專利名稱：翼型后緣冷卻的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明大體上涉及翼型冷卻，特別涉及一種用于冷卻燃?xì)鉁u輪翼型后緣的方法和裝置。
背景技術(shù)：
內(nèi)冷型渦輪引擎部件如槳葉以及葉片的熔模鑄造領(lǐng)域已經(jīng)非常先進(jìn)。在示范性工藝中，制備具有一個(gè)或多個(gè)模腔的模具，各模腔的形狀一般與要鑄造的部件相對(duì)應(yīng)。用于制備該模具的示范性工藝包括使用一個(gè)或多個(gè)部件蠟型。通過將蠟?zāi)Ｖ圃谝话闩c部件內(nèi)的冷卻通路的正特征(positives)相對(duì)應(yīng)的陶瓷芯上來形成該蠟型。在去殼工藝中，以眾所周知的方式在一個(gè)或多個(gè)這種蠟型周圍形成陶瓷殼?？梢岳缤ㄟ^在壓熱器中熔化來去除蠟。這種方法剩下包括具有一個(gè)或多個(gè)部件限定隔室的殼的模具，該隔室依次包含限定冷卻通路的陶瓷芯。隨后可以將熔融的合金引入到模具，以便鑄造該部件。在冷卻和固化該合金后，可以通過機(jī)械和/或化學(xué)方式從模制的部件去除殼和芯。隨后通過一步或多步加工并處理該部件。
陶瓷芯本身通過將陶瓷粉末和粘合材料的混合物注入到硬化的鋼模內(nèi)來對(duì)該混合物進(jìn)行模制形成。在從鋼模移出后，濕砂芯進(jìn)行熱后加工，以去除粘合劑并進(jìn)行燒制以便一同燒結(jié)陶瓷粉末。向精細(xì)冷卻特征發(fā)展的趨勢(shì)是蠟芯制造技術(shù)。精細(xì)特征很難制造并且/或者一旦制造了可能證明是易碎的。Shah等人的公開轉(zhuǎn)讓的共同未決美國專利No.6,637,500公開了陶瓷和難熔金屬芯結(jié)合的一般用途。在這種芯及其制造技術(shù)中還有進(jìn)一步改進(jìn)的余地。
由于其易碎性并且因?yàn)闊o法以可接受的鑄造產(chǎn)量生產(chǎn)厚度尺度小于大約0.012-0.015英寸的芯，目前所使用的陶瓷芯限制了鑄造設(shè)計(jì)。
后緣削減(cut back)的幾何形狀是在翼型設(shè)計(jì)中最多使用的冷卻結(jié)構(gòu)之一。這種優(yōu)選應(yīng)用是從兩個(gè)實(shí)際觀點(diǎn)發(fā)展而來的。第一，由于后緣更薄與這種槳葉的相關(guān)的空氣動(dòng)力損失最小。第二，通過在后緣使用氣膜冷卻減小了對(duì)部件的翼型高壓側(cè)熱負(fù)載。
后緣厚度越小導(dǎo)致翼型壓力側(cè)和吸入側(cè)之間的壓力差越小。沒有削減的后緣結(jié)構(gòu)，被稱作中線冷卻后緣，其壓力側(cè)到吸入側(cè)的壓力比為大約1.35，使得后緣厚度在0.050英寸的量級(jí)。對(duì)于這些中線排放設(shè)計(jì)，在50％的徑向跨度處的總壓力損失可以高達(dá)3.75％。相對(duì)較高壓力損失導(dǎo)致不想要的高空氣動(dòng)力損失。減小這些損失的實(shí)用方法是使用具有削減長度的壓力側(cè)噴射后緣結(jié)構(gòu)。在這種結(jié)構(gòu)中，后緣的厚度可以小到0.030英寸，以便減小空氣動(dòng)力損失。在轉(zhuǎn)讓給本專利的受讓人的美國專利4,601,638中顯示了典型的這種削減設(shè)計(jì)，本申請(qǐng)通過參考結(jié)合了該專利。
在這種情況下，存在若干種在后緣控制傳熱的內(nèi)部冷卻設(shè)計(jì)特征?？偨Y(jié)起來如下(1)冷卻通路尺寸；(2)冷卻通路內(nèi)的內(nèi)部冷卻特征；(3)后緣邊緣厚度分布；(4)壓力側(cè)后緣凸部厚度；(5)壓力側(cè)地帶粗糙度，以及(6)槽氣膜冷卻覆蓋率。應(yīng)該注意到，對(duì)于中線排放后緣設(shè)計(jì)只能有效地使用因素(1)和(2)，而對(duì)于具有削減后緣的壓力測噴射設(shè)計(jì)可以使用所有因素(1)到(6)。在壓力側(cè)噴射設(shè)計(jì)中，對(duì)于整個(gè)后緣區(qū)域而言，由于改善的金屬溫度分布還改善了熱-機(jī)械疲勞度以及蠕變壽命。
一般說來，翼型壓力側(cè)上的外部熱負(fù)載是吸入側(cè)的大約兩倍，并且因而壓力側(cè)疲勞更可能出現(xiàn)在翼型的壓力側(cè)。在循環(huán)條件下，還可能在壓力側(cè)更快地出現(xiàn)裂縫集結(jié)。
因?yàn)橐硇秃缶売捎谄錈豳|(zhì)量較低而比翼型的剩余部分響應(yīng)得更快，這些區(qū)域特別容易出現(xiàn)疲勞故障。裂縫集結(jié)導(dǎo)致與熱-機(jī)械疲勞斷裂的連接從后緣開始并傳播。隨著裂縫傳播，在整個(gè)槳葉上出現(xiàn)負(fù)載調(diào)整，將負(fù)載重新分布到后緣的其它部分。由于離心負(fù)載保持不變，這種情況對(duì)于旋轉(zhuǎn)的槳葉特別正確。隨著由于斷裂負(fù)載而引起的承載槳葉面積減小，負(fù)載調(diào)整導(dǎo)致過載情況或者槳葉內(nèi)的應(yīng)力超過材料的屈服應(yīng)力。材料開始塑性變形，甚至在翼型的較冷部分。這種情況是導(dǎo)致槳葉釋放和故障的所有可能的不可逆效應(yīng)。因而選擇后緣壓力側(cè)噴射設(shè)計(jì)用于冷卻槳葉后緣區(qū)域變得至關(guān)重要。
在燃?xì)鉁u輪翼型設(shè)計(jì)中已經(jīng)在后緣區(qū)域使用了內(nèi)部沖撞結(jié)構(gòu)。一般說來，允許冷空氣通過加強(qiáng)筋橫越開口使得噴氣沖撞到后續(xù)加強(qiáng)筋和周圍的壁上。經(jīng)這些橫越?jīng)_撞開口的流動(dòng)加速度很高。冷卻流馬赫數(shù)廓線遵循冷卻靜態(tài)壓力廓線，其中這些開口處假設(shè)幾乎步進(jìn)式廓線。步進(jìn)式廓線并不是所需要的，因?yàn)樗鼈儗?dǎo)致槳葉壁處的內(nèi)部傳熱系數(shù)的峰值相對(duì)較高。換句話說，在翼型后緣壁內(nèi)獲得金屬溫度相對(duì)較低而內(nèi)部傳熱系數(shù)較高的區(qū)域。此時(shí)，內(nèi)部對(duì)流傳熱系數(shù)較低的其它區(qū)域?qū)е孪鄬?duì)較高的金屬溫度。這些金屬溫度差異導(dǎo)致高的熱應(yīng)變，熱應(yīng)變結(jié)合起飛過程中的翼型內(nèi)的瞬時(shí)熱應(yīng)力轉(zhuǎn)而在翼型后緣導(dǎo)致不需要的熱-機(jī)械疲勞問題。

發(fā)明內(nèi)容
簡要地說，根據(jù)本發(fā)明的一方面，提供了一種用于改善沿翼型后緣的馬赫數(shù)、靜態(tài)壓降以及內(nèi)部傳熱系數(shù)分布的內(nèi)部廓線的后緣冷卻設(shè)計(jì)。
根據(jù)本發(fā)明的另一方面，通過使用難熔金屬芯在靠近后緣的翼型壁之間的內(nèi)部通道內(nèi)形成多個(gè)相對(duì)較小的支座，以便由此提供改進(jìn)的冷卻特征并且在翼型后緣避免步進(jìn)式廓線和與它們相關(guān)的高熱應(yīng)變以及機(jī)械疲勞。
通過本發(fā)明的又一方面，將壓力側(cè)凸部的吸入側(cè)壁后部的內(nèi)表面制成粗糙表面，以增強(qiáng)該位置處的冷卻傳熱系數(shù)。在一種形式中，為此在該表面上形成多個(gè)凹座。
在下文所述的附圖中描述了優(yōu)選實(shí)施例，然而在不脫離本發(fā)明的精神和范圍的情況下，可以進(jìn)行各種其它修改以及形成備選結(jié)構(gòu)。


圖1是從高壓渦輪槳葉芯的壓力側(cè)顯示根據(jù)本發(fā)明一方面的后緣支座芯的剖面圖；圖2是從高壓渦輪槳葉芯的吸入側(cè)顯示根據(jù)本發(fā)明一方面的后緣支座芯的剖面圖；圖3是用于更詳細(xì)顯示支座的一部分陶瓷芯的放大示意圖；圖4是具有冷空氣通道以及根據(jù)本發(fā)明一方面的支座的渦輪槳葉的部分截面示意圖；圖5a-圖5c圖是根據(jù)本發(fā)明進(jìn)行處理以便在槳葉的后緣上獲得凹座的難熔金屬芯；圖6是具有以該方法形成的凹座的槳葉后緣的部分平面示意圖。
具體實(shí)施例方式
使用難熔金屬芯(RMC)鑄造技術(shù)與利用陶瓷模具進(jìn)行鑄造的現(xiàn)有技術(shù)方法相比具有一定的優(yōu)點(diǎn)。在轉(zhuǎn)讓給本發(fā)明的受讓人的美國專利公開US2003/0075300 A1內(nèi)公開了這種工藝，本申請(qǐng)通過參考結(jié)合了該專利公開。
申請(qǐng)人所認(rèn)可的這種RMC鑄造技術(shù)的優(yōu)點(diǎn)之一是可以將單個(gè)元件做得比傳統(tǒng)鑄造技術(shù)小得多，并且可以將特征指定成幾乎任何形狀。因而，申請(qǐng)人利用這種技術(shù)生產(chǎn)精確且改進(jìn)的后緣冷卻通道。
參照?qǐng)D1和圖2，顯示了一種使用耐火金屬(即，耐火金屬芯或RMC)11構(gòu)造成的渦輪槳葉芯。RMC芯11顯示為與限定徑向供應(yīng)腔的陶瓷芯12結(jié)合，這兩個(gè)元件都代表最終鑄造部件的負(fù)特征(即，它們將是用于冷空氣流動(dòng)的內(nèi)部通路，冷空氣首先在槳葉內(nèi)徑向并隨后經(jīng)多個(gè)將要描述的支座并最后流出槳葉后緣)。
在圖1和圖2中還顯示了具有多個(gè)支座以及將要描述的流導(dǎo)向島的最終鑄造部件13。在圖1中顯示了從壓力側(cè)的組合示意圖，在圖2中顯示了從吸入側(cè)的示意圖。在這點(diǎn)上，應(yīng)該意識(shí)到，吸入側(cè)上的后緣14比壓力側(cè)的后緣16向后延伸得更遠(yuǎn)，該差異通常被稱為削減，一種通常用于有效冷卻渦輪槳葉后緣的特征。
在圖1-圖4中顯示為19的第一行支座，其由RMC芯11中的第一行開口形成，相對(duì)較大(即，在0.025”×0.055”的量級(jí))，以便在翼型的壓力側(cè)壁和吸入側(cè)壁之間形成較好的結(jié)構(gòu)連接(structuraltie)。顯示為21第二行支座(即那些由RMC中的第二行孔形成的支座)同樣相對(duì)較大并作為過渡支座。
從前兩行支座向下游移動(dòng)，具有若干行顯示為22、23、24和26的相對(duì)較小的緊密填充的支座陣列。這些支座由RMC芯11的相應(yīng)行的開口形成。使用較小的較高密度的支座是想形成平滑過渡以及壓降，產(chǎn)生更連續(xù)的傳熱系數(shù)分布。在這點(diǎn)上，與利用傳統(tǒng)的芯鑄造制成的支座的尺寸和密度的比較是適當(dāng)?shù)摹＠脗鹘y(tǒng)的芯鑄造，柱狀支座的直徑局限為大于0.020英寸，并且支座之間的間距局限為大于0.020英寸。在實(shí)踐中，由于生產(chǎn)速率低，這兩個(gè)尺度由于芯的易碎性而都遠(yuǎn)大于此。相反，利用RMC鑄造，柱狀支座的直徑遠(yuǎn)低于0.020英寸并且可以小到0,009英寸。類似地，利用RMC鑄造，支座之間的間隙可以減小到遠(yuǎn)低于0.020英寸并且可以減小到0.010英寸。利用這些減小的直徑和間距，可以獲得充分改進(jìn)的壓力、馬赫數(shù)以及傳熱系數(shù)的均勻廓線。
盡管支座顯示為在截面上是圓形，但如果需要它們還可以是橢圓形、跑道形、正方形、矩形、菱形、三葉草或希望的類似形狀。
關(guān)于相鄰支座之間的間距，可以意識(shí)到，支座之間最近的間距在一行內(nèi)，例如在圖3中由行26內(nèi)的相鄰支座之間的尺度d所示的。盡管相鄰行之間的距離以及相鄰行的相鄰支座之間的距離顯示為大于距離d，但是應(yīng)該理解這些距離也可以減小到接近最小距離0.010英寸。
為了減小空氣動(dòng)力損失，該損失降低了渦輪效率，希望使渦輪翼型的后緣盡可能地薄。在圖4中顯示了一種成功的方法，其中壓力側(cè)壁31非連續(xù)地短于后緣32并且依靠來自槽34的氣膜冷卻將吸入側(cè)壁33保持在所需溫度以下。此時(shí)，在壓力側(cè)壁31和吸入側(cè)壁33上方傳遞的外側(cè)箭頭代表熱氣路徑空氣，而經(jīng)槽34傳遞的箭頭表示來自翼型的內(nèi)部冷卻線路的冷空氣。
如應(yīng)理解的，圖4實(shí)施例是通過使用陶瓷芯和RMC芯制造的渦輪槳葉的后部的截面示意圖。也就是說，通過傳統(tǒng)的陶瓷芯形成供應(yīng)腔35，而利用耐火金屬芯形成通道或槽34。在這點(diǎn)上，應(yīng)該理解，盡管支座行19、21、22、23、24以及26都在本示意圖中顯示，但為了便于描述，由于它們位置交錯(cuò)，在特定的平面內(nèi)并沒有切過所有的支座。
除了上文所討論的支座的小直徑外，使用RMC還便于尺度明顯減小的通道或槽34的形成。當(dāng)然，這是由于使用了比利用傳統(tǒng)芯鑄造所實(shí)現(xiàn)的更薄的RMC。也就是說，通過比較，使用傳統(tǒng)鑄造技術(shù)的典型后緣支座陣列包括具有更大特征的相當(dāng)厚的芯，以便在生成芯時(shí)允許陶瓷料漿完全填充芯模，以便在制造過程中防止陶瓷芯破裂。使用傳統(tǒng)技術(shù)，最終鑄造部件經(jīng)過后緣的流動(dòng)通道更寬并且流動(dòng)通道中的特征更大。這種情況產(chǎn)生了對(duì)流冷卻效力更低的高后緣冷空氣流。為了更加具體，使用傳統(tǒng)芯鑄造的槽寬度W(即鑄造芯的厚度)在逐漸減小到最薄點(diǎn)后必須大于0.014英寸，而使用RMC鑄造，通道34的寬度W在其總長度上可以在0.010-0.014英寸的范圍內(nèi)。這種槽尺寸的減小可以明顯增強(qiáng)翼型后緣冷卻中的內(nèi)部冷空氣流的效力。
上述支座和槽的描述是關(guān)于用于向槳葉的后緣導(dǎo)引冷空氣流的槳葉內(nèi)部通道?，F(xiàn)在將針對(duì)更靠近槳葉后緣的外部區(qū)域討論本發(fā)明的另一特征。
應(yīng)該理解，翼型最后緣32的唯一冷卻機(jī)制是冷空氣與靠近后緣32的吸入側(cè)壁35上的金屬之間的對(duì)流傳熱。這種冷卻可以通過以下方法更加有效1)增加后緣流，這通常不是所希望的，2)減小后緣流的溫度，這取決于吸入側(cè)壁35上游的內(nèi)部冷卻線路，或者3)增加靠近后緣32的吸入側(cè)壁35處的對(duì)流傳熱系數(shù)。第三種選擇是通過在吸入側(cè)壁33的削減部分35產(chǎn)生正凹座或類似特征的粗糙度實(shí)現(xiàn)的。基于實(shí)驗(yàn)性研究，評(píng)估到這種粗糙度可以增加對(duì)流傳熱的因子大約為1.5。
在圖5a、圖5b、圖5c以及圖6中顯示了用以使用難熔金屬芯產(chǎn)生后緣槽粗糙度的制造方法。盡管該討論具體到正半球凹座，但可以使用同種方法形成不同形狀的正特征，以便實(shí)現(xiàn)相同的冷卻目的。例如可以使用長條、星型圖案等。
如圖5a所示，利用壓模37覆蓋難熔金屬芯36，使用光刻(一種能夠獲得精確的小型特征的工藝)去除部分38。光刻的開口38優(yōu)選為圓形，以便形成一部分球的形式的凹座。隨后將壓模RMC浸沒在將未覆蓋掩膜的RMC部分蝕刻掉的化學(xué)溶劑中。
如圖5b所示，隨后這些蝕刻區(qū)域在RMC36內(nèi)形成深度取決于RMC留在化學(xué)蝕刻溶劑內(nèi)的時(shí)間的圓形凹陷39。隨后清洗RMC并用來作為鑄造翼型的芯。
圖5c顯示了結(jié)果，其中如圖5c和圖6所示在RMC削減表面35上形成外表面為一部分球形狀的凹座。應(yīng)該看見并理解，凹座41的尺寸與槽34相比很小。例如，發(fā)現(xiàn)可以滿意運(yùn)行的設(shè)計(jì)是其中凹座為腳印(foot print)直徑在0.005”-0.020”范圍內(nèi)、高度在0.002”-0.008”范圍內(nèi)、相鄰凹座之間的間距在0.010”-0.040”范圍內(nèi)的部分球形式的設(shè)計(jì)。
作為在后緣槽粗糙度上使用凹座的潛在好處的示例，考慮典型商用高壓渦輪第一槳葉的后緣冷卻。假定冷空氣流的量相同，如果由于附加正凹座，槽的吸入側(cè)壁處的對(duì)流傳熱的增加因子為1.5，最后緣處的金屬溫度將減小60°F。這是用于減小空氣流以增加部件壽命非常明顯的潛力。
盡管已經(jīng)參照附圖所示的優(yōu)選方式詳細(xì)顯示并描述了本發(fā)明，但本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)該理解，在不脫離由權(quán)利要求限定的本發(fā)明的精神和范圍的情況下可以在細(xì)節(jié)上進(jìn)行各種改變。
權(quán)利要求
1.一種包括帶有跨越式延伸的下游邊緣的壓力側(cè)壁以及帶有下游后緣的吸入側(cè)壁的翼型，所述下游邊緣與所述后緣分離以暴露所述吸入側(cè)壁的背面，所述翼型包括在所述壓力側(cè)壁和所述吸入側(cè)壁之間限定的跨越式冷空氣腔；設(shè)置在所述腔下游的后緣區(qū)域；將所述冷空氣腔液態(tài)相互連接到所述后緣區(qū)域的跨越式延伸槽；其中，所述槽包括在所述吸入側(cè)壁和所述壓力側(cè)壁之間延伸的并經(jīng)過所述槽的多個(gè)支座，所述支座設(shè)置在跨越式延伸行內(nèi)，最上游的行內(nèi)的支座截面尺度較大，并且更下游的行內(nèi)的支座的截面尺度較小。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼型，其特征在于所述更下游的行包括多個(gè)截面尺寸基本相同的支座行。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的翼型，其特征在于所述支座的截面尺度小于0.020英寸。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的翼型，其特征在于所述支座的截面尺度在0.009-0.020英寸的范圍內(nèi)。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼型，其特征在于各行中相鄰支座之間的間隙不超過0.021英寸。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的翼型，其特征在于所述間隙在0.010-0.021英寸的范圍內(nèi)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼型，其特征在于所述槽沿其總長度的寬度小于0.014英寸。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的翼型，其特征在于所述槽沿其總長度的寬度在0.010-0.014英寸的范圍內(nèi)。
9.一種翼型，包括由壓力側(cè)壁和吸入側(cè)壁限定在兩側(cè)的徑向延伸的冷空氣腔，設(shè)置在所述腔的下游并帶有縱向延伸的冷空氣槽的后緣區(qū)域，所述吸入側(cè)壁具有下游后緣而所述壓力側(cè)壁具有與所述下游后緣分離的跨越式延伸的下游邊緣，以便暴露所述吸入側(cè)壁的背面；其中所述背面上形成有多個(gè)延伸到經(jīng)所述槽傳遞的冷空氣流內(nèi)的凸出突起。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的翼型，其特征在于所述凹座為半球形的，并且腳印直徑在0.005”-0.020”的范圍內(nèi)。
11.根據(jù)權(quán)利要求9所述的翼型，其特征在于所述凹座的高度在0.002”-0.008”的范圍內(nèi)。
12.根據(jù)權(quán)利要求9所述的翼型，其特征在于相鄰凹座之間的距離在0.010”-0.040”的范圍內(nèi)。
13.一種形成包括帶有下游邊緣的壓力側(cè)以及帶有后緣的吸入側(cè)的翼型的方法，所述后緣和所述下游邊緣分離以暴露所述吸入側(cè)壁的背面并且來自內(nèi)部槽的冷空氣調(diào)整為在其上流動(dòng)，所述背面上具有多個(gè)形成于其上的凹座，所述方法包括以下步驟制造代表延伸以在所述背面上通過的槽的難熔金屬芯；利用在與所述背面對(duì)應(yīng)的位置具有多個(gè)開口的掩膜覆蓋所述難熔金屬芯；在所述開口的區(qū)域內(nèi)向所述掩膜施加化學(xué)蝕刻溶劑，以便在所述開口的位置處在所述難熔金屬芯內(nèi)形成多個(gè)凹陷；從所述耐火金屬芯去除所述掩膜；以及利用傾向于填充所述耐火金屬芯內(nèi)的凹陷的金屬在所述耐火金屬芯上鑄造金屬，以便在所述翼型的背面形成凹座。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，其特征在于所述凹座為半球形。
15.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，其特征在于所述凹座的腳印直徑在0.005”-0.020”的范圍內(nèi)。
16.根據(jù)權(quán)利要求13所述的方法，其特征在于所述凹座的高度在0.002”-0.008”的范圍內(nèi)。
17.一種包括壓力側(cè)壁、吸入側(cè)壁、前緣和后緣的翼型，所述后緣在所述壓力側(cè)壁上被削減，以暴露所述吸入側(cè)壁后面上的開放區(qū)域，所述翼型包括基本在從所述前緣到所述后緣的方向上延伸的冷空氣流動(dòng)通路，以便導(dǎo)引冷空氣流首先從所述壓力側(cè)壁和所述吸入側(cè)壁之間的內(nèi)腔到達(dá)所述開放區(qū)域并隨后到達(dá)所述后緣，所述冷空氣流通道包括多個(gè)形成在所述低壓側(cè)和所述高壓側(cè)之間并通過所述冷空氣流通道的支座，所述支座排列在與所述冷空氣流大致正交的方向延伸的相鄰行內(nèi)，并且至少一個(gè)上游行的支座橫截面積大于下游行的支座橫截面積。
18.根據(jù)權(quán)利要求17所述的翼型，其特征在于所述更下游支座行包括多個(gè)截面尺寸基本相等的支座行。
19.根據(jù)權(quán)利要求17所述的翼型，其特征在于所述支座的截面尺寸小于0.020英寸。
20.根據(jù)權(quán)利要求17所述的翼型，其特征在于所述槽的寬度小于0.014英寸。
全文摘要
一種渦輪翼型包括由陶瓷模具形成的跨越式延伸腔以及從冷空氣腔延伸到后緣的由難熔金屬芯形成的槽。難熔金屬芯有利于減小槽尺寸并還有利于減小橫向通過該槽以便將翼型的壓力側(cè)與吸入側(cè)相互連接的支座的尺寸。槳葉具有削減特征，以便暴露在吸入側(cè)壁的內(nèi)側(cè)上的背面，在背面上形成凹座，以便增強(qiáng)其傳熱特征。通過光刻工藝制備凹座。
文檔編號(hào)F01D5/18GK1851239SQ200610079400
公開日2006年10月25日 申請(qǐng)日期2006年4月24日 優(yōu)先權(quán)日2005年4月22日
發(fā)明者J·E·阿爾伯特, F·J·昆哈 申請(qǐng)人:聯(lián)合工藝公司