CN101879661B - 用于改进的薄膜冷却的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于改进的薄膜冷却的系统和方法。提供了一种用于产生至少一个沟(44)以改进样品(92)中的薄膜冷却的系统(80)。系统(80)包括输出至少一个脉冲激光束(84)的至少一个激光源(82)。脉冲激光束(84)包括：包括小于约50μs的范围的脉冲持续时间；具有小于约0.1焦耳的范围的每脉冲能量；以及具有大于约1000Hz的范围的重复率。系统(80)还包括联接到激光源(82)上的控制子系统(98)，控制子系统(98)构造成以便使样品(92)的位置与脉冲持续时间和能量水平同步，以便选择性地移除样品(92)中的隔热涂层、结合层和基底金属中的至少一个，以形成至少一个沟(44)。

Description

用于改进的薄膜冷却的系统和方法
技术领域
本发明大体涉及在高温处的薄膜冷却，且更具体而言涉及用以改进薄膜冷却的沟的形成。
背景技术
航空器发动机和固定的动力系统中的各种各样的构件在非常热的环境中操作。这些构件暴露于具有高达华氏度约3800度(对于航空器应用)以及高达华氏度约2700度(对于固定的动力产生应用)的温度的热气。为了冷却暴露于热气的构件，这些“热气路径”构件通常具有内部对流和外部薄膜冷却两者。例如，若干个冷却孔可从构件的相对冷的表面延伸到构件的“热”表面。薄膜冷却具有较大的好处，因为其降低了从热气到构件的表面的入射热通量。
冷却剂通常是从压缩机中放出的压缩空气，压缩空气然后绕过发动机的燃烧区，且通过冷却孔供给到热表面。冷却剂在热的构件表面和热气流之间形成保护性“薄膜”，从而帮助保护构件不受热。此外，可在热表面上采用(诸如)例如隔热涂层(TBC)的保护性涂层，以提高构件的操作温度。当冷却剂流靠近热表面时，薄膜冷却是最高的。因此，形成不同的表面几何结构和形状，例如但不限于沟和凹坑，以便在冷却剂流和热表面和/或表面上的较冷的有效气体温度层之间实现较长的接触持续时间。
激光钻削和放电加工(EDM)是用于形成薄膜冷却孔的常用技术。目前在应用涂层之前或之后钻削薄膜孔。此外，一般采用各种掩模方法来形成不同的表面几何结构和形状，以改进薄膜冷却效果。但是，掩模方法在形成预定尺寸的几何结构方面不够精确，且还会导致例如TBC的涂层沉积到薄膜孔内的不合需要的位置上。
用于冷却孔钻削的传统激光使用具有高脉冲能量、约毫秒脉冲持续时间、相对低的重复率(＜1000Hz)的激光，且波长通常为1064nm或10640nm。由于大脉冲能量和高平均功率，这种激光加工会产生高的钻销速度。但是，这种激光加工也会产生大的热影响区、不合需要的分层度和过度钻削。另一方面，较短的脉冲(＜200纳秒)激光适用于浅的结构(例如＜500微米特征)，但是由于它们的低平均功率(＜20W)和低脉冲能量(＜1mJ)，且由于薄膜冷却孔的特性(厚度＞2mm，航空中的特定应用等)，这些激光还没有良好地发展到薄膜冷却孔应用中。因此，上面提到的现有激光系统需要进一步发展，以对期望应用来说既可行又成本有效。
因此，存在对于解决一个或多个上述问题的改进的激光技术的需求。
发明内容
根据本发明的一个实施例，提供了一种用于产生至少一个沟以改进样品中的薄膜冷却的系统。系统包括输出至少一个脉冲激光束的至少一个激光源。脉冲激光束包括：包括小于约50μs的范围的脉冲持续时间；具有小于约0.1焦耳的范围的每脉冲能量；以及具有大于约1000Hz的范围的重复率。该系统还包括联接到激光源上的控制子系统，控制子系统构造成以便使样品的位置与脉冲持续时间和能量水平同步，以便选择性地移除样品中的隔热涂层、结合层和基底金属中的至少一个，以形成至少一个沟。
根据本发明的另一个实施例，提供了一种用于产生至少一个沟以改进样品中的薄膜冷却的方法。该方法包括将至少一个激光束应用于样品，其中，激光束包括：包括小于约50μs的范围的脉冲持续时间，具有小于约0.1焦耳的范围的每脉冲能量，以及具有大于约1000Hz的范围的重复率。该方法还包括通过使样品的位置与脉冲持续时间同步来选择性地移除样品中的TBC、结合层和基底金属中的至少一个，以形成至少一个沟。
附图说明
当参照附图阅读以下详细描述时，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解，在附图中，同样的标号在所有图中表示同样的部件，其中：
图1是根据本发明的一个实施例的、具有各自包括通过一排人字形薄膜冷却孔冷却的受加热的壁的各种构件的示例性燃气涡轮发动机的图示。
图2是采用改进的激光技术形成以容纳图1中的冷却孔来改进冷却效果的示例性表面几何结构的示意图。
图3是根据本发明的一个实施例的、用于产生至少一个沟以改进样品中的薄膜冷却的系统的示意图。
图4是表示根据本发明的一个实施例的、用于产生至少一个沟以改进样品中的薄膜冷却的方法中的步骤的流程图。
部件列表：
10燃气涡轮发动机
12中心线轴线
14风扇
16多级轴向压缩机
18环形燃烧器
20涡轮喷嘴
22第一级涡轮
24低压涡轮(LPT)
26排气衬套
28环境空气
30热的燃烧气体
32薄壁
34内壁表面
36外壁表面
38孔
43薄膜冷却孔
44沟
46冷却剂空气
48基底
50热表面
52较冷的表面
54隔热涂层(TBC)
56燃烧气体
60“三角”形特征
62基部
64单独的峰顶
80用于产生至少一个沟的系统
82激光源
84激光束
88激光束传输系统
89一个或多个束
90表面
92样品
94运动系统
96监测子系统
98控制子系统
102期望的特征
104薄膜冷却孔
130用于产生至少一个沟以改进样品中的薄膜冷却的方法
132将激光束应用于样品
134通过使样品的位置与脉冲持续时间同步来选择性地移除样品中的TBC、结合层和基底金属中的至少一个，以形成至少一个沟
具体实施方式
如下面详细论述的，本发明的实施例包括一种用于产生一个或多个表面几何结构和形状以改进样品中的薄膜冷却的系统和方法。该系统和方法通过采用具有较短的脉冲持续时间、较低的脉冲能量、适当的波长和较高的循环时间的脉冲激光而公开了一种改进的激光加工技术。如本文所用，术语“脉冲持续时间”指的从激光中输出的各个能量脉冲的持续时间，而“循环时间”指的是从激光中输出的脉冲的重复率或频率。如下面详细论述的，激光的一种示例性应用是应用于形成于基底(例如但不限于涡轮发动机中的翼型件)上的薄膜冷却孔中。应当注意，可在各种其它应用中采用本技术，例如但不限于燃烧器构件、涡轮端壁和平台、涡轮护罩、经维修的构件的薄膜冷却，以及还有为了除薄膜冷却之外的目的而从这种构件上选择性地移除一个或多个外表面涂层。
基底可为暴露于高温且需要冷却的任何材料。实例包括陶瓷或金属基材料。“金属基”指的是这样的基底：该基底主要由单种金属或金属合金形成，但其还可包括一些非金属成分，例如陶瓷、金属间相、中间相或陶瓷基复合物。与本发明有关的金属的非限制性实例为钢、铝耐火金属-诸如钛；以及超合金，例如基于镍或钴的那些。
图1是关于纵向或轴向中心线轴线12轴对称的燃气涡轮发动机10。该发动机以串行流动连通的方式包括风扇14、多级轴向压缩机16，以及环形燃烧器18，其后面又跟随有高压涡轮(HPT)和低压涡轮(LPT)。HPT包括具有支承在内喷嘴带和外喷嘴带中的一排空心的定子导叶的涡轮喷嘴20。第一级涡轮22跟在第一级涡轮喷嘴后面，且包括自支承转子盘沿径向向外延伸且被环形涡轮护罩包围的一排空心的转子叶片。
低压涡轮(LPT)24跟在高压涡轮后面，且包括另外的喷嘴和转子叶片，取决于发动机设计，该另外的喷嘴和转子叶片可包括或可不包括内部冷却回路。排气衬套26跟在低压涡轮后面。在操作期间，环境空气28被风扇14加压，且环境空气28的下部部分进入压缩机16以进行额外的加压，同时外部部分从风扇出口排出，以在涡轮风扇发动机应用中提供推进推力。在压缩机中加压的空气在燃烧器中与燃料混合，以便产生热的燃烧气体30。燃烧气体流过各个涡轮叶片级，涡轮叶片级从燃烧气体中抽取能量，以在操作期间对压缩机和风扇供以动力。图1所示的示例性涡轮风扇发动机10可具有任何传统构造和操作，但如本文所述为了引进改进的薄膜冷却而进行了修改。可通过在操作期间从压缩机16中放出加压空气的一部分来适当地冷却经受来自热的燃烧气体30的加热的以上公开的各种发动机构件中的任何一个或多个。就此而言，需要冷却的那些受加热的构件中的任何一个将包括薄的金属壁32，其一部分在图1中显示为表示其中可使用薄膜冷却的发动机的各种构件。
薄壁32通常由在燃气涡轮发动机的操作中由于来自热的燃烧气体30的加热而经历的升高的温度下具有高强度的传统超合金金属(例如钴基材料)形成。在图1中的主视图中部分地示出了流径构件或壁32，该流径构件或壁32包括相对的内壁表面34和外壁表面36。壁的内表面或内侧表面形成在构件中提供的适当的冷却回路的外边界，其接收以任何传统方式从压缩机中放出的空气。外表面36在操作期间暴露于热的燃烧气体30，且需要适当的薄膜冷却保护。
对于典型实例，图1所示的示例性构件壁32可为在其中使用各种形式的薄膜冷却孔的内燃烧器衬套或外燃烧器衬套、涡轮喷嘴导叶、涡轮喷嘴带、涡轮转子叶片、涡轮护罩或排气衬套的形式。可从2001年5月22日公开且转让给与本申请相同的受让人的名称为‘METHODFORIMPROVINGTHECOOLINGEFFECTIVENESSOFAGASEOUSCOOLANTSTREAM，ANDRELATEDARTICLESOFMANUFACTURE’(用于改进气体冷却剂系统的冷却效果的方法及有关制造物品)的美国专利No.6,234,755中获得冷却效果技术的另外的细节，该专利的整体由此通过引用而结合在本文中。各个孔38包括优选为圆柱形的进入孔口41，该进入孔口41从其入口端到出口端具有基本恒定的流动面积。
薄膜冷却孔可构成各种各样的形状。孔的喉部通常为基本圆柱形的。在所示实施例中，孔是人字形的孔。孔一般从后侧(例如内部)表面延伸到较高温或“热表面”或热侧，后侧表面也称为“较冷的表面”或“冷表面”或冷侧。在涡轮发动机的情况下，热表面通常暴露于至少约1000摄氏度的气体温度，而且更时常暴露于至少约1400摄氏度的气体温度。
冷却孔的深度(即当孔相对于基底成角度定位时，孔的“长度”)通常在约20密耳(508微米)至约4000密耳(102mm)的范围中。通常，外表面的每平方英寸存在约5至约200个孔。应当理解，本发明涉及任何数量的冷却孔。另外，虽然本发明尤其适用于单独排的孔，但是其它的孔型式也是可行的。此外，冷却孔不必是薄膜冷却孔，尽管那些孔类型是在涡轮发动机构件中常见的类型。
图2是采用改进的激光技术形成以容纳冷却孔43来改进冷却效果的示例性表面几何结构的示意图。本文中形成的示例性表面几何结构是沟44。基底48再次表示样品(例如翼型件)的壁，该壁包括热表面50和较冷的表面52。基底部分地涂有结合层(未显示)和覆盖在上面的TBC54，但是其它类型的涂层也是可行的。TBC可应用于翼型件的热侧，以进一步提高其操作温度能力。作为实例，可首先将结合层应用于翼型件上。可通过各种各样的传统技术来应用结合层，例如PVD、CVD或热喷涂工艺。热喷涂工艺的实例为真空等离子沉积、高速氧-燃料(HVOF)或空气等离子喷涂(APS)。也可采用热喷涂和CVD技术的组合。常用的结合层由例如“MCrA1Y”的材料形成，其中“M”表示铁、镍或钴。其它类型的结合层是基于铝化物或贵重金属-铝化物材料(例如白金-铝化物)的。可通过各种众所周知的技术来应用这种材料，例如包埋渗透工艺。然后将TBC应用于结合层上。在涡轮翼型件的情况下，TBC通常为用诸如氧化钇的氧化物稳定的基于氧化锆的材料。通常通过热喷涂技术或通过电子束物理气相沉积(EB-PVD)来应用TBC。
沟44形成于涂层的厚度内，且具有预定的深度D。在特定实施例中，沟的深度D小于薄膜冷却孔的平均喉部直径d。术语“喉部直径”指的是在其中冷却剂离开孔的位置处的孔的直径。在另一个实施例中，沟的深度D小于平均喉部直径d的约50％。在又一个实施例中，沟的深度优选为孔直径的至少两倍。这种深沟有时可导致需要加强基底，例如需要较大的壁厚度。应当注意，沟还可部分地形成于基底中。冷却剂空气46从较冷的表面52向上流过薄膜冷却孔42。如本文所示，薄膜冷却孔碰巧是扩散形的，但也可为其它形状。在基底上以传统的方式引导燃烧气体56。
在图2的所示实施例中，涂层已被图案化成“三角”形特征60。三角特征可具有基部62和单独的峰顶64。三角特征的尺寸可显著地变化，且它们在沟44内的定向也可改变。(基于本文介绍的教导，本领域技术人员可执行模拟的或实际的冷却剂流动测试。这些测试将帮助人们容易地确定改变三角状特征的形状或定向对相对于热表面50的冷却剂流动的作用)。在示例性实施例中，三角特征的各个峰顶指向相对的冷却孔42。这样，三角特征就直接位于离开现场的冷却剂流的路径中。形状由此起预定的阻挡的作用，从而中断冷却剂的流动。冷却剂的流动的这个相当突然的中断会导致冷却剂流接触热表面的较大区域，同时使与燃烧气体混合的趋势最小，从而产生较大的冷却效果。
对于将三角特征或其它形状结合到沟44中，各种技术都可用。图3中示出了一种这样的示例性技术，图3是用于产生至少一个沟44以改进样品中的薄膜冷却的系统80的示意图。在该示例性实施例中，系统80形成沟44，如图2中所引用。在又一个实施例中，孔具有范围在约0.005英寸至约0.070英寸之间的直径，且孔可为卵形或锥形。在另一个实施例中，样品是涡轮中的翼型件或端壁。系统80包括输出脉冲激光束84的激光源82。激光源82具有小于约50μs的脉冲持续时间和小于约0.1焦耳的每脉冲能量。脉冲以大于约1000Hz的重复率激活。在一个实施例中，激光束84的波长在约200nm至约1100nm之间的范围中。在另一个实施例中，激光束的平均功率大于20W，且合乎需要的束质量聚焦成小于约200微米的点大小。在一个示例性实施例中，脉冲持续时间介于约10μs和约200ns之间。在另一个实施例中，脉冲持续时间介于约50μs和约1飞秒之间。对于这种激光，可实现激光强度的广泛范围，同时由于较低的脉冲能量、适当的波长和较短的脉冲持续时间而减轻了激光加工的负面作用，同时，可达到高的材料移除率。
联接到激光源82上的激光束传输系统88将一个或多个束89传输到样品92的表面90上。在一个实施例中，激光束传输系统88采用基于反射镜透镜加工头的束传输。在另一个实施例中，激光束传输系统88采用基于光纤加工头的束传输。在又一个实施例中，激光束传输系统88采用基于光学检流计扫描仪的束传输。运动系统94进一步联接到激光束传输系统88上，以使激光束发射和样品92之间的相对位置同步。监测子系统96检测激光应用路径的位置和激光加工的进度。监测子系统96还收集信息，且与控制子系统或处理器98来回地通信，控制子系统或处理器98自动停止激光加工，且根据需要以及在需要的时候移动到下一个加工位置。控制子系统98与激光源82、激光束传输系统88、监测子系统96和运动系统94通信。
小于约0.1J的激光脉冲能量使得能够一层一层地加工出期望的特征(由标号102所指)。激光束89是交迭的，以加工出薄膜冷却孔104的3D几何结构。激光束89相对于样品92的方向可调节，以实现合乎需要的激光加工质量。在一个特定实施例中，诸如高功率纳秒激光或微秒激光的单个激光实现顶部3D几何结构和较低的计量孔两者。在另一个实施例中，为了改进总的循环时间，顶部3D特征由短的脉冲激光产生，例如ns/ps/fs激光，同时用高功率ms激光或μs激光钻削较低的计量孔。3D几何结构主要在消融过程中产生，而较低的计量孔通过直接消融和熔化排出两者的混合作用来产生。
应当注意，本发明的实施例不限于用于执行本发明的加工任务的任何特定处理器。术语“处理器”(例如本文所用的术语)意图表示能够实施执行本发明的任务所必需的演算或计算的任何机器。术语“处理器”意图表示能够接收结构化输入且能够根据规定的准则来处理输入以产生输出的任何机器。还应当注意，如本领域技术人员将理解的，如本文所用的短语“构造成”意思是处理器配备有用于执行本发明的任务的硬件和软件的组合。
图4是表示用于产生至少一个沟以改进样品中的薄膜冷却的方法130中的步骤的流程图。方法130包括在步骤132中对样品应用激光束。激光束具有小于约50μs的脉冲持续时间和小于约0.1焦耳的每脉冲能量。脉冲以大于约1000Hz的重复率激活。在一个特定实施例中，激光束通过控制子系统对准在样品上。在步骤134中通过使样品的位置与脉冲持续时间同步来选择性地移除样品中的TBC、结合层和基底金属中的至少一个，以形成至少一个沟。在一个实施例中，使激光束的发射和样品之间的相对位置同步。在另一个实施例中，通过监测子系统来监测激光束的位置和激光加工的进度。
上述用于改进的薄膜冷却的系统和方法的各种实施例以这种方式使得能够高效地形成至少一个沟，以改变来自冷却孔的冷却剂流。这些技术和系统还允许有用于薄膜冷却的部件(例如但不限于涡轮发动机)的改进的维修技术。此外，本技术提供了形成表面几何结构的成本有效的方式。
当然，要理解的是未必可根据任何特定实施例实现上述所有这样的目标或优点。因此，例如，本领域技术人员将认可，可以以这样的方式实施或执行本文描述的系统和技术：即实现或优化本文教导的一个优点或一组优点，而不一定实现可能在本文中教导或提出的其它目标或优点。
此外，熟练技术人员将了解来自不同实施例的各种特征的可互换性。本领域普通技术人员可混合和匹配所描述的各种特征以及各个特征的其它已知等效物，以根据本公开的原理来构造额外的系统和技术。
虽然本文已仅仅说明和描述了本发明的某些特征，但是本领域技术人员将会想到许多修改和变化。因此，要理解的是所附的权利要求书意图覆盖落在本发明的真实精神内的所有这样的修改和变化。

Claims (8)

1.一种用于产生至少一个沟(44)以改进样品(92)中的薄膜冷却的系统(80)，包括：
输出至少一个脉冲激光束(84)的至少一个激光源(82)，包括：
小于50μs至200ns的脉冲持续时间；
小于0.1焦耳的每脉冲能量；以及
大于1000Hz的重复率；和
联接到所述激光源(82)上的控制子系统(98)，所述控制子系统(98)构造成以便使所述样品(92)的位置与所述脉冲持续时间和能量水平同步，以便选择性地移除所述样品中的隔热涂层、结合层和基底金属中的至少一个，以形成所述至少一个沟(44)，
所述样品(92)包括一个或多个薄膜冷却孔(104)，所述薄膜冷却孔(104)具有范围在0.005英寸至0.070英寸之间的直径，
所述沟(44)的深度与所述薄膜冷却孔(104)的平均直径大致相同。
2.根据权利要求1所述的系统(80)，其特征在于，所述系统(80)包括联接到所述激光源(82)和所述控制子系统(98)上的激光束传输系统(88)和运动系统(94)，所述运动系统(94)构造成以便使所述激光束(84)的发射和所述样品(92)之间的相对位置同步。
3.根据权利要求1所述的系统(80)，其特征在于，所述系统(80)包括联接到所述控制子系统(98)上的监测子系统(96)，所述监测子系统(96)构造成以便检测所述激光束(84)的位置，且监测所述激光加工的进度。
4.根据权利要求1所述的系统(80)，其特征在于，所述激光束(84)的波长包括200nm至1100nm之间的范围。
5.一种用于产生至少一个沟(44)以改进样品(92)中的薄膜冷却的方法(130)，包括：
将至少一个激光束应用(132)于所述样品，所述激光束包括：
小于50μs至200ns的脉冲持续时间；
小于0.1焦耳的每脉冲能量；以及
大于1000Hz的重复率；和
通过使所述样品的位置与所述脉冲持续时间同步来选择性地(134)移除所述样品中的TBC、结合层和基底金属中的至少一个，以形成所述至少一个沟(44)，
所述样品(92)包括一个或多个薄膜冷却孔(104)，所述薄膜冷却孔(104)具有范围在0.005英寸至0.070英寸之间的直径，
所述沟(44)的深度与所述薄膜冷却孔(104)的平均直径大致相同。
6.根据权利要求5所述的方法(130)，其特征在于，所述应用(132)包括通过控制子系统将所述激光束对准在所述样品上。
7.根据权利要求5所述的方法(130)，其特征在于，所述选择性地(134)移除包括使所述激光束的发射和所述样品之间的相对位置同步。
8.根据权利要求5所述的方法(130)，其特征在于，所述选择性地(134)移除包括检测所述激光束的位置，且通过监测子系统监测激光加工的进度。
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Families Citing this family (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8857055B2 (en) * 2010-01-29 2014-10-14 General Electric Company Process and system for forming shaped air holes
US8905713B2 (en) 2010-05-28 2014-12-09 General Electric Company Articles which include chevron film cooling holes, and related processes
US8672613B2 (en) 2010-08-31 2014-03-18 General Electric Company Components with conformal curved film holes and methods of manufacture
JP5517163B2 (ja) * 2010-10-07 2014-06-11 株式会社日立製作所 タービン翼の冷却孔加工方法
US20130020291A1 (en) * 2011-07-19 2013-01-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US9434025B2 (en) 2011-07-19 2016-09-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US8858175B2 (en) * 2011-11-09 2014-10-14 General Electric Company Film hole trench
US8522558B1 (en) 2012-02-15 2013-09-03 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole array
US8763402B2 (en) 2012-02-15 2014-07-01 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole and method of manufacture
US8683813B2 (en) 2012-02-15 2014-04-01 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole and method of manufacture
US9279330B2 (en) 2012-02-15 2016-03-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with converging/diverging cooling passage
US8683814B2 (en) 2012-02-15 2014-04-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with impingement and lobed cooling hole
US9482100B2 (en) 2012-02-15 2016-11-01 United Technologies Corporation Multi-lobed cooling hole
US8689568B2 (en) 2012-02-15 2014-04-08 United Technologies Corporation Cooling hole with thermo-mechanical fatigue resistance
US8572983B2 (en) 2012-02-15 2013-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with impingement and diffusive cooling
US8707713B2 (en) 2012-02-15 2014-04-29 United Technologies Corporation Cooling hole with crenellation features
US9410435B2 (en) 2012-02-15 2016-08-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with diffusive cooling hole
US9284844B2 (en) 2012-02-15 2016-03-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with cusped cooling hole
US9024226B2 (en) 2012-02-15 2015-05-05 United Technologies Corporation EDM method for multi-lobed cooling hole
US9416971B2 (en) 2012-02-15 2016-08-16 United Technologies Corporation Multiple diffusing cooling hole
US8850828B2 (en) 2012-02-15 2014-10-07 United Technologies Corporation Cooling hole with curved metering section
US9273560B2 (en) 2012-02-15 2016-03-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with multi-lobed cooling hole
US9598979B2 (en) 2012-02-15 2017-03-21 United Technologies Corporation Manufacturing methods for multi-lobed cooling holes
US9416665B2 (en) 2012-02-15 2016-08-16 United Technologies Corporation Cooling hole with enhanced flow attachment
US10422230B2 (en) 2012-02-15 2019-09-24 United Technologies Corporation Cooling hole with curved metering section
US8733111B2 (en) 2012-02-15 2014-05-27 United Technologies Corporation Cooling hole with asymmetric diffuser
US8584470B2 (en) 2012-02-15 2013-11-19 United Technologies Corporation Tri-lobed cooling hole and method of manufacture
US9422815B2 (en) 2012-02-15 2016-08-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with compound cusp cooling configuration
KR102176312B1 (ko) * 2012-06-22 2020-11-09 아이피지 포토닉스 코포레이션 형상홀을 만들기 위한 레이저 드릴링 방법 및 시스템
US20140003937A1 (en) * 2012-06-30 2014-01-02 General Electric Company Component and a method of cooling a component
EP2738469B1 (en) * 2012-11-30 2019-04-17 Ansaldo Energia IP UK Limited Combustor part of a gas turbine comprising a near wall cooling arrangement
DE102014207789A1 (de) * 2014-04-25 2015-10-29 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung einer Wärmedämmschicht an einem Bauteil
US20160090843A1 (en) * 2014-09-30 2016-03-31 General Electric Company Turbine components with stepped apertures
US10472972B2 (en) * 2015-12-01 2019-11-12 General Electric Company Thermal management of CMC articles having film holes
US10605092B2 (en) 2016-07-11 2020-03-31 United Technologies Corporation Cooling hole with shaped meter
EP3354849A1 (en) * 2017-01-31 2018-08-01 Siemens Aktiengesellschaft Wall of a hot gas part and corresponding hot gas part for a gas turbine
US11746661B2 (en) * 2021-06-24 2023-09-05 Doosan Enerbility Co., Ltd. Turbine blade and turbine including the same
US11898465B2 (en) 2021-08-13 2024-02-13 Rtx Corporation Forming lined cooling aperture(s) in a turbine engine component
US11542831B1 (en) 2021-08-13 2023-01-03 Raytheon Technologies Corporation Energy beam positioning during formation of a cooling aperture
US11673200B2 (en) 2021-08-13 2023-06-13 Raytheon Technologies Corporation Forming cooling aperture(s) using electrical discharge machining
US11913119B2 (en) 2021-08-13 2024-02-27 Rtx Corporation Forming cooling aperture(s) in a turbine engine component
US11813706B2 (en) 2021-08-13 2023-11-14 Rtx Corporation Methods for forming cooling apertures in a turbine engine component
US11732590B2 (en) 2021-08-13 2023-08-22 Raytheon Technologies Corporation Transition section for accommodating mismatch between other sections of a cooling aperture in a turbine engine component
US11603769B2 (en) 2021-08-13 2023-03-14 Raytheon Technologies Corporation Forming lined cooling aperture(s) in a turbine engine component
US11959396B2 (en) * 2021-10-22 2024-04-16 Rtx Corporation Gas turbine engine article with cooling holes for mitigating recession

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5419971A (en) * 1993-03-03 1995-05-30 General Electric Company Enhanced thermal barrier coating system
US5453594A (en) * 1993-10-06 1995-09-26 Electro Scientific Industries, Inc. Radiation beam position and emission coordination system
CN1136154A (zh) * 1995-02-06 1996-11-20 株式会社东芝 燃烧器用衬里及其制造方法
CN1234310A (zh) * 1998-03-23 1999-11-10 Abb研究有限公司 非圆形冷却孔及其制造方法
CN1710255A (zh) * 2004-06-17 2005-12-21 联合工艺公司 可钻孔的超级叶片
US7157038B2 (en) * 2000-09-20 2007-01-02 Electro Scientific Industries, Inc. Ultraviolet laser ablative patterning of microstructures in semiconductors
CN1954954A (zh) * 2005-10-27 2007-05-02 鸿富锦精密工业（深圳）有限公司 模具加工装置
CN1978167A (zh) * 2002-07-30 2007-06-13 新浪潮研究公司 利用固态uv激光器对蓝宝石衬底划线的系统及方法
CN101253615A (zh) * 2005-08-26 2008-08-27 伊雷克托科学工业股份有限公司 使用处理靶做为度量靶以相对于半导体集成电路来定位激光束点的方法和系统

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5520679A (en) * 1992-12-03 1996-05-28 Lasersight, Inc. Ophthalmic surgery method using non-contact scanning laser
JPH07290258A (ja) * 1994-03-04 1995-11-07 Nippon Steel Corp 溶接用ラミネート鋼板の製造方法
US5747769A (en) * 1995-11-13 1998-05-05 General Electric Company Method of laser forming a slot
US6172331B1 (en) * 1997-09-17 2001-01-09 General Electric Company Method and apparatus for laser drilling
JP2000210782A (ja) * 1998-02-19 2000-08-02 Ricoh Microelectronics Co Ltd 加工方法及びその装置
US6267902B1 (en) 1998-12-15 2001-07-31 General Electric Company Process for removing a coating from a hole in a metal substrate
US6234755B1 (en) * 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture
US6339208B1 (en) * 2000-01-19 2002-01-15 General Electric Company Method of forming cooling holes
US6461107B1 (en) * 2001-03-27 2002-10-08 General Electric Company Turbine blade tip having thermal barrier coating-formed micro cooling channels
US8357454B2 (en) * 2001-08-02 2013-01-22 Siemens Energy, Inc. Segmented thermal barrier coating
US6380512B1 (en) * 2001-10-09 2002-04-30 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method for removing coating material from a cooling hole of a gas turbine engine component
GB2381489B (en) * 2001-10-30 2004-11-17 Rolls Royce Plc Method of forming a shaped hole
US6951120B2 (en) * 2002-03-19 2005-10-04 Wisconsin Alumni Research Foundation Machining of lithium niobate by laser ablation
US6580054B1 (en) * 2002-06-10 2003-06-17 New Wave Research Scribing sapphire substrates with a solid state UV laser
JP2004114094A (ja) * 2002-09-26 2004-04-15 Kyocera Corp プリプレグシートのレーザによる穿孔方法
US20050224474A1 (en) 2002-10-17 2005-10-13 Kilburn Chris A Method and apparatus for removing a thermal barrier coating from a power generation component
US7509735B2 (en) 2004-04-22 2009-03-31 Siemens Energy, Inc. In-frame repairing system of gas turbine components
JP2006123004A (ja) * 2004-09-29 2006-05-18 Mitsubishi Materials Corp レーザ加工方法及びレーザ加工装置
EP1844892A1 (de) * 2006-04-13 2007-10-17 ALSTOM Technology Ltd Verfahren zur Laserentfernung von Beschichtenmaterialen in Kühlenlöchern eines Turbinenbauteiles
JP2008028113A (ja) * 2006-07-20 2008-02-07 Disco Abrasive Syst Ltd ウエーハのレーザー加工方法
GB2444037A (en) * 2006-11-27 2008-05-28 Xsil Technology Ltd Laser Machining

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5419971A (en) * 1993-03-03 1995-05-30 General Electric Company Enhanced thermal barrier coating system
US5453594A (en) * 1993-10-06 1995-09-26 Electro Scientific Industries, Inc. Radiation beam position and emission coordination system
CN1136154A (zh) * 1995-02-06 1996-11-20 株式会社东芝 燃烧器用衬里及其制造方法
CN1234310A (zh) * 1998-03-23 1999-11-10 Abb研究有限公司 非圆形冷却孔及其制造方法
US7157038B2 (en) * 2000-09-20 2007-01-02 Electro Scientific Industries, Inc. Ultraviolet laser ablative patterning of microstructures in semiconductors
CN1978167A (zh) * 2002-07-30 2007-06-13 新浪潮研究公司 利用固态uv激光器对蓝宝石衬底划线的系统及方法
CN1710255A (zh) * 2004-06-17 2005-12-21 联合工艺公司 可钻孔的超级叶片
CN101253615A (zh) * 2005-08-26 2008-08-27 伊雷克托科学工业股份有限公司 使用处理靶做为度量靶以相对于半导体集成电路来定位激光束点的方法和系统
CN1954954A (zh) * 2005-10-27 2007-05-02 鸿富锦精密工业（深圳）有限公司 模具加工装置

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Publication number Publication date
JP5642417B2 (ja) 2014-12-17
US8319146B2 (en) 2012-11-27
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US20100282721A1 (en) 2010-11-11
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EP2248997A2 (en) 2010-11-10

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