裂纹增长发展的原地燃气涡轮防止的制作方法

本主题大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及用于执行燃气涡轮发动机的内部构件的原地修理的系统及方法。

背景技术：

燃气涡轮发动机典型地包括涡轮机芯部，其具有成串流关系的高压压缩机、燃烧器和高压涡轮。芯部能够以已知方式操作来生成主气流。高压压缩机包括静止导叶的环形阵列("排")，其将进入发动机的空气引导到压缩机的下游旋转叶片中。一排压缩机导叶和一排压缩机叶片共同地构成压缩机的"级"。类似地，高压涡轮包括环形成排静止喷嘴导叶，其将离开燃烧器的气体引导到涡轮的下游旋转叶片中。一排喷嘴导叶和一排涡轮叶片共同地构成涡轮的"级"。典型地，压缩机和涡轮两者包括多个连续级。

燃气涡轮发动机，特别是飞行器发动机需要高度的定期维护。例如，定期维护通常计划成允许发动机的内部构件针对缺陷来检查并且随后修理。令人遗憾地，用于飞行器发动机的许多常规修理方法需要发动机从飞行器的机身除去并且随后部分地或完全地拆卸。就此而言，这些修理方法导致了与修理内部发动机构件相关联的时间和成本两者的显著增加。

因此，用于执行燃气涡轮发动机的内部构件的原地修理的系统和方法将是本技术内受欢迎的。

技术实现要素：

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本发明的实践学习。

大体上提供了一种用于远程地停止燃气涡轮发动机的构件中的裂纹的方法。在一个实施例中，该方法包括将附接于线缆输送系统的集成的修理界面插入在燃气涡轮发动机内；将末端定位成邻近于限定在构件上的表面上的缺陷；以及局部地加热缺陷的基部。

大体上还提供了一种用于夹持(clamp)限定在燃气涡轮发动机的构件的第一表面与第二表面之间的裂纹的方法。在一个实施例中，该方法包括将带附接在裂纹上方，使得带的第一端部附接于构件的第一表面，并且带的第二端部附接于构件的第二表面。

技术方案1.一种远程地停止燃气涡轮发动机的构件中的裂纹的方法，所述方法包括：

将附接于线缆输送系统的集成的修理界面插入在燃气涡轮发动机内；

将末端定位成邻近于限定在所述构件上的表面上的缺陷，其中所述缺陷限定基部；以及

局部地加热所述缺陷的所述基部。

技术方案2.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

将所述末端暂时地附接成邻近于限定在所述构件的所述表面内的所述缺陷。

技术方案3.根据技术方案2所述的方法，其特征在于，所述末端使用三脚夹、胶水或真空吸盘附接。

技术方案4.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

在局部地加热所述孔之前，将孔钻到所述缺陷的所述基部中。

技术方案5.根据技术方案4所述的方法，其特征在于，所述孔使用光纤激光钻机、喷水器、喷砂器、机械螺旋钻机或磨球来钻取。

技术方案6.根据技术方案4所述的方法，其特征在于，所述孔形成为所述缺陷的所述基部的尺寸的大约10%到大约50%。

技术方案7.根据技术方案4所述的方法，其特征在于，所述孔在期望位置以大约0.5mm或更小内的精度钻取。

技术方案8.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述构件包括金属合金，并且其中所述基部加热至大约1000℃到大约2000℃的温度。

技术方案9.根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述构件包括金属合金，并且其中所述基部加热至大约1800℃到大约2000℃的温度。

技术方案10.一种夹持限定在燃气涡轮发动机的构件的第一表面与第二表面之间的裂纹的方法，所述方法包括：

将带附接在所述裂纹上方，使得所述带的第一端部附接于所述构件的所述第一表面，并且所述带的第二端部附接于所述构件的所述第二表面。

技术方案11.根据技术方案10所述的方法，其特征在于，所述带具有大约250μm到大约3mm的厚度。

技术方案12.根据技术方案10所述的方法，其特征在于，所述带具有大约250μm到大约1.3mm的厚度。

技术方案13.根据技术方案10所述的方法，其特征在于，所述带的所述第一端部限定附接孔口，并且其中所述第一端部经由附接销附接于所述第一表面，并且进一步其中，所述带的所述第二端部限定附接孔口，并且其中所述第二端部经由附接销附接于所述第二表面。

技术方案14.根据技术方案10所述的方法，其特征在于，所述带的所述第一端部经由焊缝或硬钎焊附接来附接于所述第一表面，并且其中所述带的所述第二端部经由焊缝或硬钎焊附接来附接于所述第二表面。

技术方案15.根据技术方案10所述的方法，其特征在于，所述带的所述第一端部经由粘合剂附接于所述第一表面，并且其中所述带的所述第二端部经由粘合剂附接于所述第二表面。

技术方案16.根据技术方案10所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

将附接于线缆输送系统的集成的修理界面插入在燃气涡轮发动机内；

将末端定位成邻近于所述裂纹；以及

此后将所述带附接在所述裂纹上方。

技术方案17.根据技术方案16所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

在将所述末端定位成邻近于所述裂纹之后，将所述末端暂时地附接成邻近于所述裂纹；以及

此后将所述带附接在所述裂纹上方。

技术方案18.根据技术方案10所述的方法，其特征在于，所述带跨越所述构件的表面，以覆盖限定在所述表面内的受损点。

技术方案19.根据技术方案10所述的方法，其特征在于，所述带绕着所述构件的弯曲部分夹持。

技术方案20.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述带具有任一端上的共用附接点。

本发明的这些及其它的特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入在本说明书中并且构成本说明书的部分的附图示出了本发明的实施例，并且连同描述用于阐释本发明的原理。

附图说明

包括针对本领域技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开在参照附图的说明书中阐述，在该附图中：

图1示出了根据本主题的方面的可用于飞行器内的燃气涡轮发动机的一个实施例的截面视图；

图2示出了适合于用于图1中所示的燃气涡轮发动机内的涡轮的一个实施例的局部截面视图，特别示出了用于提供至涡轮的内部通路的发动机中限定的接近端口；

图3示出了适合于用于图1中所示的燃气涡轮发动机内的压缩机的一个实施例的局部截面视图，特别示出了用于提供至压缩机的内部通路的发动机中限定的接近端口；

图4示出了根据本主题的方面的用于执行燃气涡轮发动机的内部构件的原地修理的系统的一个实施例的简化视图，特别示出了插入穿过发动机的接近端口来接近内部构件的缺陷的修理工具；

图5示出了暂时地装固于翼型件的末端以便在其上执行原地修理的修理工具的局部视图；

图6示出了暂时地装固于燃气涡轮发动机的内部构件的表面以便在其上执行原地修理的修理工具的一个实施例的局部视图；

图7示出了暂时地装固于燃气涡轮发动机的内部构件的表面以便在缺陷内形成孔用于原地修理的修理工具的一个实施例的局部视图；

图8示出了根据图7的孔的形成之后的局部视图；

图9示出了暂时地装固于燃气涡轮发动机的内部构件的表面以便加热缺陷的基部用于原地修理的修理工具的一个实施例的局部视图；

图10示出了暂时地装固于燃气涡轮发动机的内部构件的表面以便将材料供应在缺陷内用于原地修理的修理工具的一个实施例的局部视图；

图11示出了根据本主题的方面的用于执行燃气涡轮发动机的内部构件的原地修理的系统的一个实施例的简化视图，特别示出了修理工具，其插入穿过发动机的接近端口以接近内部构件的缺陷并且将填充材料供应到构件上的缺陷中，以及

图12示出了跨越燃气涡轮发动机的内部构件的表面内的缺陷用于原地修理的带的一个实施例的局部视图。

本说明书和附图中的附图标记的重复使用旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。各个实例经由阐释本发明提供，而不限制本发明。实际上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，可在本发明中作出改型和变型，而不脱离本发明的范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的部分的特征可与另一个实施例一起使用以产生又一个实施例。因此，意图是，本发明覆盖归入所附权利要求和它们的等同物的范围内的此类改型和变型。

如本文中使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可以可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不旨在表示独立构件的位置或重要性。

用语"上游"和"下游"是指相对于流体通道中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体流自的方向，而"下游"是指流体流至的方向。

大体上，提供了用于执行燃气涡轮发动机的内部构件的原地修理的系统和方法。在若干实施例中，系统可包括修理工具，其构造成插入穿过燃气涡轮发动机的接近端口，以允许工具的修理末端或末端端部定位成邻近于发动机的内部构件的缺陷，如，裂纹、空隙、受损区域或限定可填充容积的任何其它缺陷。如将在下文所述，修理工具可构造成暂时地附接于构件的表面，允许在构件上执行精确工作。例如，修理工具可供应填充材料(固体或液体)、钻机、清洁剂、加热元件等。

例如，钻机可用于将孔钻到裂纹的基部中(例如，光纤激光钻机、喷水器、喷砂器、机械螺旋钻机、磨球等)。在其它实施例中，填充材料可从发动机外的位置供应至缺陷的内部位置，以允许由缺陷限定的可填充容积填充有填充材料。例如，在一个实施例中，修理工具可构造成将液体金属从发动机外部供应到缺陷的可填充容积中。液体金属接着可在容积内冷却和凝固，由此填入和修理缺陷。在另一个实施例中，修理工具可构造成将高速粉末颗粒从发动机外部供应到缺陷的可填充容积中。在冲击缺陷的表面时，高速喷射物可塑性地变形并且粘合于表面，由此填入可填充容积并且修理缺陷。

应当认识到的是，公开的系统和方法可大体上用于执行位于任何适合类型的燃气涡轮发动机(包括基于飞行器的涡轮发动机和陆基涡轮发动机)内的内部构件的原地修理，而不管发动机的当前组装状态(例如，完全或部分组装)。此外，关于飞行器发动机，应当认识到的是，本主题可在翼上或翼外实施。

现在参照附图，图1示出了根据本主题的方面的可用于飞行器内的燃气涡轮发动机10的一个实施例的截面视图，其中发动机10示为具有出于参考目的延伸穿过其的纵向或轴向中心线轴线12。大体上，发动机10可包括芯部燃气涡轮发动机(大体上由附图标记14指示)和定位在其上游的风扇区段16。芯部发动机14可大体上包括限定环形入口20的大致管状的外壳18。此外，外壳18还可包围和支承增压压缩机22，增压压缩机22用于将进入芯部发动机14的空气的压力增大到第一压力水平。高压多级轴流式压缩机24可接着从增压压缩机22接收加压空气，并且进一步增大此类空气的压力。离开高压压缩机24的加压空气可接着流至燃烧器26，燃料在燃烧器26内喷射到加压空气流中，其中所得的混合物在燃烧器26内燃烧。高能燃烧产物从燃烧器26沿发动机10的热气体路径引导至第一(高压)涡轮28用于经由第一(高压)传动轴30驱动高压压缩机24，并且接着引导至第二(低压)涡轮32，用于经由大体上与第一传动轴30同轴的第二(低压)传动轴34驱动增压压缩机22和风扇区段16。在驱动涡轮28和32中的各个之后，燃烧产物可从芯部发动机14经由排气喷嘴36排出来提供推进喷气推力。

此外，如图1中所示，发动机10的风扇区段16可大体上包括可旋转的轴流式风扇转子组件38，其构造成由环形风扇壳40包绕。本领域技术人员将认识到，风扇壳40可构造成关于芯部发动机14由多个大致沿径向延伸沿周向间隔的出口导叶42支承。就此而言，风扇壳40可包围风扇转子组件38和其对应的风扇转子叶片44。此外，风扇壳40的下游区段46可在芯部发动机14的外部分之上延伸，以便限定提供附加推进喷气推力的副或旁通空气流导管48。

应当认识到的是，在若干实施例中，第二(低压)传动轴34可直接地联接于风扇转子组件38，以提供直接传动构造。作为备选，第二传动轴34可经由减速装置37(例如，减速齿轮或变速箱)联接于风扇转子组件38，以提供间接传动或齿轮传动构造。此类(多个)减速装置还可按期望或要求设在发动机10内的任何其它适合的轴和/或转轴之间。

在发动机10的操作期间，应当认识到的是，初始空气流(由箭头50指示)可通过风扇壳40的相关联的入口52进入发动机10。空气流50接着穿过风扇叶片44，并且分成移动穿过导管48的第一压缩空气流(由箭头54指示)和进入增压压缩机22的第二压缩空气流(由箭头56指示)。第二压缩空气流56的压力接着增大，并且进入高压压缩机24(如由箭头58指示)。在与燃料混合并且在燃烧器26内燃烧之后，燃烧产物60离开燃烧器26，并且流过第一涡轮28。此后，燃烧产物60流过第二涡轮32，并且离开排气喷嘴36，以提供用于发动机10的推力。

燃气涡轮发动机10还可包括限定穿过其壳和/或框架用于提供至芯部发动机14的内部的通路的多个接近端口。例如，如图1中所示，发动机10可包括多个接近端口62(仅示出其中六个)，其限定穿过外壳18用于提供至压缩机22,24中的一个或两者的内部通路，和/或用于提供至涡轮28,32中的一个或两者的内部通路。在若干实施例中，接近端口62可沿芯部发动机14轴向地间隔开。例如，接近端口62可沿各个压缩机22,24和/或各个涡轮28,32沿轴向间隔开，使得至少一个接近端口62位于各个压缩机级和/或各个涡轮级处，用于提供至位于此类(多个)级处的内部构件的通路。此外，接近端口62还可围绕芯部发动机14沿周向间隔开。例如，多个接近端口62可围绕各个压缩机级和/或涡轮级沿周向间隔开。

应当认识到的是，尽管接近端口62在本文中大体上关于提供至压缩机22,24中的一个或两者的内部通路和/或提供至涡轮28,32中的一个或两者的内部通路来描述，但燃气涡轮发动机10可包括提供至发动机10的任何适合的内部位置的通路的接近端口62，如，通过包括提供燃烧器26和/或发动机10的任何其它适合的构件内的通路的接近端口62。

现在参照图2，示出了根据本主题的实施例的上文参照图1描述的第一(或高压)涡轮28的局部截面视图。如所示，第一涡轮28可包括第一级涡轮喷嘴66，以及紧接地位于喷嘴66下游的旋转涡轮叶片68(示出其中一个)的环形阵列。喷嘴66可大体上由环形流动通道限定，该环形流动通道包括多个沿径向延伸的圆形地间隔的喷嘴导叶70(示出其中一个)。导叶70可支承在一定数量的弓形外带72与弓形内带74之间。此外，沿周向间隔的涡轮叶片68可大体上构造成从转子盘(未示出)沿径向向外延伸，该转子盘绕着发动机10的中心线轴线12(图1)旋转。此外，涡轮护罩76可定位成紧接地邻近涡轮叶片68的径向外末端，以便限定沿发动机10的热气体路径流过涡轮28的燃烧产物60的外径向流动路径边界。

如上文指示的，涡轮28可大体上包括任何数量的涡轮级，其中各个级包括喷嘴导叶和随后的涡轮叶片68的环形阵列。例如，如图2中所示，涡轮28的第二级的喷嘴导叶78的环形阵列可紧接地位于涡轮28的第一级的涡轮叶片68的下游。

此外，如图2中所示，多个接近端口62可限定穿过涡轮壳和/或框架，其中各个接近端口62构造成提供在不同轴向位置处至涡轮28的内部的通路。具体而言，如上文指示的，在若干实施例中，接近端口62可沿轴向间隔开，使得各个接近端口62与涡轮28的不同级对准或者另外提供至涡轮28的不同级的内部通路。例如，如图2中所示，第一接近端口62a可限定穿过涡轮壳/框架，以提供至涡轮28的第一级的通路，而第二接近端口62b可限定穿过涡轮壳/框架，以提供至涡轮28的第二级的通路。

应当认识到的是，相似的接近端口62也可提供用于涡轮28的任何其它级和/或用于第二(或低压)涡轮32的任何涡轮级。还应当认识到的是，除图2中所示的沿轴向间隔的接近端口62之外，接近端口62还可设在不同的沿周向间隔的位置处。例如，在一个实施例中，多个沿周向间隔的接近端口可在各个涡轮级处限定穿过涡轮壳/框架，以提供在围绕涡轮级的多个周向位置处至涡轮28的内部通路。

现在参照图3，示出了根据本主题的实施例的上文参照图1描述的高压压缩机24的局部截面视图。如所示，压缩机24可包括多个压缩机级，其中各个级包括固定压缩机导叶80(其中仅一个示出用于各个级)的环形阵列和可旋转压缩机叶片82(其中仅一个示出用于各个级)的环形阵列两者。各排压缩机导叶80大体上构造成将流过压缩机24的空气引导至紧接在其下游的成排的压缩机叶片82。

此外，压缩机24可包括限定穿过压缩机壳/框架的多个接近端口62，其中各个接近端口62构造成提供在不同轴向位置处至压缩机24的内部的通路。具体而言，在若干实施例中，接近端口62可沿轴向间隔开，使得各个接近端口62与压缩机24的不同级对准或者另外提供至其的内部通路。例如，如图3中所示，示出了第一接近端口62a、第二接近端口62b、第三接近端口62c和第四接近端口62d，它们提供分别至压缩机24的四个连续级的通路。

应当认识到的是，类似的接近端口62也可提供用于压缩机24的其它级中的任一个和/或低压压缩机22的级中的任一个。还应当认识到的是，除图3中所示的沿轴向间隔的接近端口62之外，接近端口62还可设在不同的沿周向间隔的位置处。例如，在一个实施例中，多个沿周向间隔的接近端口可在各个压缩机级处限定穿过压缩机壳/框架，以提供在围绕压缩机级的多个周向位置处至压缩机24的内部通路。

现在参照图4，示出了根据本主题的方面的用于执行燃气涡轮发动机10的内部构件的原地修理的系统100的一个实施例的简化视图。如所示，系统100可包括修理工具102，其构造成插入穿过燃气涡轮发动机10的接近端口62，如，上文参照图1-3所述的接近端口62中的任一个，以允许原地修理程序在发动机10的(多个)内部构件(由虚线104指示)上执行。

大体上，修理工具102可对应于任何适合的(多个)工具和/或(多个)构件，其可插入穿过燃气涡轮发动机10的接近端口62，并且附接到构件104的表面105上以在其上执行精确工作。例如，附接机构135可暂时地附接到表面105上，以使工具102可在修理的(多个)内部发动机构件104(例如，(多个)涡轮叶片)的识别的缺陷106处或附近执行工作。就此而言，修理工具102可暂时地附接于表面105，以便允许缺陷106处的精确工作(例如，具有大约0.5mm或更小(如，大约0.25mm或更小)内的精度)。如图4中大体上所示，导管110附接于工作头122，其包括能够经由控制器114(例如，计算机或其它可编程机器)控制的工作机构124。

在一个实施例中，附接机构135可为用于具有已知形状和/或尺寸的构件104的三脚夹。如图5中所示，构件104为具有已知形状和尺寸的翼型件末端200(例如，喷嘴和/或叶片)。在其它实施例中，构件104可为翼型件的后缘和/或前缘。附接机构135包括将修理工具102附接到表面105上的多个夹臂150。夹臂150到末端200的边缘上聚到一起，直到修理工具102装固到末端200上。在所示实施例中，三个夹臂150包括在附接机构135中，但可使用任何适合数量的夹臂150(例如，三个或更多个夹臂)。

在另一个实施例中，附接机构135可为附接到修理工具102上的吸盘。如图6中所示，附接机构135包括将修理工具102附接到表面105上的吸盘160。在一个实施例中，真空可施加在吸盘160内以将修理工具102保持到表面上就位。吸盘160可由可形成与表面105的吸力附接的可变形的不透空气的材料(例如，橡胶材料)构成。尽管示为具有一个吸盘160，但任何数量的吸盘可用于将修理工具102装固到表面105上。在又一个实施例中，粘合剂可用于将修理工具102装固到表面105上，如，热熔粘合剂、环氧树脂材料等。接着，粘合剂材料可熔化来从表面105除去修理工具102。

通过附接机构135，修理工具102的位置可被精确地控制并且暂时装固就位，这允许执行精确工作。在一个实施例中，工作头122定位并且装固成邻近于修理的(多个)内部发动机构件104(例如，(多个)涡轮叶片)的识别的缺陷106。例如，如图4中具体所示，缺陷106对应于沿构件104的外部形成的裂纹、空隙或其它缺陷区域，其关于裂纹、空隙或其它缺陷区域的基部107限定开放或可填充的容积108。

如图5-9中所示，工作头122包括构造用于解决缺陷106的工作机构124。在图6-7的实施例中，工作机构124可包括钻孔构件125，如，光纤激光钻机、喷水器、喷砂器、机械螺旋钻机、磨球等，其定向至构件104的表面105中的缺陷106的基部107。参照图8，钻孔构件125可用于形成缺陷106的基部107内(例如，从构件104内的表面105的最深点处)的精确孔109。在一个实施例中，孔109可形成为缺陷106的基部107的尺寸的大约10%到大约50%。例如，孔109可具有大约0.1mm到大约3.25mm的孔尺寸(即，与缺陷106处的表面105垂直或相切的平面中的平均直径)。精确孔109可通过形成基部107处的更柔性的接头来有效地停止缺陷106传播穿过构件104。

作为备选或此外，如图9中所示，工作头122可包括加热构件127来局部地加热缺陷106的基部。例如，如图9中所示，加热构件127可将热能(如箭头129表示)引导至构架104的表面105中的缺陷106的基部107。加热构件127可加热缺陷106的基部107内(例如，从构件104内的表面105的最深点处)的精确焊缝(weld)111，以有效地停止缺陷106传播穿过构件104。

例如，基部107可加热至大约1000℃到大约2000℃(例如，大约1800℃到大约2000℃)的温度，特别是在构件104由金属合金或超级合金如镍基合金、铬基合金等构成的情况下。

在一个实施例中，工作头122可用于清洁构件104的表面105上的区域。例如，工作头122可将清洁剂供应至构件104的表面105，如，通过喷水、喷砂、化学喷雾等。

在另一个实施例中，填充材料可经由修理工具102供应至缺陷的位置，使得可填充容积108可填入有填充材料，由此修理缺陷106。在若干实施例中，修理工具102可构造成将液体金属供应在燃气涡轮发动机10的内部内作为填充材料。例如，液体金属可经由修理工具102从燃气涡轮发动机10外的位置运输至发动机10内的位置，以允许液体金属喷射或以其它方式引导到由缺陷106限定的可填充容积108中。液体金属接着可在金属冷却时在可填充容积108内凝固。

应当认识到的是，液体金属可大体上对应于任何适合的金属材料。例如，在一个实施例中，液体金属可对应于修理的内部构件104的母体金属材料。在其它实施例中，液体金属可对应于适合于用作燃气涡轮发动机10内的修理材料的任何其它金属材料。

如图4的所示实施例中所示，修理工具102可包括高温导管110，用于将液体金属从发动机10外运输至缺陷106的位置。具体而言，如图4中所示，高温导管110可在位于燃气涡轮发动机10内的工作头122与位于发动机10外的材料供应端114之间纵向地延伸。工具102的末端端部可大体上定位成邻近于缺陷106的位置，用于将液体金属引导到可填充容积108中。此外，工具102的金属供应端114可大体上构造成接收来自液体金属源的液体金属。例如，如图10和11中所示，容纳在位于燃气涡轮发动机10外的熔炉(或其它适合的液体金属源)内的液体金属可供应至工具102的材料供应端114。接收在材料供应端114处的液体金属接着可引导穿过高温导管110至工具102的末端端部，以允许液体金属输送至缺陷106的位置。

应当认识到的是，高温导管110可大体上由允许导管110用作用于液体金属的流体输送器件的任何适合的高温材料形成。例如，在若干实施例中，高温导管110可由能够耐受高于供应至缺陷106的金属的熔化温度的温度的陶瓷材料形成。然而，在其它实施例中，导管110可由任何其它适合的高温材料形成。

此外，如图10和11中具体所示，修理工具102可包括提供成与高温导管110操作关联的一个或更多个加热元件(由虚线120指示)。大体上，(多个)加热元件120可构造成在液体金属供应穿过导管110时在高温导管110内生成热，以便将金属保持在其液态中。例如，在一个实施例中，(多个)加热元件120可对应于(多个)电阻加热元件，如，一条或更多条电阻丝，其集成到导管110的壁中或并入在其内。然而，在另一个实施例中，(多个)加热元件120可对应于任何其它适合的(多个)热生成装置和/或(多个)构件，其可用于提供导管110内的加热，以便使液体金属的温度保持在其熔化温度处或高于其熔化温度。

在一个实施例中，修理工具102包括光学探头130，其邻近于工作头122并且构造成与修理工具102相关联使用。例如，如图4中所示，光学探头130对应于构造成与修理工具102组合使用用于修理缺陷106的单独的构件。然而，在其它实施例中，光学探头130可联接于修理工具102或集成在其内。此外，如图4中所示，光学探头130插入穿过与修理工具102相同的接近端口62。然而，在其它实施例中，探头130可插入到与修理工具102不同的接近端口62中，如，定位成邻近于修理工具102插入在其内的接近端口62的接近端口62。

大体上，光学探头130可对应于允许捕获或以其它方式获得发动机10的内部的图像的任何适合的光学装置。例如，在若干实施例中，光学探头130可对应于允许通过接近端口62观看燃气涡轮发动机10的内部的管道镜、内窥镜(videoscope)、纤维镜或本领域中已知的任何其它类似的光学装置。在此类实施例中，光学探头130可包括一个或更多个光学元件(由虚线框132示意性指示)，如，一个或更多个光学透镜、光纤、图像捕获装置、线缆和/或类似物，用于在探头130的末端134处获得发动机10的内部的视图或图像，和用于从探头末端134沿探头130的长度传输或中继此类图像至发动机10的外部，用于由在(多个)内部构件104上执行修理程序的人员观看。此外，探头130可包括光源(由虚线框136指示)，其定位在探头末端134处或邻近于其，以提供发动机10的内部内的照明。

如图4和11中所示，光学探头130还可包括铰接组件138，其允许探头末端134的定向在燃气涡轮发动机10的内部内调整。例如，铰接组件138可允许探头末端134绕着单条轴线或多条轴线旋转或枢转，以调整末端134关于探头130的其余部分的定向。应当认识到的是，铰接组件138可大体上具有任何适合的构造，并且/或者可包括允许调整探头末端134关于探头130的其余部分的定向的任何适合的构件。例如，在一个实施例中，多个铰接线缆140可联接在探头末端134与一个或更多个铰接马达142之间。在此类实施例中，通过经由(多个)马达142调整线缆140的张力，探头末端134可再定向在燃气涡轮发动机10内。

在一个特定实施例中，铰接组件138还控制附接机构135，以便暂时地附接于构件104的表面105，以便在其上执行期望的工作。

在又一个实施例中，如图12中大体上描绘的，带300可附接到缺陷106的相对表面上。如所示，带300横越缺陷106，使得第一端部304附接于第一表面105a，并且第二端部306附接于第二表面105b。如所示，带300的各端304,306限定附接孔口301，允许附接销302(例如，铆钉、螺钉、螺栓等)将带300的端部304,306装固到相应表面105a,105b上。作为备选，粘合剂和/或焊缝可用于将带300的端部304,306附接于相应的表面105a,105b。在某些实施例中，图1-11中所示的集成的修理界面可被使用，并且将带300精确地附接在缺陷106上方。

大体上提供了用于执行燃气涡轮发动机的内部构件的原地修理的方法。大体上，本文中关于上文参照图1-12所述的燃气涡轮发动机10和系统100来论述方法。然而，本领域技术人员将认识到的是，公开的方法可大体上以具有任何其它适合的发动机构造的燃气涡轮发动机和/或以具有任何其它适合的系统构造的系统来实施。此外，尽管为了论述目的以特定顺序论述了方法，但本文中论述的方法不限于任何特定的顺序或布置。使用本文中提供的公开的本领域技术人员将认识到，本文中公开的方法的各种步骤可以以各种方式省略、重排、组合和/或改变，而不脱离本公开的范围。

该方法可包括将修理工具插入穿过燃气涡轮发动机的接近端口，使得工具包括定位在发动机内的末端端部；将末端定位成邻近于构件的表面内的缺陷(例如，裂纹或其它受损点)；以及将末端暂时地附接成邻近于缺陷以允许执行精确工作。例如，如上文指示的，该方法可包括将修理工具的末端端部定位成邻近于燃气涡轮发动机的内部构件的缺陷。如上文指示的，例如，缺陷106可对应于燃气涡轮发动机10的内部构件104的裂纹、空隙或其它缺陷区域。

此外，该方法可包括通过将修理工具的末端端部暂时地附接于构件的表面来使用修理工具执行精确修理工作(例如，钻孔、清洁、加热、供应液体金属、装固带等)。

该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。