一种机翼，其包括前缘和后缘，从所述前缘延伸至所述后缘并且拥有内表面和外表面的第一外壁，从所述前缘延伸至所述后缘大体与所述第一外壁相对并且拥有内表面和外表面的第二外壁；以及所述机翼内的腔。第一腔沿着所述第一外壁的所述内表面以及第一内壁延伸，并且具有上游端和下游端，并且供给腔位于所述第一内壁与所述第二外壁之间。
第一外壁，其从所述前缘延伸至所述后缘，并且具有内表面和外表面；
第二外壁，其从所述前缘延伸至所述后缘，大体上与所述第一外壁相对，并且具有内表面和外表面；
第一腔，其沿着所述第一外壁的所述内表面和第一内壁延伸，所述第一腔具有上游端和下游端，其中所述第一腔包括：第一充气增压室，其靠近所述第一腔的所述上游端和下游端中的一个；以及用于接纳冷却流体的区域，其靠近所述第一腔的所述端，与所述第一充气增压室相对；
撞击腔，其与所述供给腔流体连通，所述撞击腔包括在所述前缘上或靠近所述前缘的多个冷却孔。
多个冷却孔，其延伸穿过所述第一外壁，并且与所述第一充气增压室连通，其中所述第一充气增压室包括后冲击区域，以允许将孔钻入所述第一外壁中。
4.根据权利要求1所述的机翼，其还包括：第二腔，其沿着所述第二外壁的所述内表面和第二内壁延伸，所述第二腔具有上游端和下游端，其中所述第二内壁使所述第二腔与所述供给腔隔开。
5.如权利要求4所述的机翼，其中所述第二腔包括：第二充气增压室，其靠近所述第二腔的所述上游端和下游端中的一个；以及用于接纳冷却流体的区域，其靠近所述第二腔的所述端，与所述第二充气增压室相对。
多个冷却孔，其延伸穿过所述第二外壁，并且与所述第二充气室连通，其中所述第二充气室包括后冲击区域，以允许将孔钻入所述第二外壁中。
第一外壁，其从所述前缘延伸至所述后缘，并且具有内表面和外表面；
第二外壁，其从所述前缘延伸至所述后缘，大体上与所述第一外壁相对，并且具有内表面和外表面；
第一腔，其沿着所述第一外壁的所述内表面和第一内壁延伸，所述第一腔具有上游端和下游端；
供给腔，其位于所述第一内壁与所述第二外壁之间；以及第二腔，其沿着所述第二外壁的所述内表面和第二内壁延伸，所述第二腔具有上游端和下游端，其中所述第二内壁使所述第二腔与所述供给腔隔开，其中所述第一腔和第二腔中的至少一个延伸越过机翼弧线。
8.如权利要求7所述的机翼，其中所述第一腔和第二腔都延伸越过所述机翼弧线。
第一外壁，其从所述前缘延伸至所述后缘，并且具有内表面和外表面；
第二外壁，其从所述前缘延伸至所述后缘，大体上与所述第一外壁相对，并且具有内表面和外表面；
第一腔，其沿着所述第一外壁的所述内表面和第一内壁延伸，所述第一腔具有上游端和下游端；
供给腔，其位于所述第一内壁与所述第二外壁之间；以及第二腔，其沿着所述第二外壁的所述内表面和第二内壁延伸，所述第二腔具有上游端和下游端，其中所述第二内壁使所述第二腔与所述供给腔隔开；
第三腔，其沿所述第一外壁和第二外壁中的至少一个的所述内表面延伸；以及多个冷却孔，其延伸穿过所述第一外壁和第二外壁中的至少一个，与所述第三腔连通。
10.一种形成机翼的方法，所述方法包括：形成第一陶瓷芯，其包括：
第二侧，其大体上与所述第一侧相对，并且具有第二长度；
形成第二陶瓷芯，其长度通常大于或等于所述第一长度，其中所述第二陶瓷芯包括上游区域、中间区域和下游区域，并且其中所述第二陶瓷芯形成为使得所述上游和下游区域各自具有比所述中间区域大的横向厚度，并且其中所铸造的机翼的第一内部冷却回路具有上游区域和下游区域，所述上游区域和下游区域各自具有比所述中间区域大的横向厚度；
定位所述第二陶瓷芯，使得它与所述第一陶瓷芯的所述第一侧接近但隔开；
使用所述芯组件来铸造所述机翼，从而为所述机翼提供中央芯通道和位于所述中央芯通道的侧面上的所述第一内部冷却回路，其中所述第一内部冷却回路的长度通常大于或等于所述中央芯通道的接近所述第一内部冷却回路的所述侧面的长度。
11.如权利要求10所述的方法，其还包括：形成第三陶瓷芯，其长度通常大于或等于所述第二长度，并且其中形成所述芯组件还包括定位所述第三陶瓷芯，使得它与所述第一陶瓷芯的所述第二侧接近但隔开，并且其中铸造所述机翼为所述机翼提供位于所述中央芯通道的大体上与所述第一内部冷却回路相对的侧面上的第二内部冷却回路，并且其中所述第二内部冷却回路的长度通常大于或等于所述中央芯通道的接近所述第二内部冷却回路的所述侧面的长度。
12.如权利要求11所述的方法，其还包括：形成第四陶瓷芯；以及
在所述芯组件中，将所述第四陶瓷芯定位所述第三陶瓷芯的上游，以便在铸造后为所述机翼提供撞击腔。
13.如权利要求12所述的方法，其还包括：将冷却孔钻穿所述机翼的外壁，并且钻入所述第一内部冷却回路的所述上游区域中。
14.如权利要求11所述的方法，其中所述第三陶瓷芯包括上游区域、中间区域和下游区域，并且其中所述第三陶瓷芯形成为使得所述上游和下游区域各自具有比所述中间区域大的横向厚度，并且其中所述所铸造的机翼的所述第二内部冷却回路具有上游区域和下游区域，所述上游区域和下游区域各自具有比所述中间区域大的横向厚度。
15.如权利要求14所述的方法，其还包括：将冷却孔钻穿所述机翼的外壁，并且钻入所述第二内部冷却回路的所述上游区域中。
16.一种形成机翼的方法，所述方法包括：形成第一陶瓷芯，其包括：第一侧，其具有第一长度；以及第二侧，其大体上与所述第一侧相对，并且具有第二长度；
形成第二陶瓷芯，其长度通常大于或等于所述第一长度；
形成芯组件，其包括：定位所述第二陶瓷芯，使得它与所述第一陶瓷芯的所述第一侧接近但隔开；
使用所述芯组件来铸造所述机翼，从而为所述机翼提供中央芯通道和位于所述中央芯通道的侧面上的第一内部冷却回路，其中所述第一内部冷却回路的长度通常大于或等于所述中央芯通道的接近所述第一内部冷却回路的所述侧面的长度；
形成第三陶瓷芯，其长度通常大于或等于所述第二长度，并且其中形成所述芯组件还包括定位所述第三陶瓷芯，使得它与所述第一陶瓷芯的所述第二侧接近但隔开，并且其中铸造所述机翼为所述机翼提供位于所述中央芯通道的大体上与所述第一内部冷却回路相对的侧面上的第二内部冷却回路，并且其中所述第二内部冷却回路的长度通常大于或等于所述中央芯通道的接近所述第二内部冷却回路的所述侧面的长度；
在所述芯组件中，将所述第四陶瓷芯定位所述第三陶瓷芯的上游，以便在铸造后为所述机翼提供撞击腔；
在所述芯组件中，将第五陶瓷芯定位所述第二陶瓷芯和第三陶瓷芯中的至少一个的下游，以便为所述机翼提供与铸造在所述机翼外壁上的冷却出口连通的第三内部冷却回路。
17.一种形成机翼的方法，所述方法包括：形成第一陶瓷芯，其包括：
第二侧，其大体上与所述第一侧相对，并且具有第二长度；
形成第二陶瓷芯，其长度通常大于或等于所述第一长度，其中所示第一和第二陶瓷芯中的一个是通过增材制造形成；
定位所述第二陶瓷芯，使得它与所述第一陶瓷芯的所述第一侧接近但隔开；
使用所述芯组件来铸造所述机翼，从而为所述机翼提供中央芯通道和位于所述中央芯通道的侧面上的第一内部冷却回路，其中所述第一内部冷却回路的长度通常大于或等于所述中央芯通道的接近所述第一内部冷却回路的所述侧面的长度。
前缘壁、后缘以及在所述前缘壁与所述后缘之间延伸的第一外侧壁和第二外侧壁；
第一冷却回路，其使所述中央供给腔与所述第一外侧壁隔离；以及多个冷却孔，其延伸穿过第一外壁，并且与所述第一冷却回路连通，其中所述第一冷却回路包括后冲击区域，以允许将孔钻入所述第一外壁中。
19.如权利要求18所述的机翼，其还包括：第二冷却回路，其使所述中央供给腔与所述第二外侧壁隔离。
前缘壁、后缘以及在所述前缘壁与所述后缘之间延伸的第一外侧壁和第二外侧壁；
第一冷却回路，其使所述中央供给腔与所述第一外侧壁隔离；
第二冷却回路，其使所述中央供给腔与所述第二外侧壁隔离；
第三腔，其沿所述第一外壁和第二外壁中的至少一个的内表面延伸；以及多个冷却孔，其延伸穿过所述第一外壁和第二外壁中的至少一个，与所述第三腔连通。
机翼和制造方法
[0001] 背景
[0002] 涡轮发动机部件，如涡轮叶片和涡轮导叶，在高温环境中运行。为了避免部件暴露在高温中而造成的损耗，有必要为部件提供冷却。涡轮叶片和涡轮导叶在它们机翼部分的吸力侧和压力侧以及前缘和后缘都承受高热负荷。所述机翼具有最高热负荷的区域取决于发动机设计和特定的操作条件而不同。使用陶瓷芯的铸造过程目前具有为涡轮部件如叶片机翼和导叶机翼以及密封件提供特殊冷却通道的潜力。冷却回路恰好能够放置在机翼壁的内侧，冷却流体流经所述冷却回路来冷却机翼。
[0003] 概述
[0004] 机翼包括前缘和后缘，从前缘延伸至后缘并且具有内表面和外表面的第一外壁，从前缘延伸至后缘大体上与所述第一外壁相对并且具有内表面和外表面的第二外壁，以及机翼内的腔。第一腔沿着第一外壁的内表面和第一内壁延伸，并且具有上游端和下游端，并且供给腔位于第一内壁与第二外壁之间。
[0005] 一种形成机翼的方法包括：形成具有第一长度的第一侧和大体上与第一侧相对的具有第二长度的第二侧的第一陶瓷芯；形成长度大体上大于或等于第一长度的第二陶瓷芯；形成芯组件；以及铸造机翼。形成芯组件包括定位第二陶瓷芯，使得它与第一陶瓷芯的第一侧接近但隔开。芯组件在铸造期间使用，以为机翼提供中央芯通道，并且第一内部冷却回路位于所述中央芯通道的一侧。第一内部冷却回路的长度大体上大于或等于中央芯通道的与所述第一内部冷却回路接近的侧的长度。
[0006] 一种机翼包括前缘壁，后缘以及在所述前缘壁与后缘之间延伸的第一外侧壁和第二外侧壁；中央供给腔；位于中央供给腔与前缘壁之间的撞击腔；以及使中央供给腔与第一外侧壁隔离的第一冷却回路。
[0007] 附图简述
[0008] 图1A是根据本发明的一个实施方案的具有机翼的叶片的透视图。
[0009] 图1B是图1中示出的机翼的透视图，其中所述机翼的部分被切掉。
[0010] 图2是沿线2-2截取的图1的机翼的横截面图。
[0011] 图3是机翼的另一个实施方案的横截面图。
[0012] 图4是机翼的另一个实施方案的横截面图。
[0013] 图5是机翼的另一个实施方案的横截面图。
[0014] 图6是机翼的另一个实施方案的横截面图。
[0015] 图7是机翼的另一个实施方案的横截面图。
[0016] 图8是用于铸造图1A、图1B和图2中示出的机翼的芯组件的透视图。
[0017] 详述
[0018] 用于如机翼等部件的冷却回路可以通过使用陶瓷芯进行熔模铸造来制成。陶瓷制造的进步允许形成较薄的陶瓷芯，其能够用于所铸造的机翼和其它结构。较薄的陶瓷芯使得新的冷却配置能够用在叶片机翼和导叶机翼中。
[0019] 熔模铸造是一种用于制造空心部件(如压缩机和用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片和涡轮导叶)的技术。在一些熔模铸造方法中，陶瓷芯元件用于形成叶片机翼和导叶机翼以及平台的内部通道。组装多个芯元件的芯组件。将蜡型形成在所述芯组件上。然后将陶瓷壳形成在所述蜡型上，且将所述蜡型从所述壳上移除。将熔融金属引入所述陶瓷壳中。所述熔融金属在冷却后即刻固化并形成所述机翼和/或平台的所述壁。所述陶瓷芯可以形成用于冷却流体(如所述机翼和/或平台中的冷却空气)的内部通道。将所述陶瓷壳从铸造零件移除。此后，通常以化学方式，使用合适的消除技术来移除所述陶瓷芯。所述陶瓷芯的移除在所述机翼和/或平台的壁中留下一个或多个供给腔和冷却回路。
[0020] 图1A示出了根据本发明的一个实施方案的具有机翼12的叶片10的透视图。虽然下文相对于叶片10描述机翼12的其它细节，但机翼12的结构也适用于属于导叶的机翼。叶片10包括机翼12，根部14和平台16。机翼12从平台16延伸至末端部分18。根部14从平台16在与机翼12相反的方向上延伸，根部14接纳在转子(未示出)上的槽中。机翼12包括前缘壁20，后缘22，压力侧壁24和吸力侧壁26。压力侧壁24和吸力侧壁26从前缘壁20延伸至在机翼12的相对侧上的后缘22。前缘壁20，压力侧壁24和吸力侧壁26一起形成机翼12的外部。机翼12包括容纳在其外部内的多个内部腔。机翼12的外部上的冷却孔与内部腔连通，以允许冷却流体膜在前缘壁20、压力侧壁24和吸力侧壁26上中的一个或多个上形成或沿着后缘22形成。
在图1A中示出的实施方案中，冷却孔28沿前缘壁20定位，冷却30和冷却孔32沿压力侧壁24定位，且冷却槽34沿后缘22定位。
[0021] 图1B示出叶片10的视图，其中机翼12的一部分被切除来示出机翼12的内部特征。图2是沿线2-2截取的图1的机翼的横截面图，并且进一步示出机翼12的内部特征。机翼12包括封闭在前缘壁20、压力侧壁24和吸力侧壁26中的多个腔。可将冷却流体(如冷却空气)从外部和内部馈送到每个腔来冷却机翼12。流经所述内部腔的冷却流体冷却内壁和隔离所述腔的肋状物。机翼12的外壁上的冷却孔允许冷却流体从内部腔流出，并且沿着机翼外部形成冷却膜，从而冷却机翼12的外表面。图2示出供给腔36、撞击腔38、压力侧腔40、吸力侧腔
42、中间腔44和后缘腔46。
[0022] 如图2所示，供给腔36大体上位于在机翼12内的中心处。可将冷却流体从来源(如从燃气涡轮发动机的压缩机级抽出的空气)输送到供给腔。在叶片10的情况下，冷却流体可以从根部14或平台16进入机翼12的供给腔36。在导叶的情况下，冷却流体可以从内径平台或外径平台进入机翼12的供给腔36。在一些实施方案中，冷却流体从供给腔36行进到撞击腔38。撞击腔38大体上位于供给腔36的上游。供给腔36与撞击腔38大体上由内部肋状物48隔开，但是通过肋状物48中存在的一个或多个通道(或“交叉”)50流体连通。
[0023] 从供给腔36流至撞击腔38的冷却流体可以通过冷却孔28流出撞击腔。冷却孔28是前缘壁20中与撞击腔38连通的开口。沿着前缘壁20的冷却孔28有时被称为莲蓬头式冷却孔。通过冷却孔28流出撞击腔38的冷却流体冷却前缘壁20的内表面和外表面，并且由于冷却流体因沿着压力侧壁24和/或吸力侧壁26的主流(热气体路径)流动而被引向下游，所以可以形成冷却膜。机翼的所述前缘通常承受具有最高温度的所述主流气流。因此，当通过冷却孔28流出撞击腔38的冷却流体具有低温时，所述冷却流体为前缘壁20的内部提供最佳冷却。为了提供具有最低可能温度的流出冷却孔28的冷却流体，供给腔36与所述主流气流所携带的热量隔离。供给腔36通过压力侧腔40和吸力侧腔42与所述主流气流和机翼12的高温部分隔离。
[0024] 压力侧腔40是位于供给腔36与压力侧壁24之间的冷却回路。压力侧腔40通过内壁52与供给腔36隔开。冷却流体流经压力侧腔40，为内壁52和压力侧壁24提供冷却。
[0025] 在图2示出的实施方案中，压力侧腔40包括上游充气增压部分40A，中间部分40B和下游充气增压部分40C。上游充气增压部分40A和下游充气增压部分40C位于压力侧壁40的相应上游端和下游端。在一个实施方案中，冷却流体从靠近下游充气增压部分40C的区域处的根部14进入压力侧腔40。随着所述冷却流体从平台16向末端部分18流经压力侧腔40，存在于压力侧腔40中的走动带和基座(图2未示出)的网络将冷却流体朝上游向中间部分40B和上游充气增压部分40A引导。所述走动带和基座为所述冷却流体创建了弯曲路径，这增强了压力侧腔40中的热传递。所述冷却流体从下游充气增压部分40C向上游行进通过中间部分40B，并且到达上游充气增压部分40A，在此处，冷却流体通过冷却孔30流出压力侧腔40。随着冷却流体流经压力侧腔40，冷却流体冷却压力侧壁24的一部分。取决于内壁52的温度，流经压力侧腔40的冷却流体可以冷却内壁52，或使内壁52与所述压力侧壁24所经受的高温隔离。一旦冷却流体通过冷却孔30流出压力侧腔40，冷却流体就沿着压力侧壁24的外部形成冷却膜，从而为压力侧壁24提供另外的冷却。在替代实施方案中，冷却流体可以从上游充气增压部分40A处的根部14进入压力侧腔40，并且流经中间部分40B到达下游充气增压部分
40C。
[0026] 在图2示出的实施方案中，上游充气增压部分40A和下游充气增压部分40C具有比中间部分40B大的横向厚度(即，充气增压部分40A和40C从压力侧壁24朝机翼12的中心延伸更远)。上游充气增压部分40A的增加的横向厚度可以提供一个能够辅助冷却孔39形成的后冲击区域。可将冷却孔30钻穿压力侧壁24到达上游充气增压部分40A中。归因于压力侧腔40的通常较小的横向宽度，在一些情况下，钻冷却孔30可能较难。为了降低当将冷却孔30钻穿压力侧壁24时无意将孔钻穿内壁52的可能性，上游充气增压部分40A包括后冲击区域53，其允许压力侧壁24与内壁52之间具有另外的间隙。具有图2中示出的压力侧腔40的形状的腔在本文称为“狗骨”腔。
[0027] 吸力侧腔42与压力侧腔40相似，但位于供给腔36的相对侧。吸力侧腔42是位于供给腔36与吸力侧壁26之间的冷却回路。吸力侧腔42通过内壁54与供给腔36隔开。冷却流体流经吸力侧腔42，为内壁54和吸力侧壁26提供冷却。
[0028] 在图2示出的实施方案中，吸力侧腔42包括上游充气增压部分42A，中间部分42B和下游充气增压部分42C。上游充气增压部分42A和下游充气增压部分42C位于吸力侧壁42的相应上游端和下游端。与压力侧腔40一样，在一些实施方案中，冷却流体从靠近下游充气增压部分42C的区域处的根部14进入吸力侧腔42。随着冷却流体从平台16穿过吸力侧腔42流向末端部分18，存在于吸力侧腔42中的走动带和基座的网络将冷却流体朝上游向中间部分42B和上游充气增压部分42A引导。冷却流体从下游充气增压部分42C向上游行进穿过中间部分42B，并且到达上游充气增压部分42A，在此处，冷却流体通过冷却孔30A流出吸力侧腔
42。随着冷却流体流经吸力侧腔42，冷却流体冷却吸力侧壁26的一部分。取决于内壁54的温度，流经吸力侧腔42的冷却流体可以冷却内壁54或使内壁54与吸力侧壁26所经受的高温隔离。一旦冷却流体通过冷却孔30A流出吸力侧腔42，冷却流体就沿着吸力侧壁26的外部形成冷却膜，从而为吸力侧壁26提供另外的冷却。在替代实施方案中，冷却流体可以从上游充气增压部分42A处的根部14进入吸力侧腔42，并且流经中间部分42B到达下游充气增压部分
40C。
[0029] 与压力侧腔40一样，吸力侧腔42可包括横向厚度大于中间部分42B的充气增压部分42A和42C。在图2示出的实施方案中，上游充气增压部分42A和下游充气增压部分42C具有比中间部分42B大的横向厚度。上游充气增压部分40A的增加的横向厚度可以提供后冲击区域55，这允许吸力侧壁26与内壁54之间具有另外的间隙，使得可将冷却孔30A钻穿吸力侧壁26，进入上游充气增压部分42A中。
[0030] 在一些实施方案中，压力侧腔40沿着压力侧壁24向供给腔36的上游(如朝前缘)且向供给腔36的下游(如朝后缘)延伸。也就是说，压力侧腔40的轴向长度比供给腔36的轴向长度长，并且与供给腔36相比，向上游和下游延伸更远。通过使压力侧腔40的尺寸大于供给腔36，且将供给腔36定位在压力侧腔40的末端之间，可使供给腔36与由流过壁24的高温气体传导穿过压力侧壁24的热量隔离。在一些实施方案中，吸力侧腔42的轴向长度可大于供给腔36的轴向长度，并且吸力侧腔42向供给腔36的上游和下游延伸。通过将供给腔36定位在吸力侧腔42与压力侧腔40之间，可使供给腔36与由流过壁24和壁26的高温气体传导穿过吸力侧壁26和压力侧壁24的热量隔离。在一些实施方案中，压力侧腔40和吸力侧腔42的轴向长度可大于供给腔36的轴向长度，并且侧腔40和侧腔42两者可向供给腔36的上游和下游延伸，来使供给腔36与传导穿过压力侧壁24和吸力侧壁26的热量隔离。
[0031] 图2示出具有压力侧腔40和吸力侧腔42来隔离供给腔36的机翼12。在一些实施方案中，仅需要一个侧腔来充分隔离供给腔36。在此类实施方案中，机翼12可仅包括压力侧腔40，或机翼12可仅包括吸力侧腔42。
[0032] 机翼12还包括中间腔44。如图2所示，中间腔44位于压力侧腔40和吸力侧腔42的下游，通过肋状物56与两个腔隔开。中间腔44包括供给区域58和冷却支路60。冷却支路60从供给区域58向下游延伸。如图2所示，冷却支路60可以沿压力侧壁24延伸。替代地，冷却支路60可以沿吸力侧壁26延伸。具有图2中示出的中间腔44的形状的腔在本文称为“旗”腔。
[0033] 供给区域58接纳来自根部14或平台16的冷却流体。所述冷却流体从供给区域58流出通过冷却支路60，并且通过冷却孔32流出机翼12。一旦冷却流体已通过冷却孔32流出，冷却流体就沿压力侧壁24的外部形成冷却膜。与压力侧腔40和吸力侧腔42一样，冷却支路60可以包含多个基座和走动带，来为冷却流体在通过冷却孔32流出之前行进通过冷却支路60创建弯曲路径。流经供给区域58的冷却流体冷却周围的肋状物56、压力侧壁24和吸力侧壁26。在图2示出的实施方案中，流经冷却支路60的冷却流体冷却周围的壁表面、压力侧壁24和内壁62。在一些实施方案中，冷却孔32在铸造期间形成于压力侧壁24(或吸力侧壁26)中。
[0034] 后缘腔46位于中间腔44的下游。如图2所示，后缘腔46与中间腔44通过内壁62隔开。后缘腔46包括供给区域64和冷却支路66。冷却支路66大体上从压力侧壁24的下游部分与吸力侧壁26的下游部分之间的供给区域64向下游延伸。供给区域64接纳来自根部14或平台16的冷却流体。所述冷却流体从供给区域64流出经过冷却支路66，并且通过冷却槽34流出机翼12的后缘22。与压力侧腔40、吸力侧腔42和冷却支路60一样，冷却支路66可以包含多个基座和走动带，来为冷却流体在通过冷却孔32流出之前行进通过冷却支路66创建弯曲路径。在图2示出的实施方案中，流经供给区域64的冷却流体冷却内壁62和吸力侧壁26的一部分。流经供给区域66的冷却流体冷却周围的壁表面：内壁62、压力侧壁24和吸力侧壁26。
[0035] 图3示出机翼12A的横截面图，机翼12A为叶片或导叶机翼的另一实施方案。机翼12A与图1A、图1B和图2中示出的机翼12在几个不同方面有差别。
[0036] 压力侧腔和吸力侧腔的形状与机翼12的压力侧腔40和吸力侧腔42的形状不同。压力侧腔140包括上游充气增压部分140A、中间部分140B和下游充气增压部分140C。吸力侧腔142包括上游充气增压部分142A、中间部分142B和下游充气增压部分142C。代替于压力侧腔
140大体上参照吸力侧腔142，下游充气增压部分140C恰好位于供给腔36的下游，且下游充气增压部分142C位于下游充气增压部分140C的下游。供给腔36通过压力侧腔140的所有部分(上游充气增压部分140A、中间部分140B和下游充气增压部分140C)以及吸力侧壁142的上游充气增压部分142A和中间部分142B来隔离。
[0037] 与图2中示出的机翼12的压力侧腔40和吸力侧腔42相比，压力侧腔140和吸力侧腔142也横跨较大的横向距离。机翼12A包括弧线68。弧线68代表压力侧壁24的外表面与吸力侧壁26的外表面中间的一条线。如图3所示，下游充气增压部分140C横过弧线68，使得下游充气增压部分140C的若干部分位于弧线68的两侧。下游充气增压部分142C也横过弧线68，使得下游充气增压部分140C的若干部分位于弧线68的两侧。如图3所示，下游充气增压部分
142C从吸力侧壁26延伸至压力侧壁24。此外，压力侧腔140包括一排冷却孔30，同时吸力侧腔142包括一排冷却孔30A。
[0038] 图4示出机翼12B的横截面图，机翼12B是叶片或导叶机翼的另一实施方案。机翼12B与图2和图3分别示出的机翼12和机翼12A不同。
[0039] 机翼12B包括压力侧腔240和吸力侧腔242。压力侧腔240包括上游充气增压部分240A、中间部分240B和下游充气增压部分240C。吸力侧腔242包括上游充气增压部分242A、中间部分242B和下游充气增压部分242C。在图4示出的实施方案中，上游充气增压部分240A和下游充气增压部分240C都包括一排冷却孔30。在一个实施方案中，将两排冷却孔30钻穿压力侧壁24。图4也示出了下游充气增压部分240C和下游充气增压部分242C相对于彼此偏移，其中下游充气增压部分240C向上游延伸较远，并且下游充气增压部分242C向下游延伸较远。
[0040] 机翼12B还包括中间腔244、第二中间腔244A和后缘腔246。中间腔244与第二中间腔244A通过内壁62隔开，内壁62在中间腔244与第二中间腔244A之间以及中间腔244与后缘腔246之间延伸。第二中间腔244A可接纳来自根部14或平台16的冷却流体，并且通过吸力侧壁26上的冷却孔排出所述冷却流体，或者通过内壁中的开口排至机翼12B中的其它腔(即，通过内壁62中的开口排至中间腔244)。
[0041] 图5-7示出另外的机翼的横截面图。图5中的机翼12C示出钻有冷却孔30和铸造冷却孔32的压力侧腔340，不具有上游充气增压部分的吸力侧腔342，以及两个中间腔344和344A。在这个实施方案中，冷却流体从上游部分进入压力侧腔340，其中冷却流体向下游行进穿过所述腔到达冷却孔30和32。中间腔344A是旗腔，而中间腔344是旗腔和狗骨腔的结合。
[0042] 图6中的机翼12D示出向上游延伸相同距离的中间腔444和后缘腔446。图7中的机翼12E示出在中间腔544与第二中间腔544A之间向下游延伸的压力侧腔540。这些不同配置中的每一个提供不同的机翼冷却解决方案。
[0043] 如图2-7所示，机翼12-12E中的内部腔和冷却孔的布置和形状(如狗骨形、旗形或二者结合)提供不同的机翼冷却方案。虽然这些实施方案并未详尽示出所有的各种设计可能性，但它们示出了可基于机翼的不同部分所经受的温度，根据特定需要来调整机翼冷却解决方案。在示出的每一个实施方案中，供给腔36与机翼的高温区域和冷却孔隔开，这允许来自机翼的内部腔的冷却流体的排出可以通过不同方法(如钻孔和铸造)来形成。
[0044] 图8示出可用来形成图1A、1B和2中所示的机翼12的芯组件612。在铸造之后，芯组件612包括形成机翼12中的不同内腔的若干陶瓷芯。例如，在图8中示出的实施方案中，陶瓷芯638形成撞击腔38，陶瓷芯636形成供给腔36，陶瓷芯(“狗骨”芯)640形成压力侧腔40，陶瓷芯642形成吸力侧腔42，陶瓷芯(“旗”芯)644形成中间腔44，且陶瓷芯646形成后缘腔46。在铸造之后，相邻陶瓷芯之间的空隙形成内壁。例如，在铸造之后，陶瓷芯644与陶瓷芯646之间的空隙将形成内壁62。所述陶瓷芯单独地形成，且接着组装在一起形成芯组件612。所述陶瓷芯可由常规装置或增材制造形成。每个陶瓷芯可以连接到一个或多个相邻陶瓷芯，使得芯组件612被固定在一起。所述陶瓷芯通常在铸造区(即，在铸造过程中没有直接作用的芯的区域，如在图8的底部)之外彼此连接。
[0045] 所述陶瓷芯中的一些包括用于形成基座和走动带的开口和/或槽或凹陷。开口648大体上延伸穿过陶瓷芯的整个宽度，并且在铸造期间由材料填充，以产生所述冷却回路内的固体基座，其阻塞和塑造穿过冷却回路的冷却流体的流动。槽或凹陷650通常延伸穿过陶瓷芯的一部分而不是整个宽度，并且在铸造期间由材料填充，以形成冷却回路内的走动带，其修改冷却流体流过走动带的流量。
[0046] 铸造冷却孔和槽，如冷却孔32和冷却槽34，可以使用连接盘652形成。连接盘652可以具有不同形状来产生不同形状的冷却孔和槽。例如，连接盘652可以具有梯形形状来产生穿过压力侧壁24的扩散冷却孔32。
[0047] 在铸造已完成后形成钻穿的冷却孔，如冷却孔30和30A。冷却孔30和30A钻穿压力侧壁24和/或吸力侧壁26，使得所述孔与机翼12中的内腔(如压力侧腔40、吸力侧腔42)中的一个连通。充气增压部分40A、40C、42A和42B的增加的腔厚度提供防止机翼的内壁被无意钻穿的后冲击区域。钻冷却孔30和30A而不是铸造所述孔的能力提供了机翼12的制造过程中的额外灵活性。
[0048] 可能实施方案的讨论
[0049] 以下是本发明的可能实施方案的非排它性描述。
[0050] 机翼可包括前缘和后缘，从所述前缘延伸至所述后缘并且具有内表面和外表面的第一外壁，从所述前缘延伸至所述后缘的大体上与所述第一外壁相对并且具有内表面和外表面的第二外壁，以及所述机翼内的腔。第一腔可沿着第一外壁的内表面和第一内壁延伸，并且具有上游端和下游端，并且供给腔可位于所述第一内壁与所述第二外壁之间。
[0051] 另外和/或替代地，前述段落的机翼可任选地包括以下特征、配置和/或额外部件中的任何一个或多个：
[0052] 所述机翼还可包括与所述供给腔流体连通的撞击腔，所述撞击腔具有在所述前缘上或靠近所述前缘的多个冷却孔。
[0053] 所述第一腔可包括靠近所述第一腔的所述上游端和下游端中的一个的第一充气增压室，以及靠近所述第一腔的末端与所述第一充气增压室相对的用于接纳冷却流体的区域。
[0054] 所述机翼还可包括延伸穿过所述第一外壁并且与所述第一充气增压室连通的多个冷却孔，其中所述第一充气增压室包括允许将孔钻入第一外壁中的后冲击区域。
[0055] 所述机翼还可包括沿所述第二外壁的所述内表面和第二内壁延伸并且具有上游端和下游端的第二腔，其中所述第二内壁使第二腔与供给腔隔开。
[0056] 所述第二腔可包括靠近所述第二腔的上游端和下游端中的一个的第二充气增压室，以及靠近所述第二腔的末端与所述第二充气增压室相对的用于接纳冷却流体的区域。
[0057] 所述机翼还可包括延伸穿过第二外壁并且与第二充气增压室连通的多个冷却孔，其中所述第二充气增压室包括允许将孔钻入第二外壁中的后冲击区域。
[0058] 第一腔和第二腔中的至少一个可以延伸越过机翼弧线。
[0059] 第一腔和第二腔都可以延伸越过机翼弧线。
[0060] 所述机翼还可包括沿第一和第二外壁中的至少一个的内表面延伸的第三腔，以及延伸穿过第一和第二外壁中的至少一个与所述第三腔流体连通的多个冷却孔。
[0061] 一种形成机翼的方法可包括：形成第一陶瓷芯，其具有第一长度的第一侧和大体上与第一侧相对的具有第二长度的第二侧；形成第二陶瓷芯，其长度通常大于或等于第一长度；形成芯组件以及铸造机翼。形成所述芯组件可包括定位第二陶瓷芯，使得它与所述第一陶瓷芯的第一侧接近但隔开。所述芯组件可在为所述机翼提供中央芯通道的铸造期间使用，并且第一内部冷却回路位于中央芯通道的一侧。第一内部冷却回路的长度可通常大于或等于中央芯通道的与第一内部冷却回路接近的所述侧的长度。
[0062] 另外和/或替代地，前述段落的方法可任选地包括以下特征、配置和/或额外部件中的任何一个或多个：
[0063] 所述方法还可包括形成第三陶瓷芯，其长度通常大于或等于第二长度，其中形成所述芯组件还包括定位所述第三陶瓷芯，使得它与第一陶瓷芯的第二侧接近但隔开，并且其中铸造所述机翼为所述机翼提供位于中央芯通道的大体上与第一内部冷却回路相对的侧上的第二内部冷却回路，并且其中所述第二内部冷却回路的长度通常大于或等于中央芯通道的接近第二内部冷却回路的侧的长度。
[0064] 所述方法还可包括形成第四陶瓷芯，并且在芯组件中将第四陶瓷芯定位第三陶瓷芯的上游，以便在铸造后为机翼提供撞击腔。
[0065] 第二陶瓷芯可包括上游区域、中间区域和下游区域，第二陶瓷芯可以形成为使得上游和下游区域各自具有比中间区域大的横向厚度，并且所铸造的机翼的第一内部冷却回路可具有上游区域和下游区域，其各自具有比所述中间区域大的横向厚度。
[0066] 所述方法还可包括将冷却孔钻穿所述机翼的外壁，并且钻入第一内部冷却回路的上游区域中。
[0067] 第三陶瓷芯可包括上游区域、中间区域和下游区域，第三陶瓷芯可以形成为使得上游和下游区域各自具有比中间区域大的横向厚度，并且所铸造的机翼的第二内部冷却回路可具有上游区域和下游区域，其各自具有比所述中间区域大的横向厚度。
[0068] 所述方法还可包括将冷却孔钻穿机翼的外壁，并钻入第二内部冷却回路的上游区域中。
[0069] 所述方法还可包括形成第五陶瓷芯，并且将第五陶瓷芯定位在芯组件的第二陶瓷芯和第三陶瓷芯中的至少一个的下游，以便为所述机翼提供与铸造在机翼外壁上的冷却出口连通的第三内部冷却回路。
[0070] 所述方法还可包括通过增材制造形成所述第一陶瓷芯和第二陶瓷芯中的一个。
[0071] 一种机翼可包括前缘壁，后缘，以及在所述前缘壁与后缘之间延伸的第一外侧壁和第二外侧壁；中央供给腔；位于中央供给腔与前缘壁之间的撞击腔；以及第一冷却回路，其将中央供给腔与第一外侧壁上隔离。
[0072] 另外和/或替代地，前述段落的机翼可任选地包括以下特征、配置和/或额外部件中的任何一个或多个：
[0073] 所述机翼还可包括将中央供给腔与第二外侧壁隔离的第二冷却回路。
[0074] 所述机翼还可包括延伸穿过所述第一外壁并且与所述第一冷却回路连通的多个冷却孔，其中所述第一冷却回路包括允许将孔钻入所述第一外壁中的后冲击区域。
[0075] 所述机翼还可包括沿所述第一和第二外壁中的至少一个的内表面延伸的第三腔，以及延伸穿过所述第一和第二外壁中的至少一个与第三腔流体连通的多个冷却孔。
[0076] 虽然已经参照示例性实施方案描述了本发明，但是本领域的技术人员将理解，在不背离本发明的范围的情况下，可以做出各种改变，并且可用等效物取代其要素。另外，在不背离本发明的基本范围的情况下，可以做出许多修改来使具体的情况或材料适应本发明的教义。因此，旨在使得本发明不限于所公开的具体实施方案，而是本发明将包括落在所附权利要求书的范围内的所有实施方案。
