ДВУХСПЛАВНАЯ ЛОПАТКА
DOUBLE ALLOY BLADE

Область техники, к которой относится изобретение
Данное изобретение относится к двухсплавной лопатке, т.е. к лопатке, имеющей по меньшей мере две части поверхности с разным составом.
Кроме того, данное изобретение относится к способу изготовления двухсплавной лопатки.
Уровень техники
В газотурбинных двигателях воздух сжимается в компрессоре и смешивается с топливом в камере сгорания для создания горячих газов сгорания. Затем горячие газы направляются в газовую турбину, которая преобразует энергию горячих газов в работу для приведения в действие компрессора и других устройств, которые преобразуют энергию, например, расположенный выше по потоку вентилятор в обычном самолетном турбовентиляторном двигателе, или генератор при применении для генерирования электрической энергии.
Ступени газовой турбины включают стационарные лопасти, которые направляют горячие газы в соответствующий ряд роторных лопаток, выступающих радиально наружу из опорного роторного диска. Каждая роторная лопатка обычно содержит нижний хвостовик для соединения лопатки с ротором турбины и аэродинамический профиль, на который воздействуют газы сгорания, направляемые через лопасти. Аэродинамические профили могут выполняться полыми для экономии веса, для изменения их собственной частоты, или для включения в них охлаждающего контура.
Между хвостовиком и полым аэродинамическим профилем каждая роторная лопатка обычно содержит дополнительно платформу, имеющую верхнюю поверхность, из которой выступает аэродинамический профиль. Поэтому верхняя поверхность платформы также открыта для горячих газов сгорания, направляемых через лопасти. Нижняя поверхность платформы обращена к хвостовику и при работе не открыта для горячих газов сгорания, направляемых через лопасти.
Аэродинамические профили и платформы лопатки в первой ступени газовой турбины находятся в контакте с газами сгорания, имеющими наивысшие температуры, обычно выше 900°С. В таких высокотемпературных условиях требуется высокий предел текучести для аэродинамических профилей и верхних поверхностей платформ.
Для соответствия этому требованию, современные сплавы, используемые для таких компонентов, имеют низкое содержание Cr.
С другой стороны, хвостовики и нижние поверхности платформ подвергаются воздействию более низких температур. В таких условиях тот же сплав с низким содержанием Cr, указанный выше, может быть чувствителен к высокотемпературной коррозии при низкой температуре и коррозионному усталостному растрескиванию.
Возможно в качестве механического конструктивного решения изготовление двух частей для работы в различных условиях, однако соединение всегда будет иметь сомнительную прочность. Используются другие решения, такие как технологии нанесения покрытия, однако они не обеспечивают оптимального решения проблемы.
Сущность изобретения
Целью данного изобретения является создание лопатки для газовой турбины, содержащей две части, которые могут работать в различных условиях, но без создания опасности целостности самой лопатки.
Другой целью данного изобретения является создание способа изготовления такой лопатки.
Для достижения этих указанных выше целей предлагаются лопатка и способ изготовления, согласно независимым пунктам формулы изобретения. В зависимых пунктах формулы изобретения указаны предпочтительные варианты выполнения и модификации изобретения.
Согласно первому аспекту данного изобретения, лопатка для ротора газовой турбины, содержащая литую подложку, включает:
- хвостовик для соединения лопатки с ротором газовой турбины,
- платформу, имеющую нижнюю поверхность, из которой выступает хвостовик, и верхнюю поверхность, противоположную нижней поверхности,
- аэродинамический профиль, выступающий из верхней поверхности платформы,
при этом нижняя поверхность и хвостовик содержат противокоррозионный слой сплава лопатки с высоким содержанием Cr над подложкой.
Согласно второму аспекту данного изобретения, предлагается способ изготовления лопатки для ротора газовой турбины, содержащий стадии:
- отливки подложки, включающей хвостовик для соединения лопатки с ротором газовой турбины, платформу, имеющую нижнюю поверхность, из которой выступает хвостовик, и верхнюю поверхность (62), противоположную нижней поверхности, аэродинамический профиль, выступающий из верхней поверхности платформы,
- добавления с помощью аддитивной технологии изготовления противокоррозионного слоя из сплава лопатки с высоким содержанием хрома над подложкой на нижней поверхности и на хвостовике.
Предпочтительно, противокоррозионный слой из сплава лопатки с высоким содержанием хрома минимизирует высокотемпературную коррозию при низкой температуре и коррозионное усталостное растрескивание на нижней части лопатки, не подвергаемой при работе воздействию горячих газов сгорания, направляемых через лопасти.
Дополнительная обработка материала обеспечивает дополнительное преимущество минимизации пористости и любого другого отрицательного влияния во время затвердевания дополнительного материала.
Согласно возможным вариантам выполнения данного изобретения, аддитивная технология изготовления состоит в одном из следующего:
- селективное лазерное плавление (SLM),
- селективное лазерное спекание (SLS),
- трехмерная печать.
После аддитивной технологии изготовления может применяться дополнительный этап горячего изостатического прессования (HIP) противокоррозионного слоя для уменьшения пустот, создаваемых во время аддитивной технологии изготовления.
Согласно возможным вариантам выполнения данного изобретения сплав лопатки с высоким содержанием Cr содержит 15-23% Cr. Было установлено, что такое содержание Cr является оптимальным относительно противокоррозионных требований для нижней части лопатки.
Согласно другим возможным вариантам выполнения данного изобретения, противокоррозионный слой имеет толщину максимально 1 мм. Такая толщина относится к слою, имеющему высокое содержание Cr, и поэтому не включает любой другой разбавленный слой между подложкой лопатки и противокоррозионным слоем или любой другой припуск, который может быть предусмотрен на хвостовике, а затем сниматься для создания поверхностей сцепления хвостовика.
Согласно другим возможным вариантам выполнения данного изобретения, дополнительный промежуточный слой предусмотрен между подложкой и противокоррозионным слоем, при этом промежуточный слой имеет процентное содержание хрома, лежащее между процентным содержанием хрома подложки и процентным содержанием хрома противокоррозионного слоя. Предпочтительно, это ограничивает толщину разбавленного слоя.
Следует отметить, что указанные выше варианты выполнения, относятся к различным предметам изобретения. В частности, некоторые варианты выполнения относятся к устройству, в то время как другие варианты выполнения относятся к способу и к соответствующим пунктам формулы изобретения.
Однако для специалистов в данной области техники из указанного выше и из последующего описания понятно, что, если не указано другое, дополнительно к любой комбинации признаков, относящихся к одному типу предмета изобретения, могут быть добавлены любые комбинации между признаками, относящимися к другому предмету изобретения, в частности, между признаками пунктов формулы изобретения, относящимися к устройству, и признаками пунктов формулы изобретения, относящихся к способу, и все они должны рассматриваться как раскрытые в данном изобретении.
Краткое описание чертежей
Указанные выше аспекты и другие аспекты данного изобретения следуют из примеров выполнения, описание которых приводится ниже, и поясняются ниже на основе примеров выполнения. Ниже приводится более подробное описание таких примеров выполнения, однако изобретение не ограничивается ими, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено:
фиг. 1 - продольный разрез газотурбинного двигателя, включающего множество роторных лопаток, согласно данному изобретению;
фиг. 2 - сечение роторной лопатки, согласно данному изобретению;
фиг. 3 - деталь III из фиг. 2 в увеличенном масштабе.
Подробное описание
На фиг. 1 схематично показан в разрезе турбинный двигатель 12, имеющих вход 12, компрессор 14, систему 16 сгорания, турбинную систему 18, выхлопной канал 20 и систему вала 22. Турбинный двигатель 10 расположен в основном вокруг оси Х вращения, которая является осью вращения для вращающихся компонентов. Система 16 сгорания содержит кольцевую систему 36 блоков сгорания, лишь один из которых изображен. Например, в одном варианте выполнения шесть блоков сгорания могут быть равномерно распределены вокруг двигателя. Турбинная система 18 включает турбину 28 высокого давления, соединенную с целью привода с компрессором 14 с помощью системы 22, 24 вала. В показанном на фиг. 1 варианте выполнения система 22, 24 вала является системой двойного вала, включающей первый вал 22 и второй вал 24. Турбинная система включает также турбину 30 низкого давления, соединенную с целью привода с нагрузкой (не изображена) через второй вал 24. Согласно другим вариантам выполнения данного изобретения, турбинный двигатель 10 имеет систему с одним валом.
Компрессор 14 содержит осевые ряды статорных лопастей и роторных лопаток, установленных обычным образом. Статорные или компрессорные лопасти могут быть неподвижными или могут иметь изменяемую геометрию для улучшения воздушного потока на расположенные ниже по потоку роторные или компрессорные лопатки. Каждая турбина 28, 30 содержит последовательные ряды статорных лопастей 33 и роторных лопаток 51, установленных на роторных дисках 35, расположенных и работающих обычным образом. Роторный узел 36 содержит кольцевую структуру из роторных лопаток 51 и роторного диска 35.
Понятия радиально, в окружном направлении, и в осевом направлении относятся к оси Х вращения. Поэтому любое радиальное направление перпендикулярно оси Х вращения, т.е. параллельно роторным лопаткам 51. Окружное направление является изогнутым циркулярным направлением, параллельным вращению турбинного двигателя 10 вокруг оси Х вращения. Понятия выше по потоку и ниже по потоку относятся к общему направлению потока газов через двигатель и направлено на фиг. 1 в основном слева направо.
Во время работы воздух 32 всасывается в двигатель 10 через вход 12 и в компрессор 14, где следующие друг за другом ступени из лопастей и лопаток сжимают воздух перед подачей сжатого воздуха в систему 16 сгорания. В камере 37 сгорания системы 16 сгорания смесь из сжатого воздуха и топлива зажигается. Возникающий поток горячего рабочего газа направляется в турбину 28 высокого давления, расширяется в ней и приводит ее во вращение, что в свою очередь приводит во вращение компрессор 14 через первый вал 22. После прохождения через турбину 28 высокого давления, поток горячего рабочего газа направляется в турбину 30 низкого давления, которая приводит во вращение нагрузку через второй вал 24.
Турбина 30 низкого давления может называться также силовой турбиной, а второй вал 24 может называться также силовым валом. Нагрузка является обычно электрической машиной для генерирования электрической энергии или механической машиной, такой как насос или технологический компрессор. Другие известные нагрузки могут приводиться в действие с помощью турбины низкого давления. Топливо может быть в газообразном и/или жидком виде.
Турбинный двигатель 10, показанный и поясненный применительно к фиг. 1, является лишь одним примером из множества двигателей или турбинных двигателей, в которых может быть реализовано данное изобретение. Такие двигатели могут быть газовыми двигателями или паровыми двигателями и включать двигатели с одинарным, двойным или тройным валом, применяемым в водных, промышленных или авиационных секторах.
Как показано в разрезе на фиг. 2 и 3, каждая роторная лопатка 51 содержит:
- хвостовик 52 для соединения лопатки 51 с роторным диском 35 с помощью нескольких остроугольных шлицов 55, приходящих в зацепление с соответствующими согласованными остроугольными шлицами (не изображены) в роторном диске 35,
- платформу 54, имеющую нижнюю поверхность 61, из которой выступает хвостовик 52, и верхнюю поверхность 62, противоположную нижней поверхности 61,
- полый аэродинамический профиль 56, выступающий из верхней поверхности 62 платформы 54 и имеющий наружную поверхность 58.
Когда хвостовик 52 соединен с роторным диском 35 с помощью нескольких остроугольных шлицов 55, то лопатки выступают радиально из соответствующего хвостовика 52 вверх в направлении вершины аэродинамического профиля 56.
При работе наружная поверхность 56 полого аэродинамического профиля 56 и верхняя поверхность 62 платформы 54 открыты для потока рабочего газа, проходящего в газовой турбине 28, 30. Хвостовик 52, платформа 54 и полый аэродинамический профиль 56 могут быть частями общего тела 70, полученного посредством литья и образующего подложку, к которой может быть добавлено множество поверхностей, с целью защиты лопатки от высокой температуры горячего рабочего газа.
Наружная поверхность 58 полого аэродинамического профиля 56 и верхняя поверхность 62 платформы 54 могут быть покрыты термически барьерным покрытием (TBC) для защиты их от коррозии.
Аэродинамический профиль 56 имеет, как обычно, переднюю кромку, на которой поток рабочего газа приходит к аэродинамическому профилю 56, и заднюю кромку, на которой газы сгорания покидают аэродинамический профиль 56.
Наружная поверхность 58 образована с помощью стороны низкого давления и стороны повышенного давления. Как сторона низкого давления, так и сторона повышенного давления проходят от передней кромки к задней кромке. При работе поток рабочего газа проходит по платформе от передней кромки к задней кромке.
Один (или несколько) внутренних охлаждающих проходов 66 предусмотрены внутри аэродинамического профиля 56, платформы 54 и хвостовика 55 для прохождения охлаждающей среды, с целью охлаждения лопатки 51 во время работы, т.е. когда лопатка 51 находится в контакте с горячим рабочим газом.
Согласно другому варианту выполнения данного изобретения (не изображен), аэродинамический профиль 56 может быть сплошным, без охлаждающих проходов, без каких-либо проходов для обеспечения прохождения охлаждающей текучей среды.
Согласно другому варианту выполнения данного изобретения, слой 71 сплава лопатки с высоким содержанием Cr добавлен с помощью аддитивной технологии изготовления на поверхности 70 нижней поверхности 61 платформы 54 и на поверхности всего хвостовика 55. Слой 71 сплава лопатки с высоким содержанием Cr обеспечивает высокую стойкость к высокотемпературной коррозии при низкой температуре и к коррозионному усталостному растрескиванию в части лопатки под платформой 54, т.е. в части, которая не открыта непосредственно для горячего рабочего газа.
После образования противокоррозионного слоя 71 из сплава с высоким содержанием Cr, образуется разбавленный слой 74 на поверхности соприкосновения между противокоррозионным слоем 71 и подложкой 70. Разбавленный слой 74 является слоем, который имеет состав, промежуточный между слоем 71 сплава с высоким содержанием Cr и подложкой 70. Толщина разбавленного слоя 74 зависит от состава противокоррозионного слоя 71. Противокоррозионный слой 71, не включая разбавленный слой 74, имеет толщину 1 мм или больше.
Слой 71 сплава лопатки с высоким содержанием Cr образован с помощью аддитивной технологии изготовления, например, с помощью селективного лазерного плавления (SLM), селективного лазерного спекания (SLS), плавления электронным лучом, избирательного спекания нагреванием, трехмерной печати или с помощью формирования электронным лучом. Особенно решения с использованием лазера (например, избирательного лазерного плавления, избирательного лазерного спекания), позволяют получать очень тонкие структуры и точные геометрические формы. Не обязательно, может применяться дополнительная стадия горячего изостатического прессования (HIP) противокоррозионного слоя 71 для уменьшения пустот, образованных во время аддитивной технологии изготовления.
Согласно возможным вариантам выполнения данного изобретения, слой 71 сплава лопатки с высоким содержанием Cr содержит 15-23% Cr. В частности, слой 71 сплава лопатки с высоким содержанием Cr может быть сплавом типа IN939 и может иметь процентный состав в следующих диапазонах:
Углерод (С): 0,13-0,17
Хром (Cr): 22.0-22,8
Кобальт (Со): 18,5-19,5
Ниобий (Nb): 0,9-1,1
Тантал (Та): 1,3-1,5
Титан (Ti): 3,6-3,8
Алюминий (Al): 1,8-2,0
Цирконий (Zr): 0,02-0,03
Железо (Fe): 0,5 максимально
Кремний (Si): 0,2 максимально
Марганец (Mn): 0,2 максимально
Бор (Во): 0,004-0,006 (40-60 промилле)
Сера (S): 0,005 максимально (50 промилле максимально)
Азот (N): 0,005 максимально (50 промилле максимально)
Кислород (О): 0,002 максимально (20 промилле максимально)
Серебро (Ar): 0,0005 максимально (5 промилле максимально)
Селен (Se): 0,0005 максимально (5 промилле максимально)
Висмут (Bi): 0,0005 максимально (5 промилле максимально)
Свинец (Pb): 0,0005 максимально (5 промилле максимально)
Никель (Ni): Остаток
Согласно возможным вариантам выполнения данного изобретения, другой промежуточный слой 72 предусмотрен между подложкой и противокоррозионным слоем 71, при этом промежуточный слой имеет процентное содержание хрома между процентным содержанием хрома подложки 70 и процентным содержанием хрома противокоррозионного слоя 71. Промежуточный слой 72 ограничивает эффект разбавления, т.е. уменьшения концентрации хрома в части противокоррозионного слоя 71, 72 вблизи подложки 70. В результате, в вариантах выполнения, где предусмотрен промежуточный слой 71, разбавленный слой 74 будет менее толстым.
Не обязательно, во время стадии добавления противокоррозионного слоя 71 на хвостовике 55 предусматривается припуск 73, при этом способ дополнительно содержит стадию машинной обработки противокоррозионного слоя 71 и удаления припуска 73.
После удаления припуска 73, согласно данному изобретению, противокоррозионный слой 71, не включая разбавленный слой 74 или промежуточный слой 72, имеет толщину 1 мм или больше.
Согласно данному изобретению, обычное изготовление лопатки, включая литье единственного тела, имеющего хвостовик, платформу и аэродинамический профиль, и аддитивная технология изготовления используются для создания двухсплавной лопатки. В нижней части лопатки сплав с высоким содержанием Cr герметизирует сплав с низким содержанием Cr от окружения, обеспечивая возможность использования в первом ряду газовой турбины, т.е. где температурные условия рабочего газа обычно исключают применение сплавов высокой прочности с высоким содержанием Cr, например, IN939.