RU2687949C2 - Способ изготовления двухкомпонентной лопасти для газотурбинного двигателя и лопасть, получаемая таким способом - Google Patents

Способ изготовления двухкомпонентной лопасти для газотурбинного двигателя и лопасть, получаемая таким способом Download PDF

Info

Publication number
RU2687949C2
RU2687949C2 RU2017103636A RU2017103636A RU2687949C2 RU 2687949 C2 RU2687949 C2 RU 2687949C2 RU 2017103636 A RU2017103636 A RU 2017103636A RU 2017103636 A RU2017103636 A RU 2017103636A RU 2687949 C2 RU2687949 C2 RU 2687949C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
profile
gas turbine
turbine engine
channel
Prior art date
Application number
RU2017103636A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017103636A3 (ru
RU2017103636A (ru
Inventor
Франсуа КАСТЕЛЛА
БРУ ДЕ КЮИССАР Себастьен ДИГАР
Серж ФАРЖА
Венсан ЭРБ
Шанталь Сильветт ЛАНГЛУА
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2017103636A publication Critical patent/RU2017103636A/ru
Publication of RU2017103636A3 publication Critical patent/RU2017103636A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2687949C2 publication Critical patent/RU2687949C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D25/00—Special casting characterised by the nature of the product
    • B22D25/02—Special casting characterised by the nature of the product by its peculiarity of shape; of works of art
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C1/00—Compositions of refractory mould or core materials; Grain structures thereof; Chemical or physical features in the formation or manufacture of moulds
    • 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
    • B22C9/108—Installation of cores
    • 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
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D19/00—Casting in, on, or around objects which form part of the product
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D19/00—Casting in, on, or around objects which form part of the product
    • B22D19/04—Casting in, on, or around objects which form part of the product for joining parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D21/00—Casting non-ferrous metals or metallic compounds so far as their metallurgical properties are of importance for the casting procedure; Selection of compositions therefor
    • B22D21/002—Castings of light metals
    • B22D21/005—Castings of light metals with high melting point, e.g. Be 1280 degrees C, Ti 1725 degrees C
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D29/00—Removing castings from moulds, not restricted to casting processes covered by a single main group; Removing cores; Handling ingots
    • B22D29/001—Removing cores
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D30/00—Cooling castings, not restricted to casting processes covered by a single main group
    • 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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • 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
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • F05D2230/211—Manufacture essentially without removing material by casting by precision casting, e.g. microfusing or investment casting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/177—Ni - Si alloys
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • F05D2300/211—Silica
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к способу изготовления двухкомпонентной лопасти для газотурбинного двигателя, к лопасти для газотурбинного двигателя и газотурбинному двигателю. Способ включает последовательные стадии: получение профиля (24) лопасти, изготовленной из керамического материала и имеющей отверстие, проходящее насквозь через профиль лопасти в направлении ее длины, таким образом, что получается продольный канал (28) и открывается в верхнюю полость (26a). Расположение и удерживание профиля лопасти в литьевой форме (30) осуществляют таким образом, что получается нижняя полость (26b), которая сообщается с каналом (28) профиля лопасти. Заливку расплавленного металла в профиль лопасти осуществляют таким образом, что заполняют верхнюю и нижнюю полости и канал, соединяющий их друг с другом. А охлаждение металла осуществляют таким образом, что сжатие металла, охлаждаемого в верхней и нижней полостях, вызывает предварительное напряжение сжатия, которое воздействует на керамический материал профиля лопасти. Лопасть для газотурбинного двигателя изготавливают способом по изобретению. Газотурбинный двигатель содержит по меньшей мере одну лопасть по изобретению. Технический результат, достигаемый при использовании группы изобретений, заключается в том, чтобы обеспечить более легкое изготовление внутреннего охлаждающего контура и незначительное воздействие на эксплуатационные характеристики двигателя. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Уровень техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к общей области изготовления лопастей для газотурбинных двигателей.
На лопасти газотурбинного двигателя и, в частности, на лопасти турбины высокого давления турбореактивного двигателя воздействует горячий газ, выходящий из камеры сгорания.
Как известно, чтобы повышался коэффициент полезного действия двигателя, температура такого выходящего газа из камеры сгорания должна увеличиваться до температуры, которая может быть значительно выше, чем температура плавления наилучших металлических сплавов, из которых обычно изготавливаются лопасти.
Таким образом, чтобы лопасти из металлических сплавов могли выдерживать очень высокие температуры, как известно, на них наносится керамическое покрытие, которое представляет собой теплозащиту, а также изготавливаются внутренние охлаждающие контуры.
Тем не менее, такие покрытия и такие внутренние охлаждающие контуры становятся все более сложными в изготовлении, и они не всегда позволяют лопастям выдерживать очень высокие температуры газа, выходящего из камеры сгорания. В частности, тенденция заключается в том, что температура такого выходящего газа увеличивается и превышает температуры выходящего газа из существующих в настоящее время камер сгорания, и, таким образом, становиться все более сложным изготовление обеспечивающих теплозащиту покрытий и внутренних охлаждающих контуров.
Предмет и сущность изобретения
Таким образом, существует необходимость создания способа изготовления лопасти, который позволяет ей выдерживать очень высокие температуры без проявления вышеупомянутых недостатков.
В соответствии с настоящим изобретением, эта цель достигается посредством способа изготовления двухкомпонентной лопасти для газотурбинного двигателя, причем данный способ включает последовательные стадии:
получение профиля лопасти, изготовленной из керамического материала и имеющей отверстие, проходящее насквозь через профиль лопасти в направлении ее длины, таким образом, что получается продольный канал, который открывается у первого продольного конца профиля лопасти в верхнюю полость;
расположение и удерживание профиля лопасти в литейной форме таким образом, что получается нижняя полость, которая сообщается с каналом профиля лопасти у второго продольного конца профиля лопасти;
заливка расплавленного металла в профиль лопасти таким образом, что заполняются верхняя и нижняя полости и канал, соединяющий их друг с другом; и
охлаждение металла таким образом, что сжатие металла, охлаждаемого в верхней и нижней полостях, вызывает предварительное напряжение сжатия, которое воздействует на керамический материал профиля лопасти.
Способ изготовления согласно настоящему изобретению отличается тем, что в процессе охлаждение металла, который заливается в полости профиля лопасти, естественное сжатие металла производит силу сжатия, которая воздействует на керамический материал, составляющий профиль лопасти (в продольном направлении профиля лопасти). Таким образом, лопасть, получаемая посредством данного способ изготовления, проявляет предварительное напряжение сжатия в керамическом материале. В процессе эксплуатации сила, которая воздействует на лопасть, представляет собой центробежную силу (в продольном направлении профиля лопасти), и в результате этого создается растягивающая сила, воздействующая компоненты лопасти. Благодаря своему предварительному напряжению сжатия и вследствие разности расширения между керамическим материалом и металлом, которые составляют лопасть, эта лопасть может, таким образом, легко выдерживать растягивающие силы, которые воздействуют на нее. В частности, чтобы устранялось это предварительное напряжение сжатия, оказывается необходимым достижение температур, при которых у металла уже отсутствует какая-либо механическая прочность, и такие температуры никогда не достигаются при практическом применении газотурбинных двигателей.
Кроме того, воздействие сжатия на керамический материал, который составляет профиль лопасти в случае лопасти, получаемой посредством способа изготовления согласно настоящему изобретению, делает возможным выбор керамического материала из широкого разнообразия керамических материалов, в частности, из керамических материалов, которые являются менее дорогостоящими, чем обычно используемые материалы. Кроме того, масса лопасти, получаемой таким способом, составляет менее чем масса лопастей предшествующего уровня техники. Наконец, такая лопасть может быть легко отремонтирована посредством простой замены керамического материала.
Предпочтительно керамический материал, используемый для изготовления профиля лопасти, представляет собой оксид алюминия, а металл, используемый для литья, представляет собой металлический сплав на основе никеля.
Кроме того, предпочтительный способ дополнительно включает изготовление внутреннего охлаждающего контура в лопасти. В таких обстоятельствах в лопасти может быть изготовлен внутренний охлаждающий контур посредством воздействия, перед стадией заливки расплавленного металла, для помещения, по меньшей мере, одного продолговатого сердечника в канал, проходящий насквозь через профиль лопасти в направлении ее длины, и, после стадии заливки расплавленного металла, для извлечения сердечника в целях образования воздушного канала проходящий насквозь через лопасть. Сердечник для изготовления внутреннего охлаждающего контура в лопасти может быть изготовлен из диоксида кремния.
Такой охлаждающий контур легко изготавливается, в частности, по сравнению с известными внутренними охлаждающими контурами лопастей предшествующего уровня техники. Кроме того, данный охлаждающий контур производит незначительное воздействие на эксплуатационные характеристики двигателя.
Настоящее изобретение также предлагает лопасть газотурбинного двигателя, изготавливаемую способом, который определяется выше.
Настоящее изобретение также предлагает газотурбинный двигатель, включающий, по меньшей мере, одну такую лопасть.
Краткое описание чертежей
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения становятся очевидными из следующего описания, представленного со ссылками на сопровождающие чертежи, которые иллюстрируют варианты осуществления, не имеющие ограничительного характера. В числе данных чертежей:
- фиг. 1 представляет схематическое перспективное изображение лопасти, получаемой способом изготовления согласно настоящему изобретению;
- фиг. 2-5 представляют схематические изображения, иллюстрирующие разнообразные стадии способа изготовления лопасти, представленной на фиг. 1; и
- фиг. 6 и 7 представляют изображения продольного сечения лопастей, составляющих разнообразные варианты осуществления настоящего изобретения.
Подробное описание изобретения
Настоящее изобретение распространяется на изготовление любой лопасти для использования в газотурбинном двигателе, включая, в частности, лопасти для турбин высокого давления турбореактивного двигателя, такие как лопасть 10, которая проиллюстрирована на фиг. 1.
Известным образом, лопасть 10 имеет продольную ось X X и предназначается для прикрепления к диску ротора турбина высокого давления турбореактивного двигателя посредством вставки хвоста 12, имеющего обычно елочкообразную форму, в щель.
Лопасть 10 проходит в направлении продольной оси X X от основания 14 до вершины 16 и имеет входную кромку 18 и выходную кромку 20. Хвост 12 соединяется с основанием 14 лопасти посредством платформы 22, которая определяет внутреннюю стенку для пропускания потока газообразных продуктов сгорания, проходящего через турбину высокого давления.
Такая лопасть 10 должна выдерживать очень высокие температуры газа, который выходит из камеры сгорания турбореактивного двигателя, расположенной непосредственно выше по потоку относительно турбины высокого давления.
В соответствии с настоящим изобретением, предлагается способ изготовления такой лопасти, которая обеспечивает достижение поставленной задачи.
Для этой цели настоящее изобретению предлагает способ, включающий первоначальное изготовление профиля лопасти из керамического материала. Термин "профиль лопасти" используется для обозначения детали, которая имеет конечную форму лопасти.
Данный профиль лопасти может быть изготовлен с использованием разнообразных известных способов, которые не описываются подробно в настоящем документе, например, способом, включающим введение керамического материала в литейную форму, имеющую соответствующую конфигурацию, или способом изготовления, который называется термином "аддитивный" (т. е. в нем используется трехмерная печать).
Еще одна известная технология, которая может использоваться (и которая предназначается для массового производства лопастей) представляет собой технологию литья по выплавляемым моделям, в которой используется пустотелая форма и имеется возможность изготовления посредством направленного затвердевания. Здесь можно упомянуть европейский патент № 2092999, в котором описывается такой способ.
Когда способ, используемый для изготовления профиля лопасти, включает введение керамического материала в литейную форму, имеющую соответствующую конфигурацию, профиль лопасти затем перфорируется (например, с применением механического инструмента), таким образом, что получается отверстие, проходящее насквозь через профиль лопасти в направлении ее длины, т. е. в направлении продольной оси X X лопасти, которая должна быть изготовлена.
Это сквозное отверстие изготавливается таким образом, что получается верхняя полость 26a у верхнего продольного конца профиля лопасти, и эта верхняя полость открывается в канал 28. Канал 28 имеет диаметр d28, который имеет меньший размер, чем верхняя полость 26a, в которую ведет этот канал.
Как проиллюстрировано на фиг. 3, профиль 24 лопасти располагается и удерживается на месте в литейной форме 30, таким образом, что нижняя полость 26b, которая сообщается с каналом 28 профиля лопасти, располагается у нижнего продольного конца профиля лопасти. Таким же образом, как верхняя полость, нижняя полость 26b имеет прямое сечение, которое имеет больший размер, чем диаметр d28 канала 28.
Естественно, когда способ, используемый для изготовления профиля лопасти, включает другие производственные технологии, в частности, такие как литье по выплавляемым моделям с использованием пустотелой формы, канал и верхняя и нижняя полости профиля лопасти изготавливаются другими способами (как правило, посредством сердечников).
Следующая стадия способа согласно настоящему изобретению представляет собой заливку расплавленного металла в профиль 24 лопасти таким образом, что заполняются обе полости 26a и 26b и канал 28, соединяющий их друг с другом.
Эта операция литья, как правило, осуществляется в литейной печи (не проиллюстрированной на чертежах), в которую помещается литейная форма 30. Расплавленный металл Mf заливается в литейную форму 30 через профиль 24 лопасти из верхней полости 26a таким образом, что он заполняет весь объем нижней полости 26b, канала 28 и верхней полости 26a. В качестве примера, металл, который выбирается для литья, может представлять собой металлический сплав на основе никеля, такой как AM1, который обычно использует производитель (SNECMA) в изготовлении некоторых из своих монокристаллических лопастей для турбин.
Когда завершается заливка расплавленного металла, литейная форма 30 извлекается из литейной печи, и профиль 24 лопасти охлаждается. Вследствие этого охлаждения происходит естественное сжатие металла внутри полостей 26a, 26b, а также внутри соединяющего их канала 28 (данное сжатие представлено стрелками на фиг. 4).
Таким образом, как проиллюстрировано на фиг. 5, получается двухкомпонентная лопасть 10, в которой верхняя полость 26a, заполненная металлом, располагается у вершины 16 лопасти, а нижняя полость 26b определяет, по меньшей мере, часть хвоста 12 лопасти.
Сжатие металла, который охлаждается в полостях и в канале, соединяющем их друг с другом, вызывает предварительное напряжение сжатия, которое воздействует на керамический материал профиля лопасти (данное предварительное напряжение сжатия представлено стрелками Fc).
В процессе эксплуатации на лопасть воздействуют не только высокие температуры, но также центробежная сила (в продольном направлении профиля лопасти, проходящем от хвоста к вершине), причем в результате данной центробежной силы возникает растягивающая сила, воздействующая на профиль лопасти. Благодаря своему предварительному напряжению сжатия, лопасть может, таким образом, легко выдерживать растягивающие силы, которые на нее воздействуют. В частности, различное расширение керамического материала из которого состоит профиль лопасти, и металла, который заливается в полости и соединяющий их канал, в процессе эксплуатации вызывает эффект уменьшения предварительного напряжения сжатия, действующего на керамический профиля лопасти.
Фиг. 6 иллюстрирует лопасть 10', изготавливаемую способом согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения.
Согласно данному варианту осуществления, предусматривается изготовление лопасти, имеющей и внутренний охлаждающий контур. Для этой цели, перед стадией заливки расплавленного металла в профиль лопасти, продолговатый сердечник (не проиллюстрированный на чертеже) вставляется в канал 28, соединяющий друг с другом полости 26a и 26b, причем данный сердечник может быть изготовлен, например, из диоксида кремния, который является подходящим для выколачивания. Таким образом, этот сердечник проходит насквозь через профиль лопасти в направлении ее длины.
После стадии заливки расплавленного металла сердечник извлекается из профиля лопасти посредством выколачивания, и в результате этого получается воздушный канал 30, проходящий насквозь через лопасть 10'. Поток охлаждающего воздуха вводится в воздушный канал 30 от основания хвоста 12 лопасти и выпускается в канал турбины высокого давления у вершины 16 лопасти.
Фиг. 7 иллюстрирует лопасть 10", изготавливаемую способом согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения.
Согласно данному варианту осуществления, лопасть 10" также имеет внутренний охлаждающий контур. Когда способ, используемый для изготовления профиля лопасти, включает введение керамического материала в литейную форму, имеющую соответствующую конфигурацию, данный контур образуется посредством помещения сердечника в форме вкладыша в канал 28 перед стадией заливки расплавленного металла в профиль лопасти или при помещении профиля лопасти в литейную форму. Когда способ, используемый для изготовления профиля лопасти, включает по выплавляемым моделям с использованием пустотелой формы, охлаждающий контур образуется перед стадией введения воска посредством помещения сердечника, у которого конфигурация соответствует внутреннему охлаждающему контуру, в форму для введения воска.
После стадии заливки расплавленного металла имеющий форму вкладыша сердечник извлекается из профиля лопасти, и в результате этого получается воздушный канал 30', который является кольцеобразным в центральной части лопасти 10". Поток охлаждающего воздуха вводится в этот воздушный канал 30' от основания хвоста 12 лопасти и выпускается в канал турбины высокого давления через вершину 16 лопасти.

Claims (11)

1. Способ изготовления двухкомпонентной лопасти (10; 10'; 10") для газотурбинного двигателя, включающий:
получение профиля (24) лопасти, изготовленного из керамического материала и имеющего отверстие, проходящее насквозь через профиль лопасти в направлении ее длины, с образованием продольного канала (28), который открывается у первого продольного конца профиля лопасти в верхнюю полость (26a);
расположение и удерживание профиля лопасти в литейной форме (30) с образованием нижней полости (26b), которая сообщается с каналом (28) профиля лопасти у второго продольного конца профиля лопасти;
заливку расплавленного металла (Mf) в профиль лопасти с заполнением верхней и нижней полостей и канала, соединяющего их друг с другом; и
охлаждение металла таким образом, что усадка металла, охлаждаемого в верхней и нижней полостях, вызывает предварительное напряжение сжатия керамического материала профиля лопасти.
2. Способ по п. 1, в котором керамический материал, используемый для изготовления профиля лопасти, представляет собой оксид алюминия, а металл, используемый для литья, представляет собой металлический сплав на основе никеля.
3. Способ по п. 1, дополнительно включающий изготовление внутреннего охлаждающего контура в лопасти.
4. Способ по п. 3, в котором внутренний охлаждающий контур изготавливается в лопасти посредством помещения перед стадией заливки расплавленного металла по меньшей мере одного продолговатого сердечника в канал (28), проходящий насквозь через профиль лопасти в направлении ее длины, и после стадии заливки расплавленного металла, извлечения сердечника с образованием воздушного канала (30; 30'), проходящего насквозь через лопасть.
5. Способ по п. 4, в котором сердечник для изготовления внутреннего охлаждающего контура в лопасти изготавливается из диоксида кремния.
6. Лопасть (10; 10'; 10") для газотурбинного двигателя, изготавливаемая способом по п. 1.
7. Газотурбинный двигатель, содержащий по меньшей мере одну лопасть по п. 6.
RU2017103636A 2014-07-04 2015-06-29 Способ изготовления двухкомпонентной лопасти для газотурбинного двигателя и лопасть, получаемая таким способом RU2687949C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1456426 2014-07-04
FR1456426A FR3023317B1 (fr) 2014-07-04 2014-07-04 Procede de fabrication d'une aube bi-composant pour moteur a turbine a gaz et aube obtenue par un tel procede
PCT/FR2015/051747 WO2016001544A1 (fr) 2014-07-04 2015-06-29 Procédé de fabrication d'une aube bi-composant pour moteur a turbine a gaz et aube obtenue par un tel procédé

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017103636A RU2017103636A (ru) 2018-08-06
RU2017103636A3 RU2017103636A3 (ru) 2018-11-28
RU2687949C2 true RU2687949C2 (ru) 2019-05-16

Family

ID=52423782

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017103636A RU2687949C2 (ru) 2014-07-04 2015-06-29 Способ изготовления двухкомпонентной лопасти для газотурбинного двигателя и лопасть, получаемая таким способом

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10486230B2 (ru)
EP (1) EP3164237B1 (ru)
JP (1) JP6741647B2 (ru)
CN (1) CN106536089B (ru)
BR (1) BR112017000100B1 (ru)
CA (1) CA2954024C (ru)
FR (1) FR3023317B1 (ru)
RU (1) RU2687949C2 (ru)
WO (1) WO2016001544A1 (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10697305B2 (en) * 2016-01-08 2020-06-30 General Electric Company Method for making hybrid ceramic/metal, ceramic/ceramic body by using 3D printing process
US11135031B2 (en) 2018-06-15 2021-10-05 Verb Surgical Inc. User interface device having grip linkages
US11286807B2 (en) * 2018-09-28 2022-03-29 General Electric Company Metallic compliant tip fan blade
US10920607B2 (en) 2018-09-28 2021-02-16 General Electric Company Metallic compliant tip fan blade
EP3991883A1 (fr) * 2020-10-27 2022-05-04 Safran Procédé de fabrication d'une aube pour turbomachine
CN112846080B (zh) * 2021-01-05 2022-12-02 中国第一重型机械股份公司 一种大型船用舵叶铸件的整体式铸造控制方法
CN113953443B (zh) * 2021-09-22 2024-01-26 中国航发南方工业有限公司 一种扭曲内腔蜡模成型模具及零件蜡模成型方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3844728A (en) * 1968-03-20 1974-10-29 United Aircraft Corp Gas contacting element leading edge and trailing edge insert
DE2834843A1 (de) * 1978-08-09 1980-06-26 Motoren Turbinen Union Zusammengesetzte keramik-gasturbinenschaufel
US4247259A (en) * 1979-04-18 1981-01-27 Avco Corporation Composite ceramic/metallic turbine blade and method of making same
FR2463849A1 (fr) * 1979-08-23 1981-02-27 Onera (Off Nat Aerospatiale) Perfectionnements apportes aux aubes tournantes de turbines a gaz, et aux turbines a gaz equipees de ces aubes
GB2062530A (en) * 1979-11-10 1981-05-28 Mtu Muenchen Gmbh Blade for rotary machines such as turbines
EP0118020A1 (de) * 1983-02-26 1984-09-12 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Keramische Turbinenschaufel mit metallenem Stützkern
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)

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB191300496A (en) * 1912-06-22 1913-04-03 Emil Spiegel Improved Manufacture of Wheel Tyres.
US3662816A (en) * 1968-10-01 1972-05-16 Trw Inc Means for preventing core shift in casting articles
US4376004A (en) * 1979-01-16 1983-03-08 Westinghouse Electric Corp. Method of manufacturing a transpiration cooled ceramic blade for a gas turbine
US4519745A (en) * 1980-09-19 1985-05-28 Rockwell International Corporation Rotor blade and stator vane using ceramic shell
US4790721A (en) * 1988-04-25 1988-12-13 Rockwell International Corporation Blade assembly
JP2677688B2 (ja) * 1989-12-11 1997-11-17 株式会社東芝 タービン動翼
US6910620B2 (en) * 2002-10-15 2005-06-28 General Electric Company Method for providing turbulation on the inner surface of holes in an article, and related articles
FR2927270B1 (fr) 2008-02-08 2010-10-22 Snecma Procede de fabrication d'aubes a solidification dirigee
US8721290B2 (en) 2010-12-23 2014-05-13 General Electric Company Processes for producing components containing ceramic-based and metallic materials

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3844728A (en) * 1968-03-20 1974-10-29 United Aircraft Corp Gas contacting element leading edge and trailing edge insert
DE2834843A1 (de) * 1978-08-09 1980-06-26 Motoren Turbinen Union Zusammengesetzte keramik-gasturbinenschaufel
US4247259A (en) * 1979-04-18 1981-01-27 Avco Corporation Composite ceramic/metallic turbine blade and method of making same
FR2463849A1 (fr) * 1979-08-23 1981-02-27 Onera (Off Nat Aerospatiale) Perfectionnements apportes aux aubes tournantes de turbines a gaz, et aux turbines a gaz equipees de ces aubes
GB2062530A (en) * 1979-11-10 1981-05-28 Mtu Muenchen Gmbh Blade for rotary machines such as turbines
EP0118020A1 (de) * 1983-02-26 1984-09-12 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Keramische Turbinenschaufel mit metallenem Stützkern
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)
UA77274C2 (en) * 2003-10-15 2006-11-15 United Technologies Corp Casting system for producing components of gas turbine engine (variants) and core made of refractory metal (variants)

Also Published As

Publication number Publication date
BR112017000100B1 (pt) 2021-09-14
US10486230B2 (en) 2019-11-26
CN106536089B (zh) 2019-05-03
WO2016001544A1 (fr) 2016-01-07
RU2017103636A3 (ru) 2018-11-28
JP6741647B2 (ja) 2020-08-19
RU2017103636A (ru) 2018-08-06
CA2954024A1 (fr) 2016-01-07
EP3164237B1 (fr) 2019-10-02
FR3023317B1 (fr) 2016-08-05
FR3023317A1 (fr) 2016-01-08
EP3164237A1 (fr) 2017-05-10
CN106536089A (zh) 2017-03-22
US20170136534A1 (en) 2017-05-18
JP2017532475A (ja) 2017-11-02
CA2954024C (fr) 2022-06-07
BR112017000100A2 (pt) 2017-10-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2687949C2 (ru) Способ изготовления двухкомпонентной лопасти для газотурбинного двигателя и лопасть, получаемая таким способом
US20210402465A1 (en) Method and casting core for forming a landing for welding a baffle inserted in an airfoil
JP6315553B2 (ja) タービンエアフォイル用鋳込冷却構造
US6340047B1 (en) Core tied cast airfoil
US10465532B2 (en) Core positioning
US8397790B2 (en) Method of lost-wax manufacture of an annular bladed turbomachine assembly, metal mould and wax model for implementing such a method
US9121290B2 (en) Turbine airfoil with body microcircuits terminating in platform
CN105855469A (zh) 铸造燃气轮机叶片用陶瓷型壳的制备方法
RU2721260C2 (ru) Огнеупорный сердечник, содержащий основной корпус и кожух
US10954799B2 (en) Gas turbine engine blade with variable density and wide chord tip
US11179769B2 (en) Investment casting pin and method of using same
US10399143B2 (en) Component casting
JP2022533097A (ja) 金属注入およびエピタキシャル成長により構成要素を製造するための金型、および付随する製造方法