机翼和制造方法
【专利说明】机翼和制造方法
[0001]背景
[0002]涡轮发动机部件，如涡轮叶片和涡轮导叶，在高温环境中运行。为了避免部件暴露在高温中而造成的损耗，有必要为部件提供冷却。涡轮叶片和涡轮导叶在它们机翼部分的吸力侧和压力侧以及前缘和后缘都承受高热负荷。所述机翼具有最高热负荷的区域取决于发动机设计和特定的操作条件而不同。使用陶瓷芯的铸造过程目前具有为涡轮部件如叶片机翼和导叶机翼以及密封件提供特殊冷却通道的潜力。冷却回路恰好能够放置在机翼壁的内侧，冷却流体流经所述冷却回路来冷却机翼。
[0003]概述
[0004]机翼包括前缘和后缘，从前缘延伸至后缘并且具有内表面和外表面的第一外壁，从前缘延伸至后缘大体上与所述第一外壁相对并且具有内表面和外表面的第二外壁，以及机翼内的腔。第一腔沿着第一外壁的内表面和第一内壁延伸，并且具有上游端和下游端，并且供给腔位于第一内壁与第二外壁之间。
[0005]一种形成机翼的方法包括:形成具有第一长度的第一侧和大体上与第一侧相对的具有第二长度的第二侧的第一陶瓷芯；形成长度大体上大于或等于第一长度的第二陶瓷芯；形成芯组件；以及铸造机翼。形成芯组件包括定位第二陶瓷芯，使得它与第一陶瓷芯的第一侧接近但隔开。芯组件在铸造期间使用，以为机翼提供中央芯通道，并且第一内部冷却回路位于所述中央芯通道的一侧。第一内部冷却回路的长度大体上大于或等于中央芯通道的与所述第一内部冷却回路接近的侧的长度。
[0006]一种机翼包括前缘壁，后缘以及在所述前缘壁与后缘之间延伸的第一外侧壁和第二外侧壁；中央供给腔；位于中央供给腔与前缘壁之间的撞击腔；以及使中央供给腔与第一外侧壁隔离的第一冷却回路。
[0007]附图简述
[0008]图1A是根据本发明的一个实施方案的具有机翼的叶片的透视图。
[0009]图1B是图1中示出的机翼的透视图，其中所述机翼的部分被切掉。
[0010]图2是沿线2-2截取的图1的机翼的横截面图。
[0011]图3是机翼的另一个实施方案的横截面图。
[0012]图4是机翼的另一个实施方案的横截面图。
[0013]图5是机翼的另一个实施方案的横截面图。
[0014]图6是机翼的另一个实施方案的横截面图。
[0015]图7是机翼的另一个实施方案的横截面图。
[0016]图8是用于铸造图1A、图1B和图2中示出的机翼的芯组件的透视图。
[0017]详述
[0018]用于如机翼等部件的冷却回路可以通过使用陶瓷芯进行熔模铸造来制成。陶瓷制造的进步允许形成较薄的陶瓷芯，其能够用于所铸造的机翼和其它结构。较薄的陶瓷芯使得新的冷却配置能够用在叶片机翼和导叶机翼中。
[0019]熔模铸造是一种用于制造空心部件(如压缩机和用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片和涡轮导叶)的技术。在一些熔模铸造方法中，陶瓷芯元件用于形成叶片机翼和导叶机翼以及平台的内部通道。组装多个芯元件的芯组件。将蜡型形成在所述芯组件上。然后将陶瓷壳形成在所述蜡型上，且将所述蜡型从所述壳上移除。将熔融金属引入所述陶瓷壳中。所述熔融金属在冷却后即刻固化并形成所述机翼和/或平台的所述壁。所述陶瓷芯可以形成用于冷却流体(如所述机翼和/或平台中的冷却空气)的内部通道。将所述陶瓷壳从铸造零件移除。此后，通常以化学方式，使用合适的消除技术来移除所述陶瓷芯。所述陶瓷芯的移除在所述机翼和/或平台的壁中留下一个或多个供给腔和冷却回路。
[0020]图1A示出了根据本发明的一个实施方案的具有机翼12的叶片10的透视图。虽然下文相对于叶片10描述机翼12的其它细节，但机翼12的结构也适用于属于导叶的机翼。叶片10包括机翼12，根部14和平台16。机翼12从平台16延伸至末端部分18。根部14从平台16在与机翼12相反的方向上延伸，根部14接纳在转子(未示出)上的槽中。机翼12包括前缘壁20，后缘22，压力侧壁24和吸力侧壁26。压力侧壁24和吸力侧壁26从前缘壁20延伸至在机翼12的相对侧上的后缘22。前缘壁20，压力侧壁24和吸力侧壁26 —起形成机翼12的外部。机翼12包括容纳在其外部内的多个内部腔。机翼12的外部上的冷却孔与内部腔连通，以允许冷却流体膜在前缘壁20、压力侧壁24和吸力侧壁26上中的一个或多个上形成或沿着后缘22形成。在图1A中示出的实施方案中，冷却孔28沿前缘壁20定位，冷却30和冷却孔32沿压力侧壁24定位，且冷却槽34沿后缘22定位。
[0021]图1B示出叶片10的视图，其中机翼12的一部分被切除来示出机翼12的内部特征。图2是沿线2-2截取的图1的机翼的横截面图，并且进一步示出机翼12的内部特征。机翼12包括封闭在前缘壁20、压力侧壁24和吸力侧壁26中的多个腔。可将冷却流体(如冷却空气)从外部和内部馈送到每个腔来冷却机翼12。流经所述内部腔的冷却流体冷却内壁和隔离所述腔的肋状物。机翼12的外壁上的冷却孔允许冷却流体从内部腔流出，并且沿着机翼外部形成冷却膜，从而冷却机翼12的外表面。图2不出供给腔36、撞击腔38、压力侧腔40、吸力侧腔42、中间腔44和后缘腔46。
[0022]如图2所示，供给腔36大体上位于在机翼12内的中心处。可将冷却流体从来源(如从燃气涡轮发动机的压缩机级抽出的空气)输送到供给腔。在叶片10的情况下，冷却流体可以从根部14或平台16进入机翼12的供给腔36。在导叶的情况下，冷却流体可以从内径平台或外径平台进入机翼12的供给腔36。在一些实施方案中，冷却流体从供给腔36行进到撞击腔38。撞击腔38大体上位于供给腔36的上游。供给腔36与撞击腔38大体上由内部肋状物48隔开，但是通过肋状物48中存在的一个或多个通道(或“交叉”)50流体连通。
[0023]从供给腔36流至撞击腔38的冷却流体可以通过冷却孔28流出撞击腔。冷却孔28是前缘壁20中与撞击腔38连通的开口。沿着前缘壁20的冷却孔28有时被称为莲蓬头式冷却孔。通过冷却孔28流出撞击腔38的冷却流体冷却前缘壁20的内表面和外表面，并且由于冷却流体因沿着压力侧壁24和/或吸力侧壁26的主流(热气体路径)流动而被引向下游，所以可以形成冷却膜。机翼的所述前缘通常承受具有最高温度的所述主流气流。因此，当通过冷却孔28流出撞击腔38的冷却流体具有低温时，所述冷却流体为前缘壁20的内部提供最佳冷却。为了提供具有最低可能温度的流出冷却孔28的冷却流体，供给腔36与所述主流气流所携带的热量隔离。供给腔36通过压力侧腔40和吸力侧腔42与所述主流气流和机翼12的高温部分隔离。
[0024]压力侧腔40是位于供给腔36与压力侧壁24之间的冷却回路。压力侧腔40通过内壁52与供给腔36隔开。冷却流体流经压力侧腔40，为内壁52和压力侧壁24提供冷却。
[0025]在图2示出的实施方案中，压力侧腔40包括上游充气增压部分40A，中间部分40B和下游充气增压部分40C。上游充气增压部分40A和下游充气增压部分40C位于压力侧壁40的相应上游端和下游端。在一个实施方案中，冷却流体从靠近下游充气增压部分40C的区域处的根部14进入压力侧腔40。随着所述冷却流体从平台16向末端部分18流经压力侧腔40，存在于压力侧腔40中的走动带和基座(图2未示出)的网络将冷却流体朝上游向中间部分40B和上游充气增压部分40A引导。所述走动带和基座为所述冷却流体创建了弯曲路径，这增强了压力侧腔40中的热传递。所述冷却流体从下游充气增压部分40C向上游行进通过中间部分40B，并且到达上游充气增压部分40A，在此处，冷却流体通过冷却孔30流出压力侧腔40。随着冷却流体流经压力侧腔40，冷却流体冷却压力侧壁24的一部分。取决于内壁52的温度，流经压力侧腔40的冷却流体可以冷却内壁52，或使内壁52与所述压力侧壁24所经受的高温隔离。一旦冷却流体通过冷却孔30流出压力侧腔40，冷却流体就沿着压力侧壁24的外部形成冷却膜，从而为压力侧壁24提供另外的冷却。在替代实施方案中，冷却流体可以从上游充气增压部分40A处的根部14进入压力侧腔40，并且流经中间部分40