EP1529580B1 - Gussform - Google Patents

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Publication number
EP1529580B1
EP1529580B1 EP03024967A EP03024967A EP1529580B1 EP 1529580 B1 EP1529580 B1 EP 1529580B1 EP 03024967 A EP03024967 A EP 03024967A EP 03024967 A EP03024967 A EP 03024967A EP 1529580 B1 EP1529580 B1 EP 1529580B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
wall
projection
casting mould
turbine
component
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.)
Expired - Lifetime
Application number
EP03024967A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP1529580A1 (de
Inventor
Thomas Beck
Georg Dr. Bostanjoglo
Uwe Dr. Paul
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.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to DE50311059T priority Critical patent/DE50311059D1/de
Priority to EP03024967A priority patent/EP1529580B1/de
Priority to US10/977,736 priority patent/US7237595B2/en
Publication of EP1529580A1 publication Critical patent/EP1529580A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP1529580B1 publication Critical patent/EP1529580B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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    • 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
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • 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
    • 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

Definitions

  • the invention relates to a casting mold according to claim 1.
  • Formed as a hollow body components with complex shaped geometries and complex through-holes in the region of an outer wall of the component can be prepared in various ways.
  • a casting mold is produced with a wax model of the component in a first step, which is at least partially the negative of the component to be produced by the wax model is coated with ceramic.
  • the EP 0 559 251 B1 shows a method of manufacturing a component with through-holes, wherein placeholders are separately introduced in the mold.
  • the object is achieved by a mold according to claim 1, which is used for the production of the casting.
  • a mold which has corresponding projections, which at least partially represent the negative of a hole.
  • FIG. 1 shows a component 1, for example, at least partially has a cavity 31 and can be produced with the mold according to the invention. Therefore, the component 1 has walls 4, in particular an outer wall 4. In the wall 4, at least one hole 13, here a through hole 13 is formed.
  • the component 1 may be metallic or ceramic, for example.
  • it is a turbine component 1 of a gas turbine 100 (FIG. Fig. 7 ) or steam turbine 300, 303 (FIG. Fig. 9 ). This is, for example, a turbine blade 120, 130, 354, 357 (FIG. Fig. 7 . 9 ) or a combustor liner 155 (FIG. Fig.
  • through holes 13 are used, for example, to cool the component 1 by film cooling.
  • the through hole 13 consists for example of a round or oval-shaped hole part 7, which widens from the cavity 31 to the outer surface 11 of the wall 4 to a diffuser 10.
  • Such components 1 with complex geometries of a through hole 13, 7 + 10, can be made easier and faster with the inventive method.
  • the wall is eg. 2 to 6mm, in particular 3 to 4mm thick.
  • the hole part 7 has a diameter of 0.3 to 1.2 mm, in particular 0.6 to 0.8 mm.
  • the diffuser 10 is formed on the surface, for example, trapezoidal and has dimensions of 1.5 to 5mm x 1.5 to 5mm and goes into the wall 4 to a depth of 1 to 1.5mm.
  • FIG. 2 schematically shows a part of a mold 16 according to the prior art, which consists of an inner wall 25, in particular of a mold core 25 (for example, the cavity 31 of the component 1), and an outer wall 28 consists.
  • material 22 for example, metal
  • the core 25 forms, for example, a part of the cavity 31 of the component 1.
  • At least one projection 19 is formed as in FIGS. 3, 4 and 5 you can see.
  • the protrusion 19 extends at least partially from an inner surface 20 of the inner wall 25 to an inner surface 21 of the outer wall 28.
  • the projection 19 extends continuously from the inner surface 20 to the inner surface 21.
  • the projection 19 has been formed by pouring ceramics of a through hole 13 in the wax pattern of the component 1 or by inserting correspondingly shaped pins, such as ceramic pins, into the walls 25, 28 of the mold 16. Also, in the wax model of the component, the through holes 13 can be formed by means of sliders or pins formed in accordance with the part 7 or 10 of the hole.
  • the projection 19 in the gap 26 prevents filling with material 22 during casting, so that after removal of the mold 16 with its inner wall 25 and its outer wall 28 and the projection 19 at least partially results in a through hole 13.
  • the projection 19 is constructed, for example, as follows.
  • a first projection area 34 represents the round or oval ( Fig. 6 ) Hole part 7 of the through hole 13.
  • a second projection region 37 represents the diffuser 10.
  • the projection 19 can also be round or oval over its entire cross section and, for example, also be constant in its cross-sectional area.
  • FIG. 3 shows an embodiment of a mold 16 according to the invention.
  • the projection 19 does not extend continuously from an inner surface 20 of the inner wall 25 to an inner surface 21 of the outer wall 28.
  • the projection 19 is formed only on the inner surface 20 of the inner wall 25 and extends to a certain distance d to the inner surface 21 of the outer wall 28th When filling the cavity 26 with material 22 so no complete passage opening 13 is formed.
  • material 22 is present after the casting of the component 1.
  • the area is correspondingly thin, in particular membrane-like, so that it can be easily removed in a very short time. It can also be said that the passage opening 13 of the component 1 to be produced is still somewhat closed.
  • the projection 19 can also have a support connection 40 (indicated by dashed lines) in order to support the projection 19, which projects freely into the intermediate space 26, against the outer wall 28.
  • the support connection 40 is smaller in cross section than the cross section of the projection 19, which is opposite to the outer wall 28.
  • the support connection 40 thus represents only a part of the through hole 13 to be produced.
  • the projection 19 again has two regions 34, 37 'in this example.
  • the complex geometry of the diffuser is laborious nachzubeused. This is omitted here for the most part, since only a relatively small upper portion of the diffuser 10 is to be reworked by removing material. Since, in particular, the areas lying deeper in the wall 4 mean considerable expenditure, for example in laser guidance, this casting mold has considerable advantages.
  • FIG. 4 shows a further embodiment of an inventively designed mold 16th
  • the projection 19 is formed only on the inner surface 21 of the outer wall 28.
  • the projection 19 represents the negative 37 of the diffuser 10 of the through-opening 13 to be produced.
  • the diffuser 10 has a more complex geometry than a simple symmetrical hole and would therefore be very complicated to produce in case of subsequent incorporation.
  • a simple hole 7 ( Fig. 1 ) are incorporated from the diffuser region 10 in the component 1 in the wall 4. This can be done by laser processing or radio wire erosion as well as other methods.
  • a corresponding support connection 40 between the projection 19, 37 and the inner wall 25 may be present.
  • FIG. 5 shows a further embodiment of an inventively designed mold 16th
  • a second projection 19 ' is formed on the inner surface 20 of the inner wall 25.
  • the projection 19 ', 34' forms a further part of this passage opening 13, namely the area of the hole part 7.
  • the projection 19, 37 represents the region of the diffuser 10 of the component 1 to be produced.
  • FIG. 6 shows the top view of an outer wall 28 of a mold 16 designed according to the invention.
  • the reference numeral 34 indicates the area from which the hole 7 will be formed.
  • the reference numeral 37 designates the region of the projection 19, which represents the diffuser region 10 of the through-hole 13 to be produced.
  • FIG. 7 shows by way of example a gas turbine 100 in a longitudinal partial section.
  • the gas turbine 100 has inside a rotatably mounted about a rotation axis 102 rotor 103, which is also referred to as a turbine runner.
  • a compressor 105 for example a toroidal combustion chamber 110, in particular annular combustion chamber 106, with a plurality of coaxially arranged burners 107, a turbine 108 and the exhaust housing 109.
  • the annular combustion chamber 106 communicates with an annular annular hot gas channel 111, for example.
  • There, for example, four successive turbine stages 112 form the turbine 108.
  • Each turbine stage 112 is formed from two blade rings.
  • a series 125 formed of rotor blades 120 follows.
  • the vanes 130 are attached to the stator 143, whereas the blades 120 of a row 125 are mounted on the rotor 103 by means of a turbine disk 133. Coupled to the rotor 103 is a generator or work machine (not shown).
  • air 105 is sucked in and compressed by the compressor 105 through the intake housing 104.
  • the compressed air provided at the turbine-side end of the compressor 105 is supplied to the burners 107 where it is mixed with a fuel.
  • the mixture is then burned to form the working fluid 113 in the combustion chamber 110.
  • the working medium 113 flows along the hot gas channel 111 past the guide vanes 130 and the rotor blades 120.
  • the working medium 113 expands in a pulse-transmitting manner so that the rotor blades 120 drive the rotor 103 and drive the machine coupled to it.
  • the components exposed to the hot working medium 113 are subject to thermal loads during operation of the gas turbine 100.
  • the guide vanes 130 and rotor blades 120 of the first turbine stage 112, viewed in the direction of flow of the working medium 113, are subjected to the greatest thermal stress in addition to the heat shield bricks lining the annular combustion chamber 106. In order to withstand the temperatures prevailing there, they are cooled by means of a coolant.
  • the turbine blade 120, 130 is still air-cooled and has film cooling holes 13 which are connected to the mold 16 (FIG. Fig. 2 ) in the cast and / or directionally solidified turbine blade 120, 130.
  • the vane 130 has a guide vane foot (not shown here) facing the inner housing 138 of the turbine 108 and a vane head opposite the vane foot.
  • the vane head faces the rotor 103 and fixed to a mounting ring 140 of the stator 143.
  • the FIG. 8 shows by way of example a combustion chamber 110 of a gas turbine.
  • the combustion chamber 110 is configured, for example, as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of burners 102 arranged around the turbine shaft 103 in the circumferential direction open into a common combustion chamber space.
  • the combustion chamber 110 is configured in its entirety as an annular structure, which is positioned around the turbine shaft 103 around.
  • the combustion chamber 110 is designed for a comparatively high temperature of the working medium M of about 1000 ° C to 1600 ° C.
  • the combustion chamber wall 153 is provided on its side facing the working medium M side with an inner lining formed from heat shield elements 155.
  • Each heat shield element 155 is equipped on the working medium side with a particularly heat-resistant protective layer or made of high-temperature-resistant material. Due to the high temperatures in the interior of the combustion chamber 110, a cooling system is additionally provided for the heat shield elements 155 or for their holding elements. Often the heat shield elements 155 have film cooling holes 13 or fuel passageways in the combustion chamber 110 which are created in the heat shield element 155 with the mold 16 of the invention.
  • the combustion chamber 110 is designed in particular for detecting losses of the heat shield elements 155.
  • a number of temperature sensors 158 are positioned between the combustion chamber wall 153 and the heat shield elements 155.
  • a steam turbine 300, 303 with a turbine shaft 309 extending along a rotation axis 306 is shown.
  • the steam turbine has a high-pressure turbine section 300 and a medium-pressure turbine section 303, each having an inner housing 312 and an outer housing 315 enclosing this.
  • the high-pressure turbine part 300 is designed, for example, in Topfbauart.
  • the medium-pressure turbine section 303 is double-flow. It is also possible for the medium-pressure turbine section 303 to be single-flow.
  • a bearing 318 is arranged between the high-pressure turbine section 300 and the medium-pressure turbine section 303, wherein the turbine shaft 309 has a bearing area 321 in the bearing 318.
  • the turbine shaft 309 is supported on another bearing 324 adjacent to the high pressure turbine sub 300.
  • the high-pressure turbine section 300 has a shaft seal 345.
  • the turbine shaft 309 is sealed from the outer housing 315 of the medium-pressure turbine section 303 by two further shaft seals 345.
  • the turbine shaft 309 in the high-pressure turbine section 300 has the high-pressure impeller blade 354, 357.
  • the middle-pressure blast turbine 303 has a central steam inflow region 333.
  • the turbine shaft 309 Associated with the steam inflow region 333, the turbine shaft 309 has a radially symmetrical shaft shield 363, a cover plate, on the one hand for dividing the steam flow into the two flows of the medium-pressure turbine section 303 and for preventing direct contact of the hot steam with the turbine shaft 309.
  • the turbine shaft 309 has in the medium-pressure turbine section 303 a second blading area 366 with the medium-pressure blades 354, 342.
  • the hot steam flowing through the second blading area 366 flows out of the medium-pressure turbine section 303 from a discharge connection 369 to a downstream low-pressure turbine, not shown.
  • the turbine shaft 309 is composed of two sub-turbine shafts 309a and 309b, which are fixedly connected to one another in the region of the bearing 318.
  • Each turbine shaft 309a, 309b has a cooling line 372 formed as a central bore 372a along the axis of rotation 306.
  • the cooling line 372 is connected to the steam outlet region 351 via an inflow line 375 having a radial bore 375a.
  • the coolant line 372 with a cavity not shown below the shaft shield 363 connected.
  • the inflow lines 375 are designed as radial bores 375a, whereby "cold" steam from the high-pressure turbine part 300 can flow into the central bore 372a.
  • the vapor passes through the storage area 321 into the medium-pressure turbine section 303 and there to the mantle surface 330 of the turbine shaft 309 in the steam inflow area 333.
  • the steam flowing through the cooling line has a significantly lower temperature as the reheated steam flowing into the Dampfeinström Siemens 333, so that an effective cooling of the first blade rows 342 of the medium-pressure turbine section 303 and the mantle surface 330 is ensured in the region of these blade rows 342.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Gussform gemäß Anspruch 1.
  • Als Hohlkörper ausgebildete Bauteile mit komplex geformten Geometrien und komplexen Durchgangslöchern im Bereich einer Außenwand des Bauteils können auf verschiedene Art und Weise hergestellt werden.
  • Viele Bauteile, insbesondere metallische Bauteile aus Legierungen, werden durch Gussverfahren, z. B. durch das Wachsausschmelzverfahren hergestellt.
    Dabei wird mit einem Wachsmodell des Bauteils in einem ersten Schritt eine Gussform hergestellt, die zumindest zum Teil das Negativ des herzustellenden Bauteils darstellt, indem das Wachsmodell mit Keramik umhüllt wird.
  • Durchgangslöcher in den Wänden von hohlen Bauteilen, wie z. B. Filmkühllöcher von Turbinenbauteilen werden dabei üblicherweise nachträglich mittels eines Lasers und seiner Laserstrahlen eingebracht, wie es in der US-PS 6,329,015 B1 gezeigt ist. Die Laserstrahlführung ist dabei sehr kompliziert.
    Dies hat eine Nachbearbeitung des Gussteils oder des gerichtet erstarrten Bauteils zur Folge.
    Verfahren zur Herstellung eines Gussteils mit nachträglich eingebrachten Löchern, insbesondere Durchgangslöchern sind daher zeitaufwändig.
  • Die EP 0 559 251 B1 zeigt ein Verfahren zur Herstellung eines Bauteils mit Durchgangslöchern, wobei Platzhalter separat in der Gussform eingebracht werden.
  • Es ist daher Aufgabe der Erfindung eine Gussform aufzuzeigen, mit der die Herstellung eines Bauteils mit Löchern, insbesondere mit Durchgangslöchern einfacher und schneller durchgeführt werden kann.
  • Die Aufgabe wird gelöst durch eine Gussform nach Anspruch 1, die zur Herstellung des Gussteils verwendet wird.
  • Dabei wird eine Gussform verwendet, die entsprechende Vorsprünge aufweist, die zumindest teilweise das Negativ eines Lochs darstellen.
  • In den Unteransprüchen sind weitere vorteilhafte Maßnahmen aufgelistet.
    Die in den Unteransprüchen aufgelisteten Maßnahmen können in vorteilhafter Art und Weise miteinander kombiniert werden.
  • Es zeigen
    • Figur 1
    ein Bauteil mit einem Durchgangsloch,
    Figur 2
    Gussform nach dem stand der Technik,
    Figur 3, 4, 5
    Gussformen mit verschiedenen Vorsprüngen zur Ausbildung eines Durchgangslochs,
    Figur 6
    eine Aufsicht auf eine innere Oberfläche einer Gussform,
    Figur 7
    eine Gasturbine,
    Figur 8
    eine Brennkammer und
    Figur 9
    eine Dampfturbine.
  • Figur 1 zeigt ein Bauteil 1, das beispielsweise zumindest teilweise einen Hohlraum 31 aufweist und mit der erfindungsgemäßen Gussform hergestellt werden kann.
    Daher weist das Bauteil 1 Wände 4, insbesondere eine äußere Wand 4 auf.
    In der Wand 4 ist zumindest ein Loch 13, hier ein Durchgangsloch 13 ausgebildet.
    Das Bauteil 1 kann beispielsweise metallisch oder keramisch sein.
    Beispielsweise ist es ein Turbinenbauteil 1 einer Gasturbine 100 (Fig. 7) oder Dampfturbine 300, 303 (Fig. 9).
    Dies ist beispielsweise eine Turbinenschaufel 120, 130, 354, 357 (Fig. 7, 9) oder eine Brennkammerauskleidung 155 (Fig. 8),
    die beispielsweise aus einer eisen-, nickel- oder kobaltbasierten Superlegierung besteht.
    Bei solchen Bauteilen 1 werden Durchgangslöcher 13 beispielsweise benutzt, um das Bauteil 1 durch eine Filmkühlung zu kühlen.
    Das Durchgangsloch 13 besteht dabei beispielsweise aus einem rund oder oval ausgebildeten Lochteil 7, das sich vom Hohlraum 31 aus zur Außenfläche 11 der Wand 4 zu einem Diffusor 10 verbreitert.
    Solche Bauteile 1 mit komplexen Geometrien eines Durchgangslochs 13, 7 + 10, können mit dem erfindungsgemäßen Verfahren einfacher und schneller hergestellt werden.
  • Die Wand ist dabei bspw. 2 bis 6mm, insbesondere 3 bis 4mm dick.
    Das Lochteil 7 hat einen Durchmesser von 0.3 bis 1.2mm, insbesondere 0.6 bis 0.8mm.
    Der Diffusor 10 ist an der Oberfläche bspw. trapezförmig ausgebildet und hat Maße von 1.5 bis 5mm x 1.5 bis 5mm und geht bis zu einer Tiefe von 1 bis 1.5mm in die Wand 4 hinein.
  • Figur 2 zeigt schematisch einen Teil einer Gussform 16 nach dem Stand der Technik, die aus einer inneren Wand 25, insbesondere aus einem Formkern 25 (ergibt bspw. den Hohlraum 31 des Bauteils 1), und einer äußeren Wand 28 besteht.
    In diesen Zwischenraum 26 (Hohlraum der Gussform 16) zwischen innerer Wand 25 und äußerer Wand 28 wird Material 22 (beispielsweise Metall) eingegossen und bildet nach dem Abkühlen beispielsweise die Wand 4 des Bauteils 1.
    Der Kern 25 bildet beispielsweise einen Teil des Hohlraums 31 des Bauteils 1.
  • In diesem Zwischenraum 26 ist erfindungsgemäß zumindest ein Vorsprung 19 ausgebildet wie in Figuren 3, 4 und 5 zu sehen ist.
    Der Vorsprung 19 erstreckt sich zumindest teilweise von einer inneren Oberfläche 20 der inneren Wand 25 zu einer inneren Oberfläche 21 der äußeren Wand 28.
    Hier erstreckt sich der Vorsprung 19 durchgehend von der inneren Oberfläche 20 zu der inneren Oberfläche 21.
  • Der Vorsprung 19 ist durch Ausgießen mit Keramik eines Durchgangslochs 13 in dem Wachsmodell des Bauteils 1 oder durch Einsetzen von entsprechend ausgeformten Stiften, beispielsweise Keramikstiften, in die Wände 25, 28 der Gussform 16 gebildet worden. Ebenso können in dem Wachsmodell des Bauteils mittels Schiebern oder Stiften, die entsprechend dem Teil 7 oder 10 des Lochs geformt sind, die Durchgangslöcher 13 erzeugt werden.
  • Der Vorsprung 19 in dem Zwischenraum 26 verhindert beim Gießen ein Auffüllen mit Material 22, so dass sich nach Entfernen der Gussform 16 mit seiner inneren Wand 25 und seiner äußeren Wand 28 und dem Vorsprung 19 zumindest teilweise ein Durchgangsloch 13 ergibt.
  • Der Vorsprung 19 ist beispielsweise wie folgt aufgebaut.
    Ein erster Vorsprungbereich 34 stellt das runde oder ovale (Fig. 6) Lochteil 7 des Durchgangslochs 13 dar.
    Ein zweiter Vorsprungsbereich 37 stellt den Diffusor 10 dar. Der Vorsprung 19 kann aber auch über seinen gesamten Querschnitt rund oder oval ausgebildet sein und beispielsweise auch konstant in seiner Querschnittsfläche sein.
  • Gegebenenfalls kann auch eine minimale, im Vergleich zu bisherigen Verfahren aber deutlich reduzierte Nachbearbeitung der Durchgangsöffnung 13 erfolgen.
  • Figur 3 zeigt ein Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Gussform 16.
    Im Gegensatz zu der Gussform 16 nach Figur 2 erstreckt sich der Vorsprung 19 nicht durchgehend von einer inneren Oberfläche 20 der inneren Wand 25 zu einer inneren Oberfläche 21 der äußeren Wand 28.
    Der Vorsprung 19 ist nur an der inneren Oberfläche 20 der inneren Wand 25 ausgebildet und erstreckt sich bis auf einen gewissen Abstand d zur inneren Oberfläche 21 der äußeren Wand 28.
    Beim Auffüllen des Hohlraums 26 mit Material 22 wird also keine vollständige Durchgangsöffnung 13 gebildet. In dem Bereich zwischen dem Vorsprung 19, 34 und der inneren Oberfläche 21 der äußeren Wand 28 ist nach dem Gießen des Bauteils 1 Material 22 vorhanden. Der Bereich ist aber entsprechend dünn, insbesondere membranartig ausgeführt, so dass er in sehr kurzer Zeit einfach entfernt werden kann. Man kann auch sagen, dass die Durchgangsöffnung 13 des herzustellenden Bauteils 1 noch etwas verschlossen ist.
    Dies ist beispielsweise sinnvoll, wenn auf die äußere Oberfläche 11 des Bauteils 1 nachträglich noch zumindest eine Beschichtung aufgebracht wird. Da die Durchgangsöffnung 13 noch verschlossen ist, wird die Durchgangsöffnung 13 auch nicht durch Material der Beschichtung verschmutzt oder verengt. Erst mit einem letzten Bearbeitungsschritt wird das Material der im Vergleich zur Dicke der Wand 4 dünnen Beschichtung und das wenige Material 22, das die Durchgangsöffnung 13 noch verschließt, schnell und einfach entfernt.
    Die Beschichtung ist beispielsweise eine MCrAlX-Legierung (M = Fe, Co, Ni und X = Y und/oder ein Element der Seltenen Erden) und gegebenenfalls eine keramische Beschichtung als Wärmedämmschicht (beispielsweise Y2O3 - ZrO2) darauf.
  • Der Vorsprung 19 kann auch noch eine Stützverbindung 40 (gestrichelt angedeutet) aufweisen, um den in den Zwischenraum 26 frei hineinragenden Vorsprung 19 an der äußeren Wand 28 abzustützen.
    Die Stützverbindung 40 ist im Querschnitt kleiner ausgebildet als der Querschnitt des Vorsprungs 19, der der äußeren Wand 28 gegenüberliegt. Die Stützverbindung 40 stellt also nur einen Teil des herzustellenden Durchgangslochs 13 dar.
    Der Vorsprung 19 weist auch in diesem Beispiel wieder zwei Bereiche 34, 37' auf.
    Insbesondere die komplexe Geometrie des Diffusors ist aufwändig nachzubearbeiten. Dies entfällt hier zum größten Teil, da nur noch ein relativ kleiner oberer Bereich des Diffusors 10 durch Entfernen von Material nachzuarbeiten ist. Da insbesondere die tiefer in der Wand 4 liegenden Bereiche erheblichen Aufwand beispielsweise bei der Laserführung bedeuten, hat diese Gussform erhebliche Vorteile.
  • Figur 4 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäß ausgebildeten Gussform 16.
    Hier ist der Vorsprung 19 nur an der inneren Oberfläche 21 der äußeren Wand 28 ausgebildet. Der Vorsprung 19 stellt das Negativ 37 des herzustellenden Diffusors 10 der Durchgangsöffnung 13 dar. Insbesondere der Diffusor 10 weist eine komplexere Geometrie als ein einfaches symmetrisches Loch auf und wäre somit bei nachträglicher Einarbeitung nur sehr aufwändig herzustellen. Wenn der Diffusorbereich 10 aber in der Oberfläche des herzustellenden Bauteils 1 schon eingeformt ist, muss er nicht mehr nachbearbeitet werden. Es muss nur noch mit vergleichsweise geringem Aufwand ein einfach ausgebildetes Loch 7 (Fig. 1) von dem Diffusorbereich 10 aus in dem Bauteil 1 in der Wand 4 eingearbeitet werden. Dies kann durch Laserbearbeitung oder Funkendrahterosion sowie durch andere Verfahren geschehen.
  • Ebenso kann auch hier eine entsprechende Stützverbindung 40 zwischen dem Vorsprung 19, 37 und der inneren Wand 25 vorhanden sein.
  • Figur 5 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäß ausgebildeten Gussform 16.
    Ausgehend von Figur 4 ist auch ein zweiter Vorsprung 19' an der inneren Oberfläche 20 der inneren Wand 25 ausgebildet. Der Vorsprung 19', 34' bildet einen weiteren Teil dieser Durchgangsöffnung 13, nämlich den Bereich des Lochteils 7. Der Vorsprung 19, 37 stellt den Bereich des Diffusors 10 des herzustellenden Bauteils 1 dar.
    Durch den Vorsprung 19' wird die Bearbeitungszeit zur Herstellung des Lochs 7 in dem herzustellenden Bauteil 1 gegenüber einem Bauteil 1,das mit einer Gussform gemäss Figur 4 hergestellt wurde, verkürzt.
    Insbesondere sind solche Gussformen 16, bei denen keine durchgehende Verbindung zwischen innerer Wand 25 und äußerer Wand 28 vorhanden ist, einfach herzustellen, da der Kern 25 separat von der Wand 28 herstellbar ist und für das Gießen in die Gussform 16 eingeführt wird.
    Die Vorsprünge 19, 19' können aneinander anliegen oder einen bestimmten Abstand zueinander aufweisen.
  • Figur 6 zeigt die Aufsicht auf eine äußere Wand 28 einer erfindungsgemäß ausgebildeten Gussform 16.
    Auf der inneren Oberfläche 21 der äußeren Wand 28 sind mehrere Vorsprünge 19 ausgebildet. Mit dem Bezugszeichen 34 ist der Bereich gekennzeichnet, von dem ausgehend das Loch 7 ausgebildet sein wird.
    Mit dem Bezugszeichen 37 ist der Bereich des Vorsprungs 19 gekennzeichnet, der den Diffusorbereich 10 des herzustellenden Durchgangslochs 13 darstellt.
  • Die Figur 7 zeigt beispielhaft eine Gasturbine 100 in einem Längsteilschnitt.
    Die Gasturbine 100 weist im Inneren einen um eine Rotationsachse 102 drehgelagerten Rotor 103 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird. Entlang des Rotors 103 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 104, ein Verdichter 105, eine beispielsweise torusartige Brennkammer 110, insbesondere Ringbrennkammer 106, mit mehreren koaxial angeordneten Brennern 107, eine Turbine 108 und das Abgasgehäuse 109. Die Ringbrennkammer 106 kommuniziert mit einem beispielsweise ringförmigen Heißgaskanal 111. Dort bilden beispielsweise vier hintereinandergeschaltete Turbinenstufen 112 die Turbine 108. Jede Turbinenstufe 112 ist aus zwei Schaufelringen gebildet. In Strömungsrichtung eines Arbeitsmediums 113 gesehen folgt im Heißgaskanal 111 einer Leitschaufelreihe 115 eine aus Laufschaufeln 120 gebildete Reihe 125.
  • Die Leitschaufeln 130 sind dabei am Stator 143 befestigt, wohingegen die Laufschaufeln 120 einer Reihe 125 mittels einer Turbinenscheibe 133 am Rotor 103 angebracht sind. An dem Rotor 103 angekoppelt ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt).
  • Während des Betriebes der Gasturbine 100 wird vom Verdichter 105 durch das Ansauggehäuse 104 Luft 135 angesaugt und verdichtet. Die am turbinenseitigen Ende des Verdichters 105 bereitgestellte verdichtete Luft wird zu den Brennern 107 geführt und dort mit einem Brennmittel vermischt. Das Gemisch wird dann unter Bildung des Arbeitsmediums 113 in der Brennkammer 110 verbrannt. Von dort aus strömt das Arbeitsmedium 113 entlang des Heißgaskanals 111 vorbei an den Leitschaufeln 130 und den Laufschaufeln 120. An den Laufschaufeln 120 entspannt sich das Arbeitsmedium 113 impulsübertragend, so dass die Laufschaufeln 120 den Rotor 103 antreiben und dieser die an ihn angekoppelte Arbeitsmaschine.
  • Die dem heißen Arbeitsmedium 113 ausgesetzten Bauteile unterliegen während des Betriebes der Gasturbine 100 thermischen Belastungen. Die Leitschaufeln 130 und Laufschaufeln 120 der in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums 113 gesehen ersten Turbinenstufe 112 werden neben den die Ringbrennkammer 106 auskleidenden Hitzeschildsteinen am meisten thermisch belastet. Um den dort herrschenden Temperaturen standzuhalten, werden diese mittels eines Kühlmittels gekühlt. Ebenso können die Schaufeln 120, 130 Beschichtungen gegen Korrosion (MCrAlX; M = Fe, Co, Ni, X=Y, Seltenen Erden) und Wärme (Wärmedämmschicht, beispielsweise ZrO2, Y2O4-ZrO2) aufweisen.
    Oft wird die Turbinenschaufel 120, 130 noch luftgekühlt und weist Filmkühllöcher 13, die mit der erfindungsgemäßen Gussform 16 (Fig. 2) in der gegossenen und/oder gerichtet erstarrten Turbinenschaufel 120, 130 erzeugt werden.
  • Die Leitschaufel 130 weist einen dem Innengehäuse 138 der Turbine 108 zugewandten Leitschaufelfuß (hier nicht dargestellt) und einen dem Leitschaufelfuß gegenüberliegenden Leitschaufelkopf auf. Der Leitschaufelkopf ist dem Rotor 103 zugewandt und an einem Befestigungsring 140 des Stators 143 festgelegt.
  • Die Figur 8 zeigt beispielhaft eine Brennkammer 110 einer Gasturbine.
    Die Brennkammer 110 ist beispielsweise als so genannte Ringbrennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um die Turbinenwelle 103 herum angeordneten Brennern 102 in einen gemeinsamen Brennkammerraum münden. Dazu ist die Brennkammer 110 in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struktur ausgestaltet, die um die Turbinenwelle 103 herum positioniert ist.
  • Zur Erzielung eines vergleichsweise hohen Wirkungsgrades ist die Brennkammer 110 für eine vergleichsweise hohe Temperatur des Arbeitsmediums M von etwa 1000°C bis 1600°C ausgelegt. Um auch bei diesen, für die Materialien ungünstigen Betriebsparametern eine vergleichsweise lange Betriebsdauer zu ermöglichen, ist die Brennkammerwand 153 auf ihrer dem Arbeitsmedium M zugewandten Seite mit einer aus Hitzeschildelementen 155 gebildeten Innenauskleidung versehen. Jedes Hitzeschildelement 155 ist arbeitsmediumsseitig mit einer besonders hitzebeständigen Schutzschicht ausgestattet oder aus hochtemperaturbeständigem Material gefertigt. Aufgrund der hohen Temperaturen im Inneren der Brennkammer 110 ist zudem für die Hitzeschildelemente 155 bzw. für deren Halteelemente ein Kühlsystem vorgesehen.
    Oft weisen die Hitzeschildelemente 155 Filmkühllöcher 13 oder Durchlässe für Brennstoff in die Brennkammer 110 auf, die in dem Hitzeschildelement 155 mit der erfindungsgemäßen Gussform 16 erzeugt werden.
  • Die Brennkammer 110 ist insbesondere für eine Detektion von Verlusten der Hitzeschildelemente 155 ausgelegt. Dazu sind zwischen der Brennkammerwand 153 und den Hitzeschildelementen 155 eine Anzahl von Temperatursensoren 158 positioniert.
  • In Figur 9 ist beispielhaft eine Dampfturbine 300, 303 mit einer sich entlang einer Rotationsachse 306 erstreckenden Turbinenwelle 309 dargestellt.
    Die Dampfturbine weist eine Hochdruck-Teilturbine 300 und eine Mitteldruck-Teilturbine 303 mit jeweils einem Innengehäuse 312 und einem dieses umschließendes Außengehäuse 315 auf. Die Hochdruck-Teilturbine 300 ist beispielsweise in Topfbauart ausgeführt. Die Mitteldruck-Teilturbine 303 ist zweiflutig ausgeführt. Es ist ebenfalls möglich, dass die Mitteldruck-Teilturbine 303 einflutig ausgeführt ist. Entlang der Rotationsachse 306 ist zwischen der Hochdruck-Teilturbine 300 und der Mitteldruck-Teilturbine 303 ein Lager 318 angeordnet, wobei die Turbinenwelle 309 in dem Lager 318 einen Lagerbereich 321 aufweist. Die Turbinenwelle 309 ist auf einem weiteren Lager 324 neben der Hochdruck-Teilturbine 300 aufgelagert. Im Bereich dieses Lagers 324 weist die Hochdruck-Teilturbine 300 eine Wellendichtung 345 auf. Die Turbinenwelle 309 ist gegenüber dem Außengehäuse 315 der Mitteldruck-Teilturbine 303 durch zwei weitere Wellendichtungen 345 abgedichtet. Zwischen einem Hochdruck-Dampfeinströmbereich 348 und einem Dampfaustrittsbereich 351 weist die Turbinenwelle 309 in der Hochdruck-Teilturbine 300 die Hochdruck-Laufbeschaufelung 354, 357 auf. Diese Hochdruck-Laufbeschaufelung 354, 357 stellt mit den zugehörigen, nicht näher dargestellten Laufschaufeln einen ersten Beschaufelungsbereich 360 dar. Die Mitteldruck-Teilturbine 303 weist einen zentralen Dampfeinströmbereich 333 auf. Dem Dampfeinströmbereich 333 zugeordnet weist die Turbinenwelle 309 eine radialsymmetrische Wellenabschirmung 363, eine Abdeckplatte, einerseits zur Teilung des Dampfstromes in die beiden Fluten der Mitteldruck-Teilturbine 303 sowie zur Verhinderung eines direkten Kontaktes des heißen Dampfes mit der Turbinenwelle 309 auf. Die Turbinenwelle 309 weist in der Mitteldruck-Teilturbine 303 einen zweiten Beschaufelungsbereich 366 mit den Mitteldruck-Laufschaufeln 354, 342 auf. Der durch den zweiten Beschaufelungsbereich 366 strömende heiße Dampf strömt aus der Mitteldruck-Teilturbine 303 aus einem Abströmstutzen 369 zu einer strömungstechnisch nachgeschalteten, nicht dargestellten Niederdruck-Teilturbine.
  • Die Turbinenwelle 309 ist aus zwei Teilturbinenwellen 309a und 309b zusammengesetzt, die im Bereich des Lagers 318 fest miteinander verbunden sind. Jede Teilturbinenwelle 309a, 309b weist eine als zentrale Bohrung 372a entlang der Rotationsachse 306 ausgebildete Kühlleitung 372 auf. Die Kühlleitung 372 ist mit dem Dampfaustrittsbereich 351 über eine radiale Bohrung 375a aufweisende Zuströmleitung 375 verbunden. In der Mitteldruck-Teilturbine 303 ist die Kühlmittelleitung 372 mit einem nicht näher dargestellten Hohlraum unterhalb der Wellenabschirmung 363 verbunden. Die Zuströmleitungen 375 sind als radiale Bohrungen 375a ausgeführt, wodurch "kalter" Dampf aus der Hochdruck-Teilturbine 300 in die zentrale Bohrung 372a einströmen kann. Über die insbesondere auch als radial gerichtete Bohrung 375a ausgebildete Abströmleitung 372 gelangt der Dampf durch den Lagerbereich 321 hindurch in die Mitteldruck-Teilturbine 303 und dort an die Manteloberfläche 330 der Turbinenwelle 309 im Dampfeinströmbereich 333. Der durch die Kühlleitung strömende Dampf hat eine deutlich niedrigere Temperatur als der in den Dampfeinströmbereich 333 einströmende zwischenüberhitzte Dampf, so dass eine wirksame Kühlung der ersten Laufschaufelreihen 342 der Mitteldruck-Teilturbine 303 sowie der Manteloberfläche 330 im Bereich dieser Laufschaufelreihen 342 gewährleistet ist.

Claims (10)

  1. Gussform (16) zur Herstellung eines Bauteils (1),
    wobei die Gussform (16) im Inneren (26) eine innere Wand (25) und eine äußere Wand (28) aufweist,
    wobei die Gussform (16) im Inneren (26) zumindest einen Vorsprung (19, 19') aufweist,
    wobei der Vorsprung (19) sich nur teilweise zwischen der inneren Wand (25) und der äußeren Wand (28) erstreckt, so dass der Vorsprung (19, 19') höchstens einen Teil des herzustellenden äußeren Lochs (13)
    des Bauteils (1) in einer äußeren Wand (4, 28) ergibt.
  2. Gussform nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    der Vorsprung (19) nur an der inneren Wand (25) ausgebildet ist.
  3. Gussform nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    der Vorsprung (19) nur an der äußeren Wand (28) ausgebildet ist.
  4. Gussform nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein Vorsprung (19') an der inneren Wand (25) und dass ein weiterer Vorsprung (19) gegenüberliegend an der äußeren Wand (28) ausgebildet ist, die (19, 19') einen Abstand zueinander aufweisen.
  5. Gussform nach Anspruch 2,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    der Vorsprung (19) durch eine Stützverbindung (40) mit der gegenüberliegenden Wand (28) verbunden ist,
    wobei die Stützverbindung (40) nur einen Teil des Querschnitts der herzustellenden Durchgangsöffnung (7, 13, 10) darstellt.
  6. Verwendung einer Gussform nach Anspruch 1, 2, 3 oder 4, die zur Herstellung eines Bauteils (1) dient,
    das ein Durchgangsloch (13) mit einer von einer kreisförmigen oder ovalförmigen abweichenden komplexen Geometrie aufweist.
  7. Verwendung einer Gussform nach Anspruch 5,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Durchgangsloch (13) ein Filmkühlloch darstellt,
    das einen Diffusor (10) aufweist,
    der durch einen entsprechenden Vorsprung (19, 37) an einer äußeren Wand (28) der Gussform (16) ausgebildet wird.
  8. Verwendung einer Gussform nach Anspruch 6,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Gussform (16) zur Herstellung eines Turbinenbauteils (120, 130, 155, 354, 357) einer Gasturbine (100) oder Dampfturbine (300, 303) verwendet wird.
  9. Verwendung einer Gussform nach Anspruch 8,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Turbinenbauteil (1) eine Turbinenschaufel (120, 130, 354, 357) ist.
  10. Verwendung einer Gussform nach Anspruch 8,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Turbinenbauteil (1) eine Brennkammerauskleidung (155) ist.
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Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7325587B2 (en) * 2005-08-30 2008-02-05 United Technologies Corporation Method for casting cooling holes
US20080005903A1 (en) † 2006-07-05 2008-01-10 United Technologies Corporation External datum system and film hole positioning using core locating holes
US20090000754A1 (en) * 2007-06-27 2009-01-01 United Technologies Corporation Investment casting cores and methods
CH700320A1 (de) * 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Verfahren zum herstellen eines bauteils einer gasturbine.
US20110088379A1 (en) * 2009-10-15 2011-04-21 General Electric Company Exhaust gas diffuser
DE102010025678A1 (de) * 2010-06-30 2012-01-05 Voith Patent Gmbh Stator und Verfahren zum Herstellen eines Stators
US9249687B2 (en) 2010-10-27 2016-02-02 General Electric Company Turbine exhaust diffusion system and method
US20130280093A1 (en) 2012-04-24 2013-10-24 Mark F. Zelesky Gas turbine engine core providing exterior airfoil portion
EP2959130B1 (de) * 2013-02-19 2019-10-09 United Technologies Corporation Gasturbinenschaufel, gusskern für die herstellung der schaufel, und herstellungsverfahren für den gusskern
EP3157694B1 (de) * 2014-06-18 2020-07-29 Mikro Systems Inc. Turbinenschaufelfeinguss mit filmlochvorsprüngen zur vollständigen wanddickensteuerung
US9987677B2 (en) 2015-12-17 2018-06-05 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10099284B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having a catalyzed internal passage defined therein
US10150158B2 (en) 2015-12-17 2018-12-11 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10046389B2 (en) 2015-12-17 2018-08-14 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
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
US10099276B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 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
US9579714B1 (en) 2015-12-17 2017-02-28 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure
US9968991B2 (en) 2015-12-17 2018-05-15 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure
CN109070193B (zh) * 2016-03-24 2020-10-09 西门子股份公司 制造具有用于熔模铸造的突出镶铸冷却结构的混合芯部的方法
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
US10830052B2 (en) 2016-09-15 2020-11-10 Honeywell International Inc. Gas turbine component with cooling aperture having shaped inlet and method of forming the same
US10315248B2 (en) 2016-11-17 2019-06-11 General Electric Company Methods and apparatuses using cast in core reference features
US10927705B2 (en) 2018-08-17 2021-02-23 Raytheon Technologies Corporation Method for forming cooling holes having separate complex and simple geometry sections
US11998974B2 (en) * 2022-08-30 2024-06-04 General Electric Company Casting core for a cast engine component

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3646185A (en) * 1967-03-13 1972-02-29 Irving C Jennings Method of casting a diffuser element
FR2731639A1 (de) * 1976-12-07 1996-09-20 Rolls Royce Plc
US4565490A (en) * 1981-06-17 1986-01-21 Rice Ivan G Integrated gas/steam nozzle
US4669957A (en) * 1985-12-23 1987-06-02 United Technologies Corporation Film coolant passage with swirl diffuser
US5295530A (en) * 1992-02-18 1994-03-22 General Motors Corporation Single-cast, high-temperature, thin wall structures and methods of making the same
US5296308A (en) * 1992-08-10 1994-03-22 Howmet Corporation Investment casting using core with integral wall thickness control means
US5465780A (en) * 1993-11-23 1995-11-14 Alliedsignal Inc. Laser machining of ceramic cores
US5623985A (en) * 1996-03-13 1997-04-29 Pcc Airfoils, Inc. Apparatus and method for molding an article
US5609779A (en) * 1996-05-15 1997-03-11 General Electric Company Laser drilling of non-circular apertures
US5950705A (en) * 1996-12-03 1999-09-14 General Electric Company Method for casting and controlling wall thickness
DE19821770C1 (de) * 1998-05-14 1999-04-15 Siemens Ag Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines metallischen Hohlkörpers
US6340047B1 (en) * 1999-03-22 2002-01-22 General Electric Company Core tied cast airfoil
DE19939179B4 (de) * 1999-08-20 2007-08-02 Alstom Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine
DE10053356A1 (de) * 2000-10-27 2002-05-08 Alstom Switzerland Ltd Gekühltes Bauteil, Gusskern für die Herstellung eines solchen Bauteils, sowie Verfahren zum Herstellen eines solchen Bauteils
GB2373319B (en) * 2001-03-12 2005-03-30 Rolls Royce Plc Combustion apparatus
US6932571B2 (en) * 2003-02-05 2005-08-23 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for a turbine blade tip

Also Published As

Publication number Publication date
EP1529580A1 (de) 2005-05-11
US20060032604A1 (en) 2006-02-16
US7237595B2 (en) 2007-07-03
DE50311059D1 (de) 2009-02-26

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