专利名称：熔模铸造的利记博彩app
技术领域：
本发明涉及熔模铸造。更具体地说，本发明涉及冷却零件的熔模铸造。
背景技术：
熔模铸造是用于形成具有复杂几何形状的金属部件(尤其是中空部件)的通用技术，并且用在超级合金气轮发动机部件的制造中。
气轮发动机广泛用在飞机推进、发电、船舶推进以及泵中。在气轮发动机应用中，效率是首要目的。通过在更高温度下操作可实现改进的气轮发动机效率，然而涡轮部分中的当前操作温度超过了涡轮部件中所使用的超级合金材料的熔点。因此，惯例是提供空气冷却。通常通过使得来自于发动机的压缩机部分的较冷的空气通过待冷却的涡轮部件中的通道流动而提供冷却。这样的冷却伴随有发动机效率上的相关浪费。因此，存在对于提供增强的特效冷却的强烈要求，使得从给定量的冷却空气中获得的冷却效益最大化。这可通过使用精细、精确定位的冷却通路部分而实现。
关于内部冷却气轮发动机零件(诸如刀片/叶片、密封/护罩以及燃烧器部件)的熔模铸造存在良好的开发领域。在示例性工艺中，模具被制备得具有一个或多个模腔，每个所述模腔都具有基本对应于待铸造的零件的形状。用于制备所述模具的示例性工艺涉及一个或多个零件蜡模的使用。通过将蜡模制在基本对应于所述零件内部的冷却通路的正面的陶瓷芯上而形成所述模型。在结壳工艺中，以公知方式在一个或多个这样的模型周围形成陶瓷壳。可诸如通过在高压釜中熔化而去除所述蜡。所述壳可被烧制以硬化所述壳。这留下了包括具有一个或多个零件限定分隔间的所述壳的模具，所述零件限定分隔间又包含限定了冷却通路的陶瓷芯。之后可将熔化合金引入到模具中以铸造所述零件。在合金的冷却和固化的情况下可从模制零件上热力地、机械地、和/或化学地去除所述壳和芯。之后可在一个或多个阶段中加工、处理、和/或涂覆所述零件。
可通过将陶瓷粉和粘合材料的混合物注入到硬化金属压模中模制所述混合物而形成陶瓷芯本身。在从所述压模中移除之后，对湿型芯进行热力后处理以去除粘合剂并且进行烧制以便于将陶瓷粉烧结在一起。对于更精细冷却零件的趋势是具有涂蜡芯的制造技术。精细零件可以是难于制造的，和/或一旦制造出来，可证明是易碎的。Shah等人的共同转让的共同未决美国专利No.6637500披露了陶瓷和难熔金属芯组合的示例性使用。其他结构也是可行的。通常，陶瓷芯提供较大的内部零件(诸如主干通路)，而难熔金属芯提供更精细零件(诸如出口通路)。
美国专利No.4,789,140披露了可与超级合金的铸造相适应的陶瓷泡沫过滤材料。美国专利No.4697632披露了在形成具有光滑外表面的芯期间所述材料的使用。美国专利No.6648595披露了具有包括陶瓷泡沫的尖端部分的机翼。
美国专利No.6544003披露了具有至少部分由开路电池固体陶瓷泡沫制成的机翼的涡轮发动机blisk。
发明内容
本发明的一个方面涉及用于制造一种产品的方法。网状芯元件被设在具有至少部分地对应于所述产品形状的模具壳中。熔融金属材料被引入到壳中以使其至少部分地渗入网状芯元件中。允许熔融金属材料固化。所述壳和所述网状芯元件被破坏性地去除。所述网状芯元件的去除留下了具有一个或多个透气性多孔区域的产品。
在各种执行过程中，可使得多孔区域化学地膨胀。固化的金属材料可与金属衬底结合在一起。所述方法可用于制造气轮发动机刀片外部空气密封，其中固化材料形成所述密封的外表面部分。所述方法可用于制造气轮发动机机翼元件，其中固化材料形成所述机翼或所述元件平台的外表面部分。所述网状芯元件可通过以下的一个或多个步骤构成用浆液涂覆网状有机材料(例如，陶瓷或金属)，之后烧制；用金属层涂覆网状有机材料；以及用浆液涂覆网状金属材料，之后破坏性地去除该网状金属材料。网状芯元件可具有基本为第一特征孔径尺寸(或者另一个孔隙度特性诸如孔隙度的体积百分率)的第一区域和基本为小于第一特征孔径尺寸的第二特征孔径尺寸(或其他孔隙度特性)的第二区域。网状芯元件可与非网状芯元件结合。非网状芯元件可形成一个或多个供给通路。所述多孔区域可以是与所述一个或多个供给通路相通的出口通路。所述方法可用于制造气轮发动机部件。
本发明的另一个方面涉及一种包括网状第一部分和非网状第二部分的牺牲性熔模铸造芯。
在各种执行过程中，第二部分可被形成为用于在涡轮机机翼元件中形成一个或多个供给通路的形状。第一部分可被形成为用于从一个或多个供给通路中至少部分地形成一个或多个出口通路的形状。所述第一部分可从第二部分中伸出。所述第一部分可通过陶瓷层被固定于第二部分。所述第一部分可通过第一部分相对于第二部分的机械反锁被固定于第二部分。所述第一部分可通过一个或多个具有接收在每个第一部分和第二部分中的凹槽中的部分的销被固定于第二部分。可通过它们之间的间隙将第一部分保持与第二部分相隔开。
可通过包含以下至少一种方法的方法制造这样一种芯通过陶瓷粘合剂将第二部分固定于第一部分；将第二部分焊接于第一部分；通过接收在第一和第二部分中的相关凹槽中的一个或多个销连接第一和第二部分；和/或其他适合方法。
本发明的另一个方面涉及具有铸造金属衬底的制造产品，其中在衬底中具有冷却通路系统。所述冷却通路系统包括一个或多个用于接收冷却气体的供给通路。所述冷却通路系统包括一个或多个用于从一个或多个供给通路中排出冷却气体并且具有网状通路部分的出口通路。
在各种执行过程中，所述衬底可构成产品的主要部分(按重量计算)。所述衬底的金属可为合金的单个连续片。所述衬底的金属可为铁基、镍基、或钴基的超级合金。所述产品可为具有在内侧端和外侧端之间延伸的机翼并且具有压力和吸入侧表面的涡轮元件。网状部分可被布置在机翼的侧壁内。所述网状部分可形成机翼的后缘出口。网状部分可被布置在涡轮元件的平台内。在多个这样的位置中可存在多个这样的网状部分。
在以下附图和下面的详细描述中描述了本发明一个或多个实施例的细节。从所述描述和附图中以及从技术方案中将明白本发明的其他特征、目的和优点。
图1是本发明原理所涉及的气轮发动机刀片的视图。
图2是沿线2-2所截的刀片的平台的截面图。
图3是图1刀片的尖端区域的视图。
图4是图3的尖端区域的中间截面图。
图5是图1刀片的机翼的后缘部分的顺气流方向截面图。
图6是另一个尖端部分的横向截面图。
图7是图1刀片的机翼的中间部分的局部顺气流方向截面图。
图8是刀片外部气体密封的视图。
图9是沿线9-9所截的图8的刀片外部气体密封的截面图。
图10是另一个刀片外部气体密封的截面图。
图11是用于形成图10的刀片外部气体密封的芯的视图。
图12是气轮发动机叶片的视图。
图13是沿线13-13所截的图12的叶片的机翼的局部顺气流方向截面图。
图14是第一芯连接的截面图。
图15是第二芯连接的截面图。
图16是第三芯连接的截面图。
图17是第四芯连接的截面图。
图18是第五芯连接的截面图。
图19是第六芯连接的截面图。
各个附图中相似的附图标记和标志表示相似的元件。
具体实施例方式
图1示出了气轮发动机刀片20(例如，从发动机的涡轮部分处)。所述刀片可包括一体化形成的金属铸件，任选的是被涂层用于热力和或化学保护。示例性刀片20的基本形状仅应被认为是示例性的。所述刀片包括从平台26处的根部24延伸到尖端28的机翼22。机翼22具有在前缘和后缘34和36之间延伸的压力和吸入侧表面30和32。圆盘连接部分(例如，所谓的枞树刀片连接根部)38从平台26的下侧处下垂(例如，下垂/内侧/下侧是指通常朝向发动机中心线而不是远离发动机中心线的方向)。如上所述，所述刀片可为多种已知或已开发的普通结构。
然而，示例性刀片20可包括用于促进热传输和/或控制重量的一项或多项改进。图1示出了包括增强的热传输区域42的平台26的前部部分40。在示例性实施例中，增强的热传输区域42在周向上是细长的，在接近平台26的第一和第二周边侧的第一端和第二端44和46之间延伸，以及在靠近于平台前端50的前侧48(图2)与靠近于机翼的后侧52之间延伸。在增强的热传输区域42中，铸件的金属是网状的，因此为所述区域提供了一定程度的孔隙度和可渗透性。区域42具有基本与平台26的相邻外侧表面56相连的外侧边界54。所述区域42在平台26中具有内部边界58。
在示例性实施例中，尽管一体化形成有铸件的余部，但是区域42表现为好象被俘获在具有基底60和横向圆周62的非网状金属的分隔间中一样。在可替换的执行过程中，可独立地形成网状金属(例如，通过渗入最终或接近于最终形状的网状预制品之后去除所述预制品，或者通过从无差别的金属泡沫块或其他片中切割/加工)。之后可通过焊接或扩散粘结将其与非网状金属(例如铸件)结合在一起。在该示例性实施例中，该虚拟分隔间不是封闭分隔间，因此区域42不是封闭地位于非网状金属中。具有圆周表面66的通路64从区域42处延伸到平台26的内侧表面或下侧68。通路64允许从下侧68通过通路64以及通过区域42流通以从边界54处排出。根据压力梯度，可沿相反方向流通。在流通气体主要由冷却空气构成的情况下，区域42的高比表面积增强了热传输以冷却所述平台。在一些替换实施例中，区域42可在内侧和外侧平台表面68和56之间充分延伸。在其他替换实施例中，区域42可为封闭的(例如，没有与通路相通)。在这样一种封闭的情况下，在区域42与在表面56和边界54上流动的气体之间仍然可具有中等程度的增强的热传输。
如以下进一步详细描述的，可使用网状铸造芯元件(例如，陶瓷泡沫，诸如矾土、硅土、锆土，和/或锆石)形成区域42。在包含于带壳熔模铸造模型(所述带壳熔模铸造模型还包括一个或多个基本为非网状的陶瓷或其他芯)中的这样一种元件的情况下，在最终铸造的基础上，渗入网状陶瓷芯的金属将具有基本相反的网状。在金属固化之后，可化学地去除陶瓷，留下具有孔隙度和可渗透性的区域42。通过区域42的铸态金属的随后的化学蚀刻可进一步增强孔隙度和可渗透性。
用于所述铸芯的示例性网状泡沫类似于点缀有相互连接的蜂窝状气孔的互相联接的三维辐板(或泡沫中的小孔)。当金属被铸成泡沫时，金属呈现气孔的形式。当所述泡沫被去除时，金属中的小孔具有泡沫的细长互连的辐板结构。示例性泡沫具有从50孔/每英寸(ppi)到5ppi的孔径尺寸。更窄的示例性范围是从30ppi到10ppi。在许多网状泡沫的情况下，小孔之间的泡沫材料的厚度随着孔径尺寸而增加或减小。因此，与具有较大孔径尺寸的材料相比较，具有较小孔径尺寸(例如，50ppi)的泡沫材料将趋向于铸造具有更精细通路、更大比表面积(因此更大的热传输)、以及对于流动的更大阻力的金属零件。铸造金属的孔径/通路尺寸可以若干种方式表示。一个参数涉及通过铸件取得截面并且沿所述截面测量所述小孔的线性尺寸。由于所述小孔的细长本质，可将垂直于通路长度的最小化横向尺寸作为尺寸特征。在由30ppi泡沫制成的铸件的示例性检查中，横向尺寸在300-1100微米左右，平均接近于550微米。使用20ppi泡沫，它们为350-1300微米，平均接近于760微米。使用10ppi泡沫，它们为800-1700微米，平均接近于1000微米。
然而，另一个参数为孔隙度的体积百分率。对于该参数来说，铸造零件的特性将随着泡沫芯的特性相反地改变。因此，为了实现10％的孔隙度的铸造零件体积百分率，泡沫芯将具有大约为90％的孔隙度体积百分率。孔隙度的示例性铸态体积百分率为10-50％，更窄的是15-30％。
图3示出了在邻近尖端28的机翼部分中的网状区域80的形式的进一步增强。区域80具有外侧边界82和由非网状材料的壁区域86限定的圆周84。区域80具有邻近于刀片中的内部供给通路90的内侧边界88(图4)。在操作中，来自于通路90的冷却空气进入到内侧/内部边界88，穿过区域80并且从外侧/外部边界82处排出。示例性内侧边界88也可与分离通路90的壁92的外侧端相连。
图4示出了从一个通路90的后缘限定出出口狭缝的网状区域100的形式的进一步增强。示例性网状区域100在靠近于平台26的内侧端和靠近于尖端28的外侧端之间延伸，并且具有前缘和后缘末端/边界102和104以及压力和吸入侧末端/边界106和108(图5)。
可以与图1的区域42相似的方式形成区域80和100。例如，可首先制造出相应形状的陶瓷泡沫前体。这些陶瓷泡沫前体可连接于用于形成供给通路的非网状陶瓷芯和/或连接于辅助外部陶瓷部件。这些外部陶瓷部件可用于定位网状芯以及在用于形成模型的蜡过模制期间供给芯，并且可变成嵌入在所施加的陶瓷壳中。
图6示出了具有不同孔隙度/可渗透性的子区域120和122的可替换的尖端网状区域。在该示例性实施例中，网状区域形成与通路90相通的机翼的尖端部分。近侧的子区域120横跨压力和吸入侧壁部分124和126并且共享外侧边界130，即远端/外侧子区域132的内侧边界。示例性网状区域包括与压力和吸入侧表面30和32的余部相连的表面/边界部分。在示例性实施例中，内侧/近侧子区域120比远端/外侧子区域122具有更高的孔隙度(即，更大和/或更多数量的气孔)。因此，与随后穿过远端/外侧子区域122相比较，空气可更自由地从通路中穿过内侧/近侧子区域120。空气的主要部分可从内侧/近侧子区域122的压力和吸入侧边界部分排出，其中少量部分穿过边界130并且从第二子部分122的压力和吸入侧边界部分以及其外侧末端/边界132排出。与第一子部分120相比较，第二子部分122的较低孔隙度也可赋予其更大强度和抗磨损性。因此第二子部分122的孔隙度可最佳化以便于提供理想的在与摩擦带相接触时的破坏性变形程度(从而避免对于发动机造成的其他损坏)，同时提供了适宜的强度以容许连续操作(包括进一步的摩擦带接触导致进一步的第二子部分122损耗的可能性)。通过将两个网状芯紧固于非网状芯和辅助外部部件可形成这样一个实施例。与形成第二子部分122的网状芯相比较，形成第一子部分120的芯将具有更小的孔隙度。
图7还示出了在压力和吸入侧壁部分124和126中的可替换的网状区域140和142。这些网状区域中的每个都具有与相关的压力和吸入侧表面30和32的余部相连的外侧边界以及沿相关通路90的内侧边界。在示例性实施例中，这些网状区域可沿着刀片沿翼展方向延长。图1示出了沿刀片长度的主要部分延伸的每个区域140。较短区域(例如，在至少20％或30％的跨距上延伸)也是可行的。
图8示出了具有主体202的刀片外部空气密封(BOAS)200，主体202具有内侧表面204、外侧表面206、沿周边延伸的前后端/末端208和210、以及沿纵向方向延伸的周边端/末端212和214。L形截面的安装托架216和218组与主体一体化地形成，并且从靠近于前后端的外侧表面206处延伸。在示例性实施例中，冷却孔220的阵列穿透内侧表面204，并且孔222的阵列穿透每个周边端或端表面212和214。示例性孔220具有被定位成偏离表面204的中心线以便于提供所期望的膜冷却流动。孔220和222与中心风室(plenum)230相通(图9)。风室230分离内侧和外侧主体壁部分232和234。对于其它的冷却，外侧部分装有网状部分240，所述网状部分240具有与外侧表面206的余部相连的外侧边界。示例性网状部分240可为矩形的、圆形的、方形的或其他截面形状的。在示例性实施例中，网状部分240借助于一个或多个通路或沟道242朝向风室230打开。网状部分240和通路242可提供冷却空气输入流流入到风室230，以通过孔220和222供给输出流。制造的改变和示例性方法可与以上所述的用于刀片网状区域的方法相似。通过该示例，非网状陶瓷芯可形成风室230。用于形成通路242的柱可与之一体化形成或紧固于其上(例如，通过陶瓷粘合剂)，所述柱又与用于形成区域240的网状陶瓷芯相连接。紧固于其上的非网状陶瓷芯或其相似部分可形成通路222和/或220，或者可对它们铸造后钻孔。任选地，通路242和/或孔220和/或222可为网状的并且由网状芯或芯部分构成。
图10示出了刀片外部空气密封200的可替换执行过程，其中风室由相应形状/尺寸的网状区域250代替。这可与辅助的封闭或未封住的网状区域相组合和/或向其外侧表面钻孔或铸出入口孔。
图11示出了具有用于形成网状区域250的主体262的网状陶瓷芯260。一体化形成或整体紧固的网状或非网状陶瓷柱264可从用于形成通路(诸如222)的主体262的圆周和/或纵向端处突出。辅助网状和/或非网状芯和/或芯组合可被固定于主体262的表面(例如，固定于用于形成入口通路的外侧表面)。在制造中，芯260可被装配于用于形成BOAS的内侧和外侧部分的预模制蜡模型元件。例如，这两个部分可沿销/柱264的公共中心面会合。一个或多个柱264的端部可从用于俘获在所施加的壳的装配蜡处伸出以便于在移除蜡以及在随后引入熔融金属期间将芯260保持在壳中的位置中。或者，所述蜡或其一部分可直接与芯260浇铸/浇铸于芯260上。
图12示出了具有在内侧护罩304和外侧护罩306之间延伸的机翼302的叶片300。所述机翼可具有与上述刀片机翼相似的冷却零件。内侧和/或外侧护罩可具有与刀片平台和/或BOAS的网状区域相似的网状区域。示例性网状区域包括前缘网状区域320的顺气流方向和翼展方向的阵列和细长的压力和吸入侧区域322的顺气流方向和翼展方向的阵列。示例性区域320具有相对的非细长部分(例如，圆形的)。它们可基本为直线的。示例性区域322被示为相关机翼表面处的沿翼展方向延长的。然而，它们可具有旋绕的顺气流方向部分。例如，图13示出了包括从空腔90处的相关机翼壁的内侧表面处延伸并基本垂直于所述表面的第一部分324的顺气流方向部分。第二部分326在基本与之平行的壁中延伸。第三部分328延伸到相关的压力或吸入侧表面。在壁中增加的部分326的长度提供了增强的热传输。
各种连接装置可用于将网状芯固定于非网状芯。图14示出了在陶瓷芯402的光滑和连续表面406上借助于陶瓷粘合剂404固定于非网状陶瓷芯402的网状陶瓷芯400。
图15示出了可替换的实施例，其中非网状陶瓷芯410具有用于将网状芯414对齐和保持在期望位置/方位的零件412。示例性零件412包括用于接收网状芯414的互补零件418的芯410邻接面416中的凹槽。在示例性实施例中，零件418包括从芯414的主体422处突出并且将主体的邻接面424与表面416相隔开以形成间隙426的柱420的端部分。陶瓷粘合剂428可将零件412和418彼此紧固在一起。
图16还示出了另一个改变，其中非网状芯对齐和保持零件包括燕尾槽430，而网状芯的互补部分包括燕尾突出物432。所述突出物可滑入到所述槽中以便于装配所述芯。通过这样一种机械反锁作用，陶瓷粘合剂434是具体可任选的。尽管相对于具有主体和将主体与非网状芯相隔开的多个突出物的网状芯进行了描述，但是没有主体和/或没有相关间隙的其他执行过程也是可行的。
图17示出了通过独立形成的销444和陶瓷粘合剂446将网状芯440连接于非网状芯442。所述销可为直线的或可具有反锁零件，所述反锁零件用于与一个或两个芯的互补零件直接接合或者用于更结实地与粘合剂接合。
在另一个替换实施例中，连接柱可与非网状芯或网状芯一体化形成。例如，图18示出了从一体化非网状芯452的余部突出并由网状芯456中的相应孔454接收的连接柱450。陶瓷粘合剂层458可进一步连接这两个芯。
图19示出了通过现场浇铸的陶瓷474连接的预形成的网状和非网状芯470和472。现场浇铸的陶瓷474可形成填充芯中的互补反锁凹槽478和480的反锁突出部分476。或者，可在一个或两个芯470和472中使用用于形成相关凹槽的铸造陶瓷形成所述反锁突出部分。通过示例，芯470和472可被布置在压模和可铸造陶瓷(例如，矾土或硅土基自水解(self-hydrolizing)材料)中，该陶瓷可被注入到芯之间的空间中并且被干燥或熟化以使其固化。
可通过各种技术形成网状元件。例如，有机或无机网状材料(例如，天然海绵、合成物(例如聚合体)海绵或合成泡沫)可被涂覆以陶瓷浆液。在一种示例性情况下，所述浆液可精细地涂覆网状元件，以使得甚至在涂覆涂层元件时其自身是网状物。所述元件可被稳定地分解或熔化(例如，作为烧制浆液以使其硬化的前体或部分)，留下具有网状部分的陶瓷芯，该网状部分形成有来自消耗的有机或无机材料的气孔和铸态元件中的气孔。或者，所述浆液可充分地涂覆没有留下网状部分或气孔的元件。在热分解或熔化之后，由于消耗的材料，网状部分可完全是这些部分。对于多孔性芯来说，具有不同孔隙度区域的一片有机或无机材料可用在上述浆液涂覆工艺中。或者，所述材料的独立片(每个都具有相关的孔隙度)可在浆液涂覆工艺之前装配。或者，独立形成的网状陶瓷元件可彼此紧固。
或者可使用网状金属材料(例如，难熔金属基(例如，钼)泡沫或非难熔金属(例如，镍))作为网状陶瓷材料。所述泡沫可通过相似的工艺形成。可通过包括焊接、铜焊、扩散结合和/或其他熔接将所述芯彼此固定。它们也可通过与陶瓷芯相似的装置被固定(尤其是在固定于陶瓷芯上时)。或者，金属泡沫可为媒介，例如金属泡沫可被填充以可硬化的陶瓷浆液。所述金属泡沫可被分解(例如，同样在高温下通过氧化热力分解或者化学蚀刻)以留下网状陶瓷。
包括碳和合成物(例如，金属间化合)的其他网状元件泡沫可被直接用作芯或者用作芯前体。
已经描述了本发明的一个或多个实施例。无疑，应该理解的是，在不脱离本发明精神和保护范围的前提下可作出各种改进。例如，本技术所适用的具体部件的细节可影响任何具体执行过程的细节。因此，其他实施例在所附技术方案的保护范围内。
权利要求
1.一种用于制造产品的方法，包括在具有至少部分地对应于所述产品形状的模具壳中提供至少一种网状芯元件；将熔融金属材料引入到所述壳中以使其至少部分地渗入所述网状芯元件中；允许所述熔融金属材料固化；以及破坏性地去除所述壳和所述网状芯元件，所述网状芯元件的去除留下了具有一个或多个透气性多孔区域的产品。
2.如权利要求1所述的方法，还包括在所述破坏性地去除之后化学地膨胀留在所述固化的金属材料中的所述多孔区域。
3.如权利要求1所述的方法，还包括使得所述固化的金属材料与金属衬底结合在一起。
4.如权利要求3所述的方法，其用于制造气轮发动机刀片外部空气密封，其中固化材料形成所述密封的外表面部分。
5.如权利要求1所述的方法，其可用于制造气轮发动机机翼元件，其中固化材料形成所述机翼或所述元件平台的外表面部分。
6.如权利要求1所述的方法，还包括通过以下的一个或多个步骤构成所述网状芯元件用浆液涂覆网状有机材料，之后烧制；用金属层涂覆网状有机材料；以及用浆液涂覆网状金属材料，之后破坏性地去除该网状金属材料。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述网状芯元件具有基本为第一特征孔径尺寸的第一区域和基本为小于所述第一特征孔径尺寸的第二特征孔径尺寸的第二区域。
8.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述网状芯元件与非网状芯元件结合。
9.如权利要求8所述的方法，其特征在于所述非网状芯元件形成一个或多个供给通路；所述多孔区域是与一个或多个供给通路相通的出口通路。
10.如权利要求1所述的方法，其用于制造气轮发动机部件。
11.一种牺牲性熔模铸造芯，包括网状的第一部分；以及非网状的第二部分。
12.如权利要求11所述的芯，其特征在于所述第二部分被形成为用于在涡轮发动机元件中形成一个或多个供给通路的形状；以及所述第一部分被形成为用于从一个或多个供给通路中至少部分地形成一个或多个出口通路的形状。
13.如权利要求11所述的芯，其特征在于所述第二部分被形成为用于在涡轮机翼元件中形成一个或多个供给通路的形状；以及所述第一部分被形成为用于从一个或多个供给通路到机翼的至少一个压力和吸入侧中至少部分地形成多个出口通路的形状。
14.如权利要求11所述的芯，其特征在于以下至少一项所述第一部分从第二部分中伸出；所述第一部分通过陶瓷层被固定于第二部分；所述第一部分通过第一部分相对于第二部分的机械反锁被固定于第二部分；所述第一部分通过一个或多个具有接收在每个第一部分和第二部分中的凹槽中的部分的销被固定于第二部分；以及通过它们之间的间隙将所述第一部分保持与第二部分相隔开。
15.用于制造如权利要求11所述的芯的方法，其包括以下至少一项通过陶瓷粘合剂将所述第二部分固定于所述第一部分；将所述第二部分熔接、粘结或焊接于所述第一部分；以及通过接收在所述第一和第二部分中的相关凹槽中的一个或多个销连接所述第一和第二部分。
16.制造的产品，包括铸造金属衬底；以及衬底中的冷却通路系统，该冷却通路系统包括一个或多个用于接收冷却气体的供给通路；以及一个或多个用于从一个或多个供给通路中排出冷却气体并且具有网状通路部分的出口通路。
17.如权利要求16所述的产品，其特征在于按重量计算，所述衬底构成产品的主要部分。
18.如权利要求16所述的产品，其特征在于所述衬底的金属为合金的单个连续片。
19.如权利要求16所述的产品，其特征在于所述衬底的金属可为铁基、镍基、或钴基的超级合金。
20.如权利要求16所述的产品，其特征在于其为涡轮元件，它具有在内侧端和外侧端之间延伸的机翼并且具有压力和吸入侧表面。
21.如权利要求20所述的产品，其特征在于所述网状部分被布置在机翼的侧壁内。
22.如权利要求20所述的产品，其特征在于所述网状部分被布置在涡轮元件的平台内。
23.如权利要求20所述的产品，其特征在于所述网状部分被布置在机翼的尖端内。
24.如权利要求20所述的产品，其特征在于所述网状部分被布置在机翼的后缘部分内。
25.如权利要求20所述的产品，其特征在于所述网状部分被布置在机翼的前缘部分内。
全文摘要
可这样制造一种产品，即，在具有至少部分地对应于所述产品形状的模具壳中提供网状芯元件。将熔融金属材料引入到所述壳中以使其至少部分地渗入所述网状芯元件中。允许所述熔融金属材料固化。破坏性地去除所述壳和所述网状芯元件。所述去除留下了具有一个或多个透气性多孔区域的产品。
文档编号B22D25/02GK1727097SQ20051008810
公开日2006年2月1日 申请日期2005年7月29日 优先权日2004年7月30日
发明者J·J·小马钦 申请人:联合工艺公司