渦輪翼型部到護(hù)罩的附接方法
【專利摘要】在端部部分上形成短效材料（56）的涂層后將平臺（50）雙鑄至渦輪翼型部（31）的端部部分（42）上。在雙鑄平臺后，將涂層溶解并去除以消除翼型部與平臺之間的差異熱收縮應(yīng)力。涂層的厚度圍繞端部部分與局部差異工藝收縮的變化量成比例地變化。涂層可以沿平行于翼型部的弦線（41）或者平行于平臺的中間平臺長度（80）的兩個相反方向被噴涂（76A，76B）到端部部分上，以沿著翼型部的吸力側(cè)（36）從前緣（32）到后緣（34）形成厚度漸縮的相應(yīng)層。
【專利說明】渦輪翼型部到護(hù)罩的附接方法
[0001]相關(guān)申請交叉引用
[0002]本申請是于2010年4月I日提交的美國申請N0.12/752, 460 (律師案卷號N0.2010P03694US)的部分延續(xù)并且要求該美國申請的優(yōu)先權(quán)。關(guān)于聯(lián)邦政府資助開發(fā)的聲明
[0003]本發(fā)明的開發(fā)得到美國能源部予以的DE-FC26-05NT42644號合同的部分支持。因此，美國政府對本發(fā)明可以具有一定的權(quán)利。
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0004]本發(fā)明涉及一種用于將渦旋機翼型部附接至護(hù)罩平臺的機構(gòu)和方法，具體地涉及將護(hù)罩平臺雙鑄至渦輪翼型部上。
【背景技術(shù)】
[0005]雙鑄是兩步驟處理工序，通過該兩步驟處理工序，先鑄造部件的一個區(qū)段，隨后在第二鑄造操作中將第二區(qū)段鑄造到第一區(qū)段上。雙鑄已經(jīng)在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的導(dǎo)葉環(huán)和動葉的制造中被利用。可以為雙鑄設(shè)計超出整體鑄件的可鑄造性的限制的復(fù)雜形狀，并且每個區(qū)段可以具有特定的材料特性。在需要的情況下可以選擇性地使用諸如單晶之類的昂貴材料和方法，從而降低總成本。
[0006]導(dǎo)葉環(huán)是安裝在徑向內(nèi)護(hù)罩環(huán)與外護(hù)罩環(huán)之間的圓形排列的徑向定向的靜止導(dǎo)葉翼型部?？梢允紫辱T造導(dǎo)葉翼型部，隨后將導(dǎo)葉翼型部放置在模具中，在模具中內(nèi)護(hù)罩環(huán)和外護(hù)罩環(huán)被分別地雙鑄至翼型部的內(nèi)端部和外端部上。導(dǎo)葉環(huán)可以分段地制造?？梢詫⒁粋€或者多個導(dǎo)葉鑄造至內(nèi)護(hù)罩區(qū)段和/或外護(hù)罩區(qū)段中以形成導(dǎo)葉環(huán)區(qū)段。在導(dǎo)葉的端部上的護(hù)罩區(qū)段稱為平臺。
[0007]在導(dǎo)葉翼型部與平臺之間不會形成冶金結(jié)合。在翼型部的表面上形成防止平臺的熔融金屬結(jié)合至翼型部的表面的氧化層。這可以被克服以便形成結(jié)合。然而，在導(dǎo)葉/平臺界面中已經(jīng)使用無需結(jié)合的互鎖幾何形狀來形成僅機械互連。
[0008]在大型燃?xì)鉁u輪中，差異熱膨脹(DTE)在導(dǎo)葉翼型部與護(hù)罩之間產(chǎn)生應(yīng)力。設(shè)置空隙以適應(yīng)DTE會導(dǎo)致缺乏連接穩(wěn)定性、應(yīng)力集中、高溫氣體吸入、以及冷卻空氣泄露至來自導(dǎo)葉和護(hù)罩中的氣室和通道的工作氣體流。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0009]參照附圖在下面的描述中對本發(fā)明進(jìn)行闡釋，附圖示出以下內(nèi)容:
[0010]圖1示意性示出了以軸線為中心的現(xiàn)有技術(shù)導(dǎo)葉環(huán)。
[0011]圖2是根據(jù)本發(fā)明的各方面的導(dǎo)葉翼型部的局部立體圖。
[0012]圖3是沿圖2的線3-3截取的包括有部分護(hù)罩平臺的截面圖。
[0013]圖4是在導(dǎo)葉的端部部分上雙鑄平臺的階段的截面圖，其中，平臺為熔融的。
[0014]圖5是雙鑄階段的截面圖，其中平臺已固化且收縮并且短效材料已被移除。[0015]圖6以剖面示出了帶有導(dǎo)葉的平臺的局部平面圖。
[0016]圖7示出了沿圖6的線7-7截取的截面圖。
[0017]圖8示出了根據(jù)本發(fā)明的各方面的噴涂工序。
[0018]圖9示出了在大彎度翼型上的噴涂工序。
【具體實施方式】
[0019]本發(fā)明提供一種導(dǎo)葉與雙鑄平臺之間的接頭，該接頭適應(yīng)差異熱膨脹，同時使連接穩(wěn)定性最大化而使應(yīng)力集中和冷卻劑泄漏最小化。
[0020]圖1示出了在渦輪中定中心在軸線21上的現(xiàn)有技術(shù)的靜止導(dǎo)葉22的環(huán)20。每個導(dǎo)葉22是具有第一端29和第二端30的翼型部。導(dǎo)葉徑向地23跨接在內(nèi)護(hù)罩區(qū)段或者平臺24與外護(hù)罩區(qū)段或者平臺25之間。文中“徑向地”表示垂直于軸線21。平臺24、25可以附接至相應(yīng)的內(nèi)環(huán)結(jié)構(gòu)部26和外環(huán)結(jié)構(gòu)部27，內(nèi)環(huán)結(jié)構(gòu)部26和外環(huán)結(jié)構(gòu)部27可以是支撐環(huán)和/或冷卻空氣氣室結(jié)構(gòu)。每對導(dǎo)葉22之間是工作氣體流通道28。在燃?xì)鉁u輪機中，導(dǎo)葉22將燃燒氣體流對著未示出的相鄰的下游旋轉(zhuǎn)動葉環(huán)引導(dǎo)。對于每對內(nèi)/外平臺24、25，各個導(dǎo)葉區(qū)段傳統(tǒng)上鑄造有一個或者更多個翼型部以形成有時所稱的嘴。對于大型工業(yè)燃?xì)鉁u輪導(dǎo)葉，易于鑄造的合金(例如鈷基合金ECY-768)可以鑄造成每個導(dǎo)葉區(qū)段有兩個或者三個翼型部，而較難以鑄造的合金(例如，諸如IN939和CM247LC之類的鎳基超合金)則被限制為單翼型部導(dǎo)葉區(qū)段。
[0021]圖2和圖3示出了根據(jù)本發(fā)明的實施方式的渦輪翼型部31的一部分。渦輪翼型部31具有前緣32和后緣34、壓力側(cè)36和吸力側(cè)38、端部43以及端部部分42，端部部分42具有漸縮部44和脊?fàn)畈?6，脊?fàn)畈?6具有近側(cè)66和遠(yuǎn)側(cè)67。脊?fàn)畈?6可以沿著壓力偵U、前緣、吸力側(cè)以及后緣連續(xù)地或者不連續(xù)地圍繞翼型部。徑向翼展尺寸40定義為沿著翼型部的長度。翼弦方向尺寸41定義為在前緣32與后緣34之間，并且在考慮到連接的情況下可以認(rèn)為是平行于工作氣體圍堵表面51。
[0022]突出部48可以從端部部分42的壓力側(cè)和/或吸力側(cè)伸出以用于與相關(guān)聯(lián)的導(dǎo)葉平臺協(xié)作，從而在翼弦方向尺寸上限定平臺的差異膨脹和收縮的起始點。突出部48可以位于例如翼弦中間位置或者如在圖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)可以使用與示出的端部部分42相同的連接類型，或者其可以使用不同的連接類型。在翼型部中可以設(shè)置冷卻室49。
[0023]圖3是沿圖2的線3-3截取的截面圖。雙鑄平臺50具有工作氣體圍堵表面51和保持翼型部31的端部部分42的頸套部分52。雙鑄平臺50可以具有冷卻空氣氣室54。脊?fàn)畈?6具有接觸頸套52中的圍繞脊?fàn)畈?6的雙鑄凹槽的近側(cè)53的近側(cè)66。在凹槽中在脊?fàn)畈?6的下方設(shè)置有空隙55，用于翼型部的翼展方向的差異膨脹。脊?fàn)畈?6可以具有與鄰近的錐角44對齊的頂表面47。
[0024]錐角44可以繞翼型部變化以適應(yīng)在繞翼型部的彎曲的不同點處的平臺50和頸套52的差異收縮的變化量。壓力側(cè)36上的錐角可以比吸力側(cè)上的錐角小以便均衡各個接觸表面上的壓力。在示例性的工程模型中，發(fā)現(xiàn)壓力側(cè)上3至5度的錐角以及吸力側(cè)上比壓力側(cè)錐角大50%是有利的，例如，壓力側(cè)上4度并且吸力側(cè)上6度。最佳的角度取決于翼型部形狀。[0025]圖4示出了在模具58中進(jìn)行雙鑄的階段，其中平臺50材料是熔融的。模具材料可以封裝翼型部端部部分42。翼型部31可以填充有短效(fugitive)陶瓷芯59以阻擋熔融合金進(jìn)入冷卻室。將翼型部的漸縮端部42放置在模具58中。模具可以具有將翼型部的端部43裝配至在圖5中最佳示出的給定深度63的定位凹部60。例如，該深度可以等于空隙55。在將翼型部放置在模具中之前，如示出的，可以將短效材料層56施加至脊?fàn)畈?6的近側(cè)66。
[0026]圖5示出了平臺50已固化且被進(jìn)一步冷卻后的雙鑄階段。平臺50在冷卻時收縮62。翼型部31由于雙鑄期間的溫差因而比平臺收縮小。向模具58中灌入或者注入熔融金屬。翼型部在雙鑄期間保持比平臺更冷。鑒于這點，冷卻引起差異收縮從而使頸套52縮小至翼型部的漸縮的端部部分42上。由于漸縮部44的反向楔入效應(yīng)，這在圖中向上推動64翼型部，或者相對于翼型部向近側(cè)推動64翼型部。錐角應(yīng)當(dāng)足夠大以克服接觸表面之間的大接觸摩擦使得允許滑動。
[0027]圖6以剖面示出了帶有導(dǎo)葉31的平臺50的局部平面圖。在前緣32和/或后緣34處可以設(shè)置應(yīng)力消除槽口 70、72以在鑄造期間適應(yīng)平臺收縮和在操作期間適應(yīng)翼型部膨脹。這些槽口 70、72可以用諸如通過料漿或者噴涂工藝沉積的、鑄造后可以以化學(xué)方法濾除的氧化鋁或者氧化硅或者鋁硅酸鹽(莫來石)涂層之類的短效材料形成。其可以是脊?fàn)畈?6上的短效材料56的延續(xù)。淋濾(leaching)化學(xué)物可以經(jīng)由應(yīng)力消除槽口 70、72到達(dá)脊?fàn)畈?6上的短效材料。槽口 70、72可以如在圖7中看到的在整個漸縮的端部部分上延伸。槽口 70、72可以沿相應(yīng)的前翼弦方向及后翼弦方向延伸。
[0028]圖7示出了沿圖6的線7-7截取的截面圖，示出了在漸縮的端部部分42的前緣上使用短效材料56形成前緣應(yīng)力消除槽口 70的雙鑄階段。在工作溫度范圍內(nèi)和差異熱膨脹狀況下，應(yīng)力消除槽口 70、72，翼展方向空隙55、和變化的錐角44的組合對連接提供了大致均勻地分布的接觸壓力。這種連接允許有限范圍的相對移動，沿著接觸表面保持氣封，使振動最小化，使應(yīng)力集中最小化，并且為導(dǎo)葉環(huán)組件的剛度和穩(wěn)定性提供了足夠的接觸面積和壓力。
[0029]圖8示出了用于使用選擇性地應(yīng)用的短效材料來形成具有受控尺寸的間隙以便抵消在將平臺雙鑄至翼型部上的過程中的差異工藝收縮的影響的方法。由于平臺繞該翼型部被鑄造，因此平臺會從比翼型部更高的溫度被冷卻，從而引起差異收縮，該差異收縮沿著平臺的最長軸向長度最大。該最長的軸向長度是部件冷卻時的最大收縮的方向。根據(jù)本發(fā)明的實施方式的方法繞在上面雙鑄平臺的翼型部的選定部分提供精確地定尺寸的短效材料層。由于平臺在冷卻期間相對于翼型部收縮，因此短效材料會壓碎，這提供了適應(yīng)差異收縮的空間。此外，短效材料可以在冷卻期間和/或在冷卻后被濾除，從而減小了和控制了在雙鑄操作后處于冷卻溫度下的部件中的殘余應(yīng)力。
[0030]再一次參照圖8，在翼型端部部分42上施加可變厚度的短效材料56的涂層。由于平臺50在該階段不存在，因此平臺50示出為虛線?？梢栽谟嬎銠C控制下移動一個或者更多個噴嘴74以實現(xiàn)希望的涂層厚度輪廓。噴涂76A、76B可以被控制成形成厚度與距翼型部端部部分42的幾何中心78的距離成比例地變化的涂層56。替代性地，涂層可以通過將噴涂76A、76B在如示出的相應(yīng)朝內(nèi)的兩個相反方向上平行于平臺的中間平臺長度80或者平行于弦線41導(dǎo)引來形成。由于根據(jù)翼型部和平臺的幾何形狀，壓力側(cè)36可能接受到很少或者接受不到來自差異工藝收縮的壓縮，因此涂層可能被限制于前緣32、后緣34和吸力側(cè)38。
[0031]可選擇地，噴涂76A、76B可以如示出的校準(zhǔn)成可以在移動噴嘴或者不移動噴嘴的情況下產(chǎn)生希望的涂層輪廓?？梢越柚F(xiàn)有技術(shù)中已知的任何手段來實現(xiàn)校準(zhǔn)，因此不在此進(jìn)行描述。在US專利5，573，682中發(fā)現(xiàn)示例。
[0032]在進(jìn)行涂層后，平臺50被雙鑄至翼型部端部部分42上，并且隨后翼型部端部部分42和平臺50被冷卻至常溫(common temperature)。這引起了差異工藝收縮,其中，平臺從比翼型部端部部分的雙鑄溫度高的固化溫度冷卻。由于部件中的殘余應(yīng)力增加，在一些實施方式中短效材料56會壓碎，從而消除一些應(yīng)力。另外，短效材料可以被溶解或者以其他方式被移除，從而也消除至少一部分的殘余應(yīng)力。短效涂層56的厚度輪廓在沉積期間經(jīng)過設(shè)計和控制從而使得在其移除后有效地在常溫下在平臺50與翼型部端部部分42之間提供具有預(yù)定壓縮預(yù)載分布或者接觸中具有預(yù)定百分比的對置表面的對接。例如，在翼型部和平臺的常溫下或者在工作溫度范圍內(nèi)一諸如，在1000°C至1500°C—在翼型部端部部分42的前緣32、后緣36和吸力側(cè)38上，最大預(yù)載可能在最小預(yù)載的130%內(nèi)。要理解的是，對于翼型部與護(hù)罩之間的雙鑄接頭而言，可能希望的是，在常溫和工作溫度下在翼型部與護(hù)罩之間沒有留下間隙以便防止在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機中的部件的使用期間工作流體從翼型部與護(hù)罩通過。然而，在沒有過多的機械負(fù)載的情況下可能希望有一些間隙以適應(yīng)差異收縮。因此，在一些實施方式中，翼型部和護(hù)罩的對置的鄰接表面可以接觸少于100%而大于50%。盡管一些接觸和殘余應(yīng)力在翼型部與護(hù)罩之間可能是希望的，但本發(fā)明允許該應(yīng)力被減小并控制為希望的值。
[0033]圖9示出了大彎度渦輪翼型部的端部部分42和平臺50的簡圖，示出了精確確定涂層厚度輪廓的另一種方式。涂層56在厚度方面可以與垂直于中間平板長度80的最近端的平面82的接近度成比例地變化。由于根據(jù)翼型部和平臺的幾何形狀，壓力側(cè)36可能接受到很少或者接受不到來自差異工藝收縮的壓縮，因此涂層可能被限制于前緣32、后緣34和吸力側(cè)38。
[0034]氧化鋁或者鋁硅酸鹽基材料是用于短效涂層的示例的材料類型。這種材料與用于燃?xì)鉁u輪部件的典型金屬合金材料化學(xué)相容，因此即使在翼型部/護(hù)罩接頭中留有少量的短效材料，這種材料對制成品也沒有危害。噴涂工序可以通過已知的熱噴涂技術(shù)——諸如，空氣等離子噴涂或者低壓等離子噴涂、高速氧-燃料噴涂一化學(xué)氣相沉積、或者物理氣相沉積之類的來執(zhí)行，并且在一個實施方式中可以控制至厚度為±50微米的希望厚度輪廓。可以將短效材料56的孔隙度控制為希望的值或者范圍以利于材料在部件于雙鑄后冷卻時的壓碎?？梢越惶娴厥褂弥T如陶瓷料漿涂層或者模制之類的非噴涂方法。在一些實施方式中優(yōu)選定向噴涂方法以便通過噴涂定向形成涂層厚度輪廓。得到的接頭可以如文中描述的具有機械互鎖而沒有冶金結(jié)合。
[0035]如果平臺在使用期間被損壞，使用雙鑄能夠?qū)崿F(xiàn)較低成本的維修。平臺可以被切掉從而保存了價值高的翼型部，隨后可以將新的替換平臺雙鑄至翼型部上。雙鑄允許部件被設(shè)計得超出整體可鑄造性的實際限制；提高了鑄造成品率，允許翼型部和平臺被形成為具有各自不同的特殊性能，并且允許選擇性地使用諸如單晶預(yù)制件之類的昂貴的材料和方法。[0036]雖然文中已示出和描述了本發(fā)明的多種實施方式，但是明顯的是這些實施方式僅作為示例提供。在不偏離文中本發(fā)明的情況下可以進(jìn)行多種變型、改變和替換。因此，希望本發(fā)明僅由所附權(quán)利要求的精神和范圍限定。
【權(quán)利要求】
1.一種方法，包括以下步驟: 選擇性地將短效材料施加至第一金屬構(gòu)件的周界的至少一部分上以圍繞所述周界獲得預(yù)定厚度的輪廓； 圍繞所述第一金屬構(gòu)件的所述周界將第二金屬構(gòu)件雙鑄至所述短效材料上； 將所述第一金屬構(gòu)件和所述第二金屬構(gòu)件冷卻至常溫，由此在所述第一金屬構(gòu)件與所述第二金屬構(gòu)件之間產(chǎn)生差異收縮應(yīng)力；以及 去除所述短效材料以消除至少一部分所述差異收縮應(yīng)力。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，還包括:通過將所述短效材料沿與所述第二金屬構(gòu)件在所述冷卻步驟期間的最大冷卻收縮的方向平行的方向噴涂至所述第一金屬構(gòu)件上來施加所述短效材料。
3.一種方法，包括以下步驟: 提供包括端部部分的渦輪翼型部； 在所述翼型部端部部分的至少一部分上形成短效涂層； 于所述短效涂層之上將平臺雙鑄至所述翼型部端部部分上； 使所述翼型部端部部分和所述平臺達(dá)到常溫，由此在所述翼型部端部部分與所述平臺之間導(dǎo)致差異收縮應(yīng)力；以及 通過去除所述短效涂層的至少一部分而減小所述差異收縮應(yīng)力。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其中，所述短效涂層形成為圍繞所述翼型部端部部分使其厚度與所述翼型部和所述平臺之間的局部差異工藝收縮的變化成比例地變化。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，還包括:圍繞所述翼型部端部部分形成厚度變化的所述短效涂層，所述厚度變化的短效涂層有效地實現(xiàn):在常溫下沿著所述翼型部端部部分的前緣、后緣和吸力側(cè)，所述翼型部端部部分與所述平臺之間的最大局部壓縮預(yù)載在最小局部壓縮預(yù)載的130%以內(nèi)。
6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，還包括:對形成所述短效涂層的步驟進(jìn)行控制，使得在去除所述短效涂層的至少一部分的步驟之后，在常溫下，所述翼型部的所述端部部分與所述平臺的少于100%且多于50%的對置表面接觸。
7.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，還包括:通過沿與所述平臺的中間平臺長度平行的向內(nèi)的兩個相反方向?qū)⑻沾刹牧蠂娡恐了鲆硇筒慷瞬坎糠稚隙纬伤龆绦繉印?br> 8.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，還包括:通過沿與所述翼型部的弦線平行的向內(nèi)的兩個相反方向?qū)⑻沾刹牧蠂娡恐了鲆硇筒慷瞬坎糠稚隙纬伤龆绦繉印?br> 9.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，還包括:與到所述翼型部端部部分的幾何中心的距離成比例地圍繞所述端部部分改變所述短效涂層的厚度。
10.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，還包括:與和所述平臺的中間平臺長度的最近端垂直的平面的接近度成比例地改變所述短效涂層的厚度。
11.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，還包括:將所述短效涂層局限于所述翼型部端部部分的前緣、吸力側(cè)和后緣。
12.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，還包括: 將所述翼型部端部部分形成為包括朝向所述翼型部的一端匯聚的漸縮部； 在所述翼型部端部部分上形成脊?fàn)畈?，所述脊?fàn)畈堪ㄏ鄬τ谒鲆硇筒康慕鼈?cè)和遠(yuǎn)側(cè)；以及 在所述脊?fàn)畈康乃鼋鼈?cè)上形成所述短效材料層，并且不在所述脊?fàn)畈康乃鲞h(yuǎn)側(cè)上形成所述短效材料層； 其中，在去除所述短效涂層的至少一部分的步驟之后，差異工藝收縮在所述脊?fàn)畈康乃鲞h(yuǎn)側(cè)與所述平臺之間形成間隙，并且所述脊?fàn)畈康乃鼋鼈?cè)接觸所述平臺。
13.一種方法，包括以下步驟: 形成具有端部部分的渦輪翼型部，其中，所述端部部分包括: 漸縮部，所述漸縮部使所述翼型部遠(yuǎn)側(cè)縮?。? 脊?fàn)畈?，所述脊?fàn)畈烤哂邢鄬τ谒鲆硇筒康慕鼈?cè)和遠(yuǎn)側(cè)； 在所述翼型部端部部分上形成短效陶瓷材料的涂層； 使所述涂層局限于所述翼型部端部部分的前緣、吸力側(cè)和后緣； 將平臺雙鑄至所述渦輪翼型部的所述翼型部端部部分上； 其中，圍繞所述翼型部端部部分，所述短效涂層的厚度與所述翼型部和所述平臺之間的差異工藝收縮的變化成比例地變化； 使所述翼型部端部部分和所述平臺達(dá)到常溫； 去除所述短效陶瓷材料的涂層。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，還包括:改變所述短效涂層的厚度以有效地實現(xiàn):在常溫下在所述翼型部端部部分的前緣、后緣和吸力側(cè)上，所述平臺的最大預(yù)載在最小預(yù)載的130%以內(nèi)。
15.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，還包括:改變所述短效涂層的厚度以有效地實現(xiàn):在所述翼型部和所述平臺的工作溫度的范圍內(nèi)在所述翼型部端部部分的前緣、后緣和吸力側(cè)上，所述平臺的最大預(yù)載在最小預(yù)載的130%以內(nèi)。
16.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，還包括:對形成所述短效陶瓷材料的涂層的步驟進(jìn)行控制，使得:在去除所述涂層的步驟之后，在常溫下，所述翼型部端部部分與所述平臺的少于100%且多于50%的對置表面接觸。
17.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，還包括:通過沿與所述平臺的中間平臺長度平行的向內(nèi)的兩個相反方向?qū)⑻沾刹牧蠂娡恐了鲆硇筒慷瞬坎糠稚隙纬伤龆绦繉印?br> 18.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，還包括:通過沿與所述翼型部的弦線平行的向內(nèi)的兩個相反方向?qū)⑻沾刹牧蠂娡恐了鲆硇筒慷瞬坎糠稚隙纬伤龆绦繉印?br> 19.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，還包括:與到所述翼型部端部部分的幾何中心的距離成比例地改變所述短效涂層的厚度。
20.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，還包括:與和所述平臺的中間平臺長度的最近端垂直的平面的接近度成比例地改變所述短效涂層的厚度。
【文檔編號】B22D29/00GK104039477SQ201280044937
【公開日】2014年9月10日 申請日期:2012年7月2日 優(yōu)先權(quán)日:2011年8月2日
【發(fā)明者】克里斯蒂安·X·坎貝爾, 阿南德·A·庫爾卡尼, 阿利斯特·W·詹姆斯, 布賴恩·J·韋塞爾, 保羅·J·吉爾 申請人:西門子能源有限公司