涡轮翼型部到护罩的附接方法 |
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| 申请号 | CN201280044937.8 | 申请日 | 2012-07-02 | 公开(公告)号 | CN104039477B | 公开(公告)日 | 2016-06-29 |
| 申请人 | 西门子能源有限公司; | 发明人 | 克里斯蒂安·X·坎贝尔; 阿南德·A·库尔卡尼; 阿利斯特·W·詹姆斯; 布赖恩·J·韦塞尔; 保罗·J·吉尔; | ||||
| 摘要 | 在端部部分上形成短效材料（56）的涂层后将平台（50）双铸至 涡轮 翼型 部（31）的端部部分（42）上。在双铸平台后，将涂层溶解并去除以消除翼型部与平台之间的差异热收缩应 力 。涂层的厚度围绕端部部分与局部差异工艺收缩的变化量成比例地变化。涂层可以沿平行于翼型部的弦线（41）或者平行于平台的中间平台长度（80）的两个相反方向被 喷涂 （76A，76B）到端部部分上，以沿着翼型部的吸力侧（36）从前缘（32）到 后缘 （34）形成厚度渐缩的相应层。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种将平台双铸到涡轮翼型部的端部部分上的方法，包括以下步骤： |
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| 说明书全文 | 涡轮翼型部到护罩的附接方法[0001] 相关申请交叉引用 [0002] 本申请是于2010年4月1日提交的美国申请No.12/752,460(律师案卷号No.2010P03694US)的部分延续并且要求该美国申请的优先权。 技术领域[0005] 本发明涉及一种用于将涡旋机翼型部附接至护罩平台的机构和方法，具体地涉及将护罩平台双铸至涡轮翼型部上。 背景技术[0006] 双铸是两步骤处理工序，通过该两步骤处理工序，先铸造部件的一个区段，随后在第二铸造操作中将第二区段铸造到第一区段上。双铸已经在燃气涡轮发动机的导叶环和动叶的制造中被利用。可以为双铸设计超出整体铸件的可铸造性的限制的复杂形状，并且每个区段可以具有特定的材料特性。在需要的情况下可以选择性地使用诸如单晶之类的昂贵材料和方法，从而降低总成本。 [0007] 导叶环是安装在径向内护罩环与外护罩环之间的圆形排列的径向定向的静止导叶翼型部。可以首先铸造导叶翼型部，随后将导叶翼型部放置在模具中，在模具中内护罩环和外护罩环被分别地双铸至翼型部的内端部和外端部上。导叶环可以分段地制造。可以将一个或者多个导叶铸造至内护罩区段和/或外护罩区段中以形成导叶环区段。在导叶的端部上的护罩区段称为平台。 [0008] 在导叶翼型部与平台之间不会形成冶金结合。在翼型部的表面上形成防止平台的熔融金属结合至翼型部的表面的氧化层。这可以被克服以便形成结合。然而，在导叶/平台界面中已经使用无需结合的互锁几何形状来形成仅机械互连。 [0009] 在大型燃气涡轮中，差异热膨胀(DTE)在导叶翼型部与护罩之间产生应力。设置空隙以适应DTE会导致缺乏连接稳定性、应力集中、高温气体吸入、以及冷却空气泄露至来自导叶和护罩中的气室和通道的工作气体流。附图说明 [0010] 参照附图在下面的描述中对本发明进行阐释，附图示出以下内容： [0011] 图1示意性示出了以轴线为中心的现有技术导叶环。 [0012] 图2是根据本发明的各方面的导叶翼型部的局部立体图。 [0013] 图3是沿图2的线3-3截取的包括有部分护罩平台的截面图。 [0014] 图4是在导叶的端部部分上双铸平台的阶段的截面图，其中，平台为熔融的。 [0015] 图5是双铸阶段的截面图，其中平台已固化且收缩并且短效材料已被移除。 [0016] 图6以剖面示出了带有导叶的平台的局部平面图。 [0017] 图7示出了沿图6的线7-7截取的截面图。 [0018] 图8示出了根据本发明的各方面的喷涂工序。 [0019] 图9示出了在大弯度翼型上的喷涂工序。 具体实施方式[0020] 本发明提供一种导叶与双铸平台之间的接头，该接头适应差异热膨胀，同时使连接稳定性最大化而使应力集中和冷却剂泄漏最小化。 [0021] 图1示出了在涡轮中定中心在轴线21上的现有技术的静止导叶22的环20。每个导叶22是具有第一端29和第二端30的翼型部。导叶径向地23跨接在内护罩区段或者平台24与外护罩区段或者平台25之间。文中“径向地”表示垂直于轴线21。平台24、25可以附接至相应的内环结构部26和外环结构部27，内环结构部26和外环结构部27可以是支撑环和/或冷却空气气室结构。每对导叶22之间是工作气体流通道28。在燃气涡轮机中，导叶22将燃烧气体流对着未示出的相邻的下游旋转动叶环引导。对于每对内/外平台24、25，各个导叶区段传统上铸造有一个或者更多个翼型部以形成有时所称的嘴。对于大型工业燃气涡轮导叶，易于铸造的合金(例如钴基合金ECY-768)可以铸造成每个导叶区段有两个或者三个翼型部，而较难以铸造的合金(例如，诸如IN939和CM247LC之类的镍基超合金)则被限制为单翼型部导叶区段。 [0022] 图2和图3示出了根据本发明的实施方式的涡轮翼型部31的一部分。涡轮翼型部31具有前缘32和后缘34、压力侧36和吸力侧38、端部43以及端部部分42，端部部分42具有渐缩部44和脊状部46，脊状部46具有近侧66和远侧67。脊状部46可以沿着压力侧、前缘、吸力侧以及后缘连续地或者不连续地围绕翼型部。径向翼展尺寸40定义为沿着翼型部的长度。翼弦方向尺寸41定义为在前缘32与后缘34之间，并且在考虑到连接的情况下可以认为是平行于工作气体围堵表面51。 [0023] 突出部48可以从端部部分42的压力侧和/或吸力侧伸出以用于与相关联的导叶平台协作，从而在翼弦方向尺寸上限定平台的差异膨胀和收缩的起始点。突出部48可以位于例如翼弦中间位置或者如在图6中示出的位于最大翼型部厚度位置。翼型部31的相反端(未示出)可以使用与示出的端部部分42相同的连接类型，或者其可以使用不同的连接类型。在翼型部中可以设置冷却室49。 [0024] 图3是沿图2的线3-3截取的截面图。双铸平台50具有工作气体围堵表面51和保持翼型部31的端部部分42的颈套部分52。双铸平台50可以具有冷却空气气室54。脊状部46具有接触颈套52中的围绕脊状部46的双铸凹槽的近侧53的近侧66。在凹槽中在脊状部46的下方设置有空隙55，用于翼型部的翼展方向的差异膨胀。脊状部46可以具有与邻近的锥角44对齐的顶表面47。 [0025] 锥角44可以绕翼型部变化以适应在绕翼型部的弯曲的不同点处的平台50和颈套52的差异收缩的变化量。压力侧36上的锥角可以比吸力侧上的锥角小以便均衡各个接触表面上的压力。在示例性的工程模型中，发现压力侧上3至5度的锥角以及吸力侧上比压力侧锥角大50％是有利的，例如，压力侧上4度并且吸力侧上6度。最佳的角度取决于翼型部形状。 [0026] 图4示出了在模具58中进行双铸的阶段，其中平台50材料是熔融的。模具材料可以封装翼型部端部部分42。翼型部31可以填充有短效(fugitive)陶瓷芯59以阻挡熔融合金进入冷却室。将翼型部的渐缩端部42放置在模具58中。模具可以具有将翼型部的端部43装配至在图5中最佳示出的给定深度63的定位凹部60。例如，该深度可以等于空隙55。在将翼型部放置在模具中之前，如示出的，可以将短效材料层56施加至脊状部46的近侧66。 [0027] 图5示出了平台50已固化且被进一步冷却后的双铸阶段。平台50在冷却时收缩62。翼型部31由于双铸期间的温差因而比平台收缩小。向模具58中灌入或者注入熔融金属。翼型部在双铸期间保持比平台更冷。鉴于这点，冷却引起差异收缩从而使颈套52缩小至翼型部的渐缩的端部部分42上。由于渐缩部44的反向楔入效应，这在图中向上推动64翼型部，或者相对于翼型部向近侧推动64翼型部。锥角应当足够大以克服接触表面之间的大接触摩擦使得允许滑动。 [0028] 图6以剖面示出了带有导叶31的平台50的局部平面图。在前缘32和/或后缘34处可以设置应力消除槽口70、72以在铸造期间适应平台收缩和在操作期间适应翼型部膨胀。这些槽口70、72可以用诸如通过料浆或者喷涂工艺沉积的、铸造后可以以化学方法滤除的氧化铝或者氧化硅或者铝硅酸盐(莫来石)涂层之类的短效材料形成。其可以是脊状部46上的短效材料56的延续。淋滤(leaching)化学物可以经由应力消除槽口70、72到达脊状部46上的短效材料。槽口70、72可以如在图7中看到的在整个渐缩的端部部分上延伸。槽口70、72可以沿相应的前翼弦方向及后翼弦方向延伸。 [0029] 图7示出了沿图6的线7-7截取的截面图，示出了在渐缩的端部部分42的前缘上使用短效材料56形成前缘应力消除槽口70的双铸阶段。在工作温度范围内和差异热膨胀状况下，应力消除槽口70、72，翼展方向空隙55、和变化的锥角44的组合对连接提供了大致均匀地分布的接触压力。这种连接允许有限范围的相对移动，沿着接触表面保持气封，使振动最小化，使应力集中最小化，并且为导叶环组件的刚度和稳定性提供了足够的接触面积和压力。 [0030] 图8示出了用于使用选择性地应用的短效材料来形成具有受控尺寸的间隙以便抵消在将平台双铸至翼型部上的过程中的差异工艺收缩的影响的方法。由于平台绕该翼型部被铸造，因此平台会从比翼型部更高的温度被冷却，从而引起差异收缩，该差异收缩沿着平台的最长轴向长度最大。该最长的轴向长度是部件冷却时的最大收缩的方向。根据本发明的实施方式的方法绕在上面双铸平台的翼型部的选定部分提供精确地定尺寸的短效材料层。由于平台在冷却期间相对于翼型部收缩，因此短效材料会压碎，这提供了适应差异收缩的空间。此外，短效材料可以在冷却期间和/或在冷却后被滤除，从而减小了和控制了在双铸操作后处于冷却温度下的部件中的残余应力。 [0031] 再一次参照图8，在翼型端部部分42上施加可变厚度的短效材料56的涂层。由于平台50在该阶段不存在，因此平台50示出为虚线。可以在计算机控制下移动一个或者更多个喷嘴74以实现希望的涂层厚度轮廓。喷涂76A、76B可以被控制成形成厚度与距翼型部端部部分42的几何中心78的距离成比例地变化的涂层56。替代性地，涂层可以通过将喷涂76A、76B在如示出的相应朝内的两个相反方向上平行于平台的中间平台长度80或者平行于弦线 41导引来形成。由于根据翼型部和平台的几何形状，压力侧36可能接受到很少或者接受不到来自差异工艺收缩的压缩，因此涂层可能被限制于前缘32、后缘34和吸力侧38。 [0032] 可选择地，喷涂76A、76B可以如示出的校准成可以在移动喷嘴或者不移动喷嘴的情况下产生希望的涂层轮廓。可以借助现有技术中已知的任何手段来实现校准，因此不在此进行描述。在US专利5,573,682中发现示例。 [0033] 在进行涂层后，平台50被双铸至翼型部端部部分42上，并且随后翼型部端部部分42和平台50被冷却至常温(common temperature)。这引起了差异工艺收缩，其中，平台从比翼型部端部部分的双铸温度高的固化温度冷却。由于部件中的残余应力增加，在一些实施方式中短效材料56会压碎，从而消除一些应力。另外，短效材料可以被溶解或者以其他方式被移除，从而也消除至少一部分的残余应力。短效涂层56的厚度轮廓在沉积期间经过设计和控制从而使得在其移除后有效地在常温下在平台50与翼型部端部部分42之间提供具有预定压缩预载分布或者接触中具有预定百分比的对置表面的对接。例如，在翼型部和平台的常温下或者在工作温度范围内——诸如，在1000℃至1500℃——在翼型部端部部分42的前缘32、后缘36和吸力侧38上，最大预载可能在最小预载的130％内。要理解的是，对于翼型部与护罩之间的双铸接头而言，可能希望的是，在常温和工作温度下在翼型部与护罩之间没有留下间隙以便防止在燃气涡轮发动机中的部件的使用期间工作流体从翼型部与护罩通过。然而，在没有过多的机械负载的情况下可能希望有一些间隙以适应差异收缩。因此，在一些实施方式中，翼型部和护罩的对置的邻接表面可以接触少于100％而大于50％。尽管一些接触和残余应力在翼型部与护罩之间可能是希望的，但本发明允许该应力被减小并控制为希望的值。 [0034] 图9示出了大弯度涡轮翼型部的端部部分42和平台50的简图，示出了精确确定涂层厚度轮廓的另一种方式。涂层56在厚度方面可以与垂直于中间平台长度80的最近端的平面82的接近度成比例地变化。由于根据翼型部和平台的几何形状，压力侧36可能接受到很少或者接受不到来自差异工艺收缩的压缩，因此涂层可能被限制于前缘32、后缘34和吸力侧38。 [0035] 氧化铝或者铝硅酸盐基材料是用于短效涂层的示例的材料类型。这种材料与用于燃气涡轮部件的典型金属合金材料化学相容，因此即使在翼型部/护罩接头中留有少量的短效材料，这种材料对制成品也没有危害。喷涂工序可以通过已知的热喷涂技术——诸如，空气等离子喷涂或者低压等离子喷涂、高速氧-燃料喷涂——化学气相沉积、或者物理气相沉积之类的来执行，并且在一个实施方式中可以控制至厚度为±50微米的希望厚度轮廓。可以将短效材料56的孔隙度控制为希望的值或者范围以利于材料在部件于双铸后冷却时的压碎。可以交替地使用诸如陶瓷料浆涂层或者模制之类的非喷涂方法。在一些实施方式中优选定向喷涂方法以便通过喷涂定向形成涂层厚度轮廓。得到的接头可以如文中描述的具有机械互锁而没有冶金结合。 [0036] 如果平台在使用期间被损坏，使用双铸能够实现较低成本的维修。平台可以被切掉从而保存了价值高的翼型部，随后可以将新的替换平台双铸至翼型部上。双铸允许部件被设计得超出整体可铸造性的实际限制；提高了铸造成品率，允许翼型部和平台被形成为具有各自不同的特殊性能，并且允许选择性地使用诸如单晶预制件之类的昂贵的材料和方法。 [0037] 虽然文中已示出和描述了本发明的多种实施方式，但是明显的是这些实施方式仅作为示例提供。在不偏离文中本发明的情况下可以进行多种变型、改变和替换。因此，希望本发明仅由所附权利要求的精神和范围限定。 |
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