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機翼和制造方法.pdf

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機翼 制造 方法
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摘要
申請專利號:

CN201380070041.1

申請日:

2013.11.06

公開號:

CN104919139A

公開日:

2015.09.16

當前法律狀態:

授權

有效性:

有權

法律詳情: 授權|||實質審查的生效IPC(主分類):F01D 5/18申請日:20131106|||公開
IPC分類號: F01D5/18; F02C7/12 主分類號: F01D5/18
申請人: 聯合工藝公司
發明人: T.A.普羅菲特-欣克利; S.夸奇; M.A.德沃爾
地址: 美國康涅狄格州
優先權: 13/737200 2013.01.09 US
專利代理機構: 中國專利代理(香港)有限公司72001 代理人: 李晨; 胡斌
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法律狀態
申請(專利)號:

CN201380070041.1

授權公告號:

||||||

法律狀態公告日:

2017.03.29|||2016.02.24|||2015.09.16

法律狀態類型:

授權|||實質審查的生效|||公開

摘要

一種機翼,其包括前緣和后緣,從所述前緣延伸至所述后緣并且擁有內表面和外表面的第一外壁,從所述前緣延伸至所述后緣大體與所述第一外壁相對并且擁有內表面和外表面的第二外壁;以及所述機翼內的腔。第一腔沿著所述第一外壁的所述內表面以及第一內壁延伸,并且具有上游端和下游端,并且供給腔位于所述第一內壁與所述第二外壁之間。

權利要求書

權利要求書
1.  一種機翼,其包括:
前緣和后緣;
第一外壁,其從所述前緣延伸至所述后緣,并且具有內表面和外表面;
第二外壁,其從所述前緣延伸至所述后緣,大體上與所述第一外壁相對,并且具有內表面和外表面;
第一腔,其沿著所述第一外壁的所述內表面和第一內壁延伸,所述第一腔具有上游端和下游端;
供給腔,其位于所述第一內壁與所述第二外壁之間。

2.  如權利要求1所述的機翼,其還包括:
撞擊腔,其與所述供給腔流體連通,所述撞擊腔包括在所述前緣上或靠近所述前緣的多個冷卻孔。

3.  如權利要求1所述的機翼,其中所述第一腔包括:
第一充氣增壓室,其靠近所述第一腔的所述上游端和下游端中的一個;以及
用于接納冷卻流體的區域,其靠近所述第一腔的所述端,與所述第一充氣增壓室相對。

4.  如權利要求3所述的機翼,其還包括:
多個冷卻孔,其延伸穿過所述第一外壁,并且與所述第一充氣增 壓室連通,其中所述第一充氣增壓室包括后沖擊區域,以允許將孔鉆入所述第一外壁中。

5.  根據權利要求1所述的機翼,其還包括:
第二腔,其沿著所述第二外壁的所述內表面和第二內壁延伸,所述第二腔具有上游端和下游端,其中所述第二內壁使所述第二腔與所述供給腔隔開。

6.  如權利要求5所述的機翼,其中所述第二腔包括:
第二充氣增壓室,其靠近所述第二腔的所述上游端和下游端中的一個;以及
用于接納冷卻流體的區域,其靠近所述第二腔的所述端,與所述第二充氣增壓室相對。

7.  如權利要求6所述的機翼,其還包括:
多個冷卻孔,其延伸穿過所述第二外壁,并且與所述第二充氣室連通,其中所述第二充氣室包括后沖擊區域,以允許將孔鉆入所述第二外壁中。

8.  如權利要求5所述的機翼,其中所述第一腔和第二腔中的至少一個延伸越過機翼弧線。

9.  如權利要求8所述的機翼,其中所述第一腔和第二腔都延伸越過所述機翼弧線。

10.  如權利要求1所述的機翼,其還包括:
第三腔,其沿所述第一外壁和第二外壁中的至少一個的所述內表面延伸;以及
多個冷卻孔,其延伸穿過所述第一外壁和第二外壁中的至少一 個,與所述第三腔連通。

11.  一種形成機翼的方法,所述方法包括:
形成第一陶瓷芯,其包括:
第一側,其具有第一長度;以及
第二側,其大體上與所述第一側相對,并且具有第二長度;
形成第二陶瓷芯,其長度通常大于或等于所述第一長度;
形成芯組件,其包括:
定位所述第二陶瓷芯,使得它與所述第一陶瓷芯的所述第一側接近但隔開;
使用所述芯組件來鑄造所述機翼,從而為所述機翼提供中央芯通道和位于所述中央芯通道的一側上的第一內部冷卻回路,其中所述第一內部冷卻回路的長度通常大于或等于所述中央芯通道的接近所述第一內部冷卻回路的所述側的長度。

12.  如權利要求11所述的方法,其還包括:
形成第三陶瓷芯,其長度通常大于或等于所述第二長度,并且其中形成所述芯組件還包括定位所述第三陶瓷芯,使得它與所述第一陶瓷芯的所述第二側接近但隔開,并且其中鑄造所述機翼為所述機翼提供位于所述中央芯通道的大體上與所述第一內部冷卻回路相對的一側上的第二內部冷卻回路,并且其中所述第二內部冷卻回路的長度通常大于或等于所述中央芯通道的接近所述第二內部冷卻回路的所述側的長度。

13.  如權利要求11所述的方法,其還包括:
形成第四陶瓷芯;以及
在所述芯組件中,將所述第四陶瓷芯定位所述第三陶瓷芯的上游,以便在鑄造后為所述機翼提供撞擊腔。

14.  如權利要求11所述的方法,其中所述第二陶瓷芯包括上游區域、中間區域和下游區域,并且其中所述第二陶瓷芯形成為使得所述上游和下游區域各自具有比所述中間區域大的橫向厚度,并且其中所鑄造的機翼的所述第一內部冷卻回路具有上游區域和下游區域,所述上游區域和下游區域各自具有比所述中間區域大的橫向厚度。

15.  如權利要求13所述的方法,其還包括:
將冷卻孔鉆穿所述機翼的外壁,并且鉆入所述第一內部冷卻回路的所述上游區域中。

16.  如權利要求12所述的方法,其中所述第三陶瓷芯包括上游區域、中間區域和下游區域,并且其中所述第三陶瓷芯形成為使得所述上游和下游區域各自具有比所述中間區域大的橫向厚度,并且其中所述所鑄造的機翼的所述第二內部冷卻回路具有上游區域和下游區域,所述上游區域和下游區域各自具有比所述中間區域大的橫向厚度。

17.  如權利要求16所述的方法,其還包括:
將冷卻孔鉆穿所述機翼的外壁,并且鉆入所述第二內部冷卻回路的所述上游區域中。

18.  如權利要求11所述的方法,其還包括:
形成第五陶瓷芯;以及
在所述芯組件中,將第五陶瓷芯定位所述第二陶瓷芯和第三陶瓷芯中的至少一個的下游,以便為所述機翼提供與鑄造在所述機翼外壁上的冷卻出口連通的第三內部冷卻回路。

19.  如權利要求11所述的方法,其中所示第一和第二陶瓷芯中的一個是通過增材制造形成。

20.  一種機翼,其包括:
前緣壁、后緣以及在所述前緣壁與所述后緣之間延伸的第一外側壁和第二外側壁;
中央供給腔;
撞擊腔,其位于所述中央供給腔與所述前緣壁之間;
第一冷卻回路,其使所述中央供給腔與所述第一外側壁隔離。

21.  如權利要求20所述的機翼,其還包括:
第二冷卻回路,其使所述中央供給腔與所述第二外側壁隔離。

22.  如權利要求20所述的機翼,其還包括:
多個冷卻孔,其延伸穿過第一外壁,并且與所述第一冷卻回路連通,其中所述第一冷卻回路包括后沖擊區域,以允許將孔鉆入所述第一外壁中。

23.  如權利要求20所述的機翼,其還包括:
第三腔,其沿所述第一外壁和第二外壁中的至少一個的內表面延伸;以及
多個冷卻孔,其延伸穿過所述第一外壁和第二外壁中的至少一個,與所述第三腔連通。

說明書

說明書機翼和制造方法
背景
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。
概述
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。
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。
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。
附圖簡述
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。
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。
圖2是沿線2-2截取的圖1的機翼的橫截面圖。
圖3是機翼的另一個實施方案的橫截面圖。
圖4是機翼的另一個實施方案的橫截面圖。
圖5是機翼的另一個實施方案的橫截面圖。
圖6是機翼的另一個實施方案的橫截面圖。
圖7是機翼的另一個實施方案的橫截面圖。
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。
詳述
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。
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。
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26一起形成機翼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。
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示出供給腔36、撞擊腔38、壓力側腔40、吸力側腔42、中間腔44和后緣腔46。
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。
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。
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。
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40B到達下游充氣增壓部分40C。
在圖2示出的實施方案中,上游充氣增壓部分40A和下游充氣增壓部分40C具有比中間部分40B大的橫向厚度(即,充氣增壓部分40A和40C從壓力側壁24朝機翼12的中心延伸更遠)。上游充氣增壓部分40A的增加的橫向厚度可以提供一個能夠輔助冷卻孔39形成的后沖擊區域。可將冷卻孔30鉆穿壓力側壁24到達上游充氣增壓部分40A中。歸因于壓力側腔40的通常較小的橫向寬度,在一些情況下,鉆冷卻孔30可能較難。為了降低當將冷卻孔30鉆穿壓力側壁24時無意將孔鉆穿內壁52的可能性,上游充氣增壓部分40A包括后沖擊區域53,其允許壓力側壁24與內壁52之間具有另外的間隙。具有圖2中示出的壓力側腔40的形狀的腔在本文稱為“狗骨”腔。
吸力側腔42與壓力側腔40相似,但位于供給腔36的相對側。 吸力側腔42是位于供給腔36與吸力側壁26之間的冷卻回路。吸力側腔42通過內壁54與供給腔36隔開。冷卻流體流經吸力側腔42,為內壁54和吸力側壁26提供冷卻。
在圖2示出的實施方案中,吸力側腔42包括上游充氣增壓部分42A,中間部分42B和下游充氣增壓部分42C。上游充氣增壓部分42A和下游充氣增壓部分42C位于吸力側壁42的相應上游端和下游端。與壓力側腔40一樣,在一些實施方案中,冷卻流體從靠近下游充氣增壓部分42C的區域處的根部14進入吸力側腔42。隨著冷卻流體從平臺16穿過吸力側腔42流向末端部分18,存在于吸力側腔42中的走動帶和基座的網絡將冷卻流體朝上游向中間部分42B和上游充氣增壓部分42A引導。冷卻流體從下游充氣增壓部分42C向上游行進穿過中間部分42B,并且到達上游充氣增壓部分42A,在此處,冷卻流體通過冷卻孔30A流出吸力側腔42。隨著冷卻流體流經吸力側腔42,冷卻流體冷卻吸力側壁26的一部分。取決于內壁54的溫度,流經吸力側腔42的冷卻流體可以冷卻內壁54或使內壁54與吸力側壁26所經受的高溫隔離。一旦冷卻流體通過冷卻孔30A流出吸力側腔42,冷卻流體就沿著吸力側壁26的外部形成冷卻膜,從而為吸力側壁26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42A處的根部14進入吸力側腔42,并且流經中間部分42B到達下游充氣增壓部分40C。
與壓力側腔40一樣,吸力側腔42可包括橫向厚度大于中間部分42B的充氣增壓部分42A和42C。在圖2示出的實施方案中,上游充氣增壓部分42A和下游充氣增壓部分42C具有比中間部分42B大的橫向厚度。上游充氣增壓部分40A的增加的橫向厚度可以提供后沖擊區域55,這允許吸力側壁26與內壁54之間具有另外的間隙,使得可將冷卻孔30A鉆穿吸力側壁26,進入上游充氣增壓部分42A中。
在一些實施方案中,壓力側腔40沿著壓力側壁24向供給腔36的上游(如朝前緣)且向供給腔36的下游(如朝后緣)延伸。也就是說, 壓力側腔40的軸向長度比供給腔36的軸向長度長,并且與供給腔36相比,向上游和下游延伸更遠。通過使壓力側腔40的尺寸大于供給腔36,且將供給腔36定位在壓力側腔40的末端之間,可使供給腔36與由流過壁24的高溫氣體傳導穿過壓力側壁24的熱量隔離。在一些實施方案中,吸力側腔42的軸向長度可大于供給腔36的軸向長度,并且吸力側腔42向供給腔36的上游和下游延伸。通過將供給腔36定位在吸力側腔42與壓力側腔40之間,可使供給腔36與由流過壁24和壁26的高溫氣體傳導穿過吸力側壁26和壓力側壁24的熱量隔離。在一些實施方案中,壓力側腔40和吸力側腔42的軸向長度可大于供給腔36的軸向長度,并且側腔40和側腔42兩者可向供給腔36的上游和下游延伸,來使供給腔36與傳導穿過壓力側壁24和吸力側壁26的熱量隔離。
圖2示出具有壓力側腔40和吸力側腔42來隔離供給腔36的機翼12。在一些實施方案中,僅需要一個側腔來充分隔離供給腔36。在此類實施方案中,機翼12可僅包括壓力側腔40,或機翼12可僅包括吸力側腔42。
機翼12還包括中間腔44。如圖2所示,中間腔44位于壓力側腔40和吸力側腔42的下游,通過肋狀物56與兩個腔隔開。中間腔44包括供給區域58和冷卻支路60。冷卻支路60從供給區域58向下游延伸。如圖2所示,冷卻支路60可以沿壓力側壁24延伸。替代地,冷卻支路60可以沿吸力側壁26延伸。具有圖2中示出的中間腔44的形狀的腔在本文稱為“旗”腔。
供給區域58接納來自根部14或平臺16的冷卻流體。所述冷卻流體從供給區域58流出通過冷卻支路60,并且通過冷卻孔32流出機翼12。一旦冷卻流體已通過冷卻孔32流出,冷卻流體就沿壓力側壁24的外部形成冷卻膜。與壓力側腔40和吸力側腔42一樣,冷卻支路60可以包含多個基座和走動帶,來為冷卻流體在通過冷卻孔32流出之前行進通過冷卻支路60創建彎曲路徑。流經供給區域58的冷 卻流體冷卻周圍的肋狀物56、壓力側壁24和吸力側壁26。在圖2示出的實施方案中,流經冷卻支路60的冷卻流體冷卻周圍的壁表面、壓力側壁24和內壁62。在一些實施方案中,冷卻孔32在鑄造期間形成于壓力側壁24(或吸力側壁26)中。
后緣腔46位于中間腔44的下游。如圖2所示,后緣腔46與中間腔44通過內壁62隔開。后緣腔46包括供給區域64和冷卻支路66。冷卻支路66大體上從壓力側壁24的下游部分與吸力側壁26的下游部分之間的供給區域64向下游延伸。供給區域64接納來自根部14或平臺16的冷卻流體。所述冷卻流體從供給區域64流出經過冷卻支路66,并且通過冷卻槽34流出機翼12的后緣22。與壓力側腔40、吸力側腔42和冷卻支路60一樣,冷卻支路66可以包含多個基座和走動帶,來為冷卻流體在通過冷卻孔32流出之前行進通過冷卻支路66創建彎曲路徑。在圖2示出的實施方案中,流經供給區域64的冷卻流體冷卻內壁62和吸力側壁26的一部分。流經供給區域66的冷卻流體冷卻周圍的壁表面:內壁62、壓力側壁24和吸力側壁26。
圖3示出機翼12A的橫截面圖,機翼12A為葉片或導葉機翼的另一實施方案。機翼12A與圖1A、圖1B和圖2中示出的機翼12在幾個不同方面有差別。
壓力側腔和吸力側腔的形狀與機翼12的壓力側腔40和吸力側腔42的形狀不同。壓力側腔140包括上游充氣增壓部分140A、中間部分140B和下游充氣增壓部分140C。吸力側腔142包括上游充氣增壓部分142A、中間部分142B和下游充氣增壓部分142C。代替于壓力側腔140大體上參照吸力側腔142,下游充氣增壓部分140C恰好位于供給腔36的下游,且下游充氣增壓部分142C位于下游充氣增壓部分140C的下游。供給腔36通過壓力側腔140的所有部分(上游充氣增壓部分140A、中間部分140B和下游充氣增壓部分140C)以及吸力側壁142的上游充氣增壓部分142A和中間部分142B來隔離。
與圖2中示出的機翼12的壓力側腔40和吸力側腔42相比,壓力側腔140和吸力側腔142也橫跨較大的橫向距離。機翼12A包括弧線68。弧線68代表壓力側壁24的外表面與吸力側壁26的外表面中間的一條線。如圖3所示,下游充氣增壓部分140C橫過弧線68,使得下游充氣增壓部分140C的若干部分位于弧線68的兩側。下游充氣增壓部分142C也橫過弧線68,使得下游充氣增壓部分140C的若干部分位于弧線68的兩側。如圖3所示,下游充氣增壓部分142C從吸力側壁26延伸至壓力側壁24。此外,壓力側腔140包括一排冷卻孔30,同時吸力側腔142包括一排冷卻孔30A。
圖4示出機翼12B的橫截面圖,機翼12B是葉片或導葉機翼的另一實施方案。機翼12B與圖2和圖3分別示出的機翼12和機翼12A不同。
機翼12B包括壓力側腔240和吸力側腔242。壓力側腔240包括上游充氣增壓部分240A、中間部分240B和下游充氣增壓部分240C。吸力側腔242包括上游充氣增壓部分242A、中間部分242B和下游充氣增壓部分242C。在圖4示出的實施方案中,上游充氣增壓部分240A和下游充氣增壓部分240C都包括一排冷卻孔30。在一個實施方案中,將兩排冷卻孔30鉆穿壓力側壁24。圖4也示出了下游充氣增壓部分240C和下游充氣增壓部分242C相對于彼此偏移,其中下游充氣增壓部分240C向上游延伸較遠,并且下游充氣增壓部分242C向下游延伸較遠。
機翼12B還包括中間腔244、第二中間腔244A和后緣腔246。中間腔244與第二中間腔244A通過內壁62隔開,內壁62在中間腔244與第二中間腔244A之間以及中間腔244與后緣腔246之間延伸。第二中間腔244A可接納來自根部14或平臺16的冷卻流體,并且通過吸力側壁26上的冷卻孔排出所述冷卻流體,或者通過內壁中的開口排至機翼12B中的其它腔(即,通過內壁62中的開口排至中間腔244)。
圖5-7示出另外的機翼的橫截面圖。圖5中的機翼12C示出鉆有冷卻孔30和鑄造冷卻孔32的壓力側腔340,不具有上游充氣增壓部分的吸力側腔342,以及兩個中間腔344和344A。在這個實施方案中,冷卻流體從上游部分進入壓力側腔340,其中冷卻流體向下游行進穿過所述腔到達冷卻孔30和32。中間腔344A是旗腔,而中間腔344是旗腔和狗骨腔的結合。
圖6中的機翼12D示出向上游延伸相同距離的中間腔444和后緣腔446。圖7中的機翼12E示出在中間腔544與第二中間腔544A之間向下游延伸的壓力側腔540。這些不同配置中的每一個提供不同的機翼冷卻解決方案。
如圖2-7所示,機翼12-12E中的內部腔和冷卻孔的布置和形狀(如狗骨形、旗形或二者結合)提供不同的機翼冷卻方案。雖然這些實施方案并未詳盡示出所有的各種設計可能性,但它們示出了可基于機翼的不同部分所經受的溫度,根據特定需要來調整機翼冷卻解決方案。在示出的每一個實施方案中,供給腔36與機翼的高溫區域和冷卻孔隔開,這允許來自機翼的內部腔的冷卻流體的排出可以通過不同方法(如鉆孔和鑄造)來形成。
圖8示出可用來形成圖1A、1B和2中所示的機翼12的芯組件612。在鑄造之后,芯組件612包括形成機翼12中的不同內腔的若干陶瓷芯。例如,在圖8中示出的實施方案中,陶瓷芯638形成撞擊腔38,陶瓷芯636形成供給腔36,陶瓷芯(“狗骨”芯)640形成壓力側腔40,陶瓷芯642形成吸力側腔42,陶瓷芯(“旗”芯)644形成中間腔44,且陶瓷芯646形成后緣腔46。在鑄造之后,相鄰陶瓷芯之間的空隙形成內壁。例如,在鑄造之后,陶瓷芯644與陶瓷芯646之間的空隙將形成內壁62。所述陶瓷芯單獨地形成,且接著組裝在一起形成芯組件612。所述陶瓷芯可由常規裝置或增材制造形成。每個陶瓷芯可以連接到一個或多個相鄰陶瓷芯,使得芯組件612被固定在一起。所述陶瓷芯通常在鑄造區(即,在鑄造過程中沒有直接作用的芯 的區域,如在圖8的底部)之外彼此連接。
所述陶瓷芯中的一些包括用于形成基座和走動帶的開口和/或槽或凹陷。開口648大體上延伸穿過陶瓷芯的整個寬度,并且在鑄造期間由材料填充,以產生所述冷卻回路內的固體基座,其阻塞和塑造穿過冷卻回路的冷卻流體的流動。槽或凹陷650通常延伸穿過陶瓷芯的一部分而不是整個寬度,并且在鑄造期間由材料填充,以形成冷卻回路內的走動帶,其修改冷卻流體流過走動帶的流量。
鑄造冷卻孔和槽,如冷卻孔32和冷卻槽34,可以使用連接盤652形成。連接盤652可以具有不同形狀來產生不同形狀的冷卻孔和槽。例如,連接盤652可以具有梯形形狀來產生穿過壓力側壁24的擴散冷卻孔32。
在鑄造已完成后形成鉆穿的冷卻孔,如冷卻孔30和30A。冷卻孔30和30A鉆穿壓力側壁24和/或吸力側壁26,使得所述孔與機翼12中的內腔(如壓力側腔40、吸力側腔42)中的一個連通。充氣增壓部分40A、40C、42A和42B的增加的腔厚度提供防止機翼的內壁被無意鉆穿的后沖擊區域。鉆冷卻孔30和30A而不是鑄造所述孔的能力提供了機翼12的制造過程中的額外靈活性。
可能實施方案的討論
以下是本發明的可能實施方案的非排它性描述。
機翼可包括前緣和后緣,從所述前緣延伸至所述后緣并且具有內表面和外表面的第一外壁,從所述前緣延伸至所述后緣的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,以及所述機翼內的腔。第一腔可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,并且供給腔可位于所述第一內壁與所述第二外壁之間。
另外和/或替代地,前述段落的機翼可任選地包括以下特征、配 置和/或額外部件中的任何一個或多個:
所述機翼還可包括與所述供給腔流體連通的撞擊腔,所述撞擊腔具有在所述前緣上或靠近所述前緣的多個冷卻孔。
所述第一腔可包括靠近所述第一腔的所述上游端和下游端中的一個的第一充氣增壓室,以及靠近所述第一腔的末端與所述第一充氣增壓室相對的用于接納冷卻流體的區域。
所述機翼還可包括延伸穿過所述第一外壁并且與所述第一充氣增壓室連通的多個冷卻孔,其中所述第一充氣增壓室包括允許將孔鉆入第一外壁中的后沖擊區域。
所述機翼還可包括沿所述第二外壁的所述內表面和第二內壁延伸并且具有上游端和下游端的第二腔,其中所述第二內壁使第二腔與供給腔隔開。
所述第二腔可包括靠近所述第二腔的上游端和下游端中的一個的第二充氣增壓室,以及靠近所述第二腔的末端與所述第二充氣增壓室相對的用于接納冷卻流體的區域。
所述機翼還可包括延伸穿過第二外壁并且與第二充氣增壓室連通的多個冷卻孔,其中所述第二充氣增壓室包括允許將孔鉆入第二外壁中的后沖擊區域。
第一腔和第二腔中的至少一個可以延伸越過機翼弧線。
第一腔和第二腔都可以延伸越過機翼弧線。
所述機翼還可包括沿第一和第二外壁中的至少一個的內表面延伸的第三腔,以及延伸穿過第一和第二外壁中的至少一個與所述第三腔流體連通的多個冷卻孔。
一種形成機翼的方法可包括:形成第一陶瓷芯,其具有第一長度 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;形成第二陶瓷芯,其長度通常大于或等于第一長度;形成芯組件以及鑄造機翼。形成所述芯組件可包括定位第二陶瓷芯,使得它與所述第一陶瓷芯的第一側接近但隔開。所述芯組件可在為所述機翼提供中央芯通道的鑄造期間使用,并且第一內部冷卻回路位于中央芯通道的一側。第一內部冷卻回路的長度可通常大于或等于中央芯通道的與第一內部冷卻回路接近的所述側的長度。
另外和/或替代地,前述段落的方法可任選地包括以下特征、配置和/或額外部件中的任何一個或多個:
所述方法還可包括形成第三陶瓷芯,其長度通常大于或等于第二長度,其中形成所述芯組件還包括定位所述第三陶瓷芯,使得它與第一陶瓷芯的第二側接近但隔開,并且其中鑄造所述機翼為所述機翼提供位于中央芯通道的大體上與第一內部冷卻回路相對的側上的第二內部冷卻回路,并且其中所述第二內部冷卻回路的長度通常大于或等于中央芯通道的接近第二內部冷卻回路的側的長度。
所述方法還可包括形成第四陶瓷芯,并且在芯組件中將第四陶瓷芯定位第三陶瓷芯的上游,以便在鑄造后為機翼提供撞擊腔。
第二陶瓷芯可包括上游區域、中間區域和下游區域,第二陶瓷芯可以形成為使得上游和下游區域各自具有比中間區域大的橫向厚度,并且所鑄造的機翼的第一內部冷卻回路可具有上游區域和下游區域,其各自具有比所述中間區域大的橫向厚度。
所述方法還可包括將冷卻孔鉆穿所述機翼的外壁,并且鉆入第一內部冷卻回路的上游區域中。
第三陶瓷芯可包括上游區域、中間區域和下游區域,第三陶瓷芯可以形成為使得上游和下游區域各自具有比中間區域大的橫向厚度,并且所鑄造的機翼的第二內部冷卻回路可具有上游區域和下游區域, 其各自具有比所述中間區域大的橫向厚度。
所述方法還可包括將冷卻孔鉆穿機翼的外壁,并鉆入第二內部冷卻回路的上游區域中。
所述方法還可包括形成第五陶瓷芯,并且將第五陶瓷芯定位在芯組件的第二陶瓷芯和第三陶瓷芯中的至少一個的下游,以便為所述機翼提供與鑄造在機翼外壁上的冷卻出口連通的第三內部冷卻回路。
所述方法還可包括通過增材制造形成所述第一陶瓷芯和第二陶瓷芯中的一個。
一種機翼可包括前緣壁,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;以及第一冷卻回路,其將中央供給腔與第一外側壁上隔離。
另外和/或替代地,前述段落的機翼可任選地包括以下特征、配置和/或額外部件中的任何一個或多個:
所述機翼還可包括將中央供給腔與第二外側壁隔離的第二冷卻回路。
所述機翼還可包括延伸穿過所述第一外壁并且與所述第一冷卻回路連通的多個冷卻孔,其中所述第一冷卻回路包括允許將孔鉆入所述第一外壁中的后沖擊區域。
所述機翼還可包括沿所述第一和第二外壁中的至少一個的內表面延伸的第三腔,以及延伸穿過所述第一和第二外壁中的至少一個與第三腔流體連通的多個冷卻孔。
雖然已經參照示例性實施方案描述了本發明,但是本領域的技術人員將理解,在不背離本發明的范圍的情況下,可以做出各種改變, 并且可用等效物取代其要素。另外,在不背離本發明的基本范圍的情況下,可以做出許多修改來使具體的情況或材料適應本發明的教義。因此,旨在使得本發明不限于所公開的具體實施方案,而是本發明將包括落在所附權利要求書的范圍內的所有實施方案。   內容來自專利網www.wwszu.club轉載請標明出處

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