[发明专利]包含陶瓷基材料的翼型构件及其过程

说明书

相关申请的交叉引用

本申请请求享有2012年8月14日提交的美国临时申请第61/ 682,870号的权益，并且请求享有2012年12月20日提交的美国专利申请第13/721349号的优先权，两者的内容通过引用并入本文中。

技术领域

本发明大体上涉及用于产生涡轮机的翼型构件的过程及由此产生的翼型构件。更具体而言，本发明针对用于产生具有末端盖的陶瓷基翼型构件的过程及由此产生的翼型构件。

背景技术

涡轮机的构件，包括燃气涡轮的叶片(轮叶)和导叶(喷嘴)，典型地由具有用于涡轮操作温度和条件的合乎需要的机械和环境性质的镍基、钴基或铁基超级合金形成。由于燃气涡轮的效率取决于其操作温度，故存在对能够经得起日益升高的温度的构件的需要。当构件的最高局部温度接近其合金的熔化温度时，强制空气冷却变为必要的。出于该原因，燃气涡轮的翼型件，以及特别是它们的低压和高压涡轮(LPT和HPT)叶片，通常需要复杂的冷却方案，其中空气强制穿过翼型件内的内部冷却通路，并且接着通过翼型件表面处的冷却孔排放。翼型构件可配备有末端盖，其调节内腔压力，允许适当的空气流穿过冷却通路和孔。末端盖典型地铸造、硬钎焊或焊接到金属空气冷却的LPT和HPT叶片上。

随着连续地尝试燃气涡轮的较高操作温度以便提高它们的效率，已经研究了备选材料。陶瓷基材料为显著的实例，因为它们的高温能力显著地降低了冷却空气要求。如本文中使用的，陶瓷基材料涵盖均一的(整体的)陶瓷材料，以及陶瓷基质复合(CMC)材料。CMC材料大体上包括嵌入陶瓷基质材料中的陶瓷纤维增强材料。增强材料可为不连续的短纤维，其随机地分散在基质材料或定向在基质材料内的连续纤维或纤维束中。增强材料在基质开裂的情况下用作CMC的承载组分。陶瓷基质继而保护增强材料，保持其纤维的定向，并且用于将负载消散至增强材料。作为基质和/或增强材料的硅基复合物如金刚砂(SiC)变为与燃气涡轮的高温构件(包括航空燃气涡轮发动机和发电行业中使用的陆基燃气涡轮发动机)特别相关。SiC纤维已经用作多种其它陶瓷基质材料的增强材料，包括TiC、Si₃N₄和Al₂O₃。连续的纤维增强陶瓷复合物(CFCC)为特定类型的CMC，其向多种高温承载应用提供了轻重量、高强度和高刚性，包括护罩、燃烧器衬套、导叶(喷嘴)、叶片(轮叶)和燃气涡轮的其它高温构件。由通用电气公司以HiPerComp?名称开发的CFCC材料的显著实例包含金刚砂和元素硅或硅合金的基质中的连续的金刚砂纤维。

各种技术可用于制造CMC构件，包括化学蒸气渗透(CVI)和熔化渗透(MI)。这些制造技术已经结合工具或模具使用，以通过包括各种处理阶段处的热和化学过程的应用的过程来产生近净形状制品。美国专利号5,015,540、5,330,854、5,336,350、5,628,938、6,024,898、6,258,737、6,403,158和6,503,441和美国专利申请公告号2004/0067316中公开了此类过程的实例(特别是用于SiC/Si-SiC(纤维/基质)CFCC材料)。一种此类过程伴有由预浸料坯制造CMC，其均呈带状结构的形式，包括期望的增强材料、CMC基质材料的前体，以及一种或更多种粘合剂。在部分干燥以及如果适合，部分地固化粘合剂(B分级)之后，所得的带与其它带铺叠在一起，压实，并且如果适合，固化同时经受升高的压力和温度以产生固化的预成形件。预成形件接着在真空或惰性气氛中点燃(热解)以除去溶剂，分解粘合剂，并且将前体转化成期望的陶瓷基质材料，产生准备好熔化渗透的多孔预成形件。在熔化渗透期间，熔化的硅和/或硅合金典型地渗透到预成形件的多孔中，其中，该熔化的硅和/或硅合金填充多孔，并且可与碳反应来形成附加的金刚砂。

出于论述的目的，图1中表示了燃气涡轮发动机的低压涡轮(LPT)叶片10。叶片10为构件的实例，其可由陶瓷基材料(包括CMC材料)产生。叶片10大体上表示为已知的类型，并且适于安装于航空燃气涡轮发动机的涡轮区段内的盘或转子(未示出)。出于该原因，叶片10表示为包括燕尾部12，其用于通过与形成在盘的圆周中的互补的燕尾槽联锁来将叶片10锚定于涡轮盘。如图1中表示的，联锁特征包括接合由燕尾槽限定的凹口的一个或更多个凸起14。叶片10还示为具有平台16，其将翼型件18与燕尾部12限定在其上的柄20分开。