CN107206473A - 用于制造包括被设有复杂井的顶端的涡轮发动机扇叶的方法 - Google Patents

用于制造包括被设有复杂井的顶端的涡轮发动机扇叶的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107206473A
CN107206473A CN201580067848.9A CN201580067848A CN107206473A CN 107206473 A CN107206473 A CN 107206473A CN 201580067848 A CN201580067848 A CN 201580067848A CN 107206473 A CN107206473 A CN 107206473A
Authority
CN
China
Prior art keywords
flabellum
closure wall
core
thickness
hole
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201580067848.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107206473B (zh
Inventor
多米尼克·科依兹
克里斯蒂安·巴瑞德
萨米·贝尼舒
让·克劳德·马塞尔·奥古斯特·汉尼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN107206473A publication Critical patent/CN107206473A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107206473B publication Critical patent/CN107206473B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • B22C9/108—Installation of cores
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/22—Moulds for peculiarly-shaped castings
    • B22C9/24—Moulds for peculiarly-shaped castings for hollow articles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D29/00—Removing castings from moulds, not restricted to casting processes covered by a single main group; Removing cores; Handling ingots
    • B22D29/001—Removing cores
    • B22D29/002—Removing cores by leaching, washing or dissolving
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
    • B22C9/04—Use of lost patterns
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • F05D2230/211—Manufacture essentially without removing material by casting by precision casting, e.g. microfusing or investment casting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/307—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the tip of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于制造涡轮发动机扇叶(25)的方法，该扇叶包括压力侧和吸力侧，该压力侧和该吸力侧通过用于使冷却空气循环的内部空间而彼此分隔开，所述扇叶(25)包括具有封闭壁(29)的顶端(S)，该封闭壁使压力侧壁和吸力侧壁在该顶端(S)的区域中连接以便限定井形状，所述封闭壁包括通孔。通过模制获得的封闭壁(29)具有相当大的标称厚度，其凹坑(36、37)在每个通孔处局部地减小该厚度，以便促进通过化学蚀刻限定所述孔的氧化铝棒而实现的移除。因此，由于封闭壁(29)具有大的标称厚度，该闭合壁然后可被机加工，以便在井的内部形成凸起图案或复杂的形状。

Description

用于制造包括被设有复杂井的顶端的涡轮发动机扇叶的方法
技术领域
本发明涉及涡轮发动机类型的航空器发动机例如诸如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的扇叶的制造。
背景技术
在由图1中的1标记的这种发动机中，空气被允许进入入口套筒2，以便在被分成中心一次流和围绕一次流的二次流之前穿过包括一系列旋转扇叶3的送风器。
一次流在到达燃烧室7之前由涡轮4和6压缩，一次流在到达燃烧室后通过穿过涡轮机8而膨胀，之后因为产生推力而被移除。二次流被送风器直接推进，以产生额外的推力。
每个涡轮8包括一系列扇叶，该扇叶围绕旋转轴AX被径向定向并且被匀称地间隔开，该旋转轴AX由在该装置周围的外部壳体9承载。
扇叶的冷却是通过使取自燃烧室的上游且进入扇叶根部的空气在每个扇叶中循环而提供的，其中该空气通过穿过这些扇叶的壁的孔被排出。
在图2中被标记为11的这种扇叶包括扇叶通过其而被固定至旋转体的根部P和由该根部P承载的叶片12，其中根部和叶片被平台13分隔开。
叶片12具有围绕被称为翼展轴线的轴线EV的左扭曲形状，轴线EV垂直于轴线AX。叶片包括底部，叶片通过该底部而被连接至平台13，并且该底部被径向地延伸到作为该叶片的自由端的顶端S。叶片的两个主壁是叶片的压力侧壁14和叶片的吸力侧壁，该压力侧壁和该吸力侧壁被彼此分隔开。
扇叶11的顶端S包括垂直于方向EV的封闭壁，并且该封闭壁连接压力侧壁和吸入侧壁。在图2中不能被看到的这个封闭壁被设置成相对于压力侧壁的自由端和吸入侧壁的自由端朝向轴线AX返回。封闭壁与这些边缘共同界定了在与轴线AX相对的方向上开口的中空部分，该中空部分被称为井，该井位于扇叶的头部。
这种扇叶通过模制金属材料来制造，具体是通过使用第一型芯17和第二型芯18来制造，以便界定和井一样的内部空间和区域，如图3中示意性示出的。这两个型芯17和18沿着翼展方向EV通过被标记为d的短距离彼此间隔开，并且该短距离对应于图3中由19标记的封闭壁。
第二型芯18被平行于轴线EV的氧化铝棒21穿过，该氧化铝棒穿过封闭壁19的区域，并且氧化铝的端部被保持在第一型芯17中。这些棒在一方面使得在浇铸操作期间将这些型芯保持在相对于彼此的适当位置成为可能，并且这些棒在另一方面使得形成为了在扇叶随后运行时除尘而提供的孔成为可能。
在浇铸和冷却包括扇叶的合金之后，通过化学蚀刻移除型芯17和18，这导致了图4的情况，其中穿过封闭壁19的氧化铝棒的部分仍然存在。剩余的氧化铝棒的部分的移除(称为落砂)通过第二次化学蚀刻实现。
如在图5中可看到的，扇叶然后脱离了用于模制扇叶的工件，并且扇叶在其封闭壁19处具有对应于移除的氧化铝棒的两个通孔22。这些孔22是用于除尘的孔，其确保了任何灰尘的排出，以防止灰尘在扇叶运行时在扇叶内积聚。
在性能方面增加的需求导致例如通过提供由井底部即封闭壁19承载的肋条或内部分隔件来优化井的冷却。在图6的象征性示例中由23和24标记的这些分隔件或肋条旨在优化井中的空气动力学，以便使空气在井中流动，从而均匀化其冷却。
添加这种肋条或分隔件大大地使由陶瓷18制成的第二型芯的加工复杂化。实际上，第二型芯利用型芯盒制造，该型芯盒即为具有两个部分并且在垂直于叶片的翼展轴线的平面中延伸的模具，该两个部分通过将彼此分隔开(但是根据脱模的方向)而敞开。该脱模的方向由图6中的箭头D示出。
该脱模方向的作为制造要求的结果的应力使得界定用于井的底部的肋条的槽不能被设置在第二型芯的端部。这种槽将形成底切，使得在制造第二型芯期间由于底切的定向不同于脱模方向这一事实而不可能使第二型芯脱模。
一种可能性将包括在多个陶瓷部分中制造第二型芯，该多个陶瓷部分通过胶合使彼此装配在一起。这大大地使制造复杂化并且因此易于增加报废率。
本发明的目的是提供一种制造方法，该方法使得在井上实现各种各样的内部形状而不会对成本和报废率产生不利影响成为可能。
发明内容
为此目的，本发明具有一种用于制造涡轮发动机扇叶的方法，该扇叶包括压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁通过用于使冷却空气循环的内部空间而彼此分隔开，其中该扇叶包括具有封闭壁的顶端，该封闭壁使压力侧壁和吸力侧壁在该顶端的区域中连接以限定井形状，其中该封闭壁包括通孔，其中该方法包括模制的步骤，模制的步骤实施界定像井一样的形状的型芯和界定每个通孔的氧化铝棒，实施型芯的化学蚀刻操作和氧化铝棒的化学蚀刻操作，以便在模制后移除该型芯和这些棒，其特征在于，该型芯在每个通孔处被设有凸出部以便向例如通过模制获得的封闭壁赋予大于扇叶的这些其他壁的厚度的标称厚度和在每个通孔处的减小的厚度，并且在于，该方法包括封闭壁的机加工操作，以便在井的底部形成一个凸起图案或多个凸起图案。
如此，这种制造方法使得制造包括具有复杂的内部形状的井的扇叶而不涉及关于模制形成该扇叶的未处理部分的操作和工具的基本改变成为可能。
本发明还涉及一种如此限定的方法，其中，型芯被定形成向封闭壁赋予标称厚度和在通孔上的减小的厚度，这使得标称厚度与减小的厚度之比大于或等于2.5。
本发明还涉及一种如此限定的方法，其中，型芯被定形成向封闭壁赋予厚度，使得标称厚度与减小的厚度之比大于或等于5。
本发明还涉及一种如此限定的方法，其中，机加工封闭壁的操作被布置成在封闭壁中形成一个或多个肋条或者一个或多个内部分隔件。
本发明还涉及一种用于制造如此限定的扇叶的用于模制的装置，该用于模制的装置包括被布置成制造如此限定的型芯的型芯盒。
本发明还涉及一种涡轮发动机涡轮，该涡轮包括根据如此限定的方法制造的扇叶。
本发明还涉及一种涡轮发动机，该涡轮发动机包括如此限定的涡轮。
附图说明
已被描述的图1为如横向横截面所示的涡轮风扇发动机的总体视图；
已被描述的图2为发动机扇叶的总体视图；
已被描述的图3为现有技术的扇叶在其模制期间的横截面视图；
已被描述的图4是在移除被用于模制的型芯之后现有技术的扇叶的横截面；
已被描述的图5为在移除氧化铝棒之后现有技术的扇叶的横截面视图；
图6为设有附加的内部肋条的扇叶井的俯视图；
图7为根据本发明的扇叶在其模制期间的横截面视图；
图8为在移除被用于模制的型芯之后根据本发明的扇叶的横截面视图；
图9为在移除氧化铝棒之后根据本发明的扇叶的横截面视图。
具体实施方式
根据本发明的由图7中的25标记的扇叶还包括叶片26，该叶片由根部承载并且具有总体上与图2至图6的扇叶的形状相对应的形状。根据附图的定向将理解在下文中所使用的术语“下”和“上”，其中叶片向上并且由向下布置的根部承载，尽管该根部未被示出。
该叶片还包括彼此间隔开的压力侧壁和吸力侧壁，并且压力侧壁和吸力侧壁通过在图7至图9中标记为29的封闭壁在扇叶的顶端S相交。该封闭壁垂直于叶片的翼展方向EV并且被设置成相对于压力侧壁的自由边缘和吸力侧壁的自由边缘朝向叶片的旋转的轴线AX返回。
该封闭壁与压力侧的自由边缘和吸力侧的自由边缘一起界定在与轴线AX相对的方向上开口的中空部分，该中空部分被称为井。
在本文中，扇叶也通过模制金属材料来制造，其中第一型芯27和第二型芯28界定内部空间和井，如图7中所示的。这两个型芯27和28沿翼展方向EV彼此间隔开，以便界定由29标记的封闭壁。
该封闭壁29在本文中具有被标记为D的标称厚度，该标称厚度显著高于现有技术的扇叶的示例中的厚度，以便能够被机加工，从而在封闭壁中形成分隔件或附加的肋条，例如图6中所示的那些。
该封闭壁被两个氧化铝棒31、32穿过，两个氧化铝棒被保持在两个型芯27和28中，以便在浇铸构成扇叶本身的合金期间将两个型芯保持在相对于彼此的适当位置。
在浇铸和冷却合金之后，通过化学蚀刻移除型芯27和28，这导致了图8的情况，其中穿过封闭壁29的氧化铝棒的部分仍然存在。剩余的氧化铝棒的部分的移除(被称为落砂)通过第二次化学蚀刻完成实现，如此使得扇叶完全脱离被用于模制扇叶的部件成为可能。
为了使棒的落砂操作成为可能，封闭壁29的厚度在氧化铝棒的每个通道处以标记为d的值减小，d显著小于该封闭壁29的标称厚度D。
与落砂厚度相对应的厚度d优选地大于十分之六毫米且小于十分之八毫米，而壁29的标称厚度可以是大约两毫米，且优选地大于或等于三毫米。
因此，封闭壁29的标称厚度D与该壁在氧化铝棒31、32的每个通道上的减小的厚度之比大于或等于2.5，且优选地大于或等于5。
更具体地，封闭壁29的下表面33、即最靠近轴线AX并且面向扇叶的内部空间的表面基本上是平面的，以及型芯27的端部界定该表面。反之，该壁的上表面34、即距轴线AX最远并且界定井的底部的表面在氧化铝棒的每个通道上包括空心件或凹坑，这些凹坑由36和37标记。
如图中所示的，具有凹坑的上表面的这种特定形状是在氧化铝棒的每个通道上在型芯28的端部处实现的两个凸起图案或相应的凸出部的结果。这些凸出部可简单地通过在用于制造第二型芯的型芯盒即模具的相应的区域上实现凹部来获得。
每个凹坑可具有渐细的锥筒形状或其他形状，以便为落砂操作构成接收作为碱性浆液的落砂液的储液槽。每个凹坑底部的壁的厚度(以d标记)对应于可能的最大厚度，以便确保棒的落砂。
在附图的示例中，每个凹坑包括由圆柱形的侧面延伸的半球形底部，但是可以考虑不同的形状，具体是根据由于为了制造旨在形成扇叶的未处理部分而提供的模制工艺所引起的应力。
如图8和图9中示意性示出的，由于凹坑36和37，封闭壁29在氧化铝棒的每个通道上局部地具有小的厚度，以便允许通过用碱的化学蚀刻移除这些棒，从而形成由38和39标记的相应的除尘孔。
如图9所示的未加工的扇叶因此在其顶端处示出了井，但井的底部具有相当大的标称厚度。因此，简单地通过机加工井的底部在该底部29中形成复杂形状的肋条或分隔件例如诸如图6的那些肋条或分隔件是可能的。
换句话说，本发明使得制造在其顶端处具有下述井的扇叶成为可能，该井的内部区域可以被设有几乎任何类型的肋条、工件、流动干扰件等，但不会使模制工艺复杂化。实际上，由于设置在第二型芯28的端部处的凸出部36、37，封闭壁29可以具有大标称厚度，而不需要在模制之后从该封闭壁移除氧化铝棒的具体工艺。因此，本发明使得在不对型芯的模制和制造工艺产生不利影响的情况下制造具有复杂井的扇叶成为可能。

Claims (7)

1.用于制造涡轮发动机扇叶(25)的方法，所述扇叶包括压力侧壁和吸力侧壁，所述压力侧壁和所述吸力侧壁通过用于使冷却空气循环的内部空间而彼此分隔开，该扇叶(25)包括具有封闭壁(29)的顶端(S)，所述封闭壁使所述压力侧壁和所述吸力侧壁在该顶端(S)的区域中连接，以便限定井形状，该封闭壁(29)包括通孔(38、39)，其中所述方法包括模制的步骤，所述模制的步骤实施界定像井一样的形状的型芯(28)和界定每个通孔(38、39)的氧化铝棒(31、32)，实施所述型芯(28)的化学蚀刻操作和所述氧化铝棒(31、32)的化学蚀刻操作，以便在模制后移除该型芯和这些棒，其特征在于，所述型芯(18)在每个通孔(38、39)处被设有凸出部，以便向例如通过模制获得的所述封闭壁(29)赋予大于所述扇叶的其他壁的厚度的标称厚度(D)和在每个通孔(38、39)处的减小的厚度(d)，并且在于，所述方法包括机加工所述封闭壁(29)的操作，以便在所述井的底部形成一个凸起图案或多个凸起图案。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述型芯(18)被定形成向所述封闭壁赋予标称厚度(D)和在通孔(38、39)处的减小的厚度(d)，使得所述标称厚度(D)与所述减小的厚度(d)之比大于或等于2.5。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，所述型芯(18)被定形成向所述封闭壁赋予厚度(d、D)，使得所述标称厚度(D)与所述减小的厚度(d)之比大于或等于5。
4.根据权利要求1至3中的一项所述的方法，其中，所述封闭壁的机加工操作被布置成在所述封闭壁中形成一个或多个肋条或者一个或多个内部分隔件。
5.用于制造根据权利要求1至4中的一项所述的扇叶的用于模制的装置，所述用于模制的装置包括型芯盒，所述型芯盒被布置成制造例如权利要求1中所限定的型芯。
6.包括扇叶的涡轮发动机涡轮，所述扇叶根据例如在权利要求1至4中的一项中所限定的方法制造。
7.涡轮发动机，所述涡轮发动机包括根据权利要求6所述的涡轮。
CN201580067848.9A 2014-12-17 2015-12-15 用于制造包括设有复杂井的顶端的涡轮发动机扇叶的方法 Active CN107206473B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1462614 2014-12-17
FR1462614A FR3030333B1 (fr) 2014-12-17 2014-12-17 Procede de fabrication d'une aube de turbomachine comportant un sommet pourvu d'une baignoire de type complexe
PCT/FR2015/053517 WO2016097586A1 (fr) 2014-12-17 2015-12-15 Procédé de fabrication d'une aube de turbomachine comportant un sommet pourvu d'une baignoire de type complexe

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107206473A true CN107206473A (zh) 2017-09-26
CN107206473B CN107206473B (zh) 2019-07-12

Family

ID=53191754

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580067848.9A Active CN107206473B (zh) 2014-12-17 2015-12-15 用于制造包括设有复杂井的顶端的涡轮发动机扇叶的方法

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10533426B2 (zh)
EP (1) EP3233328B1 (zh)
JP (1) JP6681904B2 (zh)
CN (1) CN107206473B (zh)
BR (1) BR112017012300B1 (zh)
CA (1) CA2971289C (zh)
FR (1) FR3030333B1 (zh)
RU (1) RU2706256C2 (zh)
WO (1) WO2016097586A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112916811A (zh) * 2021-01-22 2021-06-08 成都航宇超合金技术有限公司 带气膜孔的空心涡轮叶片的铸造方法

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3037829B1 (fr) * 2015-06-29 2017-07-21 Snecma Noyau pour le moulage d'une aube ayant des cavites superposees et comprenant un trou de depoussierage traversant une cavite de part en part
US11053803B2 (en) 2019-06-26 2021-07-06 Raytheon Technologies Corporation Airfoils and core assemblies for gas turbine engines and methods of manufacture
US11041395B2 (en) 2019-06-26 2021-06-22 Raytheon Technologies Corporation Airfoils and core assemblies for gas turbine engines and methods of manufacture
CN111379594B (zh) * 2020-04-06 2022-10-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮转子叶片凹槽形叶顶结构及其设计方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1392809A (zh) * 2000-09-14 2003-01-22 西门子公司 制造涡轮叶片的方法和装置以及相应制造的叶片
CN1628922A (zh) * 2003-12-19 2005-06-22 联合工艺公司 熔模铸造型芯
US20070025851A1 (en) * 2005-07-29 2007-02-01 Snecma Core for turbomachine blades
US20080181774A1 (en) * 2007-01-30 2008-07-31 United Technologies Corporation Blades, casting cores, and methods
FR2957828A1 (fr) * 2010-03-26 2011-09-30 Snecma Extraction des tiges d'alumine utilisees pour le maintien du noyau lors de la fabrication d'aubes de turbine.
US8066052B2 (en) * 2007-06-07 2011-11-29 United Technologies Corporation Cooled wall thickness control
CN103317087A (zh) * 2013-05-24 2013-09-25 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 硅基陶瓷型芯和铝基陶瓷型壳的锥形嵌入式定位方法
FR2997442A1 (fr) * 2012-10-31 2014-05-02 Snecma Aube pourvue d'une ailerette pouvant etre fabriquee par fonderie a la cire perdue
CN103990761A (zh) * 2014-05-29 2014-08-20 西安交通大学 一种带有冲击孔结构的空心涡轮叶片制造方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5599166A (en) * 1994-11-01 1997-02-04 United Technologies Corporation Core for fabrication of gas turbine engine airfoils
US5975851A (en) * 1997-12-17 1999-11-02 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge root section cooling
RU2126308C1 (ru) * 1998-01-23 1999-02-20 Государственное предприятие Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов Способ изготовления составного керамического стержня для литья полых изделий
DE19821770C1 (de) * 1998-05-14 1999-04-15 Siemens Ag Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines metallischen Hohlkörpers
US6637500B2 (en) * 2001-10-24 2003-10-28 United Technologies Corporation Cores for use in precision investment casting
US7674093B2 (en) * 2006-12-19 2010-03-09 General Electric Company Cluster bridged casting core
US7610946B2 (en) * 2007-01-05 2009-11-03 Honeywell International Inc. Cooled turbine blade cast tip recess

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1392809A (zh) * 2000-09-14 2003-01-22 西门子公司 制造涡轮叶片的方法和装置以及相应制造的叶片
CN1628922A (zh) * 2003-12-19 2005-06-22 联合工艺公司 熔模铸造型芯
US20070025851A1 (en) * 2005-07-29 2007-02-01 Snecma Core for turbomachine blades
US20080181774A1 (en) * 2007-01-30 2008-07-31 United Technologies Corporation Blades, casting cores, and methods
US8066052B2 (en) * 2007-06-07 2011-11-29 United Technologies Corporation Cooled wall thickness control
FR2957828A1 (fr) * 2010-03-26 2011-09-30 Snecma Extraction des tiges d'alumine utilisees pour le maintien du noyau lors de la fabrication d'aubes de turbine.
FR2997442A1 (fr) * 2012-10-31 2014-05-02 Snecma Aube pourvue d'une ailerette pouvant etre fabriquee par fonderie a la cire perdue
CN103317087A (zh) * 2013-05-24 2013-09-25 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 硅基陶瓷型芯和铝基陶瓷型壳的锥形嵌入式定位方法
CN103990761A (zh) * 2014-05-29 2014-08-20 西安交通大学 一种带有冲击孔结构的空心涡轮叶片制造方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112916811A (zh) * 2021-01-22 2021-06-08 成都航宇超合金技术有限公司 带气膜孔的空心涡轮叶片的铸造方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP3233328B1 (fr) 2021-01-27
CN107206473B (zh) 2019-07-12
FR3030333B1 (fr) 2017-01-20
BR112017012300A2 (pt) 2018-05-02
RU2017125136A3 (zh) 2019-06-21
JP2018506671A (ja) 2018-03-08
BR112017012300B1 (pt) 2021-07-13
US10533426B2 (en) 2020-01-14
CA2971289C (fr) 2022-06-21
FR3030333A1 (fr) 2016-06-24
JP6681904B2 (ja) 2020-04-15
US20170328222A1 (en) 2017-11-16
RU2706256C2 (ru) 2019-11-15
WO2016097586A1 (fr) 2016-06-23
CA2971289A1 (fr) 2016-06-23
EP3233328A1 (fr) 2017-10-25
RU2017125136A (ru) 2019-01-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107206473B (zh) 用于制造包括设有复杂井的顶端的涡轮发动机扇叶的方法
US10864660B2 (en) Core for the moulding of a blade having superimposed cavities and including a de-dusting hole traversing a cavity from end to end
JP4435208B2 (ja) タービンエンジン構造体に孔ならびにデータム系を設ける方法、およびタービンエンジン構造体
JP4374184B2 (ja) ガスタービンエンジンのタービンノズル用の翼形部及びその製作方法
CN107848204B (zh) 用于制造包括整合有小的壁的凹部状末端的叶片的方法
JP5270832B2 (ja) 動翼用エアフォイル及びタービン翼
US20140064983A1 (en) Airfoil and method for manufacturing an airfoil
JP2003314201A (ja) ターボ機械に用いられる動翼
CN107708891B (zh) 包括大横截面的凸起部分的用于模制涡轮机叶片的单元
JP6355839B2 (ja) ガスタービンエンジンで使用可能な構成部品を形成するためのセラミック鋳型を有するダイカストシステム
CN108339941B (zh) 熔模铸造型芯、铸造翼型件的方法及涡轮叶片组件
CN105697067A (zh) 用于燃气涡轮的旋转叶片
CN210937014U (zh) 一种具有排气槽的模具型芯
EP3065896B1 (en) Investment casting method for gas turbine engine vane segment
EP2636466A1 (en) A core for casting a hollow component
EP2551456B1 (en) Platform interconnected with mid-body core interface for molding airfoil platforms
JP2016539274A (ja) ベーンセグメントを鋳造するための、一体的なベーン内部中子およびシュラウド裏側シェルを有するセラミック鋳造中子
JP2010115708A (ja) 多数翼セグメント及び鋳造方法
JP6478799B2 (ja) プロペラファンおよびプロペラファンの製造方法
CN109226690B (zh) 一种螺旋桨铸型结构
JP7244193B2 (ja) 排気ターボ過給機の水冷式タービンハウジングの鋳造用中子
CN116568455A (zh) 包括凹槽状顶端下方的腔体的高压涡轮轮叶
US20220397024A1 (en) Non-axisymmetric hub and shroud profile for electric submersible pump stage
GB2359042A (en) Tool for producing casting cores
CN107427905A (zh) 用于形成能够在燃气涡轮发动机中使用的部件的压铸系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant