RU2719410C2 - Керамичекий сердечник и способ для изготовления полой лопатки турбины, применение керамического сердечника и газотурбинный двигатель с полой лопаткой турбины - Google Patents
Керамичекий сердечник и способ для изготовления полой лопатки турбины, применение керамического сердечника и газотурбинный двигатель с полой лопаткой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2719410C2 RU2719410C2 RU2017134365A RU2017134365A RU2719410C2 RU 2719410 C2 RU2719410 C2 RU 2719410C2 RU 2017134365 A RU2017134365 A RU 2017134365A RU 2017134365 A RU2017134365 A RU 2017134365A RU 2719410 C2 RU2719410 C2 RU 2719410C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- core
- ceramic
- cavities
- blade
- central cavity
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
- B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
- B22C9/04—Use of lost patterns
-
- 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
- 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
-
- 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
- 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
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/305—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the pressure side of a rotor blade
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)
Abstract
Керамический сердечник для изготовления методом литья по выплавляемой модели полой лопатки турбины газотурбинного двигателя, имеющей центральную, первую и вторую боковые полости, содержит части сердечника, предназначенные для формирования первой и второй боковых полостей лопатки, соединенные с частью сердечника, предназначенной для формирования ее центральной полости. Сердечник имеет форму единого элемента для образования полостей, причем части сердечника соединены посредством керамических перемычек малого сечения, расположенных на разных высотах сердечника. Для подачи внутрь полостей совместно охлаждающего воздуха и увеличения механической прочности сердечника части сердечника, образующие первую и вторую боковые полости, и часть сердечника, образующая центральную полость, соединены в общем хвостовике сердечника керамическими перемычками. Множество керамических перемычек малого сечения обеспечивают возможность подачи в лопатке дополнительного охлаждающего воздуха к заранее заданным критическим зонам первой и второй боковых полостей. Другое изобретение группы относится к применению указанного выше керамического сердечника для изготовления полой лопатки турбины для газотурбинного двигателя методом литья по выплавляемой модели. При изготовлении полой лопатки турбины для газотурбинного двигателя методом литья по выплавляемой модели изготавливают указанный выше керамический сердечник, после чего сформированный керамический сердечник устанавливают на место в литейной форме и в литейную форму заливают расплавленный металл. Еще одно изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему полые лопатки турбины, изготовленные указанным выше способом. Группа изобретений позволяет повысить прочность керамического сердечника и увеличить срок службы лопатки. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Область изобретения
Настоящее изобретение относится к области комплектов лопаток для газотурбинного двигателя и, более конкретно, к турбинным лопаткам, имеющим встроенные контуры охлаждения и изготовленным методом литья по выплавляемым моделям.
Предшествующий уровень техники
Как известно, газотурбинный двигатель содержит камеру сгорания, в которой перед сгоранием топливо смешивается с воздухом. Полученный в результате этого сгорания газ вытекает из камеры сгорания и запитывает турбину высокого давления и турбину низкого давления. Каждая турбина содержит один или более ряд стационарных лопаток (известный как направляющий аппарат) чередующийся с одним или более рядом подвижных лопаток (известным как рабочее колесо), при этом стационарные лопатки в направляющем аппарате и подвижные лопатки в рабочем колесе разнесены друг от друга по окружности вокруг ротора турбины. Такие подвижные или стационарные лопатки турбины испытывают воздействие очень высоких температур газа, возникающего в результате сгорания топлива, и эти температуры достигают величин, существенно превышающих те, которые могут выдержать без повреждения стационарные или подвижные лопатки, находящиеся в непосредственном контакте с этим газом, что приводит к сокращению срока их службы.
Для решения этой проблемы такие стационарные и подвижные лопатки стали снабжать контурами внутреннего охлаждения, имеющими высокие уровни теплового КПД и стремящиеся понизить температуры за счет снижения организованного потока воздуха внутри каждой стационарной или подвижной лопатки (например, простые полости с непосредственной подачей охлаждающей среды или U-образные или "тромбонные" полости) в=а также отверстиями в стенке стационарной или подвижной лопасти для генерирования вокруг нее защитной пленки.
Тем не менее, такая технология имеет несколько недостатков. Во-первых, хотя контуры с тромбонными полостями дают преимущества, доводя до максимума работу, которую совершает воздух, проходящий через контур, это приводит к существенному нагреву воздуха, что сокращает тепловой КПД отверстий, расположенных на конце тромбонной полости. Таким же образом конфигурации с полостями на передней кромки и с полостями на задней кромке с непосредственной подачей среды не позволяют создать эффективную реакцию при высоких уровнях температуры, обычно наблюдаемых на конце лопатки. Наконец. различные полости отделены от проточного газового канала только стенкой, толщина которой меняется как функция различных зон аэродинамического профиля. С учетом ограничений на расход [воздуха], который можно отвести на охлаждение наборов стационарных или подвижных лопаток, и с учетом современной тенденции к увеличению температуры в газовом канале, невозможно эффективно охлаждать стационарные или подвижные лопатки с помощью контура такого типа без существенного повышения расхода воздуха и, тем самым, снижения характеристик двигателя.
На фиг. 5 показана подвижная лопатка 10 турбины высокого давления газотурбинного двигателя, имеющая аэродинамическую поверхность или перо 12, которая проходит в радиальном направлении между хвостовиком 14 лопатки и венцом 16 лопатки. Хвостовик лопатки имеет такую форму, чтобы лопатку можно было установить на диск ротора. На венце лопатки имеется ванночка 18, имеющий форму U-образной канавки, образованной дном, проходящим поперечно относительно пера, и стенкой, образующим кромку, являющуюся продолжением стенки пера 12. Как показано в сечении на фиг. 6, приведенной только в качестве примера для иллюстрации принципов перо 12 имеет множество полостей 20, 22, 24, 26, 28, 30 и 32. Первая и вторая центральные полости 20 и 22 проходят от хвостовика до венца пера, а две другие полости 24 и 26 расположены по обе стороны от центральных полостей вдоль боковой стенки спинки между центральными полостями и стенкой спинки, и вдоль стенки лопатки между центральными полостями и стенкой на напорной стороне лопатки. Наконец, полость 28 расположена на участке лопатки рядом с передней кромкой, и две полости 30 и 32 следуют одна за другой в одну линию на участке лопатки, находящемся рядом с задней кромкой.
Форма и количество полостей, а также положения внешних отверстий 34, 36 и формы прорезей в задней кромке показаны для иллюстрации, с учетом того, что все эти элементы по существу оптимизированы так, чтобы довести до максимума тепловой КПД в зонах, наиболее чувствительных к нагреву газами сгорания, в который погружены лопатки. Внутренние полости также часто снабжают турбулизаторами (не показаны) для усиления теплообмена.
Как описано в заявке FR 2 961 552 на имя заявителя, подвижные лопатки турбины высокого давления, обычно изготавливают методом литья по выплавляемым моделям, с формами контуров, сформированных в них установкой одного или более керамического формовочного сердечника (в зависимости от сложности) в литейную форму, и имеющие наружные поверхности, которые образуют внутренние поверхности готовой стационарной или подвижной лопатки.
В частности, контуры охлаждения имеют множество полостей, таких, которые показаны на фиг. 5 и 6, которые требуют сборки друг с другом множества отдельных керамических сердечников (для получения холодных центральных полостей, изолированных от горячего газа, и малых внешних полостей (в которые отдельно подается воздух), чтобы гарантировать толщину металлической стенки, подходящую для литья. Таким образом, необходима сложная операция, при этом операция сборки, которая выполняется вручную через хвостовики и венцы керамических сердечников, не позволяет изготовить на венце литейную ванночку, что требует дополнительных дорогих финишных операций, которые вероятно могут привести к снижению механической прочности лопатки в этой зоне (например, добавление ванночки или закупорка с помощью пайки тугоплавким припоем.
Цель и краткое описание изобретения
Таким образом, настоящее изобретение направлено на устранение недостатков, связанных с ручной сборкой множества отдельных формовочных сердечников, предлагая контур охлаждения для лопатки турбины, которую можно изготовить с применением единственного формовочного сердечника, чтобы исключить эти операции по сборке и операции финишной обработки ванночки, необходимые для контуров по предшествующему уровню техники, в то же время гарантируя расстояние между полостями, соответствующее толщине металлической перегородки после заливки расплавленного металла с большей надежностью, чем при известной ручной сборке.
Для этого предлагается керамический формовочный сердечник, применяемый для изготовления полой лопатки турбины способом литья по выплавляемой модели, при этом лопатка содержит по меньшей мере одну центральную полость, первую боковую полость, расположенную между этой по меньшей мере одной центральной полостью и стенкой спинки лопатки, и вторую боковую полость, расположенную между этой по меньшей мере одной центральной полостью и стенкой корыта лопатки. Формовочный сердечник имеет такую форму, чтобы сформировать эти полости как единый элемент и, чтобы подавать в эти полости совместно охлаждающий воздух, он содержит участки, предназначенные для формирования эти первую и вторую боковые полости, и которые соединены с частью формовочного сердечника, предназначенной для формирования по меньшей мере одной центральной полости, расположенные во-первых в хвостовике формовочного сердечника через по меньшей мере две керамические перемычки, и, во-вторых, на разных высотах этого формовочного сердечника через множество других керамических перемычек, положение которых определяет толщину внутренних перегородок в лопатке, что также обеспечивает подачи дополнительного охлаждающего воздуха для заранее определенных критических зон первой и второй боковых полостей.
Кроме того, имеется участок формовочного сердечника, предназначенный для формирования ванночки, и соединенный с тем участком формовочного сердечника, который предназначен для формирования по меньшей мере одной центральной полости, через керамические перемычки, расположенные так, чтобы определять толщину ванночки, в то же время обеспечивая выход охлаждающего воздуха через венец лопатки.
С помощью таких перемычек в теле лопатки устраняется необходимость в операциях на венце лопатки, что позволяет получить литейную ванночку с такими же механическими свойствами, что и у тела лопатки. Дополнительно, основное подающее отверстие боковых полостей через их хвостовики позволяет лучше управлять потоком воздуха и общим охлаждением внешних стенок готового пера, и в формовочном сердечнике подающие отверстия в разные полости можно соединить, начиная от впрыска, тем самым дополнительно повышая механическую прочность формовочных сердечников.
В предлагаемом варианте эти заранее определенные критические зоны выбраны из зон первой и второй боковых полостей, которые подвергаются наибольшим термомеханическим напряжениям, а керамические перемычки имеют сечение, обеспечивающее механическую прочность внутренних перегородок при заливке расплавленного металла.
Согласно настоящему изобретению также предлагается способ изготовления полой лопатки турбины для газотурбинного двигателя с использованием технологии литья по выплавляемой модели, как описано выше, и полая турбина газотурбинного двигателя, содержащая множество охлаждаемых лопаток, изготовленных таким способом.
Краткое описание чертежей
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут понятны из нижеследующего описания со ссылками на приложенные чертежи, на которых показан не ограничивающий вариант и где:
Фиг. 1 - вид со стороны спинки формовочного сердечника лопатки турбины по настоящему изобретению.
Фиг. 2 - вид с корыта формовочного сердечника лопатки турбины по настоящему изобретению.
Фиг. 3 - вид сердечника по фиг. 1 и 2 в сечении по высоте для иллюстрации зон перемычек.
Фиг. 4A, 4B, 4C - сечения на разной высоте лопатки.
Фиг. 5 - вид в перспективе лопатки по предшествующему уровню техники.
Фиг. 7 - сечение лопатки по фиг. 5.
Подробное описание варианта изобретения
На фиг. 1 и 2 показан керамический формовочный сердечник 40 (далее - сердечник) для изготовления лопатки турбины для газотурбинного двигателя, соответственно, со спинки и с корыта лопатки. Этот керамический сердечник в показанном примере содержит сем частей или колонн, образующих единый элемент. первая колонна 42, которая должна находится на стороне, к которой подходит газ сгорания, соответствует полости 28 передней кромки, которая должна быть создана после литья, а вторая колонна 44 соответствует центральной полости 20, которая примыкает к ней. Эта полость принимает поток охлаждающего воздуха через канал (не показан), возникающий после литья, из-за наличия хвостовика 46 первой колонны сердечника 40. Другие три колонны 48, 50 и 52 проходят в прямых и обратных направлениях и соответствуют полостям 22, 30 и 32, в которые подается второй поток охлаждающего воздуха, поступающего по другому каналу, возникающему в результате наличия второго хвостовика 54 колонны, соединенного с первым хвостовиком 46 колонны для образования хвостовика сердечника. Первая и вторая колонны 42 и 44 соединены друг с другом множеством перемычек 56, которые после литья соответствуют подающим отверстиям (см. позицию 80 на фиг. 4A) для охлаждения полости 28 передней кромки. По меньшей мере две верхние перемычки 57 на соединении с колонами и венцом 59 сердечника позволяют получить требуемую толщину перегородки на дне ванночки во время литья и имеют такие размеры, чтобы образовать отверстия для выпуска воздуха. Что касается четвертой колонны 50, вертикально наклоненные небольшие перемычки 58 создают более тонкие области сердечника, позволяющие создать более жесткие области лопатки.
Размеры различных перемычек определены так, чтобы не допустить их полоски при манипуляциях с сердечником 40, что привело бы к невозможности его использования. В рассматриваемом примере перемычки разнесены по существу равномерно по высоте сердечника 40 и, в частности, в первой колонне 42 сердечника.
Согласно настоящему изобретению, сердечник 40 также имеет шестую и седьмую колонны 60 и 62, расположенные сбоку и отнесенные от второй и третьей колонн 44 и 48 на заранее определенное расстояние так, чтобы оставить место для создания сплошной стенки между полостями при заливке расплавленного металла. Для удержания этих колонн и придания жесткости собранному сердечнику нижний конец шестой колонны 60 соединен с хвостовиком 46 первой колонны, а нижний конец седьмой колонны 62 соединен с хвостовиком 54 второй колонны, и на функциональной части лопатки между двумя боковыми колоннами и центральными второй и третьей колоннами расположено множество керамических перемычек малого сечения (см., например, позиции 64, 66, 68 на фиг. 3), имеющих размеры, тем не менее, достаточные для придания механической прочности внутренним перегородкам, формируемым во время литья расплавленного металла в литейную форму.
Благодаря соединению хвостовиков двух колонн (хотя показана только керамическая перемычка 70 на хвостовике седьмой колонны 62), после литья боковые полости 24, 26 соединяются непосредственно с каналом подачи охлаждающего воздуха центральных полостей 20 и 22, что дополнительно повышает механическую прочность сердечника и в готовом пере лопатки улучшает подачу через хвостовик сердечника так, чтобы улучшить управление внутренним потоком охлаждающего воздуха и общим охлаждением наружных стенок.
На фиг. 4A, 4B, 4C показаны отверстия 72, 74, 76 и 78 оставленные перемычками между двумя центральными полостями 20, 22 и двумя боковыми полостями 24, 26 на разных высотах лопатки (или сердечника). На фиг. 4A показаны два отверстия 72 и 74, обеспечивающие проход воздуха между центральной полостью 22 и соответствующими боковыми полостями 24 и 26, и отверстие 80, на высоте передней кромки 28, возникшее благодаря перемычке 56. На фиг. 4B показано отверстие 76, обеспечивающее проход воздуха между центральной полость 20 и боковой полостью 24, а на фиг. 4C показано отверстие 78, обеспечивающее проход воздуха между центральной полостью 20 и боковой полостью 26.
Когда единый формовочный сердечник изготовлен, применяется известный способ литья по выплавляемой модели, при котором сначала изготавливают литейную форму, в которую устанавливают сердечник и заливают восковую массу. Полученную таким образом модель из восковой массы погружают в набивочный материал, образованной суспензией керамики для получения литейной формы (также известной как оболочковая форма). Наконец, восковую массу удаляют и оболочковую форму спекают, чтобы в нее можно было заливать жидкий металл.
Благодаря керамическим перемычкам, соединяющим центральные колонны и боковые колонны формовочного сердечника, их взаимное расположение контролируется по всей высоте лопатки. Эти перемычки также расположены так, чтобы в готовой лопатке создавать дополнительную подачу холодного воздуха из центральных полостей к зонам боковых полостей, которые испытывают наибольшие термомеханические напряжения что повышает локальный тепловой КПД и увеличивает срок службы лопатки. В частности, такие перемычки имеет такие размеры и расположение, чтобы обеспечивать:
- механическую прочность во время литья;
- относительное позиционирование центральной и боковых полостей, т.е. толщину внутренних перегородок в лопатке; и
- подачу достаточного количества дополнительного охлаждающего воздуха в критические зоны, в частности, расположенные в области передней кромки.
Claims (8)
1. Керамический сердечник для изготовления полой лопатки турбины для газотурбинного двигателя методом литья по выплавляемой модели, при этом лопатка содержит по меньшей мере одну центральную полость, первую боковую полость, расположенную между по меньшей мере одной центральной полостью и стенкой спинки лопатки, и вторую боковую полость, расположенную между по меньшей мере одной центральной полостью и стенкой корыта лопатки, причем сердечник имеет форму единого элемента для образования полостей и содержит части сердечника, предназначенные для формирования первой и второй боковых полостей и соединенные с частью сердечника, предназначенной для формирования по меньшей мере одной центральной полости, посредством множества керамических перемычек малого сечения, расположенных на разных высотах сердечника, расположение которых определяет толщину внутренних перегородок в лопатке, отличающийся тем, что для подачи внутрь полостей совместно охлаждающего воздуха и увеличения механической прочности сердечника части сердечника, образующие первую и вторую боковые полости, и часть сердечника, образующая по меньшей мере одну центральную полость, соединены в общем хвостовике сердечника по меньшей мере двумя керамическими перемычками, причем множество керамических перемычек малого сечения обеспечивают возможность подачи дополнительного охлаждающего воздуха к заранее заданным критическим зонам первой и второй боковых полостей.
2. Сердечник по п. 1, отличающийся тем, что дополнительно содержит часть сердечника для формирования ванночки, соединенную с частью сердечника, предназначенной для формирования по меньшей мере одной центральной полости керамическими перемычками, расположение которых определяет толщину ванночки, с обеспечением возможности выпуска охлаждающего воздуха через венец лопатки.
3. Сердечник по п. 1, отличающийся тем, что заранее определенные критические зоны выбраны из зон первой и второй боковых полостей, которые подвергаются наибольшим термомеханическим напряжениям.
4. Сердечник по п. 1, отличающийся тем, что керамические перемычки имеют сечение, рассчитанное так, чтобы обеспечивать механическую прочность внутренних перегородок при заливке расплавленного металла.
5. Применение керамического сердечника по п. 1 для изготовления полой лопатки турбины для газотурбинного двигателя методом литья по выплавляемой модели.
6. Способ изготовления полой лопатки турбины для газотурбинного двигателя методом литья по выплавляемой модели, при этом лопатка содержит по меньшей мере одну центральную полость, первую боковую полость, расположенную между по меньшей мере одной центральной полостью и стенкой спинки лопатки, и вторую боковую полость, расположенную между по меньшей мере одной центральной полостью и стенкой корыта лопатки, при этом способ содержит этап, на котором изготавливают одноэлементный керамический сердечник, соответствующий по меньшей мере одной центральной полости и первой и второй боковым полостям, при этом части сердечника, которые должны сформировать первую и вторую боковые полости, соединены с частью сердечника, которая должна сформировать по меньшей мере одну центральную полость, посредством множества керамических перемычек малого сечения, расположенных на разных высотах сердечника, положение которых определяет толщину внутренних перегородок лопатки, отличающийся тем, что для подачи внутрь полостей совместно охлаждающего воздуха и увеличения механической прочности сердечника, изготавливают общий хвостовик сердечника посредством по меньшей мере двух керамических перемычек, соединяющих части сердечника, образующие первую и вторую боковые полости, и часть сердечника, образующую по меньшей мере одну центральную полость, при этом множество керамических перемычек малого сечения обеспечивают возможность подачи дополнительного охлаждающего воздуха в заранее заданные критические зоны первой и второй боковых полостей, при этом сформированный таким образом керамический сердечник устанавливают на место в литейной форме и в литейную форму заливают расплавленный металл.
7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что одноэлементный керамический сердечник дополнительно содержит часть для формирования ванночки, соединенную с той частью сердечника, которая предназначена для формирования по меньшей мере одной центральной полости, керамическими перемычками, расположенными так, чтобы определять толщину ванночки, с обеспечением возможности выпуска охлаждающего воздуха через венец лопатки.
8. Газотурбинный двигатель, содержащий полые лопатки турбины, изготовленные способом по п. 6 или 7.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1552383 | 2015-03-23 | ||
FR1552383A FR3034128B1 (fr) | 2015-03-23 | 2015-03-23 | Noyau ceramique pour aube de turbine multi-cavites |
PCT/FR2016/050628 WO2016151234A1 (fr) | 2015-03-23 | 2016-03-22 | Noyau ceramique pour aube de turbine multi-cavites |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2017134365A RU2017134365A (ru) | 2019-04-03 |
RU2017134365A3 RU2017134365A3 (ru) | 2019-09-12 |
RU2719410C2 true RU2719410C2 (ru) | 2020-04-17 |
Family
ID=53514313
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017134365A RU2719410C2 (ru) | 2015-03-23 | 2016-03-22 | Керамичекий сердечник и способ для изготовления полой лопатки турбины, применение керамического сердечника и газотурбинный двигатель с полой лопаткой турбины |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10961856B2 (ru) |
EP (1) | EP3274559A1 (ru) |
JP (2) | JP2018515343A (ru) |
CN (1) | CN107407152A (ru) |
BR (1) | BR112017020233A2 (ru) |
CA (1) | CA2981994A1 (ru) |
FR (1) | FR3034128B1 (ru) |
RU (1) | RU2719410C2 (ru) |
WO (1) | WO2016151234A1 (ru) |
Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
PL3086893T3 (pl) * | 2013-12-23 | 2020-01-31 | United Technologies Corporation | Rama konstrukcyjna z traconym rdzeniem |
FR3037829B1 (fr) * | 2015-06-29 | 2017-07-21 | Snecma | Noyau pour le moulage d'une aube ayant des cavites superposees et comprenant un trou de depoussierage traversant une cavite de part en part |
FR3048718B1 (fr) * | 2016-03-10 | 2020-01-24 | Safran | Aube de turbomachine a refroidissement optimise |
FR3067390B1 (fr) * | 2017-04-10 | 2019-11-29 | Safran | Aube de turbine presentant une structure amelioree |
US11098595B2 (en) * | 2017-05-02 | 2021-08-24 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil for gas turbine engine |
FR3067955B1 (fr) * | 2017-06-23 | 2019-09-06 | Safran Aircraft Engines | Procede de positionnement d'une piece creuse |
US10731474B2 (en) * | 2018-03-02 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with varying wall thickness |
FR3080051B1 (fr) * | 2018-04-13 | 2022-04-08 | Safran | Noyau pour la fonderie d'une piece aeronautique |
US11040915B2 (en) * | 2018-09-11 | 2021-06-22 | General Electric Company | Method of forming CMC component cooling cavities |
FR3094655B1 (fr) * | 2019-04-08 | 2021-02-26 | Safran | Procédé de fabrication d’une pluralité de secteurs de distributeur par fonderie |
FR3107920B1 (fr) | 2020-03-03 | 2023-11-10 | Safran Aircraft Engines | Aube creuse de turbomachine et plateforme inter-aubes équipées de saillies perturbatrices de flux de refroidissement |
CN111678563A (zh) * | 2020-06-20 | 2020-09-18 | 贵阳航发精密铸造有限公司 | 测量多腔涡轮叶片内腔流量夹具 |
CN112916811B (zh) * | 2021-01-22 | 2023-05-16 | 成都航宇超合金技术有限公司 | 带气膜孔的空心涡轮叶片的铸造方法 |
CN113414355B (zh) * | 2021-06-10 | 2024-04-09 | 安徽海立精密铸造有限公司 | 一种复杂型腔汽车铸件全包芯式泥芯结构 |
CN114393177A (zh) * | 2022-01-25 | 2022-04-26 | 烟台路通精密科技股份有限公司 | 一种大型薄壁铝合金增压叶轮的铸造工艺及装置 |
FR3137316A1 (fr) | 2022-06-29 | 2024-01-05 | Safran Aircraft Engines | Noyau céramique pour aube de turbine creuse à perçages externes |
CN115625286B (zh) * | 2022-10-13 | 2023-06-30 | 中国航发北京航空材料研究院 | 单晶空心导向叶片的外型模具及其定位方法 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2569225A1 (fr) * | 1977-06-11 | 1986-02-21 | Rolls Royce | Aube creuse refroidie, pour moteur a turbine a gaz |
EP1306147A1 (en) * | 2001-10-24 | 2003-05-02 | United Technologies Corporation | Cores for use in precision investment casting |
US7377746B2 (en) * | 2005-02-21 | 2008-05-27 | General Electric Company | Airfoil cooling circuits and method |
RU2461439C2 (ru) * | 2007-04-11 | 2012-09-20 | Снекма | Способ и устройство изготовления керамических литейных стержней для лопаток газотурбинных двигателей |
Family Cites Families (28)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB860126A (en) * | 1956-06-20 | 1961-02-01 | Wiggin & Co Ltd Henry | Improvements relating to the production of hollow metal articles |
GB2121483B (en) * | 1982-06-08 | 1985-02-13 | Rolls Royce | Cooled turbine blade for a gas turbine engine |
US4596281A (en) * | 1982-09-02 | 1986-06-24 | Trw Inc. | Mold core and method of forming internal passages in an airfoil |
US4627480A (en) * | 1983-11-07 | 1986-12-09 | General Electric Company | Angled turbulence promoter |
US5720431A (en) | 1988-08-24 | 1998-02-24 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
US5667359A (en) | 1988-08-24 | 1997-09-16 | United Technologies Corp. | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
US5296308A (en) * | 1992-08-10 | 1994-03-22 | Howmet Corporation | Investment casting using core with integral wall thickness control means |
US5599166A (en) * | 1994-11-01 | 1997-02-04 | United Technologies Corporation | Core for fabrication of gas turbine engine airfoils |
US5702232A (en) * | 1994-12-13 | 1997-12-30 | United Technologies Corporation | Cooled airfoils for a gas turbine engine |
US5947181A (en) * | 1996-07-10 | 1999-09-07 | General Electric Co. | Composite, internal reinforced ceramic cores and related methods |
US5820774A (en) * | 1996-10-28 | 1998-10-13 | United Technologies Corporation | Ceramic core for casting a turbine blade |
US6511293B2 (en) * | 2001-05-29 | 2003-01-28 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Closed loop steam cooled airfoil |
GB0114503D0 (en) * | 2001-06-14 | 2001-08-08 | Rolls Royce Plc | Air cooled aerofoil |
US6915840B2 (en) * | 2002-12-17 | 2005-07-12 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating turbine engine airfoils |
US6929054B2 (en) * | 2003-12-19 | 2005-08-16 | United Technologies Corporation | Investment casting cores |
US6966756B2 (en) * | 2004-01-09 | 2005-11-22 | General Electric Company | Turbine bucket cooling passages and internal core for producing the passages |
US20050258577A1 (en) * | 2004-05-20 | 2005-11-24 | Holowczak John E | Method of producing unitary multi-element ceramic casting cores and integral core/shell system |
FR2875425B1 (fr) * | 2004-09-21 | 2007-03-30 | Snecma Moteurs Sa | Procede de fabrication d'une aube de turbomachine, assemblage de noyaux pour la mise en oeuvre du procede. |
US7413403B2 (en) * | 2005-12-22 | 2008-08-19 | United Technologies Corporation | Turbine blade tip cooling |
US7625178B2 (en) * | 2006-08-30 | 2009-12-01 | Honeywell International Inc. | High effectiveness cooled turbine blade |
US7722324B2 (en) * | 2006-09-05 | 2010-05-25 | United Technologies Corporation | Multi-peripheral serpentine microcircuits for high aspect ratio blades |
US7674093B2 (en) * | 2006-12-19 | 2010-03-09 | General Electric Company | Cluster bridged casting core |
US20100034662A1 (en) * | 2006-12-26 | 2010-02-11 | General Electric Company | Cooled airfoil and method for making an airfoil having reduced trail edge slot flow |
FR2961552B1 (fr) | 2010-06-21 | 2014-01-31 | Snecma | Aube de turbine a cavite de bord d'attaque refroidie par impact |
FR2986982B1 (fr) * | 2012-02-22 | 2024-07-05 | Snecma | Ensemble de noyau de fonderie pour la fabrication d'une aube de turbomachine, procede de fabrication d'une aube et aube associes |
US9765630B2 (en) | 2013-01-09 | 2017-09-19 | General Electric Company | Interior cooling circuits in turbine blades |
FR3021697B1 (fr) * | 2014-05-28 | 2021-09-17 | Snecma | Aube de turbine a refroidissement optimise |
FR3021698B1 (fr) * | 2014-05-28 | 2021-07-02 | Snecma | Aube de turbine, comprenant un conduit central de refroidissement isole thermiquement de parois de l'aube par deux cavites laterales jointives en aval du conduit central |
-
2015
- 2015-03-23 FR FR1552383A patent/FR3034128B1/fr active Active
-
2016
- 2016-03-22 EP EP16714492.2A patent/EP3274559A1/fr active Pending
- 2016-03-22 BR BR112017020233-6A patent/BR112017020233A2/pt active Search and Examination
- 2016-03-22 CA CA2981994A patent/CA2981994A1/fr not_active Abandoned
- 2016-03-22 US US15/560,234 patent/US10961856B2/en active Active
- 2016-03-22 RU RU2017134365A patent/RU2719410C2/ru active
- 2016-03-22 CN CN201680018252.4A patent/CN107407152A/zh active Pending
- 2016-03-22 JP JP2017549652A patent/JP2018515343A/ja active Pending
- 2016-03-22 WO PCT/FR2016/050628 patent/WO2016151234A1/fr active Application Filing
-
2021
- 2021-01-06 JP JP2021000819A patent/JP7455074B2/ja active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2569225A1 (fr) * | 1977-06-11 | 1986-02-21 | Rolls Royce | Aube creuse refroidie, pour moteur a turbine a gaz |
EP1306147A1 (en) * | 2001-10-24 | 2003-05-02 | United Technologies Corporation | Cores for use in precision investment casting |
US6637500B2 (en) * | 2001-10-24 | 2003-10-28 | United Technologies Corporation | Cores for use in precision investment casting |
US7377746B2 (en) * | 2005-02-21 | 2008-05-27 | General Electric Company | Airfoil cooling circuits and method |
RU2461439C2 (ru) * | 2007-04-11 | 2012-09-20 | Снекма | Способ и устройство изготовления керамических литейных стержней для лопаток газотурбинных двигателей |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2017134365A (ru) | 2019-04-03 |
FR3034128B1 (fr) | 2017-04-14 |
JP2018515343A (ja) | 2018-06-14 |
CN107407152A8 (zh) | 2018-01-12 |
CA2981994A1 (fr) | 2016-09-29 |
US10961856B2 (en) | 2021-03-30 |
WO2016151234A1 (fr) | 2016-09-29 |
EP3274559A1 (fr) | 2018-01-31 |
JP7455074B2 (ja) | 2024-03-25 |
CN107407152A (zh) | 2017-11-28 |
JP2021062408A (ja) | 2021-04-22 |
BR112017020233A2 (pt) | 2018-05-22 |
US20180073373A1 (en) | 2018-03-15 |
FR3034128A1 (fr) | 2016-09-30 |
RU2017134365A3 (ru) | 2019-09-12 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2719410C2 (ru) | Керамичекий сердечник и способ для изготовления полой лопатки турбины, применение керамического сердечника и газотурбинный двигатель с полой лопаткой турбины | |
US8317475B1 (en) | Turbine airfoil with micro cooling channels | |
US8807943B1 (en) | Turbine blade with trailing edge cooling circuit | |
CN107532476B (zh) | 用于翼型件的前缘冷却通道 | |
US7780414B1 (en) | Turbine blade with multiple metering trailing edge cooling holes | |
EP1070829B1 (en) | Internally cooled airfoil | |
EP1010859B1 (en) | Cooling system for a turbine airfoil having a three pass cooling circuit | |
US8734108B1 (en) | Turbine blade with impingement cooling cavities and platform cooling channels connected in series | |
US7980821B1 (en) | Turbine blade with trailing edge cooling | |
US6257831B1 (en) | Cast airfoil structure with openings which do not require plugging | |
JP4416417B2 (ja) | ガスタービンノズルを冷却するための方法及び装置 | |
JP4731237B2 (ja) | ガスタービンエンジンロータブレードを冷却するための装置 | |
US6340047B1 (en) | Core tied cast airfoil | |
JP2008151129A (ja) | タービンエンジンコンポーネントおよびその製造方法 | |
EP2912274B1 (en) | Cooling arrangement for a gas turbine component | |
US20080080979A1 (en) | Airfoil cooling circuits and method | |
EP2911815B1 (en) | Casting core for a cooling arrangement for a gas turbine component | |
JP2008144760A (ja) | タービンエンジン構成要素およびそのエアフォイル部を形成する方法 | |
JP5905631B1 (ja) | 動翼、これを備えているガスタービン、及び動翼の製造方法 | |
KR20080057133A (ko) | 터빈 블레이드 주조용 주조 코어 | |
JP2007198377A (ja) | 被冷却鋳造部品、被冷却部品製造方法、鋳造部品表面冷却方法、およびガスタービンエンジンエアフォイル構成要素 | |
JP2007132342A (ja) | タービンエンジン構成要素、耐火金属コアならびにエアフォイル部の形成工程 | |
JP6334113B2 (ja) | 翼形及び翼形の製造方法 | |
JP2017078391A (ja) | 翼、これを備えているガスタービン、及び翼の製造方法 | |
JP2003214108A (ja) | 改善された温度特性を有する後縁を備えた高圧タービンのための動翼 |