叶片护罩修补
专利汇可以提供叶片护罩修补专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种用于修复 涡轮 发动机 叶片 的方法，它包括从叶片的OD护罩上的磨损/损坏 位置 除去材料，将额外的材料 激光熔覆 到所述位置，然后机加工额外的材料以修复护罩。，下面是叶片护罩修补专利的具体信息内容。
1.一种用于处理具有OD护罩的涡轮发动机叶片的方法，它包 括：
从所述叶片的OD护罩的预定部分除去材料；
将额外的材料激光熔覆到所述部分上；和
加工所述额外的材料的至少一些。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于：
所述部分是所述护罩的扰流器的前沿侧。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于：
所述部分是所述叶片的翼型的压力侧。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于：
所述部分是没有达到所述扰流器的角部。
5.如权利要求3所述的方法，其特征在于：
所述部分是不包括所述前沿侧的前边缘的大部分长度的角部。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于：
所述部分是所述护罩的扰流器的后沿侧。
7.如权利要求6所述的方法，其特征在于：
所述部分是所述叶片的翼型的吸力侧。
8.如权利要求1所述的方法，其特征在于：
所述叶片是HPT第一级叶片。
9.如权利要求1所述的方法，其特征在于：
所述激光熔覆将3-7个焊缝应用于所述位置。
10.如权利要求1所述的方法，其特征在于：
所述激光熔覆将基本上没有径向堆积的焊缝应用于所述位置。
11.如权利要求1所述的方法，其特征在于：
所述加工局部地使在所述位置之外的所述护套的剩余部分变薄。
12.如权利要求1所述的方法，其特征在于：
在同样的位置如权利要求1所述地预先处理所述叶片；和
所述方法还包括确定在所述位置之外的所述护套的剩余部分的厚 度是否足够。
技术领域
本发明涉及燃气轮发动机，更具体地，本发明涉及具有涡轮叶片 的燃气轮发动机，涡轮叶片带有外径(OD)护罩。
背景技术
在一些构形中，翼型承载着中间跨距和/或OD护罩。术语“护罩” 常常可互换地用来表示由单独叶片承载的单独的段和通过叶片级的若 干段的组合而提供的最后得到的完全周向结构，其中所述叶片接附到 它们相关的盘上。
具有OD护罩的叶片级的特定示例是例如在Boeing(波音)727、 737和DC-9/MD80飞机中长期使用的Pratt&Whitney(United Technologies Corporation的分公司，East Hartford，Connecticut)JT8D 的HPT第一级(T1)。已经观察到OD护罩的外侧表面的损坏。
已经为涡轮发动机部件提出了各种修复技术。这些技术包括焊接 修补和各种堆积修补，所述堆积修补包括铜焊、焊接和沉积。美国专 利申请20050178750A1专门参考平台披露了一种附加硫化作用的涡轮 发动机部件的激光熔覆再制造技术。美国专利申请20040086635A1披 露了受损的燃气轮发动机静止(不旋转的)护罩的激光熔覆再制造技 术。
发明内容
在附图和下面的说明书中阐明了本发明的一个或更多实施例的细 节，从说明书和附图以及从权利要求书，本发明的其它特征、目的和 优点将显而易见。
附图说明
图2是图1的叶片的侧视图；
图3是图1的叶片的外侧端视图；
图4是安装在发动机中的图1的叶片的剖视图；
图5是处于磨损情况中的图1的叶片的外侧端视图；
图6是处于根据本发明的修复的第一中间状态的图1的叶片的外 侧端视图；以及
图7是处于根据本发明的修复的第二中间状态的图1的叶片的外 侧端视图；
在各个视图中同样的附图标记表示相同的元件。
具体实施方式
可以将叶片制造为(例如，镍基超级合金如由Lockheed Martin最 初研制的MAR-M-200+HF或Pratt&Whitney的PWA1447的)超 级合金铸件，其可选地形成有覆层(例如，带有绝热覆层如PWA70/73 双覆层、PWA270/273双覆层或PWA36095铂铝化物，Pratt&Whitney 的全部)。示例性的叶片20具有从平台28的外侧表面26处的内侧端 部24径向向外延伸的翼型22。当将翼型安装到盘(未示出)时相对于 发动机中心线限定出径向方向。叶片包括从平台28的内侧表面(下侧) 32悬伸出的枞树形连接根部30。叶片包括在翼型的外侧端部36处的 OD护罩34。护罩下侧38和平台外侧表面26局部地限定了发动机芯部 流动路径的各个外侧和内侧末端。
翼型包括前缘40、后缘42。翼型具有在前缘40和后缘42之间延 伸的大体凹入的压力侧44和大体凸起的吸力侧46。
仅供参考，图2示出了向后面的/大致下游的方向500和径向(径 向向外)方向502。图2示出了护罩34，其具有中心的径向向外突出 的扰流器50，扰流器50大体上形成为环形凸缘的一段。扰流器50具 有外侧表面52、径向延伸的向前/上游/前沿表面54和径向延伸的向后/ 下游/后沿表面56。在扰流器的前沿侧上，该护罩包括前沿部60，前沿 部60延伸到前边缘62并具有外侧表面64。在扰流器的后沿侧上，该 护罩包括后沿部70，后沿部70延伸到后边缘72并具有外侧表面74。
图3示出了包括发光室80的扰流器50，发光室80从表面52向内 延伸。图3还示出了包括第一与第二周向端部82与84的护罩，第一 与第二周向端部82与84分别与翼型的压力和吸力侧相关联。端部82 和84是旋绕的以允许嵌套在叶片级中的相邻叶片的护罩之间的预加负 载的互锁。该互锁使表面52、54、56、64和74与它们在级中的剩余叶 片的配对部对齐。边缘62基本上是环形的，所以由若干护罩34形成 的装配好的护罩具有由边缘62形成的环形前边缘。边缘72主要是环 形的(例如，沿着其周向跨距的大部分是环形的)，但在翼型的后沿 部沿着突出部90突出。因此，由若干护罩34形成的装配好的护罩具 有由若干带有突出部的阵列的边缘72形成的大体上环形的后边缘。还 示出了叶片级的旋转方向504。
图4示出了处于发动机箱100内的安装位置中的叶片20。该发动 机箱承载有周向上分段的密封托架102，该密封托架承载有蜂房式密封 件104、106和108，蜂房式密封件104、106和108分别面对前边缘62、 前沿部外表面64和扰流器外表面52且与之密封。
图5示出了在护罩34上观察到的磨损图案。显著的磨损区域是与 由边缘62和端部82所形成的护罩前沿部60的角部112相邻的表面64 上的区域110。区域110(由虚线界定出的大致表示出的部分)中的磨 损特征在于深的周向划痕(例如，附图标记120和122)和更普遍的薄 化磨损126的结合。在与护罩前沿部60的角部132相邻的表面64上表 示了较不显著的磨损区域130，角部132由边缘62和端部84形成。当 装配所述级时，该区域130邻接相邻叶片的相邻区域110。该区域中的 划痕140和142可能是相邻叶片的相邻区域110的划痕的延续部分。还 可能有薄化磨损144。还在与护罩后沿部70的角部152相邻的表面74 上所示的区域150中观察到磨损，角部152由边缘72和端部84形成。
由于不完全理解的因素，区域110中的磨损可能特别显著，可能 有进一步受动力因数影响的与该区域中的护罩的相对薄化的关系。
图6和7示出了修复过程的示例性细节。在任何清洁和检查(例 如，评价损坏和确定可修复性)之后，可以机械加工受损区域以建立 用于激光熔覆的基面。在图6中，区域110通过这种加工(例如，一 直加工到下侧38)完全除去，示例性的机加工一直到小平面180和182 以相对于原始平台轮廓限定凹口184。示例性的小平面180延伸到边缘 62以便通过凹口184除去边缘62的示例性的10-33％(更狭窄地，17 -27％)，相似地，小平面182正好在表面54的前面从端部82延伸到 小平面180，这样定位示例性的小平面182以使得凹口180沿着前沿部 60除去端部82的示例性的60-100％(更狭窄地75-95％)。
虽然不是必需的，但图6还示出了除去区域150的示例性的加工， 该加工包含已除去角部区域的单个小平面190。
在任何进一步的清洁后，可以将修复材料堆积在已机械加工的小 平面的上面。图7示出了填充凹口184的堆积部200，堆积部200由以 第一焊缝(或焊道)202开始的一系列激光熔覆焊缝形成，第一焊缝 202形成在小平面180和182的上面。示例性的第二、第三、第四和第 五/最终焊缝204、206、208和210分别形成在另一个的上面直到施加 了足够的材料为止。依据损坏程度，示例性的修复可以包含2-10个 焊缝(更狭窄地3-7个)。图7还示出了施加于小平面190上面并包 括焊缝222、224和226的堆积部220。
在美国专利申请20050178750A1中披露了示例性的激光熔覆技术 和装置，其披露的内容好象详细地阐明那样在此并入作为参考。示例 性的熔覆材料具有优选基本上与小平面处的叶片的基底材料相同的成 分。
在堆积之后，可以机加工堆积部以修复原始的局部轮廓。加工可 以包含沿着非堆积区域(例如，用于连续圆形的表面64和74的完整 无损部分)的微小加工。在加工后，可以局部地或普遍地重新涂覆叶 片。
相对于钨极惰性气体(TIG)焊接，相信激光熔覆在被修补的区域 中产生基本上较小的热影响区。结果，焊接后的应力会减小且不会损 害部件的结构完整性。还有机会减小或消除用TIG焊接可能遭遇到的 部件的变形，激光熔覆还提供了快的周期和高的可重复性。
已经描述了本发明的一个或更多实施例。然而，应该理解，在不 背离本发明精神和范围的情况下可以作出各种改变，例如，特殊损坏 的特性可以影响适当的修补。任何特定的已知或仍在发展的激光熔覆 装置的选择也可能影响细节。因而，其它实施例处于下面的权利要求 的范围内。
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