)的运行温度(这时，涡轮叶片在设计运行状况下可经历较高的温度)。因此，两个区域46和48都将经历膨胀。图5示出第一翼型件区段36，以实线显示其静态形状，并且以虚线显示其变形后形状。如果第一区域46膨胀得比第二区域48更多，则翼型件18的弧度将倾向于在高温下增加(在图5中显示)。如果第二区域48膨胀得比第一区域46更多，则第一翼型件区段36的弧度将倾向于减小(未显示)。

图6示出参照备选翼型件区段136的另一个可行示例，其包括相对的压力侧壁124和吸力侧壁126，它们从前缘128延伸到后缘130。翼型件区段136包括第一区域146、第二区域148和第三区域150。第一区域146邻接吸力侧壁126，基本沿整个弦从前缘128延伸到后缘130，具有延伸通过翼型件136的整个厚度的中心部分152，并且具有第一cte。第二区域148邻接压力侧壁124，在弦的一部分上从前缘128延伸到中心部分152，并且具有第二cte，它可不同于第一cte。第三区域150邻接压力侧壁124，在弦的一部分上从中心部分152延伸到后缘130，并且具有第三cte，它可不同于第一cte。因此，所有三个区域146、148、150都将在高温下经历膨胀。图7示出翼型件区段136，以实线显示其静态形状，并且以虚线显示其变形后形状。例如，如果第二区域148膨胀得比第一区域146更多，并且第三区域150膨胀得没有第一区域146那么多，那么翼型件区段136的有效交错角将倾向于在高温下减小(在图7中显示)。如果第三区域150膨胀得比第一区域146和第二区域膨胀得更多，则翼型件区段136的交错角将倾向于减小(未显示)。

上面描述的区域和它们之间的边界可沿任何方向(例如径向、轴向、切向或者它们的组合)延伸通过翼型件18。因此，将理解的是，翼型件18的组成各种区域的部分可显著的具有径向范围。因而材料的特定邻近部分可在翼型件18的若干区段中限定若干区域。

在一些情况下，对邻接区域提供不同的cte可在两个区域之间产生不合需要的热机械应力。因此可在相邻区域之间提供过渡区，以减轻那些应力。

例如，如图8中显示的那样，过渡区250可体现为设置在两个区域246、248(类似于上面描述的区域)之间的离散区域，并且具有在两个区域246、248的不同cte中间的cte，

作为图9中显示的另一个示例，过渡区350可体现为设置在两个区域(类似于上面描述的区域)之间的区域，并且具有的组成是在过渡区350的宽度上从匹配第一区域346的cte的组成调配到匹配第二区域348的cte的组成的梯度。

作为图10中显示的另一个示例，过渡区450可体现为设置在两个区域446、448(类似于上面描述的区域)之间的区域，并且包括两个不同的cte区域446、448的机械互锁或交迭结构452。

上面描述的翼型件区段的整体热机械行为(例如翼型件区段36改变弧度的倾向，或者翼型件区段136改变交错角的倾向)可大体称为翼型件区段的“热膨胀属性”。

在一个实现中，翼型件18可结合沿着堆叠轴线34排列的若干个翼型件区段，其中，沿着堆叠轴线34彼此间隔开的两个或更多个翼型件区段具有彼此不同的热膨胀属性。

在一个实现中，翼型件18可结合沿着堆叠轴线34排列的若干个翼型件区段，其中，沿着堆叠轴线34彼此间隔开的两个或更多个翼型件区段各自包括具有不同cte的多个区域。

上面描述的无源变形原理的一个潜在用途是提供对抗倾向于使翼型件18改变而脱离其制造好的形状或设计意图的机械和空气动力学作用的抵销作用。例如，空气动力学负载可倾向于减小翼型件18的弧度；无源变形可用来对抗这个作用。

上面描述的无源变形原理的另一个潜在用途是提供“可变几何构造”功能，其中，翼型件18在低温下具有预定第一形状，并且在高温下具有预定第二形状。这么做是为了使翼型件的形状更好地匹配其运行状况。

上面描述的涡轮发动机翼型件尤其适合使用添加式制造方法来进行生产，因为不同的cte区域对于使用传统铸造、锻造或加工工艺来进行制造是不切实际的。

“添加式制造”是在本文用来描述涉及逐层构造或添加式制造(与传统加工工艺中的材料移除相反)的工艺的用语。这样的工艺也可称为“快速制造工艺”。添加式制造工艺包括(但不限于)：直接金属激光熔化(dmlm)、激光净形制造(lnsm)、电子束烧结、选择性激光烧结(sls)、诸如用喷墨打印机和激光打印机进行3d打印、立体平版印刷(sla)、电子束熔化(ebm)、激光工程化净成形(lens)和直接金属淀积(dmd)。

添加式建造工艺的示例如下。供应层增量的粉末(例如金属、有机或陶瓷或聚合物粉末)。作为示例，层增量可小到大约10微米(0.0003英寸)，并且可能更厚。使用诸如激光或电子束的直接能源来在粉末中熔化建造的构件的二维横截面。更具体地，定向能源发射射束，并且使用射束操纵设备来操纵射束或使射束以合适的型式扫描在暴露粉末表面上。暴露的粉末层被射束加热到允许其在顶层内熔化、流动且与任何前面凝固的下层固化在一起的温度。还可通过使用多个能量束来实现添加式制造系统中的固化。这些束可在焦点处会聚，以使得能够进行熔化/处理，或者以针对材料需要和行为而定制的方式不同步地燃烧，以使得能够制造结构。这个提供粉末然后定向能量熔化粉末的循环重复，直到整个构件完成为止。可通过在添加式制造工艺期间改变粉末的组成来改变构件的组成，以改变构件的层或区段。

前述已经描述了结合无源变形结构的涡轮翼型件。此说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征以及/或者这样公开的任何方法或工艺的所有步骤都可按任何组合结合，除了至少一些这样的结构和/或步骤相互排斥的组合。

此说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的各个特征可由用于相同、相等或相似目的的备选特征代替，除非另有明确的陈述。因而，除非另有明确的陈述，公开的各个特征仅仅是普通的一系列等效或相似特征的一个示例。

本发明不局限于前述实施例(一个或多个)的细节。本发明可扩展到此说明书(包括任何潜在的新颖点、摘要和附图)中公开的任何新颖的特征或者任何新颖的特征组合，或者这样公开的任何方法或工艺的任何新颖的步骤或任何新颖的步骤组合。