具有可变厚度热阻挡涂层的涡轮机翼片的制作方法

1.本公开整体涉及涡轮机。更具体地讲，本公开涉及用于涡轮机(诸如用于其定子叶片或转子叶片)的翼片。


背景技术：

2.气体涡轮引擎通常包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。压缩机区段逐渐增加进入气体涡轮引擎的工作流体的压力，并且将该压缩的工作流体供应到燃烧区段。经压缩的工作流体和燃料(例如，天然气)在燃烧区段内混合并在燃烧室中燃烧以生成高压和高温燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段流入涡轮区段，在该涡轮区段中燃烧气体膨胀以做功。例如，涡轮区段中燃烧气体的膨胀可使连接到例如发电机的转子轴旋转以产生电力。然后燃烧气体经由排气区段离开气体涡轮。
3.涡轮区段通常包括多个定子叶片和对应的多个转子叶片。每个定子叶片和每个转子叶片包括定位于燃烧气体流内的翼片(airfoil)；因此，翼片被称为热气体路径部件。每个定子叶片和每个转子叶片的翼片通常从平台(诸如在定子叶片的情况下为内部平台)径向向外延伸。每个定子叶片的翼片延伸到定子叶片翼片的径向外端处的外部平台。每个转子叶片的翼片延伸到转子叶片翼片的径向外端处的尖端。某些转子叶片可包括联接到翼片的径向外端的尖端护罩。圆角可设置在翼片和平台之间的每个过渡处和/或翼片和尖端护罩之间的过渡处。
4.翼片可从前缘延伸到前缘下游的后缘，并且可在它们之间限定空气动力学表面，诸如压力侧表面和吸力侧表面。由于翼片是热气体路径部件，因此通常对其表面(诸如空气动力学表面)进行处理以增强其对热气体路径的高温环境的耐受性。一种此类表面处理为热阻挡涂层。在常规的翼片中，热阻挡涂层的每一层沿跨度方向(即，从根部到尖端)和沿流动方向(即，从前缘到后缘)是大体上均匀的，例如在空气动力学表面上具有恒定、均匀的厚度。然而，在翼片周围的各个位置处存在的条件可不同，并且热阻挡层中的各层的特性也可变化。例如，一层可对物理冲击更稳健，而另一层可提供更好的耐温性。
5.因此，具有在翼片的选定区域或部分中提供稳健物理特性的热阻挡涂层的涡轮机的翼片将是有用的。


技术实现要素：

6.根据本公开的系统的各方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从描述中显而易见，或者可通过该技术的实践来学习。
7.根据一个实施方案，提供了用于涡轮机的翼片。该翼片包括根部和与根部径向向外间隔开的尖端。翼片的跨度限定在根部和尖端之间。该翼片还包括在翼片的跨度上从根部延伸到尖端的前缘和沿着流动方向在前缘下游的后缘。后缘也在翼片的跨度上从根部延伸到尖端。该翼片还包括在根部和尖端之间延伸并且在前缘和后缘之间延伸的压力侧表面，以及在根部和尖端之间延伸并且在前缘和后缘之间延伸的吸力侧表面。吸力侧表面与
压力侧表面相对。翼片还包括在压力侧表面和吸力侧表面上的热阻挡涂层。热阻挡涂层包括基底层和顶涂层。基底层的厚度在压力侧表面和吸力侧表面中的每一者上变化，其中基底层的最大厚度在前缘处。
8.根据另一个实施方案，提供了一种涡轮机。该涡轮机包括压缩机、设置在压缩机下游的燃烧器以及设置在燃烧器下游的涡轮。涡轮包括转子叶片和定子叶片。转子叶片和定子叶片中的至少一者包括翼片。该翼片包括根部和与根部径向向外间隔开的尖端。翼片的跨度限定在根部和尖端之间。该翼片还包括在翼片的跨度上从根部延伸到尖端的前缘和沿着流动方向在前缘下游的后缘。后缘也在翼片的跨度上从根部延伸到尖端。该翼片还包括在根部和尖端之间延伸并且在前缘和后缘之间延伸的压力侧表面，以及在根部和尖端之间延伸并且在前缘和后缘之间延伸的吸力侧表面。吸力侧表面与压力侧表面相对。翼片还包括在压力侧表面和吸力侧表面上的热阻挡涂层。热阻挡涂层包括基底层和顶涂层。基底层的厚度在压力侧表面和吸力侧表面中的每一者上变化，其中基底层的最大厚度在前缘处。
9.参照以下描述和所附权利要求，本系统的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。结合到本说明书中并构成其一部分的附图示出了本技术的实施方案，并与描述一起用于解释本技术的原理。
附图说明
10.本说明书中参考附图阐述了涉及本领域的普通技术人员的本发明系统的完整且能够实现的公开内容，包括制造和使用本发明的系统和方法的最佳模式，其中：
11.图1是根据本公开的实施方案的涡轮机的示意图；
12.图2示出了根据本公开的实施方案的可结合到涡轮机(诸如图1的气体涡轮引擎)的定子叶片或转子叶片中的示例性翼片的透视图；
13.图3示出了图2的翼片的简化截面图；
14.图4示出图3所示的翼片的前部分的放大视图；
15.图5示出图3所示的翼片的第一中间部分的放大视图；
16.图6示出图3所示的翼片的第二中间部分的放大视图；
17.图7示出根据本公开的一个或多个实施方案的图3所示翼片的后部分的放大视图；
18.图8示出根据本公开的一个或多个附加实施方案的图3所示翼片的后部分的放大视图；并且
19.图9示出根据本公开的一个或多个另外的实施方案的图3所示翼片的后部分的放大视图。
20.在本说明书和附图中重复使用参考字符旨在表示本技术的相同或相似的特征或元件。
具体实施方式
21.现在将详细地参考本发明系统的实施方案，其一个或多个示例在附图中示出。每个示例是通过解释本发明技术的方式提供的，而不是对本发明技术的限制。事实上，对于本领域的技术人员显而易见的是，在不脱离受权利要求书保护的本发明技术的范围或实质的情况下，可以在本发明技术中进行各种修改和变化。例如，作为一个实施方案的一部分示出
或描述的特征可以用于另一个实施方案，以产生又一个实施方案。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求书及其等同物的范围内的这些修改和变化。
22.具体实施方式使用数字和字母名称指代附图中的特征结构。附图和说明书中的相似或类似的名称已经用于指代本技术的相似或类似的零件。如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
23.如本文所用，术语“上游”(或“向上”)和“下游”(或“向下”)是指相对于流体通路中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，并且“下游”是指流体向其流动的方向。术语“径向地”是指基本上垂直于特定部件的轴向中心线的相对方向；术语“轴向地”是指与特定部件的轴向中心线基本上平行和/或同轴对准的相对方向；并且术语“周向地”是指围绕特定部件的轴向中心线延伸的相对方向。
24.近似术语，诸如“大体”或“约”包括在大于或小于指定值的百分之十内的值。当在角度或方向的上下文中使用时，此类术语包括在大于或小于所述角度或方向的十度内。例如，“大体竖直”包括沿任何方向(例如，顺时针或逆时针)在竖直的十度内的方向。
25.尽管本文示出和描述了工业或陆基气体涡轮，但如本文所示和所述的本发明系统不限于陆基和/或工业气体涡轮，除非在权利要求中另外指明。例如，如本文所述的技术可用于任何类型的涡轮机，包括但不限于蒸汽涡轮、飞行器气体涡轮或船用气体涡轮。
26.现在参见附图，其中贯穿这些附图的相同数字表示相同的元件，图1示出了涡轮机的一个实施方案的示意图，该涡轮机在所示实施方案中是气体涡轮10。应当理解，本公开的气体涡轮10不必是气体涡轮引擎，而可以是任何合适的涡轮机，诸如蒸汽涡轮引擎或其他合适的引擎。
27.如图所示，气体涡轮10一般包括入口区段12、设置在入口区段12的下游的压缩机区段14、在设置在压缩机区段14的下游的燃烧器区段16内的多个燃烧器(未示出)、设置在燃烧器区段16的下游的涡轮区段18、以及设置在涡轮区段18的下游的排气区段20。另外，气体涡轮10可包括联接在压缩机区段14和涡轮区段18之间的一个或多个轴22。
28.压缩机区段14一般可包括多个转子盘24(示出了其中一个)以及从每个转子盘24径向向外延伸并且连接到每个转子盘的多个转子叶片26。每个转子盘24继而可联接到或者形成延伸穿过压缩机区段14的轴22的一部分。
29.涡轮区段18一般可包括多个转子盘28(示出了其中一个)以及从每个转子盘28径向向外延伸并且互连到每个转子盘的多个转子叶片30。每个转子盘28继而可联接到或形成延伸穿过涡轮区段18的轴22的一部分。涡轮区段18还包括外部壳体31，该外部壳体周向围绕轴22的部分和转子叶片30，从而至少部分地限定穿过涡轮区段18的热气体路径32。涡轮区段还可包括多个定子叶片29，该定子叶片安装到热气体路径32内的壳体31。
30.在操作期间，工作流体诸如空气流过入口区段12并进入压缩机区段14，在该处空气逐渐被压缩，从而将加压空气提供给压缩机区段16的燃烧器。加压空气与燃料混合并在每个燃烧器内燃烧以产生燃烧气体34。燃烧气体34从燃烧器区段16流过热气体路径32，流入涡轮区段18，在该涡轮区段中能量(动能和/或热能)从燃烧气体34传递到转子叶片30，从而导致轴22旋转。然后，机械旋转能可用于为压缩机区段14供电和/或发电。然后，离开涡轮区段18的燃烧气体34可经由排气区段20从气体涡轮10排出。
31.图2示出可结合到气体涡轮10的涡轮区段18的转子叶片30和/或定子叶片29中的示例性翼片100的透视图。如图2所示，翼片100可从根部102径向向外延伸到尖端104。翼片100包括压力侧表面120和相反的吸力侧表面122(图3)。压力侧表面120和吸力侧表面122在翼片114的前缘124处接合在一起或互连，该前缘被取向成进入燃烧气体34的流中(图1)。压力侧表面120和吸力侧表面122也在翼片114的与前缘124在下游间隔开的后缘126处接合在一起或互连。压力侧表面120是大体凹形的，并且吸力侧表面122是大体凸形的。
32.具体参见图2，翼片100限定从根部102延伸到尖端104的跨度128。具体地讲，根部102定位在跨度128的百分之零(0％)处，并且尖端104定位在跨度128的百分之百(100％)处。
33.图3至图9提供了示例性翼片100的各种剖视图。应该指出的是，图3至图9中的剖视图中的每个剖视图是恒定跨度区段。例如，图3可在跨度128的约百分之五十(50％)处截取，并且如图3所示，穿过翼片100的整个剖面位于沿着跨度128的相同位置处，例如，在跨度128的约百分之五十(50％)处。
34.可以看出，例如，在图3中翼片100限定弧面曲线118。更具体地，弧面曲线118从前缘124延伸到后缘126。弧面曲线118也定位在压力侧表面120和吸力侧表面122之间并且与它们等距。另外，如总体上在图3中可见，热阻挡涂层108可设置在翼片100的最外表面上。例如，如图3所示，热阻挡涂层108可设置在压力侧表面120和吸力侧表面122中的每一者上。
35.图4提供了翼片100的前缘部分的放大视图，例如，翼片100的包括前缘124的部分和翼片100的与前缘邻近的部分。图5提供了翼片100的中间向前部分的放大视图，例如翼片100的在前缘124的后面的部分和翼片100的中点的向前的部分，该中点沿着燃烧气体的流动方向限定。图6提供了翼片100的中后部的放大视图，例如翼片100的位于翼片100的中点的后面的部分和后缘126的向前的部分。图7提供了根据一个或多个实施方案的翼片100的后缘部分的放大视图，例如，翼片100的包括后缘126的一部分和翼片100的与后缘邻近的部分。图8和图9提供了根据一个或多个附加实施方案的翼片的后缘部分的另外的视图。
36.如在图3至图9中可见，翼片100的基础材料或芯材料可包括基底106，热阻挡涂层108施加到该基底上。例如，基底106可以是或包括金属材料，诸如包括铁和镍或钴的合金，例如高温钢、超合金和/或其他合适的金属合金。热阻挡涂层108可包含例如陶瓷材料。热阻挡涂层108通常形成在基底106的外表面107上。在各种实施方案中，翼片100可包括直接在外表面107上的热阻挡涂层108，或者可包括直接在基底106的外表面107上形成的粘结涂层114。在其中提供粘结涂层114的实施方案中，热阻挡涂层108可直接形成在粘结涂层114上。
37.如在图4至图9中可见，热阻挡涂层108可包括多个层。例如，热阻挡涂层108可包括更靠近基底106的基底层110和从基底层110向外和/或在基底层顶部上的顶涂层112。
38.基底层110的厚度可在压力侧表面120和吸力侧表面122中的每一者上变化。例如，基底层110的厚度可在压力侧表面120和吸力侧表面122中的每一者上减小。在至少一些实施方案中，基底层110的厚度可从前缘124处的最大值减小到后缘126处的最小值。在前缘124处和周围提供基底层110的最大厚度可以有利地在翼片100的前缘部分处提供改善的物理阻力，这在翼片100的前缘部分比翼片100的下游部分更可能经历物理冲击和/或腐蚀时可以是有利的。
39.因此，在各种实施方案中，基底层110在前缘124处的厚度可大于顶涂层112在前缘
124处的厚度。在一些实施方案中，基底层110的厚度可在压力侧表面120和吸力侧表面122中的每一者上从前缘124到后缘126连续渐缩。在一些实施方案中，基底层110在后缘126处的厚度可小于顶涂层112在后缘126处的厚度。
40.在一些实施方案中，热阻挡涂层108可仅由前缘124处的基底层110组成，例如，前缘部分中基底层110与顶涂层112的比率可为100：0，并且前缘124处可不存在顶涂层112。在另选的实施方案中，热阻挡涂层108可主要包括在前缘处和周围的基底层110，诸如基底层110与顶涂层112的比率为约90：10，诸如约80：20。
41.在一些实施方案中，例如，如图7所示，在后缘126处可不提供热阻挡涂层108。例如，在此类实施方案中，基底涂层110和顶涂层112均可在后缘126处或邻近后缘处渐缩至零厚度，如图7所示。
42.在其他实施方案中，热阻挡涂层108可在后缘126上连续。例如，在一些实施方案中，热阻挡涂层108在后缘126处的层的比例可与前缘124处的比例相同或相似(例如，如图4所示)。在此类实施方案中，例如，如图8所示，顶涂层112可在后缘126处或接近后缘处厚度渐缩，使得后缘部分中基底层110与顶涂层112的比率可为100：0，并且在后缘126处可不存在顶涂层112。另外，并且与如上所述的前缘124类似，热阻挡涂层108可主要包括位于后缘126处和周围的基底层110，诸如基底层110与顶涂层112的比率为约90：10，诸如约80：20。
43.在一些实施方案中，例如，如图9所示，热阻挡涂层108的两个层(例如，基底层110和顶涂层112)可以在后缘126周围以大致恒定的厚度包围后缘126。
44.再次参考图2，在一些实施方案中，翼片100的前缘部分和/或基底层110厚度处于最大值的区域或部分可包括翼片100上的高冲击区130。应当指出的是，高冲击区130是指，相对于翼片100的其余部分(具体地讲，其空气动力学表面120和122的其余部分)，在所描绘的区域130内的相对高概率的物理冲击和/或腐蚀。另外，应当理解，高冲击区130关于前缘124大致对称，并且在压力侧120(如图2所示)和吸力侧122两者上沿着翼片100的长度延伸大约相同的距离。
45.如上所述，沿着流动方向限定翼片100的长度。在至少一些实施方案中，前缘部分可以与高冲击区130共延，例如，基底层110的最大厚度可以设置在前缘124处并且遍及整个高冲击区130。从前缘124移动至后缘126，基底层110的厚度可在区域130中为最大值，可在第一中间区域132中减小，并且可在第二中间区域134中再次减小。因此，基底层110在第二中间区域134中的厚度可小于在第一中间区域132中的厚度。另外，基底层110的厚度可在下游区或后区136中再次减小。在一些实施方案中，基底层110的厚度可在后缘126处和/或在后区的区域内为最小值，如图2中的136所示。
46.在一些实施方案中，基底层110的最小厚度可占总热阻挡涂层108的约百分之七十(70％)或更少，诸如约百分之六十(60％)或更少，诸如约百分之五十(50％)或更少，诸如约百分之四十(40％)或更少，或诸如约百分之三十(30％)或更少。
47.仍然参考图2，在一些实施方案中，基底层110的厚度也可以在翼片100的跨度128上变化。例如，热阻挡涂层108内的基底层110和顶涂层112的比率可为基础比率，例如基底层110在根部102处在翼片100的整个长度上的最小厚度，并且基底层110的厚度可在跨度128的约百分之十(10％)至约百分之二十(20％)处增加。即，热阻挡涂层108可从后区136中的基底层110的最小厚度过渡至在跨度128的约百分之五(5％)或更大处的中间区134或132
中的一个，诸如在跨度128的约百分之十(10％)处，诸如在跨度128的约百分之二十(20％)处，诸如在跨度128的约百分之三十(30％)处，和/或在从跨度128的约百分之五(5％)延伸至约百分之三十(30％)的区内。在各种实施方案中，基底层110的厚度可存在第二跨度向增加，例如从第二中间区域134至第一中间区域132的过渡，该过渡可发生在跨度128的约百分之十(10％)或更大处，诸如在跨度128的约百分之二十(20％)处，诸如在跨度128的约百分之三十(30％)处，诸如在跨度128的约百分之四十(40％)处，和/或在从跨度128的约百分之十(10％)延伸至跨度128的约百分之四十(40％)的区内。
48.在一些实施方案中，基底层110在前缘124处的厚度可以在翼片100的跨度128上变化，同时还在翼片100的其他部分处(诸如在后缘126处)在跨度128上保持恒定。在此类实施方案中，基底层110的最大厚度可限定在前缘124处，并且具体地限定在前缘124上的约中间跨度点(例如，约百分之五十跨度)处。例如，基底层110的最大厚度可由跨度128的向外的约百分之四十提供，例如，从百分之四十跨度开始并持续至百分之百跨度，诸如跨度的向外的约百分之五十，或诸如跨度的向外的约百分之六十。
49.此外，应当理解，附加实施方案可以在跨度方向和流动方向中的一个或两个(例如，沿着翼片100的长度)上包括更多或更少的过渡。例如，一些实施方案可包括仅一个中间区域、或三个中间区域、四个中间区域、或更多个中间区域。基底层110的一个或多个厚度过渡通常为渐变的和渐缩的，使得指示图2中的各个区的线应当被理解为仅用于进行示意性的说明，而不是基底层110的不同厚度的区域之间的清晰边界。另外，一些实施方案可包括基底层110的厚度的连续变化，使得基底层110的厚度具有等效于无穷的或恒定的过渡。例如，当热阻挡涂层108围绕翼片100是连续的时，例如，如图3所示，基底层110的变化的厚度因此可以围绕翼片100的周边形成等效于无限的环。
50.在至少一些实施方案中，热阻挡涂层108的总厚度在翼片100的大部分上可以是相同的，诸如至少从前缘124到翼片100的长度的至少约百分之七十五(75％)，例如，其中沿着流动方向限定翼片100的长度。例如，热阻挡涂层108的总厚度在翼片100的长度的至少约百分之八十五(85％)，诸如翼片100的长度的至少约百分之九十(90％)，诸如翼片100的长度的至少约百分之九十五(95％)，诸如翼片100的长度的约百分之九十八(98％)或更多上可以是恒定的。在一些实施方案中，热阻挡涂层108的总厚度可以在翼片100从前缘124到后缘126的整个长度上是恒定的。在翼片100的整个或大部分长度上为热阻挡涂层108提供均匀、恒定的总体厚度可有利地改善翼片100的平衡(例如质量分布)，同时还允许用相对较厚的基底层110改善对前缘124和/或前缘部分处的物理冲击和/或腐蚀的耐受性，如上所述。
51.本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使得本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何设备或系统以及执行任何结合的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质差异的等同结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。