CN1924298A - 可制造并且可检查的冷却叶片的微型回路 - Google Patents

可制造并且可检查的冷却叶片的微型回路 Download PDF

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Abstract

一种用于制造涡轮发动机部件的方法，它包括以下步骤：形成涡轮发动机部件的翼型部分的第一半体，和形成在翼型部分的第一半体的暴露内壁上具有至少一个通道的第一冷却微型回路。该方法的步骤还包括：形成涡轮发动机部件的翼型部分的第二半体，形成在翼型部分的第二半体的暴露内壁上具有至少一个通道的至少一个附加冷却微型回路。然后，在形成冷却微型回路并检查之后，以与第二半体接靠的方式放置第一半体。第一半体和第二半体连接在一起形成翼型部分。

Description

可制造并且可检查的冷却叶片的微型回路
技术领域
本发明涉及一种用于涡轮发动机部件的制造方法及由此形成的涡轮发动机部件，其中该涡轮发动机部件包括具有带有多个冷却微型回路的翼型部分。
背景技术
涡轮发动机部件，如高压涡轮叶片翼型，在恶劣的环境中工作并且要经受来自其它部件如燃烧器的非常热的气体。这些部件的翼型部分承受变化的热负荷。因此，翼型部分需要局部冷却。用于冷却翼型部分的机构从一种设计变化到另一种设计，但是有一个最佳布置，其可以使冷却流最小化。
目前，在双层设计中利用耐火金属芯可以在涡轮发动机部件的翼型部分中形成冷却微型回路。耐火金属芯的材料具有较高的熔融温度，在从铸件壁中浸出并形成内部微型回路通道前的熔模铸造期间，希望对其进行处理。虽然这种技术能够有效地形成非常理想的冷却微型回路，但是对这样形成的微型回路进行检查却是困难的，因为冷却微型回路形成在翼型部分的壁中。
发明内容
因此，本发明的一个目的是提供一种用于形成涡轮发动机部件的方法，该部件包括带有无需很困难就可以检查的冷却微型回路的翼型部分。
根据本发明，提供一种用于制造具有翼型部分的涡轮发动机部件的方法。概括地说，该方法包括的步骤有：形成涡轮发动机部件的翼型部分的第一半体，和形成多个在翼型部分的的第一半体的暴露的内壁表面上具有至少一个通道的冷却微型回路。该方法还包括的步骤有：形成涡轮发动机部件的翼型部分的第二半体，形成至少一个在翼型部分的第二半体的暴露的内壁表面上具有至少一个通道的附加冷却微型回路，以及在已形成微型回路并对其检查后，以与第二半体接靠的关系设置第一半体。
本发明的方法具有很多优点，其中能够很容易地制造出带有可易于检查的微型回路型冷却构造的用于涡轮发动机部件的翼型部分，如高压涡轮叶片。
另外，根据本发明，概括地说，涡轮发动机部件包括具有以接靠关系设置的第一翼型半体及第二翼型半体的翼型部分，且第一翼型半体和第二翼型半体中的每一个具有多个位于内壁表面上的冷却微型回路构造。
在下面的详细描述及附图中阐述了本发明的冷却叶片的可制造及可检查的微型回路的其它具体细节，及其它目的和所带来的优点，其中在附图中相似的附图标记表示相似的元件。
附图说明
图1图示出根据本发明形成的具有第一翼型半体的涡轮发动机部件的翼型部分；
图2图示出能够在多个位置设置到图1的翼型半体中的冷却微型回路；
图3图示出根据本发明形成的第二翼型半体及冷却微型回路的地点；
图4A和4B图示出根据本发明形成的涡轮发动机部件和该部件的不同部分的分模线；和
图5图示出可由其组装涡轮发动机部件的结构。
具体实施方式
现在参考附图，图1图示出一个涡轮发动机部件的翼型部分10的第一翼型半体12，该翼型部分如一个高压涡轮叶片或浆叶。翼型部分10包括如图3所示的第二半体14。两个翼型半体12和14可以是任何所希望的形状，并且可以包括内部结构，如肋条16和18。如接下来所讨论的，形成两个翼型半体12和14，使得相应的内壁表面20和22均暴露出来。当将两者连接在一起时，两个翼型半体12和14形成一个涡轮发动机部件50的翼型部分10，如图4A和4B所示。
可以使用本领域中公知的任何适合的方式由本领域中公知的任何适合的材料铸造出这两个翼型半体12和14。例如，可以使用镍基、钴基、铁基或钛基合金材料形成这两个翼型半体12和14。
在本发明的优选实施例中，这两个翼型半体12和14可以由结构100形成，如图5所示，其能够形成涡轮发动机部件50。结构100可以包括具有前边缘104、后边缘106、第一侧边缘108和第二侧边缘110的平台102。结构100还包括沿边缘108的第一翼型半体12和沿边缘110的第二翼型半体14。结构100还可以包括其它特征或构造，如形成于平台102下侧上的连接部分52，以及形成于两个翼型半体12和14中相应的一个的外表面114或116和平台102表面之间的倒角结构112。结构100的一个优点是在结构100的相邻结构的两个翼型半体12和14连接在一起前，内壁表面20和22是外露的。由于内壁表面20和22被暴露出来，所以可以很容易地在内壁表面20和22上形成一个或多个冷却微型回路。微型回路的形状或数量可选择成，使在其预期的环境中翼型部分10的冷却需求最优化。
图1图示出在实施本发明的过程中可用于铸造设备24中的一种形式的分模线26，以形成两个翼型半体12和14。分模线26最好沿着该翼型部分的低应力线形成。
再参考图1和图2，利用本领域公知的任何适合的技术，可以在翼型半体12的内壁表面20上形成一个或多个第一冷却微型回路120。例如，如果需要，每个微型回路120可以是铸造结构，其中可以铸造出多个元件或内部构造122，如支座结构，其限定出一个或多个用于冷却流体的通道，以及铸造出用于通道(或多个通道)的入口124和出口126。另一种方案，也可以用本领域公知的任何适合的技术机械加工出每个微型回路120，以形成元件或内部构造122，其限定出用于冷却流体的通道(或多个通道)及用于通道(或多个通道)的入口124和出口126。在另一个可选择的方法中，可以利用金属模版合成方法形成内部构造或元件122，该合成方法是在随着预制合金动力而增加厚度的等离子喷涂后，再进行表面加工控制或者是热加工、表面抛光和化学研磨到最终厚度的组合加工。
如上所述，微型回路120的精确构形可以实现该涡轮发动机部件的最终用途。以这种方式形成微型回路120的优点是，在翼型部分10组装之前能够很容易地进行检查。另一个优点是，内壁全部露在外面使得可以进行在耐久性和制造方面的优化冷却布置的研究。
在每个微型回路120检查完毕之前或之后，可以将盖板128放置在微型回路120的上面，并且使其连接一个或多个元件122。
在另一种类似的方法中，如图1和3所示，在翼型半体14的内壁表面22上可以形成一个或多个附加微型回路120’。同第一微型回路120一样，可以利用本领域公知的任何适合的技术形成每个附加微型回路120’，如前文所述，并且其可以具有任意数量的冷却通道。每个附加微型回路120’也可具有多个元件或内部构造122’，这些元件或内部构造限定出一个或多个用于冷却流体的通道，及用于冷却流体通道(或多个通道)的入口124’和出口126’。在每个微型回路120’检查完毕之前或之后，可将盖板128’放置在相应的微型回路120’上面，并且使其连接元件122’。
利用本领域公知的任何适合的技术均可以将盖板128和128’连接到相应的微型回路120和120’的元件122和122’上，如钎焊、扩散粘结和焊接。优选地，利用固态粘合技术将盖板128和128’连接到相应的微型回路120和120’上。当使用钎焊时，在要连接到一起的部件上使用间层材料。该间层材料在钎焊温度时熔化，且产生的液体湿润并且填充在两个要被连接的配接表面之间。只将要连接的部件保持在钎焊温度足够确保钎焊填充金属的完全熔化和散布的时间段。该组件随后被冷却，以使填充金属固化，从而形成一种连接，该连接具有与基体金属显著不同的组成。如果需要，通过钎焊后扩散热处理能够提高钎焊接点的质量。
应当注意到，这种用于形成一种冷却微型回路的方法的优点是，如果在该范围内出现灰尘堵塞的问题时，能够很容易地更换盖板128和128’。
在形成微型回路120和120’并对其检查和安装上盖板128和128’之后，结构100就可以安装到一个支撑结构(未示出)上了，例如该支撑结构是一个盘。通过以与第二翼型半体14接靠的方式安放翼型半体12，结构100的相邻结构形成一个翼型部分10，其中翼型半体12上的配接表面40与翼型半体14的配接表面46接触或接靠。
形成涡轮发动机部件50的结构100可以沿着分模线126连接在一起。虽然可以采用本领域公知的任何适合的连接技术，但是最好使用瞬时液相粘结(transient liquid phase bonding)技术。在这种技术中，可以使用金属薄片74产生一个配接表面夹层76，该金属薄片上沉积有一层带有熔点抑制剂的合金制的夹层的薄膜，该合金的成分与基体金属的相近。该带有基体叶片碎片的薄的夹层被粘接起来且同时被加热，从而得到一个液态的夹层。但是在该温度，会发生快速的扩散。而在该温度，夹层成分的最终改变引起粘接的等温凝固。粘接后的热处理还允许额外的扩散，以获得一个不管是微观结构上还是化学性质上与基体金属完美匹配(或完全等同)的连接。粘接线的再熔化温度与基本叶片材料的熔点相似。有效地，该粘接区的机械性质与基体叶片材料的接近。
图4A和4B图示出一个涡轮发动机部件50，如高压涡轮叶片。这种类型的部件能够利用本领域已知的任何适合的技术制造，其中加压侧和吸入侧独立铸造，以使得它们的内壁表面是外露的。在加压侧和吸入侧铸造完成之后，利用上述技术能够将一个或多个冷却微型回路120、120’施加到各内壁表面上，该冷却微型回路如上所述并且如图2中所示。在已施加上冷却微型回路后，利用如上所述的本领域公知的任何适合的技术可以将铸造的结构连接在一起，该铸造的结构包括加压侧和吸入侧，以及平台结构和任何连接部分。
图4A和4B图示出可用来形成如叶片的各种涡轮部件的分模线26、70和72。分模线26、70和72设置在工作应力最小的地方。在一个区域中沿着线26设置翼型部分10的分割段，其中在该区域中横过粘接面的应力比较小。虽然在平台的顶部下方的相关部位应力和温度都较低；但是，分模线70和72用来承受连接部分的纵树形部位的承压应力。用这样的方式形成后边缘的分模线26，以使得如果需要，允许用传统的铸造形成后边缘微型回路。
从前面的讨论中可以看出，本发明采用的技术提供了一种在翼型设计中实现微型回路构造的简单方法，其没有与双壁冷却设计相关联的复杂性。本发明有利于内部检查，解决了堵塞问题，且通过消除多处漏泄路径提高了性能。
本文所述的方法也可以较容易地制造高级的、错综复杂的冷却微型回路，并且具有良好的可达性、良好的可检查性，因此提高了铸造的成品率。另一个优点是利用用于使钻孔位于翼型内部的数据系统，可以从里面钻出冷却孔；从而提高了制造性。铸造分模线可以形成前边缘槽。前后边缘部分可以由陶瓷材料制成，以与铸造分模线概念结合在一起，进一步减少冷却流。

Claims (23)

1.一种用于制造涡轮发动机部件的方法，它包括下以步骤：
形成涡轮发动机部件的翼型部分的第一半体；和
形成多个在所述翼型部分的所述第一半体的暴露的内壁表面上具有至少一个通道的冷却微型回路。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述冷却微型回路形成步骤包括通过铸造多个形成所述至少一个通道的元件形成每个所述微型回路。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述微型回路形成步骤包括通过对多个形成所述至少一个通道的元件进行机械加工形成每个所述冷却微型回路。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述冷却微型回路形成步骤包括通过由金属模版合成物形成多个元件形成每个所述冷却微型回路。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述冷却微型回路形成步骤包括形成带有入口和出口的每个所述第一冷却回路。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，其还包括将相应的盖板放置在所述冷却微型回路上并利用钎焊技术或者固态扩散粘接技术将所述盖板连接到所述冷却微型回路上。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，其还包括：
形成所述涡轮发动机部件的所述翼型部分的第二半体；和
形成至少一个在所述翼型部分的所述第二半体的暴露的内壁表面上具有至少一个通道的附加冷却回路。
8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述第一半体和所述第二半体每个是通过铸造形成的。
9.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述至少一个附加冷却微型回路形成步骤包括通过铸造多个形成所述至少一个通道的元件形成所述至少一个附加冷却微型回路。
10.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述至少一个附加冷却微型回路形成步骤包括通过对多个形成所述至少一个通道的元件进行机械加工形成所述至少一个附加冷却微型回路。
11.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述至少一个附加冷却微型回路形成步骤包括通过从金属模版合成物形成多个元件形成所述至少一个附加冷却微型回路。
12.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述至少一个附加冷却微型回路形成步骤包括形成多个附加冷却微型回路。
13.如权利要求7所述的方法，其特征在于，所述至少一个附加冷却微型回路形成步骤包括形成带有入口和出口的每个所述附加附加冷却回路。
14.如权利要求7所述的方法，其特征在于，其还包括将相应的盖板放置在所述附加冷却微型回路上并用钎焊技术或者固态粘接技术将所述盖板连接到每个所述附加冷却微型回路上。
15.如权利要求6所述的方法，其特征在于，其还包括：
以与相对所述翼型部分的所述第二半体接靠的关系设置所述翼型部分的所述第一半体，利用瞬时液相粘结技术将所述第一半体连接到所述第二半体上，并在以所述与所述第二半体接靠的关系放置所述第一半体之前检查每个所述微型回路。
16.如权利要求7所述的方法，其特征在于，其还包括：
所述第一半体形成步骤包括形成带有第一平台部分和第一倒角结构的所述第一半体，所述倒角结构位于所述翼型部分的所述第一半体的外表面和所述第一平台部分的表面之间；和
所述第二半体形成步骤包括形成带有第二平台部分和第二倒角结构的所述第二半体，所述倒角结构位于所述翼型部分的所述第二半体的外表面和所述第二平台部分的表面之间。
17.一种涡轮发动机部件，它包括：
通过使第一翼型半体与第二翼型半体呈接靠的关系形成的翼型部分；
所述第一翼型半体具有内壁表面和多个形成在所述内壁表面上的冷却微型回路；
所述第二翼型半体具有内壁和在所述第二翼型半体的所述内壁表面上形成的至少一个附加冷却微型回路。
18.如权利要求17所述的涡轮发动机部件，其特征在于，所述第一翼型半体和所述第二翼型半体是独立的铸造结构。
19.如权利要求17所述的涡轮发动机部件，其特征在于，其还包括放置在每个所述微型回路上的盖板，且每个所述盖板结合到相应冷却微型回路的内部构造上。
20.如权利要求17所述的涡轮发动机部件，其特征在于，其还包括与所述第一翼型半体连接的第一铸造平台部分，与所述第二翼型半体连接的第二铸造平台部分，与所述第一铸造平台部分连接的第一铸连接部分，和与所述第二铸造平台部分连接的第二铸连接部分。
21.如权利要求20所述的涡轮发动机部件，其特征在于，其还包括利用瞬时液相粘结将所述第一翼型半体、第一平台部分和所述第一连接部分连接到所述第二翼型半体、所述第二平台部分和所述第二连接部分。
22.如权利要求17所述的涡轮发动机部件，其特征在于，所述涡轮发动机部件是涡轮叶片。
23.如权利要求17所述的涡轮发动机部件，其特征在于，其还包括多个在所述第二翼型半体的所述内壁上形成的附加冷却回路。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107366555A (zh) * 2016-05-12 2017-11-21 通用电气公司 叶片以及涡轮转子叶片
CN107866663A (zh) * 2016-09-22 2018-04-03 苏尔寿管理有限公司 制造或修理旋转机械部件的方法及用其制造或修理的部件

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8157527B2 (en) 2008-07-03 2012-04-17 United Technologies Corporation Airfoil with tapered radial cooling passage
US8572844B2 (en) 2008-08-29 2013-11-05 United Technologies Corporation Airfoil with leading edge cooling passage
US8303252B2 (en) 2008-10-16 2012-11-06 United Technologies Corporation Airfoil with cooling passage providing variable heat transfer rate
US8109725B2 (en) 2008-12-15 2012-02-07 United Technologies Corporation Airfoil with wrapped leading edge cooling passage
US8079821B2 (en) * 2009-05-05 2011-12-20 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with dual wall formed from inner and outer layers separated by a compliant structure
US8511994B2 (en) * 2009-11-23 2013-08-20 United Technologies Corporation Serpentine cored airfoil with body microcircuits
EP2333240B1 (en) * 2009-12-03 2013-02-13 Alstom Technology Ltd Two-part turbine blade with improved cooling and vibrational characteristics
CN102029390B (zh) * 2010-12-27 2012-05-23 西安交通大学 一种薄壁变曲率空心叶片的制造方法
US9915154B2 (en) * 2011-05-26 2018-03-13 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite airfoil structures for a gas turbine engine
US8905714B2 (en) * 2011-12-30 2014-12-09 General Electric Company Turbine rotor blade platform cooling
EP2886798B1 (en) 2013-12-20 2018-10-24 Rolls-Royce Corporation mechanically machined film cooling holes
US9669458B2 (en) 2014-02-06 2017-06-06 General Electric Company Micro channel and methods of manufacturing a micro channel
US10046389B2 (en) 2015-12-17 2018-08-14 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US9987677B2 (en) 2015-12-17 2018-06-05 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10099276B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US9968991B2 (en) 2015-12-17 2018-05-15 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure
US9579714B1 (en) 2015-12-17 2017-02-28 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure
US10099284B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having a catalyzed internal passage defined therein
US10099283B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US10137499B2 (en) 2015-12-17 2018-11-27 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US10118217B2 (en) 2015-12-17 2018-11-06 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10150158B2 (en) 2015-12-17 2018-12-11 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10335853B2 (en) 2016-04-27 2019-07-02 General Electric Company Method and assembly for forming components using a jacketed core
US10286450B2 (en) 2016-04-27 2019-05-14 General Electric Company Method and assembly for forming components using a jacketed core
GB201720829D0 (en) * 2017-12-14 2018-01-31 Rolls Royce Plc Aerofoil and method of manufacture
US10612391B2 (en) * 2018-01-05 2020-04-07 General Electric Company Two portion cooling passage for airfoil
FR3108667B1 (fr) * 2020-03-27 2022-08-12 Safran Ceram Aube de stator de turbine en matériau composite à matrice céramique

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3584972A (en) 1966-02-09 1971-06-15 Gen Motors Corp Laminated porous metal
GB1224521A (en) 1968-03-27 1971-03-10 Rolls Royce Method of making an aerofoil-shaped blade or blade blank
US3700418A (en) 1969-11-24 1972-10-24 Gen Motors Corp Cooled airfoil and method of making it
US3810711A (en) 1972-09-22 1974-05-14 Gen Motors Corp Cooled turbine blade and its manufacture
US4022542A (en) 1974-10-23 1977-05-10 Teledyne Industries, Inc. Turbine blade
GB2096525B (en) 1981-04-14 1984-09-12 Rolls Royce Manufacturing gas turbine engine blades
US4460316A (en) 1982-12-29 1984-07-17 Westinghouse Electric Corp. Blade group with pinned root
US4815939A (en) * 1986-11-03 1989-03-28 Airfoil Textron Inc. Twisted hollow airfoil with non-twisted internal support ribs
JPH01313602A (ja) * 1988-06-10 1989-12-19 Agency Of Ind Science & Technol 空気穴付タービンブレードの製造方法
US5405242A (en) * 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
US5259730A (en) 1991-11-04 1993-11-09 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
GB2262314A (en) 1991-12-10 1993-06-16 Rolls Royce Plc Air cooled gas turbine engine aerofoil.
US5429877A (en) 1993-10-20 1995-07-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Internally reinforced hollow titanium alloy components
JP3651490B2 (ja) 1993-12-28 2005-05-25 株式会社東芝 タービン冷却翼
CN1278200A (zh) 1997-10-27 2000-12-27 西门子西屋动力公司 铸造超级合金的接合方法
JPH11323457A (ja) * 1998-05-11 1999-11-26 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 繊維強化金属部品及びその製造方法
US6162347A (en) * 1998-09-28 2000-12-19 General Electric Company Co-machined bonded airfoil
US6193465B1 (en) * 1998-09-28 2001-02-27 General Electric Company Trapped insert turbine airfoil
DE10005250B4 (de) * 1999-02-09 2004-10-28 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Herstellung von faserverstärkten metallischen Bauteilen
JP2000248901A (ja) * 1999-02-26 2000-09-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 中空ブレードおよびその固有振動数調整方法
US6129257A (en) 1999-12-01 2000-10-10 Allison Engine Company, Inc. High temperature brazing fixture
EP1188902A1 (de) 2000-09-14 2002-03-20 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit einer prallgekühlten Wand
DE10064267A1 (de) 2000-12-22 2002-07-04 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zum schnellen Herstellen von hohlen Turbinenschaufeln für die Fertigungsentwicklung und Bauteiltests
JP3957214B2 (ja) * 2001-11-30 2007-08-15 株式会社日立製作所 発電用ガスタービンの動翼の補修方法及び補修後のタービン動翼
FR2851285B1 (fr) 2003-02-13 2007-03-16 Snecma Moteurs Realisation de turbines pour turbomachines ayant des aubes a frequences de resonance ajustees differentes et procede d'ajustement de la frequence de resonance d'une aube de turbine

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107366555A (zh) * 2016-05-12 2017-11-21 通用电气公司 叶片以及涡轮转子叶片
CN107366555B (zh) * 2016-05-12 2022-03-08 通用电气公司 叶片以及涡轮转子叶片
CN107866663A (zh) * 2016-09-22 2018-04-03 苏尔寿管理有限公司 制造或修理旋转机械部件的方法及用其制造或修理的部件
CN107866663B (zh) * 2016-09-22 2022-05-13 苏尔寿管理有限公司 制造或修理旋转机械部件的方法及用其制造或修理的部件

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Publication number Publication date
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