CN108339941B - 熔模铸造型芯、铸造翼型件的方法及涡轮叶片组件 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种设备，该设备涉及对熔模铸造型芯中的球滑槽支撑特征的几何形状进行设计。熔模铸造型芯用于翼型件区域，该翼型件区域具有至少一个蛇形特征和通过球滑槽支撑特征联接到所述至少一个蛇形特征的至少一个入口特征。熔模铸造型芯被滤出，以在翼型件中形成冷却通道。

Description

熔模铸造型芯、铸造翼型件的方法及涡轮叶片组件
技术领域
本申请的技术领域涉及涡轮发动机。
背景技术
涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其将能量从通过发动机的燃烧气体流提取到多个旋转涡轮叶片上。
涡轮叶片组件包括涡轮翼型件或叶片、平台和燕尾榫安装部分。涡轮叶片组件包括作为平台和叶片中的蛇形回路的一部分的冷却入口通道，用于冷却平台和叶片。
熔模铸造(investment casting)用来通过开发熔模铸造型芯而制造蛇形回路。在通道和型芯的支撑特征之间的圆角可产生高应力点并增加在熔模铸造过程期间或发动机运行期间的断裂风险。因此，希望开发具有较大圆角半径的内部空腔连接。
发明内容
在一个方面中，本公开涉及一种用于形成铸造翼型件的熔模铸造型芯，该铸造翼型件在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向、并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向，该熔模铸造型芯包括：翼型件区域，其具有型芯的至少一个蛇形特征；平台区域，其具有联接到型芯的所述至少一个蛇形特征的型芯的至少一个入口特征；型芯的至少一个球滑槽支撑特征，其从平台区域延伸到翼型件区域以限定小于型芯的球滑槽支撑特征的最小直径的四倍的滑槽长度。
在另一方面中，本公开涉及一种熔模铸造型芯，其用于在具有翼型件的涡轮叶片组件内形成中空部，该翼型件在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向、并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向，该熔模铸造型芯包括：翼型件区域，其具有限定型芯的蛇形特征的至少一个转弯部；平台区域，其具有型芯的搁架支撑特征；型芯的至少一个球滑槽支撑特征，其在型芯的搁架支撑特征和转弯部之间延伸。
在又一方面中，本公开涉及一种涡轮叶片组件，该涡轮叶片组件包括：翼型件，其在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向、并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向，并且具有限定具有至少一个冷却通道的内部的至少一个侧壁；燕尾榫，其具有带搁架空间的入口通道；以及至少一个球滑槽，其在搁架空间和所述至少一个冷却通道之间延伸。
在又一方面中，本公开涉及一种铸造翼型件的方法，该方法包括：形成熔模铸造型芯，该熔模铸造型芯具有搁架支撑特征和从搁架支撑特征延伸的至少一个球滑槽支撑件；铸造翼型件，该翼型件具有由搁架支撑特征形成的搁架空间和由球滑槽支撑特征形成的球滑槽。
具体地，本申请的技术方案1涉及一种熔模铸造型芯，其用于形成铸造翼型件，所述铸造翼型件在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向、并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向，所述熔模铸造型芯包括：翼型件区域，其具有至少一个蛇形特征；平台区域，其具有联接到所述至少一个蛇形特征的至少一个入口特征；至少一个球滑槽支撑特征，其从所述平台区域延伸至所述翼型件区域以限定滑槽长度，所述滑槽长度小于所述球滑槽支撑特征的最小直径的四倍。
本申请的技术方案2根据技术方案1所述的熔模铸造型芯，其中，所述滑槽长度小于所述球滑槽支撑特征的最小直径的两倍。
本申请的技术方案3根据技术方案1所述的熔模铸造型芯，还包括在所述入口特征和所述球滑槽支撑特征之间的圆角。
本申请的技术方案4根据技术方案3所述的熔模铸造型芯，其中，所述圆角限定大于0.02英寸(0.05厘米)的局部半径。
本申请的技术方案5根据技术方案1所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征包括多个球滑槽支撑特征。
本申请的技术方案6根据技术方案5所述的熔模铸造型芯，其中，所述多个球滑槽支撑特征被间隔开，以控制所述铸造翼型件中的载荷路径。
本申请的技术方案7根据技术方案1所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征限定中心线主体轴线。
本申请的技术方案8根据技术方案7所述的熔模铸造型芯，其中，所述中心线主体轴线在弦向方向上取向。
本申请的技术方案9根据技术方案7所述的熔模铸造型芯，其中，所述中心线主体轴线在展向方向上取向。
本申请的技术方案10根据技术方案7所述的熔模铸造型芯，其中，所述翼型件在用以限定周向方向的方向上旋转，并且所述中心线主体轴线在所述周向方向上取向。
本申请的技术方案11根据技术方案7所述的熔模铸造型芯，其中，所述蛇形特征限定蛇形型芯中心线，并且在所述中心线主体轴线与所述蛇形型芯中心线之间形成的角度在-45°至45°的范围内。
本申请的技术方案12根据技术方案7所述的熔模铸造型芯，其中，所述平台区域包括具有边缘的搁架支撑特征，并且所述中心线主体轴线与所述边缘形成在45°至135°的范围内的角度。
本申请的技术方案13根据技术方案1所述的熔模铸造型芯，其中，所述熔模铸造型芯是陶瓷的。
本申请的技术方案14根据技术方案1所述的熔模铸造型芯，其中，所述球滑槽支撑特征在所述至少一个蛇形特征下方对齐。
本申请的技术方案15涉及一种熔模铸造型芯，其用于在具有翼型件的涡轮叶片组件内形成中空部，所述翼型件在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向、并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向，所述熔模铸造型芯包括：翼型件区域，其具有限定蛇形特征的至少一个转弯部；平台区域，其具有搁架支撑特征；至少一个球滑槽支撑特征，其在所述搁架支撑特征和所述转弯部之间延伸。
本申请的技术方案16涉及根据技术方案15所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征限定滑槽长度，所述滑槽长度小于所述球滑槽支撑特征的最小直径的四倍。
本申请的技术方案17根据技术方案15所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征限定滑槽长度，所述滑槽长度小于所述球滑槽支撑特征的最小直径的两倍。
本申请的技术方案18根据技术方案15所述的熔模铸造型芯，还包括在所述搁架支撑特征和所述球滑槽支撑特征之间的圆角。
本申请的技术方案19根据技术方案18所述的熔模铸造型芯，其中，所述圆角限定大于0.02英寸(0.05厘米)的局部半径。
本申请的技术方案20根据技术方案15所述的熔模铸造型芯，其中，所述涡轮叶片组件还包括翼型件区域。
本申请的技术方案21根据技术方案20所述的熔模铸造型芯，其中，所述蛇形特征的至少一部分设置在所述翼型件区域中。
本申请的技术方案22根据技术方案15所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征是多个球滑槽支撑特征。
本申请的技术方案23根据技术方案22所述的熔模铸造型芯，其中，所述多个球滑槽支撑特征被间隔开，以控制所述翼型件中的载荷路径。
本申请的技术方案24根据技术方案15所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征限定中心线主体轴线。
本申请的技术方案25根据技术方案24所述的熔模铸造型芯，其中，所述中心线主体轴线在弦向方向上取向。
本申请的技术方案26根据技术方案24所述的熔模铸造型芯，其中，所述中心线主体轴线在展向方向上取向。
本申请的技术方案27根据技术方案24所述的熔模铸造型芯，其中，所述翼型件在用以限定周向方向的方向上旋转，并且所述中心线主体轴线在所述周向方向上取向。
本申请的技术方案28根据技术方案24所述的熔模铸造型芯，其中，所述搁架支撑特征限定边缘，并且所述中心线主体轴线与所述边缘形成在45°至135°的范围内的角度。
本申请的技术方案29根据技术方案24所述的熔模铸造型芯，其中，所述蛇形特征限定蛇形型芯中心线，并且在所述中心线主体轴线与所述蛇形型芯中心线之间形成的角度在-45°至45°的范围内。
本申请的技术方案30根据技术方案15所述的熔模铸造型芯，其中，所述球滑槽支撑特征在所述至少一个蛇形特征下方对齐。
本申请的技术方案31根据技术方案15所述的熔模铸造型芯，其中，所述熔模铸造型芯是陶瓷的。
本申请的技术方案32根据技术方案15所述的熔模铸造型芯，其中，所述熔模铸造型芯被滤出，以在所述涡轮叶片组件中形成冷却回路。
本申请的技术方案33涉及一种涡轮叶片组件，包括：翼型件，其在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，在根部和尖端之间延伸以限定展向方向，并且至少一个侧壁限定具有至少一个冷却通道的内部；燕尾榫，其具有带有搁架空间的入口通道；和至少一个球滑槽，其在所述搁架空间和所述至少一个冷却通道之间延伸。
本申请的技术方案34根据技术方案33所述的涡轮叶片组件，其中，所述至少一个球滑槽限定滑槽长度，所述滑槽长度小于所述球滑槽的最小直径的四倍。
本申请的技术方案35涉及根据技术方案33所述的涡轮叶片组件，其中，所述至少一个球滑槽限定滑槽长度，所述滑槽长度小于所述球滑槽的最小直径的两倍。
本申请的技术方案36根据技术方案33所述的涡轮叶片组件，还包括在所述搁架空间与所述球滑槽之间的圆角。
本申请的技术方案37根据技术方案36所述的涡轮叶片组件，其中，所述圆角限定大于0.02英寸(0.05厘米)的局部半径。
本申请的技术方案38根据技术方案33所述的涡轮叶片组件，其中，所述至少一个球滑槽是多个球滑槽。
本申请的技术方案39根据技术方案38所述的涡轮叶片组件，其中，所述多个球滑槽被间隔开，以控制所述涡轮叶片组件中的载荷路径。
本申请的技术方案40根据技术方案33所述的涡轮叶片组件，其中，所述至少一个球滑槽限定中心线主体轴线。
本申请的技术方案41根据技术方案40所述的涡轮叶片组件，其中，所述中心线主体轴线在弦向方向上取向。
本申请的技术方案42根据技术方案40所述的涡轮叶片组件，其中，所述中心线主体轴线在展向方向上取向。
本申请的技术方案43根据技术方案40所述的涡轮叶片组件，其中，所述翼型件在用以限定周向方向的方向上旋转，并且所述中心线主体轴线在所述周向方向上取向。
本申请的技术方案44根据技术方案40所述的涡轮叶片组件，其中，所述搁架空间限定边缘，并且所述中心线主体轴线与所述边缘形成在45°至135°的范围内的角度。
本申请的技术方案45根据技术方案44所述的涡轮叶片组件，其中，所述至少一个冷却通道是蛇形冷却通道。
本申请的技术方案46根据技术方案45所述的涡轮叶片组件，其中，所述蛇形冷却通道限定蛇形中心线，并且在所述中心线主体轴线与所述蛇形中心线之间形成的角度在-45°至45°的范围内。
本申请的技术方案47根据技术方案45所述的涡轮叶片组件，其中，所述球滑槽在所述蛇形冷却通道下方对齐。
本申请的技术方案48涉及一种铸造翼型件的方法，所述方法包括：形成熔模铸造型芯，所述熔模铸造型芯具有搁架支撑特征和从所述搁架支撑特征延伸的至少一个球滑槽支撑件；铸造翼型件，所述翼型件具有由所述搁架支撑特征形成的搁架空间和由球滑槽支撑特征形成的球滑槽。
本申请的技术方案49根据技术方案48所述的方法，其中，形成熔模铸造型芯还包括形成滑槽长度小于所述球滑槽支撑特征的最小直径的两倍的球滑槽支撑特征。
本申请的技术方案50根据技术方案48所述的方法，其中，形成熔模铸造型芯还包括由能够滤出的材料形成所述熔模铸造型芯。
本申请的技术方案51根据技术方案50所述的方法，其中，铸造翼型件还包括移除所述能够滤出的材料。
附图说明
附图中：
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图2是用于图1的燃气涡轮发动机的涡轮叶片组件的透视图。
图3是现有技术的用于图2的涡轮叶片组件的熔模铸造型芯的俯视剖视图。
图4是现有技术的具有用于图2的涡轮叶片组件的冷却通道的翼型件的俯视剖视图。
图5是现有技术的用于图3的涡轮叶片组件的熔模铸造型芯的侧视剖视图。
图6是根据本说明书所述的本公开的方面的用于图2的涡轮叶片组件的熔模铸造型芯的侧视剖视图。
图7是根据本说明书所述的本公开的方面的用于图2的涡轮叶片组件的翼型件的俯视剖视图。
图8是根据本说明书所述的本公开的方面的来自图7的翼型件的侧视剖视图。
图9是根据本说明书所述的本公开的方面的来自图7的翼型件的前视剖视图。
具体实施方式
本说明书所述的本公开的方面涉及用于蛇形通道的开发中的熔模铸造工艺的熔模铸造型芯的几何形状，所述蛇形通道是涡轮叶片组件的冷却回路的部分。出于说明的目的，将结合用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮来描述本公开。然而，应当理解，本说明书所描述的本公开的方面不限于此，并且可以在包括压缩机的发动机内以及在非飞行器应用中具有一般适用性，非飞行器应用为例如其它移动应用以及非移动的工业、商业和住宅应用。
如本文所使用，术语“前部”或“上游”指代在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”指代朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。
另外，如本文所使用，术语“径向”或“径向地”指代在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸。
所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本公开，并且具体地关于位置、取向或本说明书所述本公开的方面的用途并不产生限制。除非另外指明，否则连接参考(例如，附接、耦合、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
风扇区段18包括围绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12径向安置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体。核心44由核心外壳46包围，所述核心外壳46可与风扇外壳40连接。
围绕发动机10的中心线12同轴安置的HP轴或转轴48以传动方式将HP涡轮34连接到HP压缩机26。在较大直径环状HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴安置的LP轴或转轴50以传动方式将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50能够围绕发动机中心线旋转且耦合到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可以共同界定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应一组静态压缩机轮叶60、62(也被称为喷嘴)旋转以使通过所述级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以成环提供，且可以从叶片平台到叶片顶端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58可以安装到圆盘61，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有其自身的圆盘61。用于压缩机的级的轮叶60、62可以成圆周布置安装到核心壳体46。
HP涡轮机34和LP涡轮机36分别包括多个涡轮机级64、66，其中一组涡轮机叶片68、70相对于对应一组静态涡轮机轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从通过所述级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以成环提供，且可从叶片平台向叶片顶端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片68、70。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于涡轮机的级的叶片68、70可以安装到圆盘71，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有专用圆盘71。用于压缩机的级的轮叶72、74可以成圆周布置安装到核心壳体46。
与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮机区段32当中的静态轮叶60、62、72、74，也个别地或共同地称为定子63。因此，定子63可以指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，退出风扇区段18的空气流被分裂以使得空气流的一部分经引导进入LP压缩机24，所述LP压缩机随后将加压空气76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机进一步使空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合且被点燃，进而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，所述LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且废气最终通过排气区段38从发动机10排放出去。LP涡轮36的驱动驱动了LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压空气流76的一部分可以作为放气77从压缩机区段22汲取。放气77可以从加压空气流76汲取并且被提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著增加。因此，由放气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止叶片行、且更具体地说出口导叶总成80退出发动机总成10，所述出口导叶总成在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更具体来说，邻近于风扇区段18利用一行圆周径向延伸的翼型导叶82以对空气流78施加一些方向性控制。
由风扇20供应的空气中的一些可以绕过发动机核心44，且用于冷却发动机10的若干部分，尤其是热部分，和/或用以对飞行器的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情形中，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮机区段32，其中HP涡轮机34是最热的部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
图2是具有发动机部件、特别是具有图1的发动机10的涡轮叶片70的涡轮叶片组件86的透视图。替代地，发动机部件可以在非限制性示例中包括轮叶、护罩或燃烧衬里，或者可能需要或利用由熔模铸造工艺形成的冷却通道的任何其他发动机部件。涡轮叶片组件86包括燕尾榫90和翼型件92。翼型件92在尖端94和根部96之间延伸以限定展向方向。翼型件92在根部96处的平台98上安装到燕尾榫90。平台98有助于径向地容纳涡轮发动机主流气流。燕尾榫90可以被构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘71。燕尾榫90还包括至少一个入口通道100，示例性地示出为三个入口通道100，每个入口通道延伸穿过燕尾榫90以提供与翼型件92的内部流体连通。应当理解，燕尾榫90以横截面示出，使得入口通道100被容纳在燕尾榫90的主体内。
翼型件92包括凹形压力侧壁110和凸形吸力侧壁112，它们接合在一起以限定在前缘114和后缘116之间延伸的翼型件形状，以限定弦向方向。翼型件92具有由侧壁110、112限定的内部118。图1和图2示出了本说明书所述的本公开适用的环境。图2的翼型件92作为可以用熔模铸造工艺制造的示例性翼型件。
参考图3，示出了现有技术中已知的熔模铸造型芯150，其用于制造翼型件92的内部通道。熔模铸造型芯150位于翼型件92的内部118内，该翼型件92以虚线示出，以使熔模铸造型芯150清楚。在熔模铸造过程期间，一个或多个模具封闭熔模铸造型芯150以限定模具和熔模铸造型芯之间的空隙。诸如金属合金的熔融材料然后被引入空隙中并冷却以形成铸造翼型件92。然后通过例如滤出移除熔模铸造型芯，留下熔模铸造型芯150所在的中空部分。因此，熔模铸造型芯150是在完成时将出现在翼型件92中的内部通道172的实体表示。
转到图4，更具体地，熔模铸造型芯150在翼型件92中形成与图2的入口通道100流体连通的冷却通道172。虽然示出为形成六个冷却通道，但是应当理解，也可以设想更多或更少的冷却通道。冷却通道可以在形状和大小以及取向上变化。
图5是沿着图3的线V-V截取的翼型件92的横截面。熔模铸造型芯150包括主区域152和次区域154，支撑特征156在主区域152和次区域154之间延伸。主区域152通常是指平台98下方的特征，而次区域154通常是指翼型件92内的所有特征。支撑特征156通常以锐角θ从主区域152延伸，形成小于0.0050英寸(0.013厘米)的局部圆角半径R。熔模铸造型芯150由陶瓷形成。
陶瓷是一种易碎材料，使得小型芯特征160可能在整个熔模铸造过程中需要支撑。在熔模铸造过程期间，支撑特征156为次区域154内的小型芯特征160提供支撑。小圆角半径R可以在熔模铸造型芯150中产生锋利的易碎边缘，并且在一些情况下在加工期间引起破损。在完成时，当熔模铸造型芯150被滤出以形成冷却通道172时，在熔模铸造型芯150中的小圆角半径R所在的翼型件金属合金部分中可形成高应力集中点。
图6中示出了根据本说明书所述的本公开的方面的熔模铸造型芯250。熔模铸造型芯250可以在示例性翼型件92中实施。熔模铸造型芯250包括平台区域252和翼型件区域254，球滑槽支撑特征256在平台区域252和翼型件区域254之间延伸。翼型件区域254是熔模铸造型芯250的、用于在熔模铸造过程期间在翼型件92中形成冷却通道272(图7)的任何部分。在翼型件区域254中形成至少一个蛇形特征260的至少一部分。蛇形特征260限定蛇形型芯中心线SCL。蛇形特征260可以包括至少一个转弯部262。
熔模铸造型芯250的平台区域252是翼型件截面254下方的任何特征或平台98下方的任何特征。至少一个入口特征264形成在平台区域252中。至少一个入口特征264可以扩张以包括搁架支撑特征266。搁架支撑特征266形成在翼型件区域254与平台区域252汇合的地方。搁架支撑特征266提供基部，球滑槽支撑特征256可以从该基部延伸。搁架支撑特征266可以在翼型件92旋转的方向上弦向地或周向地、远离入口特征264而延伸，搁架支撑特征266在球滑槽支撑特征256与搁架支撑特征266汇合处具有局部半径(local radius)SR。
在插图BC中描绘了球滑槽支撑特征256的放大视图。球滑槽支撑特征256延伸并在转弯部262处与蛇形特征260汇合。球滑槽支撑特征256限定了中心线主体轴线BCL，从转弯部262延伸到搁架支撑特征266的滑槽长度L可以沿着该中心线主体轴线BCL测量。中心线主体轴线BCL和蛇形型芯中心线SCL之间形成的角度α可以在-45°到45°的范围内。搁架支撑特征266的边缘268与中心线主体轴线BCL之间形成的角度β可以在45°至135°的范围内。应当理解，球滑槽支撑特征256的角度和取向可以是任何方向，例如但不限于轴向方向或径向方向，使得它支撑蛇形特征260，并且本说明书所公开的角度是示例性的而不意味着限制。
直径D是在球滑槽支撑特征256的最小直径处测得的。半径SR优选为0.02英寸(0.05厘米)或大于球滑槽支撑特征256的直径D的一半。滑槽长度L优选地小于球滑槽支撑特征256的直径D的两倍。设想滑槽长度L可以和直径D的四倍一样大。在搁架支撑特征266和球滑槽支撑特征256之间形成局部圆角半径R，使得局部圆角半径R大于0.02英寸(0.05cm)或大于直径D的一半。
熔模铸造型芯可以由陶瓷形成，因此在熔模铸造过程期间相对较弱和易碎。球滑槽支撑特征256在至少一个转弯部262处为蛇形特征260提供所需的支撑，以在铸造过程期间保持其形态和形状。如本说明书中已经描述的，期望的是在熔模铸造过程期间形成具有的半径R大于直径D的一半的圆角，以防止破损。另外，当金属合金浇注在熔模铸造型芯周围时，熔模铸造型芯250中的较大的圆角半径R在所得到的冷却通道172中提供平滑的过渡和转弯部。还应该注意的是，减小球滑槽型芯256的滑槽长度L还使形成翼型件92时所使用的金属合金的量最小化，并因此减小翼型件92的总重量。
图7示出了由型芯264的入口特征形成的入口冷却通道272。图示了所得到的翼型件92和冷却通道272。尽管示出了六个冷却通道272，但是可以设想，可以通过熔模铸造型芯250形成更多或更少的冷却通道。至少一个球270设置在至少一个冷却通道272的一部分内。至少一个球270限定球直径BD。作为非限制性示例，球直径BD可以在从0.04到0.12英寸(0.1到0.3厘米)的范围内。所述至少一个球270的尺寸设计成阻止空气穿过冷却通道272的一部分。
图8是沿着图7的线VIII-VIII截取的横截面。由型芯256的球滑槽支撑特征形成的球滑槽274保持至少一个球270，以阻挡和重新引导冷却通道272内的冷却空气C。应当理解，球直径BD被形成为被接纳在球滑槽274的最小直径D中。因此，型芯256和因此球滑槽274的球滑槽支撑特征的滑槽长度L小于0.5英寸(1.2厘米)，优选地小于0.3英寸(0.8)厘米。局部圆角半径R因此大于0.02英寸(0.05厘米)或大于球直径BD的一半。
由型芯266的搁架支撑特征形成的搁架空间276为冷却通道272、特别是由型芯264的入口特征形成的入口冷却通道200提供平滑的过渡和转弯部。另外，当与现有技术中的支撑区段156(图5)相比时，球滑槽274的滑槽长度L最小化可能发生流动停滞的区域。搁架空间276还形成用于安装每个球270的视线277。
图9中示出了沿着图7的线IX-IX的另一横截面。设想多个球滑槽274可以从搁架空间276延伸到翼型件区段254中的多个冷却通道272。从翼型件92的旋转方向测量的中心线主体轴线BCL和正交线OL之间形成的角度γ在-30和30°之间。以这种方式，中心线主体轴线BCL的取向可以相对于涡轮叶片组件86在弦向、展向、周向和它们的任何组合上波动。
每个球滑槽274被取向为使得在熔模铸造过程期间蛇形特征260在球滑槽支撑特征256上方对齐(以虚线294示出)。在翼型件92被铸造之后，分隔冷却通道272的肋296在发动机操作期间承载翼型件92的金属合金内的载荷。将球滑槽支撑特征256与蛇形特征260对齐294将载荷路径298限制到肋296，并且能够将球滑槽274从载荷路径298屏蔽。
每个球滑槽274被隔开300以控制球滑槽274之间的金属合金的量。金属合金分布成使得载荷路径298在翼型件92内均匀地展开。
应当理解，熔模铸造型芯150和具有由熔模铸造型芯150形成的通道100、172的涡轮叶片组件86都可以限定类似的特征。作为非限制性示例，蛇形特征260以与蛇形冷却通道272限定蛇形中心线的方式相同的方式限定蛇形型芯中心线SCL。实质上，蛇形型芯中心线SCL和蛇形中心线是同一条线。
铸造翼型件92的方法包括形成具有搁架支撑特征266和从搁架支撑特征266延伸到蛇形特征260的至少一个球滑槽支撑特征256的熔模铸造芯150。然后铸造翼型件92以包括由搁架支撑特征266形成的搁架空间276和由球滑槽支撑特征256形成的球滑槽274。本说明书先前描述了铸造翼型件92的方法的其它方面。
本说明书所述的本公开的方面涉及对型芯的球滑槽支撑特征的几何形状进行设计，所述型芯的球滑槽支撑特征对在熔模铸造工艺中所使用的型芯的蛇形和入口特征提供支撑。型芯的球滑槽支撑特征在铸造过程期间提供了强度和刚度。与几何形状相关的益处包括：由于相对较大的圆角半径以及为使高应力区域保持在载荷路径之外而在型芯的入口特征中形成搁架，减小了在型芯的球滑槽支撑特征的区域中的操作机械应力和热应力。
在典型的涡轮叶片设计中，球滑槽通常与型芯的入口特征成锐角，从而在这两个特征之间产生尖锐的圆角或小的圆角半径，与该典型的涡轮叶片设计相比，包括搁架(型芯的球滑槽支撑特征可搁置在其上)的改变的内部空腔结构在搁架和球滑槽之间提供更大的圆角界面。通过调整内部空腔结构的拓扑结构以在两个特征之间提供较小的锐角，获得了较大的有效局部圆角半径。将空腔结构和球滑槽一起设计为一个系统提供了对于应力、重量和制造而言更平衡的设计。
本说明书描述的与熔模铸造型芯相关的技术优点包括：在发动机操作期间的应力减小，同时保持在熔模铸造期间的强度和刚度，这导致由于应力减小而产生的耐久性的商业优势。另外，将搁架方面添加到型芯的入口特征导致在最终的涡轮叶片组件中所使用的金属较少，也就是总体重量的减轻。搁架空间还创建了视线，其允许将球安装到球滑槽中，而无需实施机器人或其他机械安装技术。
应当理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气和涡轮发动机。
本书面描述使用示例来描述本说明书所述的本公开的方面，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本公开的方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本公开的方面的可获专利的范围由权利要求书限定，并且可以包括所属领域的技术人员想到的其它示例。如果此类其它示例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包含与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求范围内。

Claims (51)

1.一种熔模铸造型芯，其用于形成铸造翼型件，所述铸造翼型件在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向、并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向，所述熔模铸造型芯包括：
翼型件区域，其具有至少一个蛇形特征；
平台区域，其具有联接到所述至少一个蛇形特征的至少一个入口特征；
至少一个球滑槽支撑特征，其从所述平台区域延伸至所述翼型件区域以限定滑槽长度，所述滑槽长度小于所述球滑槽支撑特征的最小直径的四倍。
2.根据权利要求1所述的熔模铸造型芯，其中，所述滑槽长度小于所述球滑槽支撑特征的最小直径的两倍。
3.根据权利要求1所述的熔模铸造型芯，还包括在所述入口特征和所述球滑槽支撑特征之间的圆角。
4.根据权利要求3所述的熔模铸造型芯，其中，所述圆角限定大于0.02英寸的局部半径。
5.根据权利要求1所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征包括多个球滑槽支撑特征。
6.根据权利要求5所述的熔模铸造型芯，其中，所述多个球滑槽支撑特征被间隔开，以控制所述铸造翼型件中的载荷路径。
7.根据权利要求1所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征限定中心线主体轴线。
8.根据权利要求7所述的熔模铸造型芯，其中，所述中心线主体轴线在弦向方向上取向。
9.根据权利要求7所述的熔模铸造型芯，其中，所述中心线主体轴线在展向方向上取向。
10.根据权利要求7所述的熔模铸造型芯，其中，所述翼型件在用以限定周向方向的方向上旋转，并且所述中心线主体轴线在所述周向方向上取向。
11.根据权利要求7所述的熔模铸造型芯，其中，所述蛇形特征限定蛇形型芯中心线，并且在所述中心线主体轴线与所述蛇形型芯中心线之间形成的角度在-45°至45°的范围内。
12.根据权利要求7所述的熔模铸造型芯，其中，所述平台区域包括具有边缘的搁架支撑特征，并且所述中心线主体轴线与所述边缘形成在45°至135°的范围内的角度。
13.根据权利要求1所述的熔模铸造型芯，其中，所述熔模铸造型芯是陶瓷的。
14.根据权利要求1所述的熔模铸造型芯，其中，所述球滑槽支撑特征在所述至少一个蛇形特征下方对齐。
15.一种熔模铸造型芯，其用于在具有翼型件的涡轮叶片组件内形成中空部，所述翼型件在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向、并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向，所述熔模铸造型芯包括：
翼型件区域，其具有限定蛇形特征的至少一个转弯部；
平台区域，其具有搁架支撑特征；
至少一个球滑槽支撑特征，其在所述搁架支撑特征和所述转弯部之间延伸。
16.根据权利要求15所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征限定滑槽长度，所述滑槽长度小于所述球滑槽支撑特征的最小直径的四倍。
17.根据权利要求15所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征限定滑槽长度，所述滑槽长度小于所述球滑槽支撑特征的最小直径的两倍。
18.根据权利要求15所述的熔模铸造型芯，还包括在所述搁架支撑特征和所述球滑槽支撑特征之间的圆角。
19.根据权利要求18所述的熔模铸造型芯，其中，所述圆角限定大于0.02英寸的局部半径。
20.根据权利要求15所述的熔模铸造型芯，其中，所述涡轮叶片组件还包括翼型件区域。
21.根据权利要求20所述的熔模铸造型芯，其中，所述蛇形特征的至少一部分设置在所述翼型件区域中。
22.根据权利要求15所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征是多个球滑槽支撑特征。
23.根据权利要求22所述的熔模铸造型芯，其中，所述多个球滑槽支撑特征被间隔开，以控制所述翼型件中的载荷路径。
24.根据权利要求15所述的熔模铸造型芯，其中，所述至少一个球滑槽支撑特征限定中心线主体轴线。
25.根据权利要求24所述的熔模铸造型芯，其中，所述中心线主体轴线在弦向方向上取向。
26.根据权利要求24所述的熔模铸造型芯，其中，所述中心线主体轴线在展向方向上取向。
27.根据权利要求24所述的熔模铸造型芯，其中，所述翼型件在用以限定周向方向的方向上旋转，并且所述中心线主体轴线在所述周向方向上取向。
28.根据权利要求24所述的熔模铸造型芯，其中，所述搁架支撑特征限定边缘，并且所述中心线主体轴线与所述边缘形成在45°至135°的范围内的角度。
29.根据权利要求24所述的熔模铸造型芯，其中，所述蛇形特征限定蛇形型芯中心线，并且在所述中心线主体轴线与所述蛇形型芯中心线之间形成的角度在-45°至45°的范围内。
30.根据权利要求15所述的熔模铸造型芯，其中，所述球滑槽支撑特征在所述至少一个蛇形特征下方对齐。
31.根据权利要求15所述的熔模铸造型芯，其中，所述熔模铸造型芯是陶瓷的。
32.根据权利要求15所述的熔模铸造型芯，其中，所述熔模铸造型芯被滤出，以在所述涡轮叶片组件中形成冷却回路。
33.一种涡轮叶片组件，包括：
翼型件，其在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，在根部和尖端之间延伸以限定展向方向，并且至少一个侧壁限定具有至少一个冷却通道的内部；
燕尾榫，其具有带有搁架空间的入口通道；和
至少一个球滑槽，其在所述搁架空间和所述至少一个冷却通道之间延伸。
34.根据权利要求33所述的涡轮叶片组件，其中，所述至少一个球滑槽限定滑槽长度，所述滑槽长度小于所述球滑槽的最小直径的四倍。
35.根据权利要求33所述的涡轮叶片组件，其中，所述至少一个球滑槽限定滑槽长度，所述滑槽长度小于所述球滑槽的最小直径的两倍。
36.根据权利要求33所述的涡轮叶片组件，还包括在所述搁架空间与所述球滑槽之间的圆角。
37.根据权利要求36所述的涡轮叶片组件，其中，所述圆角限定大于0.02英寸的局部半径。
38.根据权利要求33所述的涡轮叶片组件，其中，所述至少一个球滑槽是多个球滑槽。
39.根据权利要求38所述的涡轮叶片组件，其中，所述多个球滑槽被间隔开，以控制所述涡轮叶片组件中的载荷路径。
40.根据权利要求33所述的涡轮叶片组件，其中，所述至少一个球滑槽限定中心线主体轴线。
41.根据权利要求40所述的涡轮叶片组件，其中，所述中心线主体轴线在弦向方向上取向。
42.根据权利要求40所述的涡轮叶片组件，其中，所述中心线主体轴线在展向方向上取向。
43.根据权利要求40所述的涡轮叶片组件，其中，所述翼型件在用以限定周向方向的方向上旋转，并且所述中心线主体轴线在所述周向方向上取向。
44.根据权利要求40所述的涡轮叶片组件，其中，所述搁架空间限定边缘，并且所述中心线主体轴线与所述边缘形成在45°至135°的范围内的角度。
45.根据权利要求44所述的涡轮叶片组件，其中，所述至少一个冷却通道是蛇形冷却通道。
46.根据权利要求45所述的涡轮叶片组件，其中，所述蛇形冷却通道限定蛇形中心线，并且在所述中心线主体轴线与所述蛇形中心线之间形成的角度在-45°至45°的范围内。
47.根据权利要求45所述的涡轮叶片组件，其中，所述球滑槽在所述蛇形冷却通道下方对齐。
48.一种铸造翼型件的方法，所述方法包括：
形成熔模铸造型芯，所述熔模铸造型芯具有搁架支撑特征和从所述搁架支撑特征延伸的至少一个球滑槽支撑件；
铸造翼型件，所述翼型件具有由所述搁架支撑特征形成的搁架空间和由球滑槽支撑特征形成的球滑槽。
49.根据权利要求48所述的方法，其中，形成熔模铸造型芯还包括形成滑槽长度小于所述球滑槽支撑特征的最小直径的两倍的球滑槽支撑特征。
50.根据权利要求48所述的方法，其中，形成熔模铸造型芯还包括由能够滤出的材料形成所述熔模铸造型芯。
51.根据权利要求50所述的方法，其中，铸造翼型件还包括移除所述能够滤出的材料。
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