CN102220882A - 用于减少带护罩的翼型件中的晶粒边界的系统和方法 - Google Patents

用于减少带护罩的翼型件中的晶粒边界的系统和方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102220882A
CN102220882A CN2011101019143A CN201110101914A CN102220882A CN 102220882 A CN102220882 A CN 102220882A CN 2011101019143 A CN2011101019143 A CN 2011101019143A CN 201110101914 A CN201110101914 A CN 201110101914A CN 102220882 A CN102220882 A CN 102220882A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine blade
bearing surface
guard shield
mould
aerofoil profile
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN2011101019143A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102220882B (zh
Inventor
龚华仁
S·C·科蒂林加姆
A·S·佩克
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co PLC
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN102220882A publication Critical patent/CN102220882A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102220882B publication Critical patent/CN102220882B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D27/00—Treating the metal in the mould while it is molten or ductile ; Pressure or vacuum casting
    • B22D27/04—Influencing the temperature of the metal, e.g. by heating or cooling the mould
    • B22D27/045—Directionally solidified castings
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C30—CRYSTAL GROWTH
    • C30B—SINGLE-CRYSTAL GROWTH; UNIDIRECTIONAL SOLIDIFICATION OF EUTECTIC MATERIAL OR UNIDIRECTIONAL DEMIXING OF EUTECTOID MATERIAL; REFINING BY ZONE-MELTING OF MATERIAL; PRODUCTION OF A HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; SINGLE CRYSTALS OR HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; AFTER-TREATMENT OF SINGLE CRYSTALS OR A HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; APPARATUS THEREFOR
    • C30B11/00—Single-crystal growth by normal freezing or freezing under temperature gradient, e.g. Bridgman-Stockbarger method
    • C30B11/002—Crucibles or containers for supporting the melt
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C30—CRYSTAL GROWTH
    • C30B—SINGLE-CRYSTAL GROWTH; UNIDIRECTIONAL SOLIDIFICATION OF EUTECTIC MATERIAL OR UNIDIRECTIONAL DEMIXING OF EUTECTOID MATERIAL; REFINING BY ZONE-MELTING OF MATERIAL; PRODUCTION OF A HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; SINGLE CRYSTALS OR HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; AFTER-TREATMENT OF SINGLE CRYSTALS OR A HOMOGENEOUS POLYCRYSTALLINE MATERIAL WITH DEFINED STRUCTURE; APPARATUS THEREFOR
    • C30B29/00—Single crystals or homogeneous polycrystalline material with defined structure characterised by the material or by their shape
    • C30B29/10—Inorganic compounds or compositions
    • C30B29/52—Alloys
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/607—Monocrystallinity

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Inorganic Chemistry (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)

Abstract

涡轮叶片(10)包括翼型件(14)和护罩(16)。护罩(16)包括第一支承表面(38)和第二支承表面(40)，且第一支承表面(38)和第二支承表面(40)各包括单晶粒结构(42)。用于形成涡轮叶片(10)的方法包括：将模具(52)竖直地定向，其中所述模具(52)包括限定柄部(12)的第一部分(56)；连接到第一部分(56)，限定翼型件(14)的第二部分(58)；以及，连接到所述第二部分(58)，限定护罩(16)的第三部分(60)，其中第三部分(60)包括第一侧(66)和第二侧(68)，且其中第一部分(56)高于第二部分(58)，且第二部分(58)高于第三部分(60)。该方法还包括使熔融金属流入到所述模具(52)内；以及在第一侧(66)或第二侧(68)中的至少一个中选择性地生长大的单晶粒。

Description

用于减少带护罩的翼型件中的晶粒边界的系统和方法
技术领域
本发明大体而言涉及由超合金铸造制成的燃气轮机构件。特别地，本发明描述且实施了一种带局部单晶粒(single grain)结构的涡轮轮叶(blade)护罩，和用于制造这种涡轮轮叶护罩的方法。
背景技术
涡轮通常包括多级旋转轮叶，也被称作涡轮叶片(turbine bucket)，其在周向位于转子周围。每个涡轮叶片通常包括连接到转子的根部、从根部在径向延伸的翼型部(airfoil portion)、以及在涡轮叶片的外径向端部连接到翼型部的护罩部(shroud portion)。流经涡轮的工作流体使得涡轮叶片和转子旋转以做功。在护罩部每一侧上的支承表面允许相邻涡轮叶片在外部径向极端处联锁。涡轮叶片的这种径向联锁防止涡轮叶片振动，从而减小了在操作期间给予涡轮叶片的应力。
涡轮叶片常常由熔融金属铸造而成，且定向凝固的涡轮叶片铸造通常用于改进涡轮叶片的效率和性能超过先前用常规铸造可实现的效率和性能。在定向凝固铸造中，熔融金属被供应到竖直定向的涡轮叶片模具，竖直定向的涡轮叶片模具具有用于涡轮叶片的根部、翼型件和护罩部的腔。位于模具下端，例如与模具根部相邻的冷却板在径向移除热且沿着模具形成竖直温度梯度。竖直温度梯度促进定向凝固晶粒垂直于冷却板自根部、穿过翼型部且止于护罩部的生长。但是，模具形状的角度、弯曲、凹陷和其它变化更改晶粒生长方向，导致随着熔融金属冷却生成多个定向凝固的晶粒。多个定向凝固的晶粒在模具的竖直最高部(例如涡轮叶片的护罩部)会聚。多个定向凝固晶粒的会聚导致在涡轮叶片的护罩部中的多个晶粒边界。
在涡轮叶片的护罩部中的多个晶粒边界的特征在于高界面能、相对较弱的结合以及易于断裂的路径。因此，护罩部可更易于过早出现腐蚀、蠕变、疲劳故障、开裂和其它故障机制。这可为在正常操作期间经历额外应力和疲劳循环的护罩部的支承表面的特别关注的问题。因此，用于减少在涡轮叶片的护罩部中晶粒边界的系统和方法可能是有用的。
发明内容
本发明的方面和优点在下文的描述中部分地陈述，或者可从该描述显而易见，或者可通过实践本发明而学习。
本发明的一实施例是一种涡轮叶片。该涡轮叶片包括翼型件和在翼型件一端的护罩。护罩包括第一支承表面和第二支承表面，且第一支承表面和第二支承表面各包括单晶粒结构。
本发明的另一实施例是用于铸造定向凝固的涡轮叶片的系统。该系统包括模具，该模具具有在第一端，限定涡轮叶片的柄部的第一部分；连接到第一部分，限定涡轮叶片的翼型件的第二部分；以及，在第二端，连接到第二部分，限定涡轮叶片的护罩的第三部分。第三部分包括第一侧和第二侧，且单晶选择器连接到第三部分的第一侧和第二侧中的至少一个。
本发明的再一实施例是用于形成定向凝固的涡轮叶片的方法。该方法包括将模具竖直地定向，其中该模具包括限定涡轮叶片的柄部的第一部分；连接到第一部分，限定涡轮叶片的翼型件的第二部分；以及，连接到第二部分，限定涡轮叶片的护罩的第三部分，其中第三部分包括第一侧和第二侧，且其中第一部分高于第二部分且第二部分高于第三部分。该方法还包括使熔融金属流到模具内且在第三部分的第一侧和第二侧中的至少一个中选择性地生长大的单晶粒。
通过阅读说明书，本领域普通技术人员将更好地了解这些实施例和其它实施例的特征和方面。
附图说明
在说明书的其余部分中并参考附图向本领域技术人员更特定地陈述了全面并可实施的公开内容，包括其最佳实施方式，在附图中：
图1是根据本发明的一实施例的涡轮叶片的侧视图；
图2是图1所示的涡轮叶片的顶视平面图；
图3是据本发明的一实施例构造的相邻涡轮叶片的顶视平面图；以及
图4是根据本发明的一实施例用于铸造定向凝固的涡轮叶片的系统。
  附图标记   部件
  10   涡轮叶片
  12   柄部
  14   翼型件
  16   护罩
  18   燕尾榫
  20   天使翼
  22   根部
  24   前缘
  26   后缘
  28   凸表面
  30   挡板
  32   护罩表面
  34   倒角
  36   晶粒边界
  38   第一支承表面
  40   第二支承表面
  42   单晶粒结构
  44   z-缺口
  50   系统
  52   模具
  54   冷却板
  56   第一部分
  58   第二部分
  60   第三部分
  62   模具的第一端
  64   模具的第二端
  66   第三部分的第一侧
  68   第三部分的第二侧
  70   单晶选择器
  72   起动室
  74   螺旋
具体实施方式
现详细地参考本发明的实施例，其一个或多个实例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。在附图和描述中相似或类似的标记用于指代本发明相同或相似的部件。
以解释本发明的方式提供每个实例，并不限制本发明。实际上，对于本领域技术人员显而易见，在不偏离本发明的范围或实质的情况下可做出各种修改和变型。举例而言，作为一个实施例的部分示出或描述的特点可用于另一实施例以得到又一实施例。因此，预期本发明涵盖属于权利要求和其等效物内的这些修改和变型。
图1提供根据本发明的一实施例的涡轮叶片10的侧视图。如图所示，涡轮叶片10大体上包括柄部12、翼型件14和护罩16。柄部12可包括燕尾榫18或用于将涡轮叶片10连接到转子(未图示)的其它形状。柄部12还可包括一个或多个天使翼20，天使翼20从柄部12延伸以限制燃烧气体的流动避免绕开涡轮叶片10。柄部12在翼型件14的根部22连接到翼型件14。如本领域中已知的那样，翼型件14具有前缘24和后缘26。大体上凹入的压力表面和大体上凸出的吸力表面28在翼型件14的相对侧上在前缘24与后缘26之间延伸。护罩16在翼型件14的外径向端部连接到翼型件14。
图2示出图1所示的涡轮叶片10的顶视平面图，其更清楚地示出护罩16的具体方面和特征。翼型件14的轮廓以虚线示出以提供方位。护罩16大体上包括密封轨或挡板30和护罩表面32。密封轨或挡板30大体上在涡轮叶片10的宽度上延伸。因此，挡板30在涡轮叶片10与壳体或壳(未图示)之间形成密封以限制燃烧气体的流动避免绕开涡轮叶片10。挡板30的基部可包括倒角(fillet)34或凹曲率用于将挡板30连接到护罩表面32以减小在挡板30与护罩表面32之间的应力。
如图2所示，护罩表面32大体上包括与铸造涡轮叶片10所产生的多个晶粒边界36相关联的多个晶粒结构。但是，在护罩表面32的相对端上的第一支承表面38和第二支承表面40各包括不同于护罩表面32的其余部分中所存在的多个晶粒边界36的单晶粒结构42。第一支承表面38和第二支承表面40可在涡轮叶片10或其一部分的深度上延伸，且可包括在z-缺口44(如图2所示)，但本发明并不限于第一支承表面38和第二支承表面40的任何特定深度或形状，除非在权利要求中具体地陈述。第一支承表面38和第二支承表面40的单晶粒结构42可具有0.25英寸、0.5英寸、1英寸或更大的厚度或宽度。存在于支承表面38、40处的单晶粒结构42在支承表面38、40处提供增强的抗断裂性。
如图3所示，第一支承表面38和第二支承表面40接合在相邻涡轮叶片10上的第二支承表面40和第一支承表面38。在相邻涡轮叶片10之间接合允许相邻涡轮叶片10在外部径向极端处联锁以减轻或防止涡轮叶片10振动，从而减小在操作期间给予涡轮叶片10的应力。在第一支承表面38和第二支承表面40处的单晶粒结构42可在相邻涡轮叶片10彼此接合的精确区域改进涡轮叶片10的耐磨性和抗裂性。因此，可延长在检查之间的间隔和/或护罩16的寿命预期，从而缩短停机时间和/或维护成本。
图4示出用于铸造在先前所述且在图1至图3中所示的定向凝固涡轮叶片10的系统50的实施例。如图所示，系统50大体上包括模具52和冷却板54。模具52大体上包括第一部分56、第二部分58和第三部分60，它们分别限定涡轮叶片10的柄部12、翼型件14和护罩16。在模具52的第一端62的第一部分56连接到模具52中部的第二部分58，而第二部分58连接到在模具52的第二端64处的第三部分60。如图4所示，模具大体上竖直定向，其中第一部分56高于第二部分58且第二部分58高于第三部分60。冷却板54通常位于第三部分60附近以迅速地移除热且形成沿着模具52的竖直温度梯度。竖直温度梯度促进定向凝固晶粒垂直于的冷却板54自第三部分60、穿过翼型部58且止于第一部分56的生长。
模具52的第三部分60包括第一侧66和第二侧68，第一侧66和第二侧68大体上对应于护罩16的第一支承表面38和第二支承表面40的位置。单晶选择器70连接到第三部分60的第一侧66或第二侧68中的至少一个。在特定实施例中，单晶选择器70可连接到第三部分60的第一侧66和第二侧68。在本领域中已知各种单晶选择器用于生长单晶结构。举例而言，单晶选择器70可包括向温度梯度暴露的熔融材料的竖直或水平坩埚以使用被称作布里奇曼技术(Bridgmantechnique)的技术从晶种(seed crystal)产生单晶结构。在本领域中已知用于生长单晶结构的其它技术包括电子束浮区技术、RF浮区技术、外延生长技术和悬浮熔炼技术。
如图4所示，单晶选择器70可包括连接到诸如螺旋74的管状通路的起动室72。起动室72应与冷却板54间隔开以允许柱状晶体生长到管状通路内。管状通路在起动室72与第三部分60的第一侧66和/或第二侧68之间形成通道。因此，管状通路应提供自起动室72的连续上坡倾斜，且包括足够的方向变化来排除除了需要继续穿过第三部分60的第一侧66和/或第二侧68的晶粒之外的全部晶粒。以此方式，单晶选择器70促进单晶自起动室72穿过螺旋74且到模具52的第三部分60内的柱状生长，得到关于图2和图3所述和所示的单晶粒结构42。
图4所示的系统可提供形成诸如关于图1至图3在先前所述的涡轮叶片10的定向凝固的涡轮叶片的方法。如图4所示，模具大体上竖直定向，使得第一部分56高于第二部分58，且第二部分58高于第三部分60。熔融金属可流到模具52内，且单晶选择器70可用于在第三部分60的第一侧66或第二侧68中至少一个中选择性地生长大的单晶粒。在特定实施例中，单晶选择器70可用于选择性地生长第三部分60的第一侧66和第二侧68二者中的大的单晶粒。
本书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳实施方式，且也能使本领域技术人员实践本发明，包括做出和使用任何装置或系统和执行任何合并的方法。专利保护范围由权利要求书限定，且可包括本领域技术人员想到的这些修改和其它实例。如果其它实例具有与权利要求书的字面语言并无不同的结构元件或者如果其它实例包括与权利要求书的字面语言并无实质不同的等效结构元件，其它实例预期在权利要求书的保护范围内。

Claims (10)

1.一种涡轮叶片(10)，包括：
翼型件(14)；
在所述翼型件(14)的一端的护罩(16)，其中所述护罩(16)包括第一支承表面(38)和第二支承表面(40)，且所述第一支承表面(38)和第二支承表面(40)各包括单晶粒结构(42)。
2.根据权利要求1所述的涡轮叶片(10)，其特征在于，所述第一支承表面(38)在涡轮叶片(10)的一个维度上延伸。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮叶片(10)，其特征在于，所述第一支承表面(38)包括z缺口(44)。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的涡轮叶片(10)，其特征在于，所述第一支承表面(38)与所述第二支承表面(40)相对。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的涡轮叶片(10)，其特征在于还包括在所述第一支承表面(38)与第二支承表面(40)之间延伸的挡板(30)。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的涡轮叶片(10)，其特征在于还包括在所述第一支承表面(38)与第二支承表面(40)之间延伸的护罩表面(32)。
7.根据权利要求6所述的涡轮叶片(10)，其特征在于，所述护罩表面(32)包括多个晶粒边界(36)。
8.根据权利要求6或7中任一项所述的涡轮叶片(10)，其特征在于还包括挡板(30)和将所述挡板(30)连接到所述护罩表面(32)的倒角(34)。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的涡轮叶片(10)，其特征在于，所述单晶粒结构(42)具有至少0.5英寸的宽度。
10.一种用于形成定向凝固的涡轮叶片(10)的方法，其包括：
将模具(52)竖直地定向，其中所述模具(52)包括限定涡轮叶片(10)的柄部(12)的第一部分(56)；连接到第一部分(56)，限定涡轮叶片(10)的翼型件(14)的第二部分(58)；以及，连接到所述第二部分(58)，限定涡轮叶片(10)的护罩(16)的第三部分(60)，其中所述第三部分(60)包括第一侧(66)和第二侧(68)，且其中所述第一部分(56)高于所述第二部分(58)，且所述第二部分(58)高于所述第三部分(60)；
使熔融金属流入到所述模具(52)内；以及
在所述第三部分(60)的第一侧(66)或第二侧(68)中的至少一个中选择性地生长大的单晶粒。
CN201110101914.3A 2010-04-14 2011-04-14 用于减少带护罩的翼型件中的晶粒边界的系统和方法 Active CN102220882B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/760,089 US8641381B2 (en) 2010-04-14 2010-04-14 System and method for reducing grain boundaries in shrouded airfoils
US12/760089 2010-04-14

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102220882A true CN102220882A (zh) 2011-10-19
CN102220882B CN102220882B (zh) 2015-09-23

Family

ID=44065346

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201110101914.3A Active CN102220882B (zh) 2010-04-14 2011-04-14 用于减少带护罩的翼型件中的晶粒边界的系统和方法

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8641381B2 (zh)
EP (1) EP2378078B1 (zh)
JP (1) JP5836365B2 (zh)
CN (1) CN102220882B (zh)
WO (1) WO2011129997A1 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104416158A (zh) * 2013-09-09 2015-03-18 通用电气公司 三维打印工艺、旋动装置和热管理工艺
CN104619441A (zh) * 2012-09-11 2015-05-13 斯奈克玛 铸造模型
CN107073571A (zh) * 2014-03-27 2017-08-18 通用电气公司 具有多个晶粒结构的用于在高应力环境中使用的制品

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7297889B2 (ja) * 2018-11-27 2023-06-26 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ マルチ結晶粒セレクタ装置、セレクタ装置を使用して柱状結晶粒物品を製造するための方法、及びセレクタ装置を使用して製造された柱状結晶粒物品

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3494709A (en) * 1965-05-27 1970-02-10 United Aircraft Corp Single crystal metallic part
US3844728A (en) * 1968-03-20 1974-10-29 United Aircraft Corp Gas contacting element leading edge and trailing edge insert
EP0018806A1 (en) * 1979-05-04 1980-11-12 Trw Inc. An assembly including an airfoil extending between shroud sections and method of making the same
EP0785039A2 (en) * 1996-01-18 1997-07-23 General Electric Company Solidification of an article extension from a melt using a ceramic mold
US20050025613A1 (en) * 2003-08-01 2005-02-03 Honeywell International Inc. Integral turbine composed of a cast single crystal blade ring diffusion bonded to a high strength disk
CN1580496A (zh) * 2003-08-13 2005-02-16 通用电气公司 涡轮叶片的锥形末梢覆环内圆角

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3752221A (en) 1969-10-30 1973-08-14 United Aircraft Corp Mold apparatus for casting with downward unidirectional solidification
CA918247A (en) 1970-04-28 1973-01-02 United Aircraft Corporation Single crystal casting
US3690368A (en) 1970-08-14 1972-09-12 United Aircraft Corp Casting single crystal articles
US3908733A (en) 1973-10-26 1975-09-30 United Technologies Corp Method and apparatus for control of alloy in columnar grain castings
US4108672A (en) 1977-10-06 1978-08-22 General Electric Company Alumina core for casting DS materials
GB2030233B (en) 1978-09-16 1982-09-29 Rolls Royce Gas turbine engine blade
US4180119A (en) 1978-09-18 1979-12-25 Howmet Turbine Components Corporation Mold for directionally solidified single crystal castings and method for preparing same
US4549599A (en) 1978-10-19 1985-10-29 United Technologies Corporation Preventing mold and casting cracking in high rate directional solidification processes
FR2724857B1 (fr) 1980-12-30 1997-01-03 Snecma Procede de fabrication d'aubes cristallines
JP2729531B2 (ja) * 1990-09-14 1998-03-18 株式会社日立製作所 ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービン
US5404930A (en) 1994-01-06 1995-04-11 Pcc Airfoils, Inc. Method and apparatus for casting an airfoil
JPH10252409A (ja) * 1997-03-14 1998-09-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 単結晶からなるガスタービン翼の製造方法
US6217286B1 (en) * 1998-06-26 2001-04-17 General Electric Company Unidirectionally solidified cast article and method of making
US6164916A (en) 1998-11-02 2000-12-26 General Electric Company Method of applying wear-resistant materials to turbine blades, and turbine blades having wear-resistant materials
JP4131684B2 (ja) * 2003-06-30 2008-08-13 三菱重工業株式会社 単結晶積層方法及び単結晶積層装置
US7066713B2 (en) * 2004-01-31 2006-06-27 United Technologies Corporation Rotor blade for a rotary machine
JP4628865B2 (ja) * 2005-05-16 2011-02-09 株式会社日立製作所 ガスタービン動翼とそれを用いたガスタービン及びその発電プラント
US8703044B2 (en) * 2006-01-03 2014-04-22 General Electric Company Machine components and methods of fabricating and repairing
US20080099177A1 (en) 2006-10-31 2008-05-01 General Electric Company Investment casting process and apparatus to facilitate superior grain structure in a DS turbine bucket with shroud
US8809724B2 (en) 2008-08-04 2014-08-19 General Electric Company Strategically placed large grains in superalloy casting to improve weldability
GB2462704B (en) * 2008-08-22 2010-07-21 Rolls Royce Plc A single crystal component and a method of heat treating a single crystal component
US20100071812A1 (en) 2008-09-25 2010-03-25 General Electric Company Unidirectionally-solidification process and castings formed thereby

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3494709A (en) * 1965-05-27 1970-02-10 United Aircraft Corp Single crystal metallic part
US3844728A (en) * 1968-03-20 1974-10-29 United Aircraft Corp Gas contacting element leading edge and trailing edge insert
EP0018806A1 (en) * 1979-05-04 1980-11-12 Trw Inc. An assembly including an airfoil extending between shroud sections and method of making the same
EP0785039A2 (en) * 1996-01-18 1997-07-23 General Electric Company Solidification of an article extension from a melt using a ceramic mold
US20050025613A1 (en) * 2003-08-01 2005-02-03 Honeywell International Inc. Integral turbine composed of a cast single crystal blade ring diffusion bonded to a high strength disk
CN1580496A (zh) * 2003-08-13 2005-02-16 通用电气公司 涡轮叶片的锥形末梢覆环内圆角

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104619441A (zh) * 2012-09-11 2015-05-13 斯奈克玛 铸造模型
CN104619441B (zh) * 2012-09-11 2016-08-31 斯奈克玛 铸造模型
CN104416158A (zh) * 2013-09-09 2015-03-18 通用电气公司 三维打印工艺、旋动装置和热管理工艺
CN104416158B (zh) * 2013-09-09 2018-09-18 通用电气公司 三维打印工艺、旋动装置和热管理工艺
CN107073571A (zh) * 2014-03-27 2017-08-18 通用电气公司 具有多个晶粒结构的用于在高应力环境中使用的制品

Also Published As

Publication number Publication date
US20110255984A1 (en) 2011-10-20
JP2013533937A (ja) 2013-08-29
EP2378078B1 (en) 2015-10-14
CN102220882B (zh) 2015-09-23
JP5836365B2 (ja) 2015-12-24
US8641381B2 (en) 2014-02-04
EP2378078A1 (en) 2011-10-19
WO2011129997A1 (en) 2011-10-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3187688B1 (en) Rotor blade for a gas turbine and corresponding gas turbine
JP6199309B2 (ja) ターボ機械ロータブレード
US9097125B2 (en) Intentionally frequency mistuned turbine blades
EP3187689B1 (en) Shrouded turbine rotor blades
KR100785541B1 (ko) 가스 터빈 블레이드
JP3968234B2 (ja) ターボ機械用の流れ案内要素の列
EP2374998B1 (en) Turbine bucket having radial cooling holes
US8914976B2 (en) Turbine airfoil to shroud attachment method
CN102220882B (zh) 用于减少带护罩的翼型件中的晶粒边界的系统和方法
US20150204237A1 (en) Turbine blade and method for enhancing life of the turbine blade
WO2012135512A1 (en) Turbine blade platform undercut
BR112013012472B1 (pt) Palheta móvel para uma turbomáquina e turbomáquina compreendendo tal palheta
US20130216368A1 (en) Turbine stator airfoils with individual orientations
US10544687B2 (en) Shrouded blade of a gas turbine engine
JP2008114289A (ja) シュラウドを備えたｄｓタービンバケット内に優れた粒状組織を可能にするインベストメント鋳造法及び装置
US10487669B2 (en) Turbine blade with a central blowout at the trailing edge
CN103291378B (zh) 用于涡轮发动机的密封件
EP2674573A2 (en) Rotating blade with platform having a recessed surface region therein
JPH10317905A (ja) ガスタービンチップシュラウド翼
Campbell et al. Turbine airfoil to shroud attachment method
JP2017530290A (ja) 別個のプラットフォーム支持システムを備えるモジュール式タービンブレード

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240110

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Patentee before: General Electric Co.