CN105705265B - 用于燃气涡轮发动机翼片区段的熔模铸造方法 - Google Patents

Abstract

一种用于铸造陶瓷型芯(110)的熔模铸造方法，铸造陶瓷型芯包括被成形为限定翼片区段(50)的翼型(52)的内表面(56)的翼型部分(116)和具有被成形为限定翼片区段的围带(62)的背侧表面(68)的背侧成形表面(120)的一体壳部分(122)。背侧成形表面具有较高高度(132)和较低高度(134)。较高高度被设定为通过较低高度与翼型部分上的最近点(138)分隔开。翼型部分和壳部分在单一铸造倾倒期间被铸造作为单块体。

Description

用于燃气涡轮发动机翼片区段的熔模铸造方法

技术领域

发明涉及燃气涡轮发动机中使用的被冷却的翼片区段的铸造。具体地，发明涉及铸造具有用来形成翼片区段的翼型中的内部冷却通道的传统型芯部分加上用来形成翼片区段的围带的背侧表面的围带外部壳部分的单块陶瓷铸造型芯。

背景技术

工业燃气涡轮发动机包括用于压缩空气的压气机、用于使燃料与压缩空气的混合物燃烧的燃烧器装置和用于从燃烧气体中提取能量的涡轮机。涡轮机部包括被固定至转子轴的成排的叶片，其中的所有叶片都在能量提取过程中通过燃烧气体旋转。在成排的涡轮机叶片之间的是当燃烧气体在涡轮机内行进时将燃烧气体合适地定向的成排的固定翼片。各排翼片包括翼片区段，其中的每一个区段具有被固定至至少一个翼型的相反端的内围带和***带。在很多涡轮机中翼型可以经由内部冷却通道被冷却并且围带的背侧也可以被冷却。这些被冷却的翼型可以是第一和甚至第二排的涡轮机叶片的一部分。冷却可以包括凭借冷却空气在待冷却的表面上面的流动的对流冷却，和/或凭借被置于翼型的内部冷却通道中和邻接围带的背侧的冲击板插件的冲击冷却。

翼型和围带可以被一起铸造由此形成单块翼片区段。可替代地，翼型和围带可以被单独地铸造并接着焊接到一起。翼型的内部通道要求陶瓷型芯的使用以创建通道并在铸造工艺期间限定内部表面配置。翼片区段表面的包括了内、***带的那些在内的余下部分典型地由围绕翼片区段的蜡模(wax pattern)形成的陶瓷壳限定，其中蜡模围绕陶瓷型芯形成。蜡模接着被去除，在翼片区段的形状中留下空隙，其中陶瓷型芯限定翼型的内部通道的表面并且陶瓷壳限定翼片区段的表面的余下部分。

小特征是在翼片区段的表面的一些上所期望的，包括翼型的内部通道和围带的背侧表面，因为它们可以与冲击射流结合地使用以提高冲击冷却。小特征可以通过陶瓷型芯容易地形成在翼型的内部通道的表面中，因为陶瓷型芯上的小特征在通向最终铸件的步骤中存活下来，并且被直接印到最终翼片区段上。然而在围带的背侧表面上的小特征将通过蜡模形成，因为蜡模限定围带的背侧表面。蜡模是软材料。出于这个原因，如果小特征被印到蜡模的表面并接着经受浸渍工艺，在此期间形成陶瓷壳，则小特征被扭曲和/或损失。因为蜡模中的小特征不能在浸渍工艺中存活下来，所以当小特征将产生自被暴露于浸渍工艺的蜡模时，翼片区段的由壳限定(进而由蜡模限定)的表面不能具有小特征。

已用来克服该问题的一个技术是使用单独铸造的离散陶瓷插件来形成围带背侧表面上的小特征。蜡模围绕陶瓷型芯和陶瓷插件及去除的壳形成，留下用于翼片区段的空隙。在该方法中陶瓷型芯限定翼型的内部表面及其小特征，并且陶瓷插件限定围带背侧表面及其小特征，并且翼片区段表面的余下部分通过壳形成。然而，当使用陶瓷插件时陶瓷插件的位置难以精确地控制并且铸件的质量小于可接受的。出于前述原因在本领域存在有改进的空间。

发明内容

根据本发明的第一方面，提供一种用于形成合金燃气涡轮发动机翼片区段的熔模铸造方法，其中改进包括形成单块铸造陶瓷型芯，所述单块铸造陶瓷型芯包括：型芯翼型部分，包括翼型部分压力侧和翼型部分吸引侧；第一型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的第一端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸且延伸超过所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者，其中所述第一型芯壳部分包括横向于所述型芯翼型部分定向、面对所述型芯翼型部分的相对端并且包括型芯壳特征的型芯围带背侧成型表面，所述型芯围带背侧成型表面被配置成限定所述翼片区段的围带的背侧表面的至少一部分，以及其中所述型芯壳特征限定更靠近所述型芯翼型部分的相对端布置的较高高度和更远离所述型芯翼型部分的相对端并且在所述较高高度和所述型芯翼型部分之间布置的较低高度。

根据本发明的第二方面，提供一种用于铸造翼片区段方法。所述方法包括：铸造所述翼片区段，所述翼片区段包括内围带和***带，所述内围带和***带均包括在燃气涡***作期间暴露至冷却空气的相应内部背侧表面，其中围绕单块铸造陶瓷型芯铸造所述翼片区段，所述方法还包括在柔性型芯模具里衬内铸造所述铸造陶瓷型芯，其中所述陶瓷型芯包括：型芯翼型部分，被成形为限定所述翼片区段的翼型的内部表面，并且包括翼型部分压力侧和翼型部分吸引侧；第一型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的第一端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸；以及相对的型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的相对端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸，其中所述铸造陶瓷型芯形成内部背侧表面，其中所述第一型芯壳部分包括横向于所述型芯翼型部分定向、面对所述相对的型芯壳部分的并且包括型芯壳特征的型芯围带背侧成型表面，以及其中所述型芯壳特征与所述柔性型芯模具里衬的互锁在不使所述柔性型芯模具里衬变形的情况下阻止所述柔性型芯模具里衬从所述铸造陶瓷型芯分离。

根据本发明的第三方面，提供一种用于铸造翼片区段方法，包括：铸造所述翼片区段，所述翼片区段包括内围带和***带，所述内围带和***带均包括在燃气涡***作期间暴露至冷却空气的相应内部背侧表面，其中围绕单块铸造陶瓷型芯铸造所述翼片区段，所述方法还包括在柔性型芯模具里衬内铸造所述铸造陶瓷型芯，其中所述陶瓷型芯包括：型芯翼型部分，被成形为限定所述翼片区段的翼型的内部表面，并且包括翼型部分压力侧和翼型部分吸引侧；第一型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的第一端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸；以及相对的型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的相对端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸，其中所述铸造陶瓷型芯形成内部背侧表面，其中所述第一型芯壳部分包括横向于所述型芯翼型部分定向、面对所述相对的型芯壳部分的并且包括型芯壳特征的型芯围带背侧成型表面，以及其中所述型芯壳特征与所述柔性型芯模具里衬的互锁在不使所述柔性型芯模具里衬变形的情况下阻止所述柔性型芯模具里衬从所述铸造陶瓷型芯分离。

根据本发明的第四方面，提供一种用于铸造单块陶瓷型芯的方法，所述方法包括：在柔性型芯模具里衬内铸造所述单块陶瓷型芯，其中所述陶瓷型芯包括：型芯翼型部分，包括翼型部分压力侧和翼型部分吸引侧，被成形为限定翼片区段的翼型的内部表面；第一型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的第一端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸且延伸超过所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者，所述第一型芯壳部分包括横向于所述型芯翼型部分定向、面对所述型芯翼型部分的相对端的并且包括型芯壳特征阵列的型芯围带背侧成型表面；以及相对的型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的相对端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸且延伸超过所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者，其中所述型芯壳特征阵列限定更靠近所述型芯翼型部分的相对端布置的较高高度和更远离所述型芯翼型部分的相对端并且在所述较高高度和所述型芯翼型部分之间布置的较低高度，在不首先使所述柔性型芯模具里衬变形的情况下有效地防止去除所述柔性型芯模具里衬。

根据本公开的上述方面的实施例，能够至少部分地解决前述问题中的一个或多个问题或传统方案所面对的其他潜在问题。

附图说明

在以下描述中鉴于附图来说明发明，附图示出：

图1是现有技术翼片区段铸件的示意性截面。

图2是使用这里所公开的铸造型芯和方法的翼片区段的示意性截面。

图3是在现有技术型芯模具中铸造时的现有技术陶瓷型芯的示意性截面。

图4是在具有柔性型芯模具里衬的型芯模具中铸造时的具有翼型部分和围带壳部分的一体铸造型芯的示意性截面。

图4A是图4的细节的特写。

图5是图3的现有技术陶瓷型芯的示意性截面。

图6是图4的一体铸造型芯的示意性截面。

图7是被定位在现有技术蜡模具内侧的图5的现有技术陶瓷型芯和使用组件形成的现有技术蜡模的示意性截面。

图8是被定位在这里所公开的蜡模具内侧的图6的一体铸造型芯和使用组件形成的蜡模的示意性截面。

图9是图7的现有技术陶瓷型芯和现有技术陶瓷模的示意性截面。

图10是图8的一体铸造型芯和蜡模的示意性截面。

图11是图9的现有技术陶瓷型芯和现有技术陶瓷模及围绕组件形成的现有技术陶瓷壳的示意性截面。

图12是图10的陶瓷型芯和蜡模及围绕组件形成的陶瓷壳的示意性截面。

图13是具有用于现有技术翼片区段的空隙的图11的现有技术陶瓷型芯和现有技术陶瓷壳的示意性截面。

图14是具有用于翼片区段的空隙的图12的一体铸造型芯和陶瓷壳的示意性截面。

图15是图11的现有技术陶瓷型芯和现有技术陶瓷壳及在其中铸造的现有技术翼片区段的示意性截面。

图16是图14的一体铸造型芯和陶瓷壳及在其中铸造的翼片区段的示意性截面。

具体实施方式

本发明人已发明了一种独特的方法和一体铸造型芯，通过它们，当翼片区段的翼型部分和围带部分(或多个部分)被同时铸造以形成单块、被冷却的铸造翼片区段时可以在被冷却的翼片区段的围带的背侧上形成精细特征。精细特征可以是能够与冲击冷却射流结合地使用以更有效地冷却围带背侧的热传递特征。该方法和铸造型芯能够在一些实施例中通过柔性型芯模具里衬的使用而得以实现。柔性里衬使得能够使特征合并到铸件的表面内，这在使用刚性型芯模具时是不可能的。这是因为刚性型芯模具必须被沿着拉动平面(pull plane)分开。当模具必须在沿着铸件的表面滑动的情况下被拉开时，两个表面不能被成形使得它们与该滑动干涉。归因于诸如翼片区段等的很多部件的几何形状，这限制了精细特征可以形成到铸件内所在的平面、诸如围带背侧表面。在刚性型芯模具内侧的柔性里衬避免了该问题，因为柔性里衬被用来形成精细特征并且柔性里衬可以在被去除时围绕精细特征弯曲。

发明人利用了该柔性里衬的优点来创建一体铸造型芯，其创新地形成翼片区段的翼型部分的冷却通道而同时形成了围带的背侧表面，该背侧表面在以前通过陶瓷壳或者离散的陶瓷插件来形成。精细特征也可以使用一体铸造型芯形成在背侧表面上，因为在该铸造方法中，围带背侧并因此是任何围带背侧表面特征通过一体型芯在铸造期间被直接形成在翼片区段中。由于一体型芯形成精细特征，所以没有关于凭借蜡模形成时的精细特征的损失或凭借离散的陶瓷插件形成时的未对准的担忧。由于柔性里衬可以被从围绕着小特征拉出来，其中该小特征会阻止刚性型芯模具里衬的分离，所以没有关于型芯模具分离的担忧。

图1是具有有着翼型内部通道14、翼型内表面16和翼型外表面18的翼型12的现有技术翼片区段10的示意性截面。内围带20和***带22被布置在翼型12的内端24和外端26处。围带各具有平滑的、即缺乏精细热传递特征的相应的背侧表面28。翼型冲击插件30可以用来形成用于使翼型内表面冷却的冲击射流。围带冲击板32可以用来形成用于使围带背侧表面28冷却的冲击射流。

图2是使用这里的教导形成的高温合金翼片区段50的示意性截面。翼片区段50包括具有翼型内部通道54、翼型内表面56和翼型外表面58的翼型52。内围带60和***带62被布置在翼型52的内端64和外端66处。围带各具有相应的背侧表面68。小特征70可以被形成到翼型内表面56内和/或围带背侧表面68中的一个或两者内。这些小特征70可以是被设计成与通过翼型冲击插件30和/或围带冲击板32形成的冲击射流一起工作的热传递特征。这些小特征70可以采取对于改善热传递已知的任何形状，包括诸如凹坑的阵列等的重复几何形状的阵列。可替代地，可以通过针对可在必要时被局部裁剪的小特征70的各种不同尺寸和形状使热传递最大化。

图3至图16示意性地将现有技术的翼片区段铸造工艺及相关联的型芯与这里所公开的工艺及相关联的型芯进行比较。图3示意性地描绘了在现有技术刚性型芯模具102内的现有技术陶瓷铸造型芯100的形成。图4是使用柔性里衬112和相关联的刚性型芯模具114形成的一体铸造型芯110的示意性截面。一体铸造型芯110包括限定翼型内部通道54的型芯翼型部分116，和从型芯翼型部分116横向延伸且具有限定***带62的背侧表面68的型芯围带背侧成形表面120的壳部分118(外壳部分)。一体铸造型芯110还可以包括从型芯翼型部分116横向延伸且具有限定内围带60的背侧表面68的相对的型芯围带背侧成形表面124的相对的壳部分122(内壳部分)。型芯围带部分118、122可以具有被配置成形成小特征70的型芯壳特征130。型芯翼型部分116可以具有被配置成在翼型内表面56上形成小特征70的型芯翼型特征140。型芯壳特征130可以包括较高高度132和邻接于较高高度132的较低高度134，其中高度是相对于相应的型芯围带部分118的。

由于一体铸造型芯110的几何形状，如果使用了刚性型芯模具，则刚性型芯模具将需要被沿着线136分开。然而，当如图所示配置型芯壳特征130时，其中在较高高度132与型芯翼型部分116的表面142上的最近点138之间存在有较低高度134，所以在型芯壳特征130与刚性型芯模具中的相反特征之间的干涉将会阻止型芯围带部分118与刚性型芯模具之间的横向移动。这必定将阻止沿着线136的移动。然而，柔性里衬是充分柔性的使得它可以被从围绕着型芯壳特征130去除而不会对它们造成任何伤害。引起以该方式阻止刚性型芯模具的分离的干涉但可以用柔性里衬112形成的型芯围带背侧成形表面120中的任何图案是可设想的。一个这样的示例可以是凹坑或凹槽或与线136未对齐的绊带等的阵列。

图5是现有技术刚性型芯模具102去除的状态下的图3的现有技术陶瓷铸造型芯100的示意性截面。现有技术陶瓷铸造型芯被去除作为生坯体并且可以在此时进行烧结。图6是柔性里衬112和相关联的刚性型芯模具114被去除的状态下的一体铸造型芯110的示意性截面。同样，一体铸造型芯110被去除作为生坯体并且可以在此时进行烧结。

图7是被置于现有技术蜡模具150内侧的图5的现有技术陶瓷铸造型芯100的示意性截面，在它们之间已形成有现有技术蜡模152。现有技术蜡模152处于待形成的现有技术翼片区段10的形状。归因于翼片区段50的待形成的几何形状，现有技术蜡模具150的几何形状包括进入现有技术蜡模152内的突起154。该突起154是现有技术蜡模具150的使其更难去除的复杂点。

图8是在蜡模具160内侧的图6的一体铸造型芯110的示意性截面，在它们之间已形成有蜡模162。蜡模162处于待形成的翼片区段50的形状。归因于一体铸造型芯110的不同形状，现有技术蜡模具150的突起154不存在。结果是简单得多的蜡模具160的内部形状。该增加的简单性使得更易于去除蜡模具160，并由此增加了可用的工艺选项。

图9是现有技术蜡模具150去除的状态下的图7的现有技术陶瓷铸造型芯100和现有技术蜡模具150的示意性截面。类似地，图10是蜡模具160去除的状态下的图8的一体铸造型芯110和蜡模162的示意性截面。图11是在形成现有技术陶瓷壳170的浸渍工艺之后的图9的现有技术陶瓷铸造型芯100和现有技术蜡模具150的示意性截面。类似于现有技术蜡模具150的突起154，现有技术陶瓷壳170包括突起172。图12是在形成陶瓷壳180的浸渍工艺之后的图10的一体铸造型芯110和蜡模162的示意性截面。现有技术陶瓷壳170的突起172不再存在。在陶瓷壳180形成了与一体铸造型芯110所形成的相比较低的质量表面的那些情况中，消除突起172降低了翼片区段50的由陶瓷壳172形成的量，并且这代表对翼片区段50的改进。

图13是现有技术蜡模152去除的状态下的图11的现有技术陶瓷铸造型芯100和现有技术陶瓷壳170的示意性截面。这留下了熔融合金将在单一铸造倾倒期间被倾倒至其内以便形成现有技术翼片区段10的现有技术空隙190。图14是蜡模162去除的状态下的图12的一体铸造型芯110和陶瓷壳180的示意性截面。这留下了熔融合金将在单一铸造期间被倾倒至其内以便形成单块一体铸造型芯110的空隙200。

图15是图13的现有技术陶瓷铸造型芯100和现有技术陶瓷壳170及已铸造在现有技术空隙190中的现有技术翼片区段10的示意性截面。在该现有技术熔模铸造工艺(脱蜡铸造)中，现有技术陶瓷壳170形成所有的外部表面210以及围带20、22的背侧表面28。现有技术陶瓷铸造型芯100限于形成翼型内表面16。

图16是图14的一体铸造型芯110和陶瓷壳180及已铸造到空隙200内的翼片区段50的示意性截面。在这里所公开的方法中，一体铸造型芯100现在不仅形成翼型内表面56，而且形成围带60、62的背侧表面68。陶瓷壳180现在限于形成外部表面210。该改变允许表面特征70凭借形成翼型内部通道54的相同铸造被形成在围带60、62的背侧表面68上，这在之前无法完成。表面特征70不会像表面特征70凭借现有技术蜡模152被形成到现有技术陶瓷壳170内时可能发生的那样被洗掉，并且不会像表面特征70使用现有技术陶瓷插件形成时可能发生的那样重新定位。出于这个原因，表面特征70可以与直到现在可能做出的相比被做得更加精细。结果，这代表本领域上的改进。

虽然已在这里示出并描述了本发明的各种实施例，但显而易见的是这样的实施例是仅通过示例的方式提供的。可以进行许多变化、改变和替换而不偏离这里的发明。因此，意在发明仅由随附权利要求的精神和范围限制。

Claims (16)

1.一种用于形成合金燃气涡轮发动机翼片区段的熔模铸造方法，其中改进包括形成单块铸造陶瓷型芯，所述单块铸造陶瓷型芯包括：型芯翼型部分，包括翼型部分压力侧和翼型部分吸引侧；第一型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的第一端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸且延伸超过所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者，

其中所述第一型芯壳部分包括横向于所述型芯翼型部分定向、面对所述型芯翼型部分的相对端并且包括型芯壳特征的型芯围带背侧成型表面，所述型芯围带背侧成型表面被配置成限定所述翼片区段的围带的背侧表面的至少一部分，以及

其中所述型芯壳特征限定更靠近所述型芯翼型部分的相对端布置的较高高度和更远离所述型芯翼型部分的相对端并且在所述较高高度和所述型芯翼型部分之间布置的较低高度。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述改进还包括利用所述铸造陶瓷型芯形成所述翼片区段，其中所述翼片区段包括翼型、内围带、和***带、和在操作期间在所述燃气涡轮发动机中暴露至冷却空气的内围带和***带内部背侧表面。

3.根据权利要求1所述的方法，其中所述改进进一步包括围绕所述铸造陶瓷型芯形成蜡模，接着围绕所述蜡模和铸造陶瓷型芯形成浸渍出的陶瓷壳，接着去除所述蜡模以形成空腔，并且然后在所述空腔中铸造翼片区段，其中所述陶瓷壳被配置成仅限定所述翼片区段的外部表面。

4.根据权利要求1所述的方法，其中所述改进进一步包括在柔性型芯模具里衬内铸造所述单块陶瓷型芯。

5.根据权利要求4所述的方法，其中所述改进进一步包括凭借形成在所述柔性型芯模具里衬的至少部分限定所述第一型芯壳部分的表面中的柔性里衬壳特征阵列而在所述型芯围带背侧成型表面中形成升高或降低的型芯壳特征阵列，其中所述型芯壳特征阵列被配置成在所述翼片区段的所述围带的所述背侧表面中形成热传递特征阵列。

6.根据权利要求5所述的方法，其中至少一个型芯壳特征与至少一个柔性里衬壳特征的互锁在不使所述柔性型芯模具里衬变形的情况下阻止所述柔性型芯模具里衬从所述铸造陶瓷型芯分离。

7.根据权利要求4所述的方法，其中所述改进进一步包括凭借形成在所述柔性型芯模具里衬的至少部分限定所述型芯翼型部分的表面中的柔性里衬翼型特征阵列而在所述型芯翼型部分中形成升高或降低的型芯翼型特征阵列，其中所述型芯翼型特征被配置成在所述翼片区段的所述翼型的表面中形成热传递特征阵列。

8.一种用于铸造翼片区段方法，包括：

铸造所述翼片区段，所述翼片区段包括内围带和***带，所述内围带和***带均包括在燃气涡***作期间暴露至冷却空气的相应内部背侧表面，其中围绕单块铸造陶瓷型芯铸造所述翼片区段，所述方法还包括在柔性型芯模具里衬内铸造所述铸造陶瓷型芯，其中所述陶瓷型芯包括：型芯翼型部分，被成形为限定所述翼片区段的翼型的内部表面，并且包括翼型部分压力侧和翼型部分吸引侧；第一型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的第一端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸；以及相对的型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的相对端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸，

其中所述铸造陶瓷型芯形成内部背侧表面，

其中所述第一型芯壳部分包括横向于所述型芯翼型部分定向、面对所述相对的型芯壳部分的并且包括型芯壳特征的型芯围带背侧成型表面，以及

其中所述型芯壳特征与所述柔性型芯模具里衬的互锁在不使所述柔性型芯模具里衬变形的情况下阻止所述柔性型芯模具里衬从所述铸造陶瓷型芯分离。

9.根据权利要求8所述的方法，进一步包括：

凭借形成在所述第一型芯壳部分中的升高或降低的型芯壳特征阵列而在所述翼片区段的围带的背侧表面上形成升高或降低的围带热传递特征阵列。

10.根据权利要求8所述的方法，进一步包括：

凭借形成在所述型芯翼型部分中的升高或降低的型芯翼型特征阵列而在所述翼片区段的所述翼型的内部表面上形成升高或降低的翼型热传递特征阵列。

11.根据权利要求8所述的方法，进一步包括：

凭借所述柔性型芯模具里衬的至少部分限定所述第一型芯壳部分的表面中的升高或降低的柔性里衬壳特征阵列而在所述第一型芯壳部分中形成升高或降低的型芯壳特征阵列，其中所述型芯壳特征被配置成在所述翼片区段的所述围带的背侧表面中形成升高或降低的热传递特征阵列。

12.根据权利要求8所述的方法，进一步包括：

凭借所述柔性型芯模具里衬的至少部分限定所述型芯翼型部分的表面中的升高或降低的柔性里衬翼型特征阵列而在所述型芯翼型部分中形成升高或降低的型芯翼型特征阵列，其中所述型芯翼型特征阵列被配置成在所述翼片区段的所述翼型的内部表面中形成升高或降低的热传递特征阵列。

13.一种用于铸造单块陶瓷型芯的方法，包括：

在柔性型芯模具里衬内铸造所述单块陶瓷型芯，其中所述陶瓷型芯包括：型芯翼型部分，包括翼型部分压力侧和翼型部分吸引侧，被成形为限定翼片区段的翼型的内部表面；第一型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的第一端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸且延伸超过所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者，所述第一型芯壳部分包括横向于所述型芯翼型部分定向、面对所述型芯翼型部分的相对端的并且包括型芯壳特征阵列的型芯围带背侧成型表面；以及相对的型芯壳部分，布置在所述型芯翼型部分的相对端处并且横向于所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者延伸且延伸超过所述翼型部分压力侧和所述翼型部分吸引侧两者，

其中所述型芯壳特征阵列限定更靠近所述型芯翼型部分的相对端布置的较高高度和更远离所述型芯翼型部分的相对端并且在所述较高高度和所述型芯翼型部分之间布置的较低高度，在不首先使所述柔性型芯模具里衬变形的情况下有效地防止去除所述柔性型芯模具里衬。

14.根据权利要求13所述的方法，其中：

所述型芯壳特征阵列被成形为限定所述翼片区段的围带的在操作期间暴露至冷却空气的背侧表面上的热传递特征阵列。

15.根据权利要求14所述的方法，进一步包括：

形成作为所述型芯翼型部分的一部分的型芯翼型特征阵列，其中所述型芯翼型特征阵列被成形为限定所述翼型的所述内部表面上的热传递特征阵列。

16.根据权利要求13所述的方法，进一步包括：

形成作为所述型芯翼型部分的一部分的型芯翼型特征阵列，其中所述型芯翼型特征阵列被成形为限定所述翼型的所述内部表面上的热传递特征阵列。