CN108472715A - 包含主体和壳体的耐火芯 - Google Patents

Abstract

一种用于使用失蜡铸造技术制造空心涡轮发动机翼型(10)的耐火芯(12)，所述耐火芯包括主体(14)和至少一个壳体(16)，所述壳体连接到所述主体(14)并在所述主体和所述壳体之间限定腔体(18)，所述壳体(16)构造成在制造时与翼型(10)接触。

Description

包含主体和壳体的耐火芯

技术领域

本发明涉及失蜡铸造，尤其涉及一种用于通过失蜡铸造制造中空涡轮发动机翼型的耐火芯。

背景技术

以已知的方式中，涡轮发动机具有燃烧室，在燃烧室中，空气和燃料在燃烧之前被混合。由该燃烧产生的气体从燃烧室向下游流动，随后供给高压涡轮机和低压涡轮机。每个涡轮机具有一排或多排固定翼型。每个涡轮机具有一排或多排构成导向叶片的固定翼型，该固定翼型与构成叶片(叶片盘或“叶盘”)的一排或多排移动翼型交替，其中翼型围绕涡轮的转子周向间隔开。那些涡轮机翼型承受燃烧气体非常高的温度，该温度可以达到远高于与气体接触的翼型不被损坏的可以承受的温度值，这意味着必须通过各自的集成冷却回路连续冷却它们；这种回路包括多个腔，以使当需要时能够不显著增加空气流速并且不损害发动机性能时提供有效且准确的冷却。以这种方式形成的中空翼型通过所谓的“失蜡”铸造方法制造，其需要使用具有与成品翼型的内表面相匹配的外表面的型芯或模型部件，如以申请人的名义提交的FR2 961 552申请中所述。

在目前使用的技术中，将由陶瓷制成的耐火芯放置在模具中，然后在模具和芯之间浇铸金属或金属合金以形成翼型。在冷却时，由于金属和型芯的热膨胀系数不同，金属翼型比陶瓷芯收缩得更多，因此陶瓷芯在金属翼型上施加力，从而在其中产生应力。对于单晶翼型，产生的应力可导致再结晶，这与所使用的翼型是不相称的。

本发明试图至少部分地弥补这些缺点。

发明内容

为此，本发明涉及一种使用失蜡铸造技术制造中空涡轮发动机翼型的耐火芯，所述耐火芯包括主体和至少一个壳体，所述壳体连接到所述主体并在所述主体和所述壳体之间限定腔体，所述壳体构造成在制造时与翼型接触。

在本发明中，术语“耐火”材料表示足以承受高温以适合用于涡轮发动机翼型的失蜡铸造的材料。构成芯的耐火材料可以是陶瓷材料，例如基于氧化铝(Al₂O₃)、二氧化硅(SiO₂)或氧化锆(ZrO₂)的耐火材料。耐火芯也可以由难熔金属制成。在一个实例中，耐火芯可以主要包括以下元素之一：Si，Hf，Ta，B，W，Ti，Nb，Zr，Mo，V。此外，耐火芯具有弹性和易碎的机械性能。

除非有相反的说明，否则下面使用“一个”或“所述”壳体用来表示至少“一个”或“所述至少一个”或实际上“每个”壳体。相反，复数的一般用法可以包括单数。

芯沿纵向延伸。芯的纵向方向对应于翼型的纵向方向，该方向从翼型根部延伸到翼型顶端。垂直于纵向的截面称为横截面。在横截面中看，腔体是封闭的，使得金属可以围绕芯部铸造，并因此围绕壳体铸造，而不会穿透到腔体中。

壳体可以安装在主体上，或者可以与主体一体制成。

由壳体和主体形成的腔体不是多孔的，而是宏观腔体。特别地，在横截面中，腔体的平均直径为十分之几毫米到几毫米的量级。

由于腔体，当壳体受到施加到腔体外部的力时，壳体可能会塌陷，特别是当金属冷却时受到由金属收缩引起的力。壳体破裂释放空间，允许金属自由收缩，从而具有在冷却时减少金属中残余应力的效果。由于这样的芯，可以铸造中空的单晶翼型，同时避免由于金属中的过度应力引起的任何再结晶，甚至对于通常呈现高应力集中的翼型形状也是如此。

此外，壳体在铸造金属时也受到力。然而，这些力远小于在冷却金属时作用在壳体上的力。因此鉴于本领域技术人员的一般知识，可以使壳体的尺寸能够承受金属的铸造并且在金属冷却时因一定程度的应力而断裂。

本发明还提供了通过增材制造，例如，通过立体光刻制造如上所述芯。

在一些实施例中，壳体限定出凸起的容积。应该想到，这样凸起的容积(或表面)是这样的容积(或表面)：使得对于该容积(或该表面)的任何两个点来说，能将这两个点连接在一起的直线段完全包含在容积(或表面)内。特别地，在一个或任何横截面中看，壳体限定凸起的表面。这种形状是有利的，因为应力集中在高曲率区域。

在一些实施方案中，主体是实心的。在本发明中，术语“实心”是指主体不具有任何孔并且不是多孔的。在这些实施方案中，主体致密且紧凑。因此，尽管存在腔体，但耐火芯整体上保持足够的弯曲刚度。另外，呈现腔体的区域，即壳体，仅用在冷却时承受高水平应力的翼型区域中。

在一些实施方案中，主体将与翼型接触，特别是与翼型中其应力在冷却时低于与壳体接触部分的应力的那部分接触。例如，主体将与翼型的基本上呈平面的部分接触。在这样的实施方案中，壳体不包围整个主体。

在一些实施方案中，耐火芯还包括至少第一加强件，其布置在腔体内，从壳体的一个点延伸到壳体的另一个点。第一加强件不同于主体和壳体。第一加强件可以在芯的整个高度上延伸或仅在芯的高度的一部分上延伸。第一加强件可包括一个或多个凹槽。第一加强件可以是平面的或非平面的。第一加强件的形状可以基于本领域技术人员的一般知识并根据某些标准所需的值确定，所述某些标准所需的值例如为断裂强度、弹性极限等。耐火芯可以具有多个第一加强件。

在一些实施方案中，耐火芯还包括至少第二加强件，其布置在腔体内并且从壳体的一点延伸到第一加强件的一点。因此，第一和第二加强件形成用于加强壳体的结构。第二加强件可具有上述第一加强件的一些或所有特征。在一个示例中，第一和第二加强件可以布置成使得它们的横截面一起大致呈T形。

在一些实施方案中，至少一个加强件包括形成优先断裂区的中间部分。优先断裂区的存在用于控制加强件断裂点，从而准确地确定壳体的断裂强度。

中间部分可以形成第一加强件和/或第二加强件的一部分。例如，形成优先断裂区的中间部分可以位于第一和第二加强件之间的交叉处。因此，当中间部分断裂时，支撑壳体的加强结构破裂。

例如，形成优先断裂区的中间部分可以为加强件中变薄的形式，或者实际上为至少一个加强件中凹口。

在一些实施方案中，一件或每件加强件的横截面呈现至少2，优选至少2.5，更优选至少3，更优选至少3.5，更优选至少4的纵横比。另外，纵横比优选不大于50，更优选不大于40，更优选不大于30，更优选不大于20，更优选不大于10。纵横比是最长的长度除以最短的长度的比率。它决定了加强件的强度，特别是当它受到压缩力、牵引力和/或弯曲力时。

在一些实施方式中，腔体通常为管的形式，腔体在管的端部附近封闭。优选地，腔体的端部在壳体不与金属接触的部分中封闭。相反，壳体优选在其与金属接触的部分中保持局部中空。

因此，为了使得金属不能穿透到壳体与金属接触的部分的内部，腔体可以是封闭的。

例如，当耐火芯通过增材制造加工时，腔体的端部可在所述增材制造时封闭。

在一些实施方案中，主体和壳体均是单件。主体和壳体由相同的材料制成，在它们之间可以呈现材料的连续性。或者，壳体可以是分开的并且安装到主体上。

本发明还提供了一种用于使用如上所述的耐火芯的失蜡铸造技术制造中空涡轮发动机翼型的制造方法。

在该方法的一些实施方式中，在将蜡注入耐火芯之前，将耐火芯手动涂覆蜡。事先的涂层形成可直接覆盖芯的第一层蜡。在冷却后，第一层蜡形成缓冲层，用于减弱实际作用在耐火芯上的力。这确保了芯能够承受由随后以更大的量注入到耐火芯上的蜡收缩产生的应力。

附图说明

通过阅读作为非限制性实施例给出的本发明实施方案的以下详细描述，可以更好地理解本发明及其优点。该描述参考附图，其中：

图1为本发明第一实施方案的翼型围绕耐火芯铸造的横截面结构示意图；

图2为图1的细节图；

图3与图2类似，显示了当翼型的金属在金属固化后冷却时在耐火芯上施加力的示意图；及

图4为本发明第二实施方案的耐火芯细节示意图。

具体实施方式

图1为本发明第一实施方案的翼型10围绕耐火芯12铸造的横截面示意图。在该实例中，翼型10为涡轮机翼型，然而，耐火芯12也可以用来铸造其它类型的翼型。

在本实施方案中，耐火芯12由陶瓷制成，因而在下面都称作“陶瓷”芯12。更精确地，在本实施例中耐火芯12具有以下组成(重量百分比)：58％至69％的粗玻璃质硅石，8％至19％的细玻璃质硅石，20％的锆石(ZrSiO₄)，3％的方石英。然而，如上所述，耐火芯12也可由其它等同的材料制成，通常有难熔金属或难熔合金。

如上所述，为了使其能够通过内部流动的空气冷却，翼型10为中空。陶瓷芯12用于形成翼型的内部腔体，相应地，陶瓷芯12的外表面基本上用于形成翼型10的内表面。

陶瓷芯12包括主体14和壳体16。在该示例中，陶瓷芯12包括单个壳体16，但它可以是多个。参考图2，其详细描述了主体14和壳体16，其示出了图1的细节。

壳体16连接到主体14。因此，壳体16与主体14配合以限定腔体18。腔体18因此位于主体14和壳体16之间。壳体16形成与主体相比较薄的壁。此外，如图2所示，壳体16构造成在制造时与翼型10接触。此外，与壳体16不同，主体14是实心的。

如图1所示，在翼型的冷却途径中，壳体16存在的高曲率区域是有利的。具体地，高曲率区域存在特别高的应力集中。因此，壳体16限定了凸起的容积，或者至少在横截面中(即，在图1和2的平面中)，壳体16限定了凸起的表面。

在本实施方案中，陶瓷芯12具有第一加强件20和第二加强件22。第一加强件20布置在腔体20内。在该示例中，第一加强件20在横截面上是直线形的。第一加强件20从壳体16的一个点延伸到壳体16的另一个点，从而穿过腔体18。第二加强件22布置在腔体18内。在该示例中，第二加强件22的横截面是直线的。第一加强件20从壳体16的一点延伸到第一加强件20的一点。在这种情况下，第一加强件20和第二加强件22一起呈现为大致T形的横截面。此外，在该示例中，第一加强件20和第二加强件22在陶瓷芯12的整个长度上(即，沿纵向方向的长度，沿着垂直于图2平面的轴线)延伸。

在图2所示的横截面中，第一加强件20的纵横比L/a约为6.6。第二加强件22具有约4的纵横比。在任何情况下，每件加强件的纵横比优选在2至50的范围内。

为了防止金属在铸造翼型10时穿透到腔体18中，还优选封闭腔体18。此外，为了确保封闭部分不会导致失去腔体18的益处，优选地，腔体在其纵向方向的端部附近封闭，优选地在壳体的在冷却时不与金属接触的部分中封闭。在通过增材制造加工陶瓷芯的实施方案中，封闭部分可以与壳体和主体及任何加强件连续地一起制造。

在铸造金属之后冷却翼型10期间，翼型10和陶瓷芯12由于其不同的热膨胀系数而差别地收缩。金属翼型10比陶瓷芯12收缩得更多，并且如图3中示意性地示出，它在陶瓷芯上施加朝向主体14的力F。在翼型10的这些力尤其在高曲率区域剧烈力的作用下，壳体16和加强件20、22变形。特别地，第一和第二加强件在其交叉处具有中间部分24，在该交叉处形成优先断裂区域。赋予中间部分24尺寸，使得它在由翼型10收缩引起的力的作用下构成第一断裂点。此处，在该示例中，通过第一和第二加强件20和22之间的T形交叉确保中间部分24的优先断裂区性质，其中中间部分24位于第一和第二加强件20和22之间的交叉处。

当力F超过由陶瓷芯12的形状和材料预定的某个阈值时，中间部分24断裂，从而削弱由加强件20和22形成的加强结构并破坏壳体16。结果，陶瓷芯12不再构成翼型10在壳体16现形破裂位置处自由收缩的障碍。因此，翼型10中的残余应力大大减小，并且可以避免再结晶现象。

陶瓷芯12可以通过增材制造或通过适合于制造壳体16及其加强件20、22(如果有的话)的任何其他方法制成。也可以通过将陶瓷芯12的实心部分和壳体16分别用陶瓷材料注塑成型，然后将它们用例如耐火粘合剂粘合在一起来制造。

一旦制造出陶瓷芯12，制造翼型10的失蜡铸造方法是常规的，首先包括形成注塑模具，在注入蜡之前，陶瓷芯12放置在注塑模具中。然后将以这种方式产生的蜡模型浸入由陶瓷悬浮液构成的浆料中，以制造铸模(也称为“壳”模具)。最后，除去蜡并烧制壳模，以使熔融金属能够浇铸在其中。

在执行该方法时，在将蜡注入陶瓷芯12之后，翼型的蜡模型的冷却可以产生与金属翼型10在冷却期间出现的相类似的力。但是壳体16必须在这个阶段不能断裂。为此目的，本领域技术人员的第一选择是，例如，通过运行数字仿真赋予壳体16的尺寸，确保它能够承受蜡冷却时施加的力，并且仅在金属冷却时施加的较大力下断裂。

可以用作替代或另外的第二种选择包括，在将蜡注入陶瓷芯12之前，手动用蜡涂覆陶瓷芯12。该步骤被称为对芯“预打蜡”。该事先涂层可以直接施加在陶瓷芯12的表面上。涂层可以施加在陶瓷芯12的整个表面上，仅在壳体16上，或者实际上在陶瓷芯的外表面的任何部分上。该事先涂层形成缓冲层，该缓冲层用于减弱实际作用在陶瓷芯12上的力，从而保护壳体16免于破裂。此外，在除去整个蜡模型的同时，可以从芯中除去蜡的事先涂层。

图4显示了陶瓷芯的另一个实施方案。除了关于加强件和下面列出的方面之外，图4的陶瓷芯112与第一实施例的陶瓷芯12相同。因此，不再描述主体114、壳体116和腔体118。

陶瓷芯112具有大致呈V形的第一加强件120。此外，第一加强件包括形成优先断裂区的中间部分124。具体地，中间部分124在第一加强件中呈凹口的形式。因此，中间部分124形成应力变得集中的区域，从而产生优先破裂区域。

另外，在本实施方案中，陶瓷芯112是通过一种将主体114和壳体116分开制造的方法获得的，例如，通过注塑陶瓷材料后再使用例如粘合剂将它们组装在一起。

尽管本发明描述了陶瓷芯和由金属或金属合金制成的翼型，但是形状和材料的多种变化是可以的，只要翼型和芯的相应材料因不同材料的差异收缩呈现出相同的现象，对本发明仍然适用。

尽管参考具体实施方案描述了本发明，但是可以对其进行修改而不超出权利要求所限定的本发明的一般范围。特别地，在另外的实施方案中，可以组合示出和/或提及的各种实施方案的各个特征。因此，应该在说明性而非限制性的意义上考虑说明书和附图。

Claims (11)

1.一种耐火芯(12,112)，用于使用失蜡铸造技术制造空心涡轮发动机翼型(10)，所述耐火芯包括主体(14,114)和至少一个壳体(16,116)，所述壳体(16,116)连接到所述主体(14,114)，并在所述主体和所述壳体之间限定腔体(18,118)，所述壳体(16,116)构造成在制造时与翼型(10)接触，所述腔体(18,118)闭合，以使得铸造材料在铸造翼型(10)时不会穿透腔体。

2.根据权利要求1所述的耐火芯(12,112)，其中所述壳体(16,116)限定出凸起的容积。

3.据权利要求1或2所述的耐火芯(12,112)，其中所述主体(14,114)是实心的。

4.根据权利要求1至3任一项所述的耐火芯(12,112)，还包括至少第一加强件(20,120)，其布置在所述腔体(18,118)内，从所述壳体(16,116)的一个点延伸到壳体的另一点。

5.根据权利要求4所述的耐火芯(12)，还包括至少第二加强件(22)，所述第二加强件(22)布置在所述腔体(18)内并且从所述壳体(16)的一点延伸到所述第一加强件(20)的一点。

6.根根据权利要求4或5所述的耐火芯(12,112)，其中所述加强件(20,22,120)中的至少一个包括形成优先断裂区的中间部分(24,124)。

7.根据权利要求4至6任一项所述的耐火芯(12,112)，其中每件加强件(20,22,120)在横截面上呈现为具有2至50的纵横比。

8.根据权利要求1至7任一项所述的耐火芯(12,112)，其中所述腔体(18,118)通常为管的形式，所述腔体在所述管的端部附近封闭。

9.根据权利要求1至8任一项所述的耐火芯(12,112)，其中所述主体(14,114)和所述壳体(16,116)均是单件。

10.一种制造空心涡轮发动机翼型(10)的制造方法，其使用具有权利要求1至9任一项所述的耐火芯(12,112)的失蜡铸造技术。

11.根据权利要求10所述的制造方法，其中，在将蜡注入耐火芯(12,112)之前，将耐火芯(12,112)手动涂覆蜡。