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制造燃气涡轮发动机部件的方法

阅读：1107发布：2020-06-17

IPRDB可以提供制造燃气涡轮发动机部件的方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种方法，包括：在具有突出的肋状材料部(26)的基底(12)上提供粉末材料层(106)；以及使能量束(100)在粉末材料层上移动以绕突出的肋状材料部形成熔覆层(10)，并且使熔覆层结合至突出的肋状材料部，其中，所述熔覆层限定翼型件蒙皮(94)的一层。，下面是制造燃气涡轮发动机部件的方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种制造燃气涡轮发动机部件的翼形件部段的方法，包括：

在中空的基底(12)上提供粉末材料层(106)，所述基底包括压力侧蒙皮、吸力侧蒙皮、连接所述压力侧蒙皮和所述吸力侧蒙皮的肋状部、突出的肋状材料部(26)，所述突出的肋状材料部延伸至所述基底的所述压力侧蒙皮和所述吸力侧蒙皮以及粉末材料的上方，所述压力侧蒙皮和所述吸力侧蒙皮共同限定翼型件蒙皮；以及使能量束(100)在所述粉末材料层上移动，以绕所述突出的肋状材料部形成熔覆层(10)，并且使所述熔覆层结合至所述突出的肋状材料部，其中，所述熔覆层限定所述翼型件蒙皮(94)的一层。

2.根据权利要求1所述的方法，所述方法还包括从现有部件移除所述翼型件蒙皮的至少一部分，而保留所述突出的肋状材料部，以形成所述基底。

3.根据权利要求1所述的方法，所述方法还包括使所述突出的肋状材料部朝向部件的包括所述翼型件蒙皮的端部渐缩，并且使所述能量束移动以使所述熔覆层向所述突出的肋状材料部的渐缩侧表面(44)延伸。

4.根据权利要求3所述的方法，所述方法还包括通过布置在所述肋状材料部的端部上方的单个能量束源来选定渐缩角，以允许在所述肋状材料部的两侧直线到达所述粉末材料层。

5.根据权利要求4所述的方法，所述方法还包括使所述渐缩角选定成允许存在位于所述能量束与所述渐缩侧表面之间的入射角。

6.根据权利要求1所述的方法，其中，所述突出的肋状材料部不朝向部件的包括所述翼型件蒙皮的端部渐缩。

7.根据权利要求1所述的方法，所述方法还包括使所述能量束移动以形成第一熔池和第二熔池，所述第一熔池形成所述熔覆层的第一侧部，同时，所述第二熔池形成所述熔覆层的第二侧部。

8.根据权利要求7所述的方法，所述方法还包括在共用的起始点处以有效地防止所述熔覆层在所述共用的起始点处重熔的方式产生所述第一熔池和所述第二熔池。

9.根据权利要求8所述的方法，所述方法还包括使所述第一熔池和所述第二熔池在共用的终止点处以有效地防止所述熔覆层在所述共用的终止点处重熔的方式终止。

10.根据权利要求1所述的方法，所述方法还包括形成额外的肋状部层作为所述熔覆层的一部分。

说明书全文

制造燃气涡轮发动机部件的方法

技术领域

[0001] 本发明涉及通过使用能量束和控制光学器件使熔覆层沉积来制造翼型件。具体地，本发明涉及由熔覆层来包围突出的肋状材料部。

背景技术

[0002] 在燃气涡轮发动机的涡轮部段中使用的叶片暴露于燃烧气体、高机械力和外物冲击。这与高的工作温度相结合在叶片中产生高水平的应力。叶片稍端、叶片翼型件部段和叶片平台特别易受与损坏有关的应力的影响，包括磨损和有裂缝的区域。叶片稍端(也称为稍端帽)包括叶片稍端架(翼型件的端部件)和叶顶凹槽(blade squealer)(围绕叶片稍端升高的材料部)。裂缝可以从翼型件的稍端朝向平台向下延伸，有时延伸经过与叶片稍端相邻的叶片架。

[0003] 已知的是通过非结构性替换材料来替换磨损或开裂的叶片。该替换材料被认为是非结构性的，主要是由于应力在该位置中相对较小，并且因此，损坏造成的后果在性能方面相对最小。不幸的是，在稍端架下方经常发现延伸到翼型件本体中的裂缝。例如，裂缝可以在叶片稍端下方延伸30mm。该材料的替换(在凹槽下方)非常困难并且必然被认为在结构上具有更高的要求，其中，必须达到某些最小机械性能以承受翼型件本体中受到的更大应力。

[0004] 对于焊接超合金而言最困难的是，没有已知的方法来替换大量的这种涡轮叶片。利用热箱来磨去并且重新焊接裂缝以在该过程期间使材料的延展性最大化已获得成功是有限的。将整个受损的叶片稍端切断并且焊接出于至少两个原因而是不可能的。第一，材料自身并不适于对接焊，会由于收缩应力和较高的约束而破裂。第二，布置在翼型件内的肋状部(用于结构性功能以及对冷却空气进行管理)不能接近以进行对焊接。因此，在本领域中具有改进制造以及/或者修复叶片翼型件的方法的空间。

附图说明

[0005] 在参照附图的下文描述中对本发明进行了说明，附图示出了：

[0006] 图1示意性地示出了在形成示例性实施方式的熔覆层时能量束所遵循的路径的示例性实施方式，其中，所述路径叠设在熔覆层上，并且熔覆层布置在示例性实施方式的基底上。

[0007] 图2为形成过程即将开始时图1的形成在基底上的熔覆层的示意性立体图。

[0008] 图3为在已经形成若干个熔覆层之后的沿着图2的线A-A截取的示意性截面图。

[0009] 图4示意性地示出了在形成与肋状部相邻的熔覆层时能量束所遵循的图案的示例性实施方式，其中，所述图案叠设在熔覆层上，并且熔覆层布置在基底上。

[0010] 图5和图6示意性地示出了在形成示例性实施方式的叶片稍端架时能量束所遵循的图案的示例性实施方式。

具体实施方式

[0011] 发明人已经设想了一种制造诸如涡轮叶片之类的燃气涡轮部件的翼型件部段的方法，该翼型件部段具有翼型件蒙皮，该翼型件蒙皮在结构上由内部肋状部支承。这通过对放置在基底的结合表面上的熔化粉末使用扫描光学器件而在结合表面上形成熔覆层来实现。熔覆层围绕现有的肋状材料部而沉积，该肋状材料部在结合表面上方突出，并且熔覆层结合至结合表面和突出的肋状材料部。扫描光学器件产生了两个熔池，所述两个熔池沿着突出的肋状材料部的相反侧的不同路径同时行进以形成每个熔覆层。每个熔覆层均形成翼型件层，每个熔覆层均包括侧部部段，并且可以包括至少一个肋状部段，以产生下述肋状部：在该肋状部处没有已经存在的突出的肋状材料部。能够绕现有的肋状部段形成翼型件蒙皮使得能够以先前不可能的方式制造新的翼型件部段以及修复现有的翼型件部段。至于磨损的翼型件，发明人已经认识到，肋状部很少受损，并且因此，对于使用所公开的方法进行修复而言，最有效的是使肋状部保留就位。

[0012] 在基底为超合金的示例性实施方式中，粉末材料可以包括超合金金属粉末和助溶剂，如在Bruck等人的美国专利申请公开号2013/0140278中所描述的，该专利申请的公开内容通过参引并入本文。结合目前可获得的先进的扫描光学器件(例如，Cambridge Technology Lightning II 4kW，Scanlab powerSCAN 4kW，Trumpf PFO 3D 8kw以及IPG8kW)以及本文中公开的沉积模式以这种方式覆盖超合金的能力使得能够制造以及修复超合金部件，而这在先前是不可能的。

[0013] 图1示意性地示出了当形成示例性实施方式的熔覆层10时能量束所遵循的路径的示例性实施方式，其中，所述路径叠设在熔覆层10上并且熔覆层10布置在示例性实施方式的基底12上。熔覆层10可以呈翼型件的形状并且具有蒙皮14以及可选地额外的肋状部段24，蒙皮14具有压力侧壁16、吸力侧壁18、前缘20、后缘22。额外的肋状部段24表示除已经存在的肋状部之外要形成的肋状部。基底12包括熔覆层10下方的结合表面(不可视)。肋状材料部26在结合表面上方突出(超出页面)，并且肋状材料部26的每个实例都表示沉积熔覆层
10所围绕的以及熔覆层10所结合的一些或者所有肋状部28。在示出的示例性实施方式中，基底12包括第一肋状材料部30和第二肋状材料部32。可以设置任意数量的肋状部28，也可以设置任意数量的额外的肋状部段24。

[0014] 第一肋状材料部30没有朝向稍端40渐缩。因此第一肋状材料部30实质代表完整的肋状部，具有较少的与将第一肋状材料部30的非渐缩侧表面42结合至压力侧壁16相关联的任意角部等。第二肋状材料部32朝向稍端40渐缩。因此，第二肋状材料部32代表不完整的肋状部。通过渐缩的肋状材料部，熔覆层10填充在第二肋状材料部32的不属于渐缩部的部分中并且结合至第二肋状材料部32的渐缩侧表面44。因此，无论肋状部28是包括非渐缩侧表面42还是包括渐缩侧表面44，肋状部28都结合至熔覆层10的内周缘46。

[0015] 在没有额外的肋状部段24的示例性实施方式中，压力侧壁16和吸力侧壁18可以通过能量束来形成，能量束由扫描光学器件引导以形成第一路径50和第二路径52，相应的熔池沿着第一路径50和第二路径52行进。第一路径50可以在第一路径起始点54处开始并且移动第一壁例如吸力侧壁18直到到达第一路径终止点56。第二路径52可以在第二路径起始点58处开始并且移动第二壁例如压力侧壁16直到到达第二路径终止点60。第一路径起始点54和第二路径起始点58可以布置在共用的起始点62处。第一路径终止点56和第二路径终止点
60可以布置在共用的终止点64处。在任意起始点处，例如在共用的起始点62处，可以形成可选的起弧部66(runon)。同样，在任意终止点处，例如在共用的终止点64处，可以形成的可选的收弧部68(runoff)。

[0016] 共用的起始点62的位置可以选定成使得第一路径50的长度与第二路径52的长度相同。在该示例性实施方式中，扫描光学器件可以构造成使能量束沿着每条路径以相同的速率移动，从而对能量束而言花费相同的时间移动第一路径50和第二路径52(即，相同的持续时间)。替代性地，第一路径50和第二路径52可以具有不同的长度。在这种情况下，在能量束以相同的速率移动每条路径的情况下，可能花费更多的时间来形成较长的路径。当两条路径具有不同的长度但期望用于每条路径的移动时间相同时，能量束的扫描还可以被调节成使得其在相同的时间内移动每条路径。例如，在第一路径50比第二路径52长25％(例如，第一路径50和第二路径52分别为125mm和100mm)的情况下，则当以相同的移动时间(例如，对例如108秒的总处理时间而言约2.1mm/s)移动每条路径时，能量束形成第一路径50所花费的时间比形成第二路径52所花费的时间多25％(例如分别为60秒和48秒)。这由于较短路径的熔池将保持足够长时间的液化以允许能量束花费更多的时间来形成较长的路径而成为可能，即使能量束的功率输出在形成每条路径时是相同的情况下仍是如此。

[0017] 当形成熔覆层10时，第一熔池(未示出)遵循第一路径50，第二熔池(未示出)遵循第二路径52。在熔池中的一个熔池开始形成并且共用的起始点处的粉末材料熔化并且随后在另一熔池开始形成之前固化的情况下，则在共用的起始点62处固化的材料被之后开始形成的熔池重熔。这种重熔(再次熔化)可以通过使两个熔池同时或者时间上足够接近地开始形成来避免，使得在共用的起始点62处仅形成一个熔池(未示出)。避免重熔降低了破裂的可能性并且产生了更牢固的熔覆层。同样，移动第一路径50的熔池可以定时以与移动第二路径52的熔池相接，使得两个熔池在共用的终止点64处汇合成单个熔池，从而避免在共用的终止点64处发生重熔。可选的收弧部68可以定位在共用的终止点64处，并且一个或更多个熔池可以延伸离开位于收弧部68处的部分。同时形成相对的壁部部段减轻了翼型件弯曲，以及连续的、不中断的移动使重熔最小化，从而提高了熔覆层10的结构完整性。

[0018] 当熔池靠近第一肋状材料部26的非渐缩侧表面42时，能量束和/或扫描光学器件可以改变一个或更多个操作参数以确保熔覆层10在肋状部与熔覆层10之间的接合部70处良好地结合。例如，可以减缓能量束的移动速率，或者可以增大能量束的功率级，以对由于接合部70处的材料量而引起的额外的局部散热进行补偿。当熔池靠近渐缩侧表面44时，能量束和/或扫描光学器件同样可以改变一个或更多个操作参数以确保熔覆层10在肋状部与熔覆层10之间的接合部70处良好地结合。此外，可以加宽路径以确保熔覆层10到达渐缩侧表面44，如下文进一步论述的。

[0019] 对侧壁的远离接合部70的部分而言，能量束的功率输出可以与用于形成熔覆层10的路径的能量束的功率输出相同。替代性地，可以改变功率输出。再进一步地，可以在能量束移动路径时调节功率以适应变化的热量需要，例如翼型件所需的宽度(壁厚)。

[0020] 在具有额外的肋状部段24的示例性实施方式中，可以改变路径中的一个路径以形成额外的肋状部段24，而另一路径可以保持不变。例如，第一路径50可以保持不变，而可以改变第二路径52以包括额外的肋状部段24。在该示例性实施方式中，第二路径也将从第二路径起始点58处开始，并且将在第二路径终止点60处终止，第二路径起始点58可以为共用的起始点62，第二路径终止点60可以为共用的终止点64。然而，当能量束移动压力侧壁16时，能量束可以使得熔池暂时离开压力侧壁16以形成额外的肋状部段24。在形成额外的肋状部段24之后，能量束将在压力侧壁16上在第二起始点72处产生新的熔池，并且能量束移动新的熔池以到达第二路径终止点60。形成额外的肋状部24的熔池可以定时成同时到达额外的肋状部段24与吸力侧壁18的接合部处。这将避免在该位置处重熔。在压力侧壁16上的、与第二起始点72相邻并且已经由能量束处理过的熔覆材料可能已经固化。因此，当形成新的熔池时，在第二起始点72处可能会存在一定程度的重熔。

[0021] 替代性地，在能量束100到达额外的肋状部段时，能量束100实质上被同时沿着三条路径分享。在该示例性实施方式中，三个熔池能够同时存在。沿着压力侧壁16行进的熔池可以分开，使得一个熔池沿着压力侧壁16继续行进，而另一熔池将沿着额外的肋状部段继续行进并且在吸力侧壁18处与第三熔池相接，在该相接点处，单个熔池将沿着吸力侧壁18继续行进。移动压力侧壁16的熔池的移动速率和移动吸力侧壁18的熔池的移动速率能够独立地调节成使得两者同时到达共用的终止点64处。在该示例性实施方式中完全避免了重熔。

[0022] 在熔覆过程在熔覆层上产生熔渣层的情况下，可以在粉末材料固化时或者在熔覆层10的形成完成时移除熔渣。

[0023] 一个或更多个熔覆层10可以沉积在基底上以产生或重建翼型件，在这种情况下，可以重复上述过程以按照需要形成多个熔覆层10。

[0024] 图2为形成过程即将开始时形成在基底10上的熔覆层10的示意侧视图。在该示例性实施方式中，基底12为翼型件80，翼型件80具有翼型件压力侧部82、翼型件吸力侧部84、翼型件前缘86、翼型件后缘88和结合表面90，结合表面90在该示例性实施方式中为翼型件蒙皮94的边缘92。从能量束源102发射且由扫描光学器件104引导的能量束100对放置在结合表面90上的粉末材料106进行处理。可以观察到的是，扫描光学器件104能够引导能量束100朝向熔覆层10的一个侧部，如由实线的能量束线所指示的，并且随后朝向熔覆层的另一侧部，如由虚线所指示的。扫描光学器件能够使射束以大约3m/s的跳转速率从一个侧部跳跃至另一侧部。因此，可以同时保持和移动两个熔池。在处理期间，粉末材料106熔化、固化以及结合至结合表面90以形成熔覆层10。

[0025] 在助熔剂粉末掺入在粉末材料106中的示例性实施方式中，熔渣108可能形成在熔覆层10上，而该熔渣108在任何随后的熔覆层沉积之前被移除。在替代的示例性实施方式中，填料和助熔剂可以预置在不同的预成形件中，例如封装在随后定位在处理位置处的套筒中。粉末材料中的填料材料可以具有与基底相同的化学组分，或者填料材料可以与基底的化学组分不同。

[0026] 虚线限定了翼型件80的未完成部分112在充足的熔覆层10沉积以完成翼型件80时的已完成轮廓110。(肋状部在已完成的翼型件中从外部不可见。)已完成轮廓110可以表示第一次产生的翼型件80，或者可以指示翼型件蒙皮94，该翼型件蒙皮94是翼型件80的之前被移除的部分以及必须被替换的部分以使翼型件恢复成其原始状态。后一种情况例如当已处于使用中的翼型件80在翼型件80的稍端114处经受破裂时可能出现。翼型件80可以中止使用，并且移除翼型件蒙皮94的稍端端部116以及其中的不期望的裂缝，但保留肋状部28中的至少一个肋状部的至少一部分，以允许进行本文中公开的熔覆修复操作。因此，翼型件蒙皮94可以被移除以暴露下方的肋状材料部。在翼型件蒙皮94从翼型件压力侧部82和翼型件吸力侧部84两者移除的情况下，下方的肋状材料部可以跨越(连接至)所移除的翼型件蒙皮94的两个侧部。

[0027] 突出的肋状材料部可以一直突出至翼型件80的稍端114或者可以不突出至向翼型件80的稍端114。例如，一些肋状材料部可以一直保留至位于翼型件80的稍端114处的肋状部28的端部。替代性地，可以移除位于稍端114处的一些肋状材料部，但可以留下一些突出的肋状材料部。在非限制性示例中，可以移除30mm并且可以形成3mm厚的熔覆层直到重新制造了30mm的部段为止。当沉积了10层时，翼型件80将恢复至完成状态。翼型件80的外表面可能需要精加工。内表面可以按现况而接受。

[0028] 图3为在已经沉积了若干熔覆层10之后沿着图2的线A-A截取的示意性截面图。第一熔覆层130的结合表面90由基底12在材料移除之后但在任何熔覆层10沉积之前限定。一旦熔覆层10结合至基底12，从下一个熔覆层10的角度来看，沉积的熔覆层10变成基底12的一部分。因此，用于随后的结合层的结合表面90为前一个熔覆层10的顶部132。该过程重复用于每个熔覆层10。

[0029] 肋状部28与翼型件蒙皮94的接合部70实质朝向页面的顶部定向，而渐缩侧表面44与渐缩侧表面44形成渐缩角136。因此，在每层的上表面140处，渐缩间隙138形成在接合部70与渐缩侧表面44之间。为了适应此种设置，可以加宽熔覆层10以渡过渐缩间隙138，使得熔覆层10可以结合至渐缩侧表面44。例如，用于第二熔覆层134的结合表面90将是第一熔覆层130的顶部132，顶部132包括翼型件蒙皮94的边缘92加上用于第一熔覆层130的渐缩间隙
138。因此，在与肋状部28相邻的位置处，结合表面90包括翼型件蒙皮94加上前一熔覆层10的渐缩间隙138。仍使用第二熔覆层134作为示例，用于每层的能量束的变宽可以考虑当前结合表面90的增大的表面面积以及当前结合层内的渐缩角136，以确保熔覆层10在每个熔覆层10的上表面140处和下表面142处适当地结合至渐缩侧表面44。尽管示出了恒定的渐缩角136，但渐缩角136可以在一个或更多个熔覆层10处改变。渐缩间隙138可以由熔覆层10填充使得产生任何期望的几何形状，例如应力减小角部或其他这种特征。

[0030] 在实施方式中，渐缩角136可以选定成与能量束源102和扫描光学器件104的定位配合使得能量束100可以到达一个肋状部28的两个侧部，而不必平移能量束源102。也就是说，能量束源102和扫描光学器件104可以定位成使得能量束100可以仅通过扫描光学器件跳跃至肋状部28的两个侧部并且仍以直线的方式到达与肋状部28的两个渐缩侧表面44相邻的区域。这种设置使能量束100能够使两个熔池同时并且未中断地移动经过肋状部28，同时在接合部70处形成合适的结合。

[0031] 渐缩角136可以选定成在渐缩侧表面44与能量束100之间产生入射角144，这有效地将更多的热量赋予渐缩侧表面44，这进而改善了渐缩侧表面44与熔覆层10之间的结合。对肋状部的两个侧部而言，入射角144根据局部需求可以是相同的，也可以是不同的。

[0032] 尽管图2和图3示出了能量束100邻近渐缩侧表面进行处理，但当入射角144为零时(即，在非渐缩侧表面42上没有能量束100的直接撞击时)，能量束100也可以使熔覆层10融合至非渐缩侧表面42。在这种情况下，熔池中的局部等离子体和可获得的过热能够足以实现这种侧向熔化以及融合。因此，熔覆层10可以结合至所有情况下的相邻的肋状部侧表面。

[0033] 图4示意性地示出了在形成熔覆层10时能量束100所遵循的图案的示例性实施方式。在该视图中，图案叠设在熔覆层10上，熔覆层10搁置在基底12上。在该示例性实施方式中，能量束被引导成呈圆形图案150。翼型件蒙皮94的厚度152以及因此的熔覆层10的厚度可以是3.0mm。圆形图案150的直径154可以是3.5mm至4.0mm，并且相邻的圆形图案150可以在能量束移动第二路径52时重叠大约1mm。能量束可以具有例如1mm的直径。在该示例性实施方式中，第一肋状材料部30不渐缩。因此，圆形图案150在与第一肋状材料部30相邻时不需要增大直径，以确保熔覆层10结合至非渐缩侧表面42。相比之下，第二肋状材料部32是渐缩的。当圆形图案150与第二肋状材料部32相邻时，扫描光学器件104可以将圆形图案150调节成一个或多个椭圆形图案156，以确保熔覆层10结合至渐缩侧表面44。在非限制性的示例性实施方式中，可以设置第一椭圆形图案156和相邻的重叠的第二椭圆形图案160，其中，第一椭圆形图案156的长侧部158彼此分开2mm，同样，第二椭圆形图案160的长侧部彼此分开2mm。该结果使得几乎均匀覆盖结合表面90，该结合表面90包括翼型件蒙皮94的边缘92和渐缩间隙138。

[0034] 为了形成额外的肋状部段24，图案150可以从压力侧壁16移动至吸力侧壁18(或者以相反的方向，取决于所选择的路径)。替代性地，当能量束到达额外的肋状部段时，也可以发生在图4中产生的同样的能量束的变宽，但图案变宽成使得长侧部158跨越压力侧壁16和吸力侧壁18以形成整个额外的肋状部段24。这可能需要大量的功率，例如需要8kW至10kW的功率，但可以使生产过程尽可能加速。在此再次指出的是，示例性实施方式并不意味着限制性。精确的图案可以以对本领域技术人员熟知的方式修改。例如，能量束可以沿直线在压力侧壁16与吸力侧壁18之间来回行进，从而在每次经过之后前进一个射束直径。

[0035] 图5示意性地示出了在形成翼型件80的稍端帽170的示例性实施方式时能量束所遵循的图案的示例性实施方式，形成稍端帽170可以是形成翼型件80所必需的。翼型件80的内部可以通过呈粉末或固体形式的陶瓷材料(例如氧化锆、二氧化硅、氧化铝、二氧化钛、石墨、干冰等)填充，并且陶瓷材料可以定位成围绕翼型件80的外部。粉末材料106定位在填充翼型件80的陶瓷材料上。在示例性实施方式中，能量束以圆形图案150在翼型件压力侧部82与翼型件吸力侧部84之间来回移动。一旦完成稍端帽170，可以移除陶瓷材料，从而保留完整的翼型件80。该示例性实施方式并不意味着限制性。精确的图案可以以对本领域技术人员而言熟知的方式修改。

[0036] 在图6中示出的变型中，能量束可以以不同的方式形成稍端帽170。代替形成单独的侧向沉积，能量束可以加宽使得熔池从翼型件前缘86行进至翼型件后缘88。这可能需要大量的功率，例如需要8kW至10kW的功率，但可以使生产过程尽可能加速。该示例性实施方式并不意味着限制性并且可以使用其他图案，例如与上文论述的从翼型件压力侧部82跨越至翼型件吸力侧部84的重叠的宽椭圆形图案类似的图案。

[0037] 从上文中可以看出，发明人已经设想了以先前不可能的方式制造翼型件的新颖的方法。因此，这代表了技术领域的进步。

[0038] 尽管在本文中已经示出并描述了本发明的各种实施方式，但明显的是，所述实施方式仅通过示例的方式提供。在未背离本文中本发明的情况下可以做出许多变型、改变和替换。因此，意在使本发明仅受限于所附权利要求的主旨和范围。

标题	发布/更新时间	阅读量
燃气涡轮发动机-专利编号CN110345512A	2020-05-11	768
燃气涡轮发动机-专利编号CN106870165B	2020-05-11	633
燃气涡轮发动机-专利编号CN108474559A	2020-05-12	281
燃气涡轮发动机-专利编号CN106870202B	2020-05-11	212
燃气涡轮发动机-专利编号CN108463637A	2020-05-13	1085
燃气涡轮发动机-专利编号CN107916994A	2020-05-13	1049
燃气涡轮发动机-专利编号CN103133141A	2020-05-13	1004
燃气涡轮发动机-专利编号CN109838307A	2020-05-12	897
燃气涡轮发动机-专利编号CN109424471A	2020-05-12	859
燃气涡轮发动机-专利编号CN109838308A	2020-05-11	772

制造燃气涡轮发动机部件的方法

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