金属结构的制作方法
【专利说明】金属结构
[0001]相关申请的交叉引用
本申请主张题为金属结构并且于2013年I月16日提交的美国临时专利申请N0.61/753，394的权益，其整体并入本文中。
【背景技术】
[0002]涡轮转子组件典型地包括至少一排周向地间隔的转子叶片。各转子叶片包括翼型件，该翼型件包括在前缘和后缘处连接在一起的压力侧和吸力侧。各翼型件从转子叶片平台径向向外地延伸。各转子叶片还包括燕尾件，该燕尾件从在平台与燕尾件之间延伸的杆柄径向向内地延伸。该燕尾件用于将转子组件内的转子叶片安装到转子盘或卷轴。已知的叶片为中空的，使得通过翼型件、平台、杆柄、和燕尾件来至少部分地限定内部冷却腔。
[0003]可以以许多方式产生翼型件。例如，可用镍超级合金单晶体铸造涡轮叶片。此外，存在产生单晶体结构的一般铸造方法。而且，可用沿铸造轴线的已知优选结晶方向、有时甚至通过控制第二定向来铸造涡轮叶片。
【发明内容】
[0004]在一个方面中，本发明的实施例涉及铸造具有通过柱状结构连接的间隔面片的桁架结构的方法，该方法包括:形成三维样式(3D样式)，该三维样式处于具有间隔面片和柱状结构的桁架结构的形状；通过利用液体包围样式并使该液体围绕该3D样式变硬而形成该3D样式的模制核心；从该模制核心移除该3D样式；在移除该3D样式之后用液态合金填充该模制核心并且使该液态合金定向地凝固以形成该桁架结构的铸件；和从该桁架结构的铸件中移除该模制核心。
【附图说明】
[0005]图1是示范燃气涡轮发动机的示意图。
[0006]图2是可与图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的示范转子叶片的透视图。
[0007]图3是沿线4取得的图2中示出的转子叶片的部分的透视图。
[0008]图4是沿线4取得的图2中示出的转子叶片的截面视图。
[0009]图5是用于铸造根据本发明实施例的桁架结构的方法的流程图。
[0010]图6是可根据图5中的方法而形成的桁架结构的侧视图。
[0011 ]图7是图6的桁架结构的透视图。
【具体实施方式】
[0012]图1是燃气涡轮发动机10的示意图，该燃气涡轮发动机10包括风扇组件12、高压压缩机14、和燃烧器16。发动机10还包括高压涡轮18、低压涡轮20、和增压机22。风扇组件12包括从转子盘26径向向外地延伸的风扇叶片24的阵列。发动机10具有进气侧28和排气侧30。在一个实施例中，发动机10为能够从General Electric Aircraft Engines,Cincinnati, Oh1商业地获得的CT7发动机。
[0013]在操作中，空气流动通过风扇组件12，并且压缩空气供应至高压压缩机14。将高度压缩的空气输送至燃烧器16。来自燃烧器16的空气流(图1中未示出)驱动涡轮18和20，并且涡轮20驱动风扇组件12。
[0014]图2是可与燃气涡轮发动机10 (在图1中示出)一起使用的转子叶片40的透视图。图3是沿线4取得的转子叶片40的一部分的透视图。图4是沿线4取得的转子叶片40的截面视图。在一个实施例中，多个转子叶片40形成燃气涡轮发动机10的高压涡轮转子叶片级(未示出)。各转子叶片40包括中空翼型件42和用于以已知方式将翼型件42安装到转子盘(未示出)的一体燕尾件43。
[0015]翼型件42包括第一侧壁44和第二侧壁46。第一侧壁44为凸出的并限定翼型件42的吸力侧，且第二侧壁46为凹入的并限定翼型件42的压力侧。侧壁44和46在翼型件42的前缘48和轴向地间隔的后缘50处连接在一起，后缘50在前缘48的下游。翼型件42包括多个膜孔51和叶片根部52，该多个膜孔51沿侧壁44和46且在翼型件末梢54和叶片根部52之间径向地间隔，用于从翼型件42排放冷却流体以有助于冷却翼型件42的外表面53。膜孔51在第一或第二侧壁44和46上可为任何数量或者位置，其使翼型件41能够如在本文中所描述地作用。翼型件42还包括多个后缘槽道55，多个后缘槽道55在翼型件末梢54与叶片根部52之间沿后缘50径向地间隔，以用于从翼型件42排放冷却流体，以有助于冷却翼型件后缘50。通过膜孔51和后缘槽道55增强的热传递有助于沿翼型件外表面53进行冷却。
[0016]第一和第二侧壁44和46分别从位于燕尾件43附近的叶片根部52径向地延伸至翼型件末梢54，翼型件末梢54限定内腔56的径向外边界。腔56在侧壁44和46之间限定在翼型件42内。在该示范实施例中，腔56分成中央气室58和冲击室60。
[0017]中央气室58具有内表面62和外表面63，它们共同限定了中央气室壁66。中央气室58从叶片根部52径向地延伸至翼型件末梢54，并且与位于发动机10内的冷却流体源(未示出)流动连通。备选地，中央气室58可沿翼型件42的一部分从叶片根部52径向地延伸至翼型件末梢54。
[0018]一个或更多个支柱68穿过冲击室60从中央气室壁66延伸至第一和第二侧壁44和46。支柱68支撑中央气室壁66并且使冲击室60能够基本上围绕中央气室58。在该示范实施例中，一排支柱70将中央气室壁66联接至第一侧壁44，并且，第二排支柱72将中央气室壁66联接至第二侧壁46。备选地，任意数量的支柱68，无论是否布置成排还是以其他方式布置，都可将中央气室壁66联接至第一和第二侧壁44和46。
[0019]在该示范实施例中，第一和第二排支柱70和72各自包括至少一个支柱68。排70和72中的各支柱68与邻近支柱68基本上对齐，使得该排70和72各自沿笔直或大致笔直的线从叶片根部52径向地延伸至翼型件末梢54。备选地，各支柱68可具有使翼型件42能够如本文中描述地作用的任意定向、布置、间隔、尺寸、长度、和/或几何形状。
[0020]至少一个孔80或冲击喷口从内表面62延伸至外表面64。孔80将中央气室58流体地联接至冲击室60并有助于冷却第一和第二侧壁44和46。在该示范实施例中，如图3和4所示，六排孔80形成在中央气室壁66中。各排孔80以笔直的线或基本上笔直的线、或弧形布置从叶片根部52延伸至翼型件末梢54。各排具有至少一个孔80。备选地，中央气室壁66可具有任意数量的孔80或孔80的排，且各孔80或孔80的排可具有使翼型件42能够如在本文中所描述地作用的任意定向、布置、间隔、尺寸、长度、和/或几何形状。
[0021]膜冷却孔51形成在侧壁44和46中且联接至冲击室60，使得冲击室60中的冷却流体可从翼型件42排出。冲击室60还可经由一个或更多个通道(未示出)联接至后缘槽道55，这有助于冷却流体从冲击室60和翼型件42的排出。
[0022]在操作期间，来自冷却流体源的冷却流体(通常为空气)被引导至中央气室58。冷却流体通过中央气室58从叶片根部52朝翼型件末梢54流动，并经由孔80直接地冲击到冲击室60中。更具体而言，冷却流体被冲击到第一和第二侧壁44和46中，从而冷却第一和第二侧壁44和46。冷却流体经由膜冷却孔51和后缘槽道55从冲击室60和翼型件42排出。
[0023]第一和第二侧壁44和46、中央气室壁66和一个或更多个支柱68可具有适于提供用于构件的有利特性的任何构造，作为非限制性的示例，包括在上述用于航空应用的翼型件42。例如，支柱68和壁可具有桁架结构。虽然这种桁架结构可用在包括在航空之外的任意适当的环境中，但说明的其余部分将限于如上所述的翼型件42。将理解的是，该桁架结构可为微型桁架结构，其较小，包括可具有如在下面详细描述的大小的微型桁架结构。
[0024]该桁架结构可定向地凝固，从而导致柱状晶粒或单晶体结构。例如，单晶体控制可允许基于该特定结晶定向来选择结构定向。本发明的实施例允许以多种定向修整桁架结构的结构，以利用存在于不同结晶定向中的不同特性。
[0025]例如，该桁架结构可通过铸造形成。根据本发明的实施例，图5示出了铸造桁架结构的方法，该桁架结构具有通过柱状结构连接的间隔的面板或面片。该方法100可在102处通过形成3D样式而开始，该3D样式处于具有间隔面片的桁架结构和柱状结构的形状。形成该3D样式可包括由网格形成该3D样式。作为非限制性示例，该网格可由任何合适的聚合物材料制成，该聚合物材料可允许形成包括微型桁架结构的复杂几何结构。例如，可使用由聚合物添加方法制成的聚合物网格。作为又一示例，其可包括该网格可包括塑料网格或塑料样式。该塑料网格可以以任何合适的方式形成，包括该塑料网格可通过3D打印形成。该3D样式可为任何合适的样式，作为非限制性示例，包括该3D样式可包括垂直柱状结构和/或成角度的柱状结构以及在该柱状结构的任一侧上的间隔面片。例如，在102处形成处于桁架结构的形状的3D样式可包括形成垂直柱状结构或成角度的柱状结构中的至少一种，该垂直柱状结构与两个间隔面片基本上局部地正交，该成角度的柱状结构与两个间隔面片基本上局部地成角度。
[0026]在104处，3D样式的铸件核心或模制核心可通过用液体包围该样式并且让该液体围绕该3D样式变硬而形成。可利用任何合适的液体以形成该模制核心。例如，该3D样式可被陶瓷浆料包围以形成陶瓷铸造核心。在该3D样式包括塑料网格的实例中，该网格可用于制造模制核心，例如，通过用陶瓷浆料来锉磨网格中的空间。
[0027]在106处，可从铸造核心移除该3D样式。这可以以任何合适的方式来完成，该合适的方式取决于该3D样式是如何形成的。例如，在使用塑料网格的情形下，该塑料可从铸造核心中烧掉。例如，该包围的浆料和样式可被焙烧至高于500°C的温度。
[0028]在于106处移除该3D样式之后，在108处，该铸造核心可用液态合金填充并