機翼和制造方法
【專利說明】機翼和制造方法
[0001]背景
[0002]渦輪發動機部件，如渦輪葉片和渦輪導葉，在高溫環境中運行。為了避免部件暴露在高溫中而造成的損耗，有必要為部件提供冷卻。渦輪葉片和渦輪導葉在它們機翼部分的吸力側和壓力側以及前緣和后緣都承受高熱負荷。所述機翼具有最高熱負荷的區域取決于發動機設計和特定的操作條件而不同。使用陶瓷芯的鑄造過程目前具有為渦輪部件如葉片機翼和導葉機翼以及密封件提供特殊冷卻通道的潛力。冷卻回路恰好能夠放置在機翼壁的內側，冷卻流體流經所述冷卻回路來冷卻機翼。
[0003]概述
[0004]機翼包括前緣和后緣，從前緣延伸至后緣并且具有內表面和外表面的第一外壁，從前緣延伸至后緣大體上與所述第一外壁相對并且具有內表面和外表面的第二外壁，以及機翼內的腔。第一腔沿著第一外壁的內表面和第一內壁延伸，并且具有上游端和下游端，并且供給腔位于第一內壁與第二外壁之間。
[0005]一種形成機翼的方法包括:形成具有第一長度的第一側和大體上與第一側相對的具有第二長度的第二側的第一陶瓷芯；形成長度大體上大于或等于第一長度的第二陶瓷芯；形成芯組件；以及鑄造機翼。形成芯組件包括定位第二陶瓷芯，使得它與第一陶瓷芯的第一側接近但隔開。芯組件在鑄造期間使用，以為機翼提供中央芯通道，并且第一內部冷卻回路位于所述中央芯通道的一側。第一內部冷卻回路的長度大體上大于或等于中央芯通道的與所述第一內部冷卻回路接近的側的長度。
[0006]一種機翼包括前緣壁，后緣以及在所述前緣壁與后緣之間延伸的第一外側壁和第二外側壁；中央供給腔；位于中央供給腔與前緣壁之間的撞擊腔；以及使中央供給腔與第一外側壁隔離的第一冷卻回路。
[0007]附圖簡述
[0008]圖1A是根據本發明的一個實施方案的具有機翼的葉片的透視圖。
[0009]圖1B是圖1中示出的機翼的透視圖，其中所述機翼的部分被切掉。
[0010]圖2是沿線2-2截取的圖1的機翼的橫截面圖。
[0011]圖3是機翼的另一個實施方案的橫截面圖。
[0012]圖4是機翼的另一個實施方案的橫截面圖。
[0013]圖5是機翼的另一個實施方案的橫截面圖。
[0014]圖6是機翼的另一個實施方案的橫截面圖。
[0015]圖7是機翼的另一個實施方案的橫截面圖。
[0016]圖8是用于鑄造圖1A、圖1B和圖2中示出的機翼的芯組件的透視圖。
[0017]詳述
[0018]用于如機翼等部件的冷卻回路可以通過使用陶瓷芯進行熔模鑄造來制成。陶瓷制造的進步允許形成較薄的陶瓷芯，其能夠用于所鑄造的機翼和其它結構。較薄的陶瓷芯使得新的冷卻配置能夠用在葉片機翼和導葉機翼中。
[0019]熔模鑄造是一種用于制造空心部件(如壓縮機和用于燃氣渦輪發動機的渦輪葉片和渦輪導葉)的技術。在一些熔模鑄造方法中，陶瓷芯元件用于形成葉片機翼和導葉機翼以及平臺的內部通道。組裝多個芯元件的芯組件。將蠟型形成在所述芯組件上。然后將陶瓷殼形成在所述蠟型上，且將所述蠟型從所述殼上移除。將熔融金屬引入所述陶瓷殼中。所述熔融金屬在冷卻后即刻固化并形成所述機翼和/或平臺的所述壁。所述陶瓷芯可以形成用于冷卻流體(如所述機翼和/或平臺中的冷卻空氣)的內部通道。將所述陶瓷殼從鑄造零件移除。此后，通常以化學方式，使用合適的消除技術來移除所述陶瓷芯。所述陶瓷芯的移除在所述機翼和/或平臺的壁中留下一個或多個供給腔和冷卻回路。
[0020]圖1A示出了根據本發明的一個實施方案的具有機翼12的葉片10的透視圖。雖然下文相對于葉片10描述機翼12的其它細節，但機翼12的結構也適用于屬于導葉的機翼。葉片10包括機翼12，根部14和平臺16。機翼12從平臺16延伸至末端部分18。根部14從平臺16在與機翼12相反的方向上延伸，根部14接納在轉子(未示出)上的槽中。機翼12包括前緣壁20，后緣22，壓力側壁24和吸力側壁26。壓力側壁24和吸力側壁26從前緣壁20延伸至在機翼12的相對側上的后緣22。前緣壁20，壓力側壁24和吸力側壁26 —起形成機翼12的外部。機翼12包括容納在其外部內的多個內部腔。機翼12的外部上的冷卻孔與內部腔連通，以允許冷卻流體膜在前緣壁20、壓力側壁24和吸力側壁26上中的一個或多個上形成或沿著后緣22形成。在圖1A中示出的實施方案中，冷卻孔28沿前緣壁20定位，冷卻30和冷卻孔32沿壓力側壁24定位，且冷卻槽34沿后緣22定位。
[0021]圖1B示出葉片10的視圖，其中機翼12的一部分被切除來示出機翼12的內部特征。圖2是沿線2-2截取的圖1的機翼的橫截面圖，并且進一步示出機翼12的內部特征。機翼12包括封閉在前緣壁20、壓力側壁24和吸力側壁26中的多個腔。可將冷卻流體(如冷卻空氣)從外部和內部饋送到每個腔來冷卻機翼12。流經所述內部腔的冷卻流體冷卻內壁和隔離所述腔的肋狀物。機翼12的外壁上的冷卻孔允許冷卻流體從內部腔流出，并且沿著機翼外部形成冷卻膜，從而冷卻機翼12的外表面。圖2不出供給腔36、撞擊腔38、壓力側腔40、吸力側腔42、中間腔44和后緣腔46。
[0022]如圖2所示，供給腔36大體上位于在機翼12內的中心處。可將冷卻流體從來源(如從燃氣渦輪發動機的壓縮機級抽出的空氣)輸送到供給腔。在葉片10的情況下，冷卻流體可以從根部14或平臺16進入機翼12的供給腔36。在導葉的情況下，冷卻流體可以從內徑平臺或外徑平臺進入機翼12的供給腔36。在一些實施方案中，冷卻流體從供給腔36行進到撞擊腔38。撞擊腔38大體上位于供給腔36的上游。供給腔36與撞擊腔38大體上由內部肋狀物48隔開，但是通過肋狀物48中存在的一個或多個通道(或“交叉”)50流體連通。
[0023]從供給腔36流至撞擊腔38的冷卻流體可以通過冷卻孔28流出撞擊腔。冷卻孔28是前緣壁20中與撞擊腔38連通的開口。沿著前緣壁20的冷卻孔28有時被稱為蓮蓬頭式冷卻孔。通過冷卻孔28流出撞擊腔38的冷卻流體冷卻前緣壁20的內表面和外表面，并且由于冷卻流體因沿著壓力側壁24和/或吸力側壁26的主流(熱氣體路徑)流動而被引向下游，所以可以形成冷卻膜。機翼的所述前緣通常承受具有最高溫度的所述主流氣流。因此，當通過冷卻孔28流出撞擊腔38的冷卻流體具有低溫時，所述冷卻流體為前緣壁20的內部提供最佳冷卻。為了提供具有最低可能溫度的流出冷卻孔28的冷卻流體，供給腔36與所述主流氣流所攜帶的熱量隔離。供給腔36通過壓力側腔40和吸力側腔42與所述主流氣流和機翼12的高溫部分隔離。
[0024]壓力側腔40是位于供給腔36與壓力側壁24之間的冷卻回路。壓力側腔40通過內壁52與供給腔36隔開。冷卻流體流經壓力側腔40，為內壁52和壓力側壁24提供冷卻。
[0025]在圖2示出的實施方案中，壓力側腔40包括上游充氣增壓部分40A，中間部分40B和下游充氣增壓部分40C。上游充氣增壓部分40A和下游充氣增壓部分40C位于壓力側壁40的相應上游端和下游端。在一個實施方案中，冷卻流體從靠近下游充氣增壓部分40C的區域處的根部14進入壓力側腔40。隨著所述冷卻流體從平臺16向末端部分18流經壓力側腔40，存在于壓力側腔40中的走動帶和基座(圖2未示出)的網絡將冷卻流體朝上游向中間部分40B和上游充氣增壓部分40A引導。所述走動帶和基座為所述冷卻流體創建了彎曲路徑，這增強了壓力側腔40中的熱傳遞。所述冷卻流體從下游充氣增壓部分40C向上游行進通過中間部分40B，并且到達上游充氣增壓部分40A，在此處，冷卻流體通過冷卻孔30流出壓力側腔40。隨著冷卻流體流經壓力側腔40，冷卻流體冷卻壓力側壁24的一部分。取決于內壁52的溫度，流經壓力側腔40的冷卻流體可以冷卻內壁52，或使內壁52與所述壓力側壁24所經受的高溫隔離。一旦冷卻流體通過冷卻孔30流出壓力側腔40，冷卻流體就沿著壓力側壁24的外部形成冷卻膜，從而為壓力側壁24提供另外的冷卻。在替代實施方案中，冷卻流體可以從上游充氣增壓部分40A處的根部14進入壓力側腔40，并且流經中間部分40