RU2647395C2 - Литейный стержень для закрученного аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, содержащего закрученное ребро - Google Patents
Литейный стержень для закрученного аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, содержащего закрученное ребро Download PDFInfo
- Publication number
- RU2647395C2 RU2647395C2 RU2015132762A RU2015132762A RU2647395C2 RU 2647395 C2 RU2647395 C2 RU 2647395C2 RU 2015132762 A RU2015132762 A RU 2015132762A RU 2015132762 A RU2015132762 A RU 2015132762A RU 2647395 C2 RU2647395 C2 RU 2647395C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- section
- lateral outer
- aerodynamic profile
- aerodynamic
- cavity
- Prior art date
Links
- 238000005266 casting Methods 0.000 title abstract description 25
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims abstract description 10
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 12
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 6
- 239000011800 void material Substances 0.000 abstract 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 13
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 11
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 7
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 7
- 230000008859 change Effects 0.000 description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 4
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 description 1
- 238000005242 forging Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000012778 molding material Substances 0.000 description 1
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 1
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 description 1
- 229920001296 polysiloxane Polymers 0.000 description 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Architecture (AREA)
- Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)
Abstract
Изобретение относится к литейному производству и может быть использовано при производстве лопаток турбины и компрессора, лопастей турбины и компрессора. Литейный стержень (200) содержит участок (202) аэродинамического профиля, включающего нижний конец (208), верхний конец (210), вогнутую боковую внешнюю поверхность (212), выпуклую боковую внешнюю поверхность (214), переднюю кромку (204) и заднюю кромку (206). Участок аэродинамического профиля закручен в радиальном направлении от нижнего конца до верхнего конца аэродинамического профиля. Между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью участок (202) содержит первую полость (220), проходящую радиально для отливки ребра аэродинамического профиля вокруг стержня. Первая передняя крайняя поверхность и первая задняя крайняя поверхность упомянутой полости закручены от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 12 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение Настоящее изобретение относится к литейному стержню для лопаток газотурбинного двигателя, содержащих закрученный аэродинамический профиль. В частности, изобретение относится к литейному стержню, содержащему в себе закрученную полость для ребра.
Уровень техники
Лопатки газотурбинного двигателя содержат аэродинамические профили, которые могут быть полыми и могут включать в себя усиливающие ребра. Данные ребра структурно усиливают лопатку от нескольких сил, включающих аэродинамические силы, которые стремятся сгибать лопатку вокруг основания лопатки в виде консоли, силы, которые стремятся раздувать оболочку аэродинамического профиля, вызываемые повышенным статическим давлением внутри полого аэродинамического профиля, и центробежную силу, обусловленную вращением лопатки. Помимо увеличения конструкционной прочности, в некоторых исполнениях данные ребра помогают образовать охлаждающие каналы в полом аэродинамическом профиле.
Аэродинамические профили для лопаток газотурбинного двигателя можно изготавливать разными способами. Одним широко используемым способом является способ литья благодаря своей относительно низкой стоимости. При таком способе сначала изготавливают литейный стержень, используя основной комплект жестких форм. При данном способе первую половину и вторую половину формы соединяют вместе и образуют полую внутреннюю полость. Материал литейного стержня вводится в упомянутую полую внутреннюю полость и затвердевает. После затвердевания первую и вторую половины формы разделяют посредством оттягивания их друг от друга вдоль прямой линии разделения. Половины формы являются жесткими, и литейный стержень является жестким. Следовательно, не может быть никакой помехи между литейным стержнем и половинами формы, когда их разделяют. Это привело к созданию литейных стержней, в которых любые элементы в литейном стержне должны быть выполнены так, чтобы позволять разделение. Например, полости в литейном стержне, используемые в дальнейшем для образования усиливающих ребер в аэродинамическом профиле, образуют так, чтобы они были параллельны направлению, вдоль которого оттягивают половины формы. Это неизбежно приводит к тому, что образуемые впоследствии ребра параллельны друг другу.
Некоторые типы аэродинамических профилей включают в себя закручивание в аэродинамическом профиле от основания аэродинамического профиля радиально наружу к краю аэродинамического профиля. Для любого данного радиального поперечного сечения аэродинамического профиля линия хорды, соединяющая переднюю кромку аэродинамического профиля с задней кромкой, образует линию хорды. Радиально внутреннее продолжение линии хорды образует угол с продольной осью вала ротора газотурбинного двигателя. Если образованный угол изменяется от одного радиального поперечного сечения к другому в аэродинамическом профиле, то лопатка может считаться закрученной. В то время как процесс литья способен обеспечивать закручивание внешних поверхностей аэродинамического профиля, ребра должны оставаться параллельными друг другу и линии разделения. В результате, в разных радиальных поперечных сечениях ребра будут оставаться параллельными друг другу и линии разделения, однако, поскольку аэродинамический профиль закручивается, ребра будут изменять свою ориентацию относительно оболочки аэродинамического профиля. В некоторых случаях предпочтительно, чтобы ребро оставалось в одинаковой (или одной и той же) ориентации относительно оболочки в каждом поперечном сечении, например, для оптимальной прочности или оптимального охлаждения, когда ребро образует часть охлаждающего канала. В некоторых случаях предпочтительно, чтобы ребра были непараллельными. Поэтому выявляются другие технологии изготовления.
Фиг. 1 показывает известный аэродинамический профиль, раскрытый в патенте США № 4512069, выданном Hagemeister. В данном закрученном аэродинамическом профиле 10 первое ребро 12 и второе ребро 14 изменяют ориентацию от нижнего поперечного сечения 16 до верхнего поперечного сечения 18. Это осуществляется посредством ковки сформованной трубы (тянутой, обжатой и др.) в форму незакрученного аэродинамического профиля и затем закручивания его. Данный процесс формования, штамповки и закручивания значительно отличается от литья и может быть более дорогим.
Способ формования ребер, которые не параллельны, включает использование двух половин формы и нестойких вставок. Нестойкие вставки размещают внутри полой внутренней полости, литьевой материал вводят в полую внутреннюю полость, а когда литьевой материал затвердевает, нестойкий материал удаляют, чтобы образовать полости для ребер, которые не параллельны, и, следовательно, образуемые впоследствии ребра не параллельны.
Однако данные технологии могут быть дороже, чем простое литье, и поэтому в данной области техники остаются возможности для усовершенствования.
Краткое описание чертежей
Изобретение изложено в приведенном ниже описании со ссылкой на чертежи, которые показывают:
Фиг. 1 показывает известную лопатку, содержащую закрученное ребро, изготовленное посредством процесса штамповки.
Фиг. 2 показывает лопатку с литым монолитным закрученным аэродинамическим профилем.
Фиг. 3-5 показывают поперечные сечения известного закрученного аэродинамического профиля, содержащего плоские (незакрученные) ребра.
Фиг. 6-8 показывают поперечные сечения закрученного аэродинамического профиля, показанного на фиг. 2.
Фиг. 9 представляет собой перспективный вид литейного стержня для отливки закрученных ребер в закрученном аэродинамическом профиле.
Фиг. 10 представляет собой вид сбоку литейного стержня, показанного на фиг. 9.
Фиг. 11-12 показывают поперечные сечения литейного стержня, показанного на фиг. 10.
Подробное описание изобретения
Автор настоящего изобретения разработал монолитную лопатку газотурбинного двигателя, изготовленную посредством процесса литья, которая включает в себя по меньшей мере одно закрученное ребро. Такая конфигурация обеспечивает ориентацию, которая оптимизирована для прочности и/или эффективного теплообмена.
Фиг. 2 показывает лопатку 20 газотурбинного двигателя, включающую в себя платформу 22 и аэродинамический профиль 24. Аэродинамический профиль 24 содержит переднюю кромку 26, заднюю кромку 28, нижний конец 30, верхний конец 32, нагнетающую боковую внешнюю поверхность 34 и засасывающую боковую внешнюю поверхность 36. Горючие газы 40, перемещающиеся с передней по потоку стороны 42 газотурбинного двигателя, перемещаются в заднюю по потоку сторону 44 газотурбинного двигателя, при этом сталкиваясь с лопаткой 20, и взаимодействие горючих газов 40 с лопаткой 20 вынуждает лопатку 20 поворачиваться вокруг продольной оси 46 вала ротора (не показанного) газотурбинного двигателя. Обсуждение в данном документе сконцентрировано на лопатках турбины, однако те же принципы могут быть применены к лопаткам компрессора, лопастям турбины и лопастям компрессора.
Фиг. 3-5 показывают радиальные поперечные сечения лопатки, подобной лопатке, показанной на фиг. 2. Фиг. 3 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 10% расстояния от нижнего конца 30 до верхнего конца 32. Фиг. 4 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 50% упомянутого расстояния. Фиг. 5 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 90% упомянутого расстояния. В каждом из этих чертежей аэродинамический профиль 24 содержит первое ребро 60 с первой продольной осью 62 и второе ребро 64 со второй продольной осью 66. Первая продольная ось 62 и вторая продольная ось 66 обе проходят от нагнетающей боковой внешней поверхности 34 до засасывающей боковой внешней поверхности 36, и представляют собой удлиненное продолжение соответствующего ребра. Продольные оси обычно делят ребра пополам. Радиально внутреннее продолжение первой продольной оси 62 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора или, как показано на фиг. 3-5, первая продольная ось 62 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора, образуя первый угол 68 в каждом поперечном сечении. Аналогично, радиально внутреннее продолжение второй продольной оси 66 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора или, как показано на фиг. 3-5, вторая продольная ось 66 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора, образуя второй угол 70 в каждом поперечном сечении. Как показано на фиг. 3-5, первый угол 68 остается неизменным в каждом чертеже. Аналогично, второй угол 70 остается неизменным в фиг. 3-5. Кроме того, первая продольная ось 62 и вторая продольная ось 66 параллельны друг другу.
В каждом поперечном сечении имеется линия 80 хорды, и радиально внутреннее продолжение линии 80 хорды будет пересекать продольную ось 46 вала ротора или, как показано на фиг. 3-5, линия 80 хорды будет пересекать продольную ось 46 вала ротора, образуя угол 82 линии хорды. В каждом из трех поперечных сечений линия 80 хорды закручивается, и в результате угол 82 линии хорды изменяется. Таким образом, в данных чертежах видно, что хотя аэродинамический профиль 24 закручен, первое ребро 60 и второе ребро 64 не закручиваются. Данное отсутствие закручивания не может быть оптимальным с точки зрения конструкционной прочности и охлаждения.
В известном уровне техники первая продольная ось 62 может образовать угол 84 между первой осью и нормалью к стороне нагнетания с линией 86, нормальной к нагнетающей боковой внешней поверхности 34 и выходящей из точки 87 пересечения первой продольной оси 62 с нагнетающей боковой внешней поверхностью 34. Она может также образовать угол 88 между первой осью и нормалью к стороне всасывания с линией 90, нормальной к засасывающей боковой внешней поверхности 36 и выходящей из точки 89 пересечения первой продольной оси 62 с засасывающей боковой внешней поверхностью 36.
Чем больше углы 84, 88, тем менее эффективным является первое ребро 60 для сопротивления аэродинамическим силам, которые отклоняют аэродинамический профиль 24 в виде консоли относительно платформы 22, и раздувающим силам, которые стремятся отклонять засасывающую боковую внешнюю поверхность 36 наружу. Кроме того, при увеличении углов 84, 88 длина 92 первого ребра увеличивается. Данная увеличенная длина добавляет вес, а данный дополнительный вес увеличивает центробежные силы во вращающейся лопатке 20. Кроме того, в примерном варианте осуществления, в котором первое ребро 60 помогает образовать охлаждающий канал 100, данные углы 84, 88 образуют перекос угла 102 охлаждающего канала 100. Перекошенные углы являются неоптимальными для охлаждения тем, что они создают застойные зоны, которые препятствуют охлаждению в других зонах охлаждающего канала 100.
По аналогии с первой продольной осью 62, вторая продольная ось 66 может образовать угол 120 между второй осью и нормалью к стороне нагнетания с линией 122, нормальной к нагнетающей боковой внешней поверхности 34 и выходящей из точки 123 пересечения второй продольной оси 66 с нагнетающей боковой внешней поверхностью 34. (На чертеже линия 122 показана не совсем нормальной для ясности самого чертежа). Она может также образовать угол 124 между второй осью и нормалью к стороне всасывания с линией 126, нормальной к засасывающей боковой внешней поверхности 36 и выходящей из точки пересечения 127 второй продольной оси 66 с засасывающей боковой внешней поверхностью 36. Чем больше углы 120, 124, тем больше те же проблемы, которые возникают в связи с углами 84, 88.
Фиг. 6-8 показывают радиальные поперечные сечения лопатки, подобной лопатке, показанной на фиг. 2, но с закрученными ребрами, раскрытыми в данном документе. Фиг. 6 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 10% расстояния от нижнего конца 30 до верхнего конца 32. Фиг. 7 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 50% упомянутого расстояния. Фиг. 8 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 90% упомянутого расстояния. В каждом поперечном сечении имеется линия 80 хорды и угол 82 линии хорды, и можно видеть, что угол 82 линии хорды изменяется в каждом поперечном сечении, что означает, что аэродинамический профиль 24 закручен. Однако закручивание может наблюдаться не в каждом поперечном сечении. Например, закручивание может иметь место только для части расстояния аэродинамического профиля 24 или может иметь место в виде перехода от первого незакрученного участка расстояния ко второму незакрученному участку расстояния. Другими словами, закручивание может присутствовать в части или всем расстоянии от нижнего конца 30 до верхнего конца 32.
В каждом из данных чертежей аэродинамический профиль 24 содержит первое ребро 130 с первой продольной осью 132 и второе ребро 134 со второй продольной осью 136. По аналогии с известным уровнем техники, радиально внутреннее продолжение первой продольной оси 132 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора или, как показано на фиг. 6-8, первая продольная ось 132 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора, образуя первый угол 138 в каждом поперечном сечении. Аналогично, радиально внутреннее продолжение второй продольной оси 136 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора или, как показано на фиг. 6-8, вторая продольная ось 136 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора, образуя второй угол 140 в каждом поперечном сечении. В отличие от известного уровня техники, как показано на фиг. 6-8, первый угол 138 не остается неизменным в каждом чертеже. Другими словами, первая продольная ось 132 на фиг. 6, которая может считаться первой опорной осью, проведенная в нижнем конце 30 аэродинамического профиля, не параллельна первой продольной оси 132 на фиг. 7 или на фиг. 8. Аналогично, вторая продольная ось 136 на фиг. 6, которая может считаться второй опорной осью, проведенная в нижнем конце 30 аэродинамического профиля 24, не параллельна второй продольной оси 136 на фиг. 7 или на фиг. 8, второй угол 140 не остается неизменным на фиг. 6-8, и вторая продольная ось 136 фиг. 6 также не параллельна второй продольной оси 136 фиг. 7 или 8. Кроме того, первая продольная ось 132 и вторая продольная ось 136 необязательно параллельны друг другу. Таким образом, в данном закрученном аэродинамическом профиле 24, первое ребро 130 и второе ребро 134 также закручены. Закручивание может быть плавным и непрерывным или может быть резким и прерывистым.
При закрученных ребрах 130, 134, раскрытых в данном документе, первая продольная ось 132 может образовать угол 150 между первой осью и нормалью к стороне нагнетания с линией 152, нормальной к нагнетающей боковой внешней поверхности 34 и выходящей из точки 153 пересечения первой продольной оси 132 с нагнетающей боковой внешней поверхностью 34. Как показано, первая продольная ось 132 и линия 152, нормальная к нагнетающей боковой внешней поверхности 34, параллельны и таким образом в показанном примерном варианте осуществления угол 150 между первой осью и нормалью к стороне нагнетания равен нулю. Другими словами, первая продольная ось 132 является нормальной/перпендикулярной к нагнетающей боковой внешней поверхности 34. Аналогично, первая продольная ось 132 может образовать угол 154 между первой осью и нормалью к стороне всасывания с линией 156, нормальной к нагнетающей боковой внешней поверхности 34 и выходящей из точки 157 пересечения первой продольной оси 132 с засасывающей боковой внешней поверхностью 36. Уменьшение угла 150, 154 означает укорачивание длины 158 первого ребра 130. Это уменьшает вес и центробежные силы при обеспечении повышенной прочности.
Как показано, первая продольная ось 132 и линия 156, нормальная к нагнетающей боковой внешней поверхности 34, являются параллельными, и таким образом в показанном примерном варианте осуществления угол 154 между первой осью и нормалью к стороне всасывания равен нулю. Это может иметь место, если нагнетающая боковая внешняя поверхность 34 и засасывающая боковая внешняя поверхность 36 параллельны друг другу в этих точках. Однако возможно также, что нагнетающая боковая внешняя поверхность 34 и засасывающая боковая внешняя поверхность 36 не параллельны друг другу, когда они пересекают первую продольную ось 132. В таком случае угол 150 между первой осью и нормалью к стороне нагнетания и угол 154 между первой осью и нормалью к стороне всасывания могут быть неодинаковыми. В любом случае углы 150, 154 близки к нулю, плюс или минус 10°. Когда углы 150, 154 приближены к перпендикуляру соответственно к нагнетающей боковой внешней поверхности 34 и засасывающей боковой внешней поверхности 36, это приводит большему сопротивлению аэродинамическим силам, которые сгибают аэродинамический профиль 24 относительно платформы 22, и большему сопротивлению раздувающим силам, которые стремятся раздувать засасывающую боковую внешнюю поверхность 36 наружу. Кроме того, в примерном варианте осуществления, в котором первое ребро 130 помогает образовать охлаждающий канал 160, когда первая продольная ось 132 является почти нормальной к нагнетающей боковой внешней поверхности 34 и засасывающей боковой внешней поверхности 36, то перекос в углах 162 охлаждающего канала 160 уменьшается. Это обеспечивает более эффективное охлаждение. Кроме того, возможность регулировать углы 150, 154 позволяет разработчикам обеспечивать надежную опору в тех местах, где этого требуют последующие этапы изготовления. Например, в некоторых случаях к аэродинамическому профилю 24 могут быть присоединены демпферы в процессе, при котором к аэродинамическому профилю 24 прикладывается значительное усилие, например, в процессе сварки трением. Чем ближе углы 150, 154 к перпендикуляру, тем больше поддержка, которую они обеспечивают во время процесса соединения.
По аналогии с первой продольной осью 132, вторая продольная ось 136 может образовать угол 170 между второй осью и нормалью к стороне нагнетания с линией 172, нормальной к нагнетающей боковой внешней поверхности 34 и выходящей из точки 173 пересечения второй продольной оси 136 с нагнетающей боковой внешней поверхностью 34. Она может также образовать угол 174 между второй осью и нормалью к стороне всасывания с линией 176, нормальной к засасывающей боковой внешней поверхности 36 и выходящей из точки 177 пересечения второй продольной оси 136 с засасывающей боковой внешней поверхностью 36. Так же как углы 150, 154, чем меньше углы 170, 174, тем больше сопротивление аэродинамическим силам, которые сгибают аэродинамический профиль 24 в виде консоли относительно платформы 24, тем больше сопротивление раздувающим силам, тем больше эффективность охлаждения и тем больше свобода исполнения для прочности, которая может быть необходима во время последующего изготовления и др. Закручивание первой продольной оси 132 и второй продольной оси 136 может или может не повторять закручивание аэродинамического профиля 24. Например, степень закручивания, которую можно определить как изменение в угле 82 линии хорды при данном изменении в радиальном расстоянии, от нижнего конца 30 до верхнего конца 32, может быть постоянной для аэродинамического профиля 24. Если степень закручивания от нижнего конца 30 до верхнего конца 32 ребра является постоянной, то можно считать, что закручивание ребра повторяет закручивание аэродинамического профиля 24. В качестве альтернативы, степень закручивания аэродинамического профиля может быть больше или меньше чем степень закручивания ребра. Упомянутые степени могут также изменяться радиально, так что в одном радиальном диапазоне степень закручивания аэродинамического профиля 24 может быть больше чем степень закручивания ребра, а в другом радиальном диапазоне степень закручивания аэродинамического профиля 24 может быть меньше чем степень закручивания ребра. Возможна любая комбинация вышеописанного.
Дополнительным отличием от известного уровня техники является то, что первое ребро 130 и второе ребро 134 в пределах любого поперечного сечения могут быть не параллельны друг другу. Это может зависеть от профиля аэродинамического профиля 24, а не от ограничений процесса отливки со стержнями. Таким образом, могут быть поперечные сечения, в которых первое ребро 130 и второе ребро 134 не параллельны, и одно или несколько поперечных сечений, в которых первое ребро 130 и второе ребро 134 параллельны друг другу.
Фиг. 7 показывает примерный вариант осуществления аэродинамического профиля 24, в котором первая передняя крайняя сторона 180 первого ребра 130 и первая задняя крайняя сторона 182 первого ребра 130 не параллельны друг другу. Аналогично, вторая передняя крайняя сторона 184 второго ребра 134 и вторая задняя крайняя сторона 186 второго ребра 134 могут быть не параллельны друг другу. Данные стороны могут быть симметрично скошенными, как показано, в одном или другом направлении, или могут быть асимметричными. Один и тот же процесс изготовления, который обеспечивает формование закрученных ребер, обеспечивает формование ребер, которое было бы не возможно, когда стержень изготавливают с использованием комплекта жестких форм. Продольная ось ребра представляет собой ось, вдоль которой ребро обладает максимальной структурной жесткостью. Следовательно, если ребро симметричное, то ось обычно делит пополам поперечное сечение ребра. Если же ребро несимметричное, то продольная ось, вероятно, должна быть определена, но будет также представлять собой ось, вдоль которой ребро обладает максимальным сопротивлением сгибающим и раздувающим силам, описанным в данном документе.
Монолитный аэродинамический профиль 24 с закрученными ребрами может быть образован с использованием гибкой силиконовой формы, такой как в технологии, разработанной компанией Micro Systems, Inc., Charlottesville, VA, и раскрытой в патенте США № 8062023, выданном 22 ноября 2011 г. Appleby и др., который включен в данный документ посредством ссылки. Используемый стержень может быть подвергнут термическому формированию в процессе его изготовления, чтобы придать ему требуемую форму, как описано в публикации заявки на патент США № 2011/0132562 Merrill и др., опубликованной 19 июня 2011 г. и включенной в данный документ посредством ссылки. В данном способе, перед полным отверждением стержень может быть нагрет до температуры выше температуры восстановления эпоксидной смолы, согнут в новую форму, например, посредством его прессования в неподвижную деталь, и либо охлаждают до температуры ниже температуры восстановления, либо нагревают до тех пор, пока он не достигнет отвержденного состояния. В качестве альтернативы, монолитный аэродинамический профиль 24 может быть отлит с использованием формы с нестойким стержнем, в которой сам нестойкий материал содержит закручивание для этого, которое в свою очередь оставляет закрученную полость для ребра в литейном стержне. Монолитный аэродинамический профиль 24 может быть также изготовлен с использованием стержня, который превращается в цельный стержень, когда множество элементов стержня соединены вместе. Любой элемент, раскрытый в данном документе, касающийся закрученных ребер, может быть сформован посредством образования соответствующего элемента в литейном стержне, раскрытом в данном документе.
На фиг. 9 показан примерный вариант осуществления литейного стержня 200, который может быть использован для образования закрученного первого ребра 130 и второго ребра 134. Литейный стержень 200 содержит участок 202 аэродинамического профиля, который включает в себя переднюю кромку 204, заднюю кромку 206, нижний конец 208 аэродинамического профиля, верхний конец 210 аэродинамического профиля, нагнетающую боковую внешнюю поверхность 212 и засасывающую боковую внешнюю поверхность 214. Внутри литейного стержня 200 расположена первая полость 220, образованная посредством первой передней крайней поверхности 222 и первой задней крайней поверхности 224. Кроме того, имеется вторая полость 230, образованная посредством второй передней крайней поверхности 232 и второй задней крайней поверхности 234. Может быть предусмотрена одна полость или несколько полостей в зависимости от конструкции. Можно видеть, что радиально внутренняя линия 236 хорды и радиально внешняя линия 238 хорды не параллельны, и таким образом участок 202 аэродинамического профиля закручивается от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля. Закручивание литейного стержня 200 связано с закручиванием аэродинамического профиля, однако оба могут быть одинаковыми или могут не быть одинаковыми, в зависимости от внутреннего устройства аэродинамического профиля 24.
Фиг. 10 представляет собой вид сбоку литейного стержня 200, показанного на фиг. 9, показывающий первую полость 220 (указывающую на неправильное положение), образованную посредством первой передней крайней поверхности 222 (неправильное положение) и первой задней крайней поверхности 224 (неправильное положение), и вторую полость 230 (неправильное положение), образованную посредством второй передней крайней поверхности 232 (неправильное положение) и второй задней крайней поверхности 234 (неправильное положение). Фиг. 11 представляет собой поперечное сечение, выполненное по линии А-А, показанной на фиг. 10, если смотреть радиально внутрь, показывающее также первую полость 220, первую переднюю крайнюю поверхность 222, первую заднюю крайнюю поверхность 224, вторую полость 230, вторую переднюю крайнюю поверхность 232 и вторую заднюю крайнюю поверхность 234. Первая полость 220 определяет первую продольную ось 240, которая перекрывает участок 202 аэродинамического профиля от нагнетающей внешней боковой поверхности 212 до засасывающей внешней боковой поверхности 214, и представляет собой удлиненное продолжение первой полости 220, которое обычно делит пополам первую полость 220. Вторая полость 230 определяет вторую продольную ось 242, которая перекрывает участок 202 аэродинамического профиля от нагнетающей боковой внешней поверхности 212 до засасывающей боковой внешней поверхности 214 и представляет собой удлиненное продолжение второй полости 230, которое обычно делит пополам вторую полость 230.
Нагнетающая боковая внешняя поверхность 244 литейного стержня 200 определяет кривизну 246 нагнетающей боковой внешней поверхности, которая представляет собой кривую, которая повторяет контур, образованный посредством нагнетающих боковых внешних поверхностей 244, и которая перекрывает первую полость 220 и вторую полость 230 как если бы они не существовали, тем самым образуя непрерывную кривизну 246 нагнетающей боковой внешней поверхности. Аналогичным образом, засасывающие боковые внешние поверхности 248 определяют кривизну 250 засасывающей боковой внешней поверхности, которая представляет собой кривую, которая повторяет контур, образованный посредством засасывающих боковых внешних поверхностей 248, и которая перекрывает первую полость 220 и вторую полость 230 как если бы они не существовали, тем самым образуя непрерывную кривизну 250 засасывающей боковой внешней поверхности.
Первая продольная ось 240 пересекает кривизну 246 нагнетающей боковой внешней поверхности в первой точке 252 пересечения стороны нагнетания. Первая продольная ось 240 пересекает касательную линию 253 линии 246 кривизны на стороне нагнетания, проведенной в точке 252 пересечения стороны нагнетания, под прямыми углами или в пределах 10° от прямых углов. Первая продольная ось 240 пересекает засасывающую боковую внешнюю поверхность 248 в первой точке 254 пересечения стороны всасывания. Первая продольная ось 240 пересекает касательную линию 255 засасывающих боковых внешних поверхностей 248, проведенную в первой точке 254 пересечения стороны всасывания, под прямыми углами, или в пределах 10° от прямых углов.
Аналогично, вторая продольная ось 242 пересекает кривизну 246 нагнетающей боковой внешней поверхности во второй точке 256 пересечения стороны нагнетания. Вторая продольная ось 242 пересекает касательную линию 257 линии 246 кривизны на стороне нагнетания, проведенную во второй точке 256 пересечения стороны нагнетания, под прямыми углами, или в пределах 10° от прямых углов. Вторая продольная ось 242 пересекает засасывающие боковые внешние поверхности 248 во второй точке 258 пересечения на стороне всасывания. Вторая продольная ось 242 пересекает касательную линию 259 засасывающих боковых внешних поверхностей 248, проведенную во второй точке 258 пересечения стороны всасывания, под прямыми углами, или в пределах 10 от прямых углов.
Линия 236 хорды нижнего конца образует угол 260 линии хорды с опорной линией 262, которая представляет собой линию, которая сохраняет свою абсолютную ориентацию как на фиг. 11, так и на фиг. 12. На фиг. 12 видно, что угол 260 линии хорды, образованный между линией 238 хорды верхнего конца и опорной линией 262, отличается от показанного на фиг. 11, и поэтому участок 202 аэродинамического профиля закручивается от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля. Первая продольная ось 240 образует первый угол 270 с опорной линией 262. Первый угол 270 на фиг. 11 отличается от первого угла 270 на фиг. 12, и поэтому первая полость закручивается от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля. Это можно также видеть просто по тому, что первая продольная ось 240 на фиг. 11 не параллельна первой продольной оси 240 на фиг. 12. Другими словами, первая продольная ось 240 на фиг. 11, которая может считаться первой опорной осью, проведенной в нижнем конце 208 аэродинамического профиля участка 202 аэродинамического профиля, не параллельна первой продольной оси 240 на фиг. 12.
Поскольку первая продольная ось 240 зависит от формы и ориентации первой полости 220, и первая полость 220 образована посредством первой передней крайней поверхности 222 и первой задней крайней поверхности 224, отсюда неизбежно следует, что первая передняя крайняя поверхность 222 и первая задняя крайняя поверхность 224 также закручиваются от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля. Это происходит независимо от формы поперечного сечения первой передней крайней поверхности 222 и первой задней крайней поверхности 224, от прямолинейной до закругленной и др. Подобно закручиванию ребер, закручивание полостей может иметь место не в каждом поперечном сечении. Следовательно, закручивание может иметь место в некоторой части, или всем, расстоянии от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля.
По аналогии с первой полостью 220, во второй полости 230, вторая продольная ось 242 образует второй угол 272 с опорной линией 262. Второй угол 272 на фиг. 11 отличается от второго угла 272 на фиг. 12, и поэтому вторая полость 230 закручивается от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля. Это можно также видеть просто по тому, что вторая продольная ось 242 на фиг. 11 не параллельна второй продольной оси 242 на фиг. 12. Другими словами, вторая продольная ось 242 на фиг. 11, которая считается второй опорной осью, проведенной в нижнем конце 208 аэродинамического профиля участка 202 аэродинамического профиля, не параллельна второй продольной оси 242 на фиг. 12. Из этого неизбежно следует, что вторая передняя крайняя поверхность 232 и вторая задняя крайняя поверхность 234 закручиваются от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля, независимо от их конкретной формы поперечного сечения.
Таким образом, показано, что автор изобретения придумал инновационный тип аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, который включает структурные ребра, которые закручиваются в радиальном направлении. Данное закручивание позволяет лопатке лучше выдерживать силы, возникающие во время работы, при включении ребер, которые являются более короткими и следовательно более легкими и менее дорогими, с использованием проверенных производственных технологий, которые, как известно, являются эффективными по стоимости и надежными. Монолитная структура устраняет всякие сварные швы и другие соединения, которые не могут быть такими же надежными, как литой монолит. Следовательно, раскрытие предмета изобретения в данном документе представляет собой усовершенствование в данной области техники.
Хотя в данном документе показаны и описаны различные варианты осуществления настоящего изобретения, будет очевидно, что такие варианты осуществления представлены только в качестве примера. Множество модификаций, изменений и замен могут быть выполнены без отхода от изобретения, раскрытого в данном документе. Таким образом, предполагается, что изобретение ограничено только сущностью и объемом прилагаемой формулы изобретения.
Claims (36)
1. Литейный стержень для изготовления аэродинамического профиля, имеющего первое усиливающее ребро, содержащий:
участок аэродинамического профиля, содержащий нижний конец аэродинамического профиля, верхний конец аэродинамического профиля, вогнутую боковую внешнюю поверхность, выпуклую боковую внешнюю поверхность, переднюю кромку и заднюю кромку,
причем упомянутый участок аэродинамического профиля закручен в радиальном направлении от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля,
причем упомянутый участок аэродинамического профиля содержит первую полость между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью, проходящую радиально, причем упомянутая первая полость образована посредством первой передней крайней поверхности упомянутого участка аэродинамического профиля, проходящей между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью и проходящей радиально, и первой задней крайней поверхности упомянутого участка аэродинамического профиля, проходящей между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью и проходящей радиально, и
при этом первая передняя крайняя поверхность и первая задняя крайняя поверхность закручены от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля упомянутой первой полости.
2. Литейный стержень по п. 1, дополнительно содержащий вторую полость между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью, проходящую радиально, причем упомянутая вторая полость образована посредством второй передней крайней поверхности упомянутого участка аэродинамического профиля между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью, проходящей радиально, и второй задней крайней поверхности упомянутого участка аэродинамического профиля между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью, проходящей радиально, и
при этом вторая передняя крайняя поверхность и вторая задняя крайняя поверхность закручены от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля упомянутой второй полости.
3. Литейный стержень по п. 2, в котором для по меньшей мере одного радиального поперечного сечения упомянутого участка аэродинамического профиля продольные оси первой полости и второй полости не параллельны.
4. Литейный стержень по п. 1, в котором в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля продольная ось первой полости находится в пределах 10° от перпендикуляра к по меньшей мере одной из кривизны вогнутой боковой внешней поверхности и кривизны выпуклой боковой внешней поверхности в соответствующих точках пересечения.
5. Литейный стержень по п. 1, в котором для каждого радиального поперечного сечения упомянутого участка аэродинамического профиля продольная ось первой полости находится в пределах 10° от перпендикуляра к по меньшей мере одной из кривизны вогнутой боковой внешней поверхности и кривизны выпуклой боковой внешней поверхности в соответствующих точках пересечения.
6. Литейный стержень по п. 1, в котором для каждого радиального поперечного сечения упомянутого участка аэродинамического профиля продольная ось первой полости находится в пределах 10° от перпендикуляра к кривизне вогнутой боковой внешней поверхности и кривизне выпуклой боковой внешней поверхности в соответствующих точках пересечения.
7. Литейный стержень по п. 1, в котором в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля первая передняя крайняя поверхность и первая задняя крайняя поверхность не параллельны.
8. Литейный стержень для изготовления аэродинамического профиля, имеющего первое усиливающее ребро, содержащий:
участок аэродинамического профиля, содержащий нижний конец аэродинамического профиля, верхний конец аэродинамического профиля, вогнутую боковую внешнюю поверхность, выпуклую боковую внешнюю поверхность, переднюю кромку и заднюю кромку,
причем упомянутый участок аэродинамического профиля закручен в радиальном направлении от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля,
причем упомянутый участок аэродинамического профиля содержит первую полость между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью, проходящую радиально, причем упомянутая первая полость образована посредством первой передней крайней поверхности участка аэродинамического профиля, проходящей между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью и проходящей радиально, и первой задней крайней поверхности участка аэродинамического профиля, проходящей между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью и проходящей радиально, и
при этом в каждом радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля первая полость определяет первую продольную ось, которая определяет первую опорную ось, и
при этом в другом радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля соответствующая первая продольная ось не параллельна первой опорной оси, тем самым образуя первый угол пересечения с первой опорной осью.
9. Литейный стержень по п. 8, в котором упомянутый первый угол непрерывно изменяется от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля.
10. Литейный стержень по п. 8, в котором упомянутый первый угол изменяется так, чтобы отслеживать закручивание упомянутого участка аэродинамического профиля.
11. Литейный стержень по п. 8, в котором в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля первая продольная ось находится в пределах 10° от перпендикуляра к по меньшей мере одной из кривизны вогнутой боковой внешней поверхности и кривизны выпуклой боковой внешней поверхности в соответствующих точках пересечения.
12. Литейный стержень по п. 8, в котором в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля первая передняя крайняя поверхность и первая задняя крайняя поверхность не параллельны.
13. Литейный стержень по п. 8, дополнительно содержащий вторую полость между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью, проходящую радиально, причем упомянутая вторая полость образована посредством второй передней крайней поверхности участка аэродинамического профиля, проходящей между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью и проходящей радиально, и второй задней крайней поверхности участка аэродинамического профиля, проходящей между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью и проходящей радиально, и
при этом в каждом радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля вторая полость определяет вторую продольную ось, которая определяет вторую опорную ось, и
при этом в другом радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля соответствующая вторая продольная ось не параллельна второй опорной оси, тем самым образуя второй угол пересечения со второй опорной осью.
14. Литейный стержень по п. 13, в котором упомянутый второй угол изменяется так, чтобы отслеживать закручивание упомянутого участка аэродинамического профиля.
15. Литейный стержень по п. 13, в котором для по меньшей мере одного радиального поперечного сечения упомянутого участка аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны.
16. Литейный стержень по п. 13, в котором в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля вторая продольная ось находится в пределах 10° от перпендикуляра к по меньшей мере одной из кривизны вогнутой боковой внешней поверхности и выпуклой боковой внешней поверхности в соответствующих точках пересечения.
17. Литейный стержень по п. 13, в котором в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля вторая передняя крайняя поверхность и вторая задняя крайняя поверхность не параллельны.
18. Литейный стержень для изготовления аэродинамического профиля, имеющего первое и второе усиливающие ребра, содержащий:
участок аэродинамического профиля, содержащий нижний конец аэродинамического профиля, верхний конец аэродинамического профиля, вогнутую боковую внешнюю поверхность, выпуклую боковую внешнюю поверхность, переднюю кромку и заднюю кромку,
первую полость между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью, проходящую радиально, причем упомянутая первая полость образована посредством первой передней крайней поверхности участка аэродинамического профиля, проходящей между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью и проходящей радиально, и первой задней крайней поверхности участка аэродинамического профиля, проходящей между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью и проходящей радиально, причем первая передняя крайняя поверхность и первая задняя крайняя поверхность закручены от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля упомянутой первой полости, и
вторую полость между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью, проходящую радиально, причем упомянутая вторая полость образована посредством второй передней крайней поверхности участка аэродинамического профиля, проходящей между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью и проходящей радиально, и второй задней крайней поверхности участка аэродинамического профиля, проходящей между вогнутой боковой внешней поверхностью и выпуклой боковой внешней поверхностью и проходящей радиально, причем вторая передняя крайняя поверхность и вторая задняя крайняя поверхность закручены от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля упомянутой второй полости,
причем упомянутый участок аэродинамического профиля закручен в радиальном направлении от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля, и
при этом в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны.
19. Литейный стержень по п. 18, в котором в каждом радиальном поперечном сечении упомянутого участка аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US13/760,290 US9120144B2 (en) | 2013-02-06 | 2013-02-06 | Casting core for twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib |
| US13/760,290 | 2013-02-06 | ||
| PCT/EP2014/051229 WO2014122020A1 (en) | 2013-02-06 | 2014-01-22 | Casting core for twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2015132762A RU2015132762A (ru) | 2017-03-14 |
| RU2647395C2 true RU2647395C2 (ru) | 2018-03-15 |
Family
ID=50064557
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015132762A RU2647395C2 (ru) | 2013-02-06 | 2014-01-22 | Литейный стержень для закрученного аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, содержащего закрученное ребро |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9120144B2 (ru) |
| EP (1) | EP2953748A1 (ru) |
| JP (1) | JP2016513203A (ru) |
| CN (1) | CN105026072A (ru) |
| RU (1) | RU2647395C2 (ru) |
| WO (1) | WO2014122020A1 (ru) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ITCO20120059A1 (it) * | 2012-12-13 | 2014-06-14 | Nuovo Pignone Srl | Metodi per produrre pale cave sagomate in 3d di turbomacchine mediante produzione additiva, pale cave di turbomacchina e turbomacchine |
| US10053990B2 (en) * | 2016-05-12 | 2018-08-21 | General Electric Company | Internal rib with defined concave surface curvature for airfoil |
| EP3661557A4 (en) * | 2017-07-31 | 2021-04-14 | Actinium Pharmaceuticals, Inc. | TREATMENTS FOR HEMATOLOGICAL MALIGNOMAS |
| US11118462B2 (en) * | 2019-01-24 | 2021-09-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade tip pocket rib |
| US11149550B2 (en) | 2019-02-07 | 2021-10-19 | Raytheon Technologies Corporation | Blade neck transition |
| US10871074B2 (en) | 2019-02-28 | 2020-12-22 | Raytheon Technologies Corporation | Blade/vane cooling passages |
| US11015455B2 (en) * | 2019-04-10 | 2021-05-25 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Internally cooled turbine blade with creep reducing divider wall |
| US11371359B2 (en) | 2020-11-26 | 2022-06-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine blade for a gas turbine engine |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2093304C1 (ru) * | 1995-12-28 | 1997-10-20 | Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов | Охлаждаемая лопатка турбины и способ ее получения |
| RU2282520C2 (ru) * | 2003-10-15 | 2006-08-27 | Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн | Устройство для отливки элемента газотурбинного двигателя (варианты) и литейный стержень из тугоплавкого металла (варианты) |
| US20070089850A1 (en) * | 2003-12-19 | 2007-04-26 | Beals James T | Investment casting core methods |
| EP2177715A2 (en) * | 2008-10-16 | 2010-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil with cooling passage providing variable heat transfer rate |
Family Cites Families (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4501053A (en) | 1982-06-14 | 1985-02-26 | United Technologies Corporation | Method of making rotor blade for a rotary machine |
| JPS5918203A (ja) * | 1982-07-21 | 1984-01-30 | Agency Of Ind Science & Technol | ガスタ−ビンの翼 |
| US4512069A (en) | 1983-02-04 | 1985-04-23 | Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Method of manufacturing hollow flow profiles |
| US4815939A (en) | 1986-11-03 | 1989-03-28 | Airfoil Textron Inc. | Twisted hollow airfoil with non-twisted internal support ribs |
| US5269058A (en) | 1992-12-16 | 1993-12-14 | General Electric Company | Design and processing method for manufacturing hollow airfoils |
| US6206638B1 (en) | 1999-02-12 | 2001-03-27 | General Electric Company | Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers |
| US6033186A (en) | 1999-04-16 | 2000-03-07 | General Electric Company | Frequency tuned hybrid blade |
| JP3472531B2 (ja) * | 2000-07-12 | 2003-12-02 | 株式会社日立製作所 | ガスタービン動翼の製造方法 |
| US7410606B2 (en) | 2001-06-05 | 2008-08-12 | Appleby Michael P | Methods for manufacturing three-dimensional devices and devices created thereby |
| US6969233B2 (en) | 2003-02-27 | 2005-11-29 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle segment with a single hollow vane having a bifurcated cavity |
| US7216694B2 (en) * | 2004-01-23 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Apparatus and method for reducing operating stress in a turbine blade and the like |
| US7334333B2 (en) | 2004-01-26 | 2008-02-26 | United Technologies Corporation | Method for making a hollow fan blade with machined internal cavities |
| US7185695B1 (en) * | 2005-09-01 | 2007-03-06 | United Technologies Corporation | Investment casting pattern manufacture |
| US20080028606A1 (en) * | 2006-07-26 | 2008-02-07 | General Electric Company | Low stress turbins bucket |
| US7686578B2 (en) | 2006-08-21 | 2010-03-30 | General Electric Company | Conformal tip baffle airfoil |
| GB2441771B (en) | 2006-09-13 | 2009-07-08 | Rolls Royce Plc | Cooling arrangement for a component of a gas turbine engine |
| GB2462087A (en) | 2008-07-22 | 2010-01-27 | Rolls Royce Plc | An aerofoil comprising a partition web with a chordwise or spanwise variation |
| US8083484B2 (en) | 2008-12-26 | 2011-12-27 | General Electric Company | Turbine rotor blade tips that discourage cross-flow |
| US8052378B2 (en) | 2009-03-18 | 2011-11-08 | General Electric Company | Film-cooling augmentation device and turbine airfoil incorporating the same |
| US8186965B2 (en) * | 2009-05-27 | 2012-05-29 | General Electric Company | Recovery tip turbine blade |
| US20110132562A1 (en) | 2009-12-08 | 2011-06-09 | Merrill Gary B | Waxless precision casting process |
| US8387504B2 (en) * | 2011-01-06 | 2013-03-05 | General Electric Company | Fiber-reinforced Al-Li compressor airfoil and method of fabricating |
-
2013
- 2013-02-06 US US13/760,290 patent/US9120144B2/en active Active - Reinstated
-
2014
- 2014-01-22 CN CN201480007629.7A patent/CN105026072A/zh active Pending
- 2014-01-22 WO PCT/EP2014/051229 patent/WO2014122020A1/en active Application Filing
- 2014-01-22 RU RU2015132762A patent/RU2647395C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2014-01-22 EP EP14702778.3A patent/EP2953748A1/en not_active Withdrawn
- 2014-01-22 JP JP2015556441A patent/JP2016513203A/ja active Pending
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2093304C1 (ru) * | 1995-12-28 | 1997-10-20 | Всероссийский научно-исследовательский институт авиационных материалов | Охлаждаемая лопатка турбины и способ ее получения |
| RU2282520C2 (ru) * | 2003-10-15 | 2006-08-27 | Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн | Устройство для отливки элемента газотурбинного двигателя (варианты) и литейный стержень из тугоплавкого металла (варианты) |
| US20070089850A1 (en) * | 2003-12-19 | 2007-04-26 | Beals James T | Investment casting core methods |
| EP2177715A2 (en) * | 2008-10-16 | 2010-04-21 | United Technologies Corporation | Airfoil with cooling passage providing variable heat transfer rate |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105026072A (zh) | 2015-11-04 |
| JP2016513203A (ja) | 2016-05-12 |
| US9120144B2 (en) | 2015-09-01 |
| RU2015132762A (ru) | 2017-03-14 |
| EP2953748A1 (en) | 2015-12-16 |
| WO2014122020A1 (en) | 2014-08-14 |
| US20140219809A1 (en) | 2014-08-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2666717C2 (ru) | Закрученный аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, содержащий закрученное ребро | |
| RU2647395C2 (ru) | Литейный стержень для закрученного аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, содержащего закрученное ребро | |
| JP6496542B2 (ja) | タービンブレード内の構造構成および冷却回路 | |
| EP0251978B1 (en) | Stator vane | |
| US7674092B2 (en) | Blade or vane for a turbomachine | |
| US8753087B2 (en) | Turbine rotor assembly and steam turbine | |
| US9004865B2 (en) | Blade with non-axisymmetric platform | |
| JP7104379B2 (ja) | 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼 | |
| CA2731092A1 (en) | Axial turbomachine with low tip clearance losses | |
| CN105275501A (zh) | 轴流式涡轮机组压缩机罩上的具有分支的叶片装置 | |
| JP3933130B2 (ja) | タービン動翼 | |
| CN108952820A (zh) | 具有降低的惯量的涡轮机叶轮 | |
| US9896940B2 (en) | Blade for a gas turbomachine | |
| JP2019031973A (ja) | 不均一なシェブロンピンを備えたエンジン構成要素 | |
| EP2942484B1 (en) | Blade element cross-ties | |
| EP4116589A1 (en) | Diffuser pipe with curved cross-sectional shapes | |
| EP1612372A1 (en) | Turbine blade with a cut-back at the tip or the root of the blade | |
| CN105317467B (zh) | 在叶片的底部和头部具有分支的轴向涡轮机组压缩机叶片 | |
| CN109812303A (zh) | 涡轮机引导设备 | |
| EP2801437B1 (en) | Method for manufactureing blades for axial flow machines | |
| CN215213613U (zh) | 用于600mw等级汽轮机的高效末级静叶片 | |
| IT202100026387A1 (it) | Pala per un ventilatore industriale assiale a basso rumore, ventilatore industriale assiale e procedimento per la fabbricazione di una pala di un ventilatore industriale assiale | |
| US20200149470A1 (en) | Bleed tubes | |
| JP2011179488A (ja) | ロータ |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20171214 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200123 |