CN102825426B - 使用多种填料制造涂覆部件的方法 - Google Patents

使用多种填料制造涂覆部件的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN102825426B
CN102825426B CN201210115409.9A CN201210115409A CN102825426B CN 102825426 B CN102825426 B CN 102825426B CN 201210115409 A CN201210115409 A CN 201210115409A CN 102825426 B CN102825426 B CN 102825426B
Authority
CN
China
Prior art keywords
filler
groove
sacrificial
substrate
coating
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.)
Active
Application number
CN201210115409.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102825426A (zh
Inventor
R·B·里贝克
R·S·班克
L·B·库尔
D·M·利普金
J·B·麦德莫特
A·M·里特
R·B·罗林
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 CN102825426A publication Critical patent/CN102825426A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102825426B publication Critical patent/CN102825426B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/02—Pretreatment of the material to be coated
    • C23C14/024—Deposition of sublayers, e.g. to promote adhesion of the coating
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/02—Pretreatment of the material to be coated
    • C23C14/028—Physical treatment to alter the texture of the substrate surface, e.g. grinding, polishing
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C14/00—Coating by vacuum evaporation, by sputtering or by ion implantation of the coating forming material
    • C23C14/58—After-treatment
    • C23C14/5873—Removal of material
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/02—Pretreatment of the material to be coated, e.g. for coating on selected surface areas
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/04—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge characterised by the coating material
    • C23C4/06—Metallic material
    • C23C4/073—Metallic material containing MCrAl or MCrAlY alloys, where M is nickel, cobalt or iron, with or without non-metal elements
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C23—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; CHEMICAL SURFACE TREATMENT; DIFFUSION TREATMENT OF METALLIC MATERIAL; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL; INHIBITING CORROSION OF METALLIC MATERIAL OR INCRUSTATION IN GENERAL
    • C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
    • C23C4/00—Coating by spraying the coating material in the molten state, e.g. by flame, plasma or electric discharge
    • C23C4/18—After-treatment
    • 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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2280/00—Materials; Properties thereof
    • F05B2280/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05B2280/6014—Filler
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/10—Manufacture by removing material
    • F05D2230/11—Manufacture by removing material by electrochemical methods
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/10—Manufacture by removing material
    • F05D2230/12—Manufacture by removing material by spark erosion methods
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/10—Manufacture by removing material
    • F05D2230/13—Manufacture by removing material using lasers
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/294—Three-dimensional machined; miscellaneous grooved
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/204—Heat transfer, e.g. cooling by the use of microcircuits
    • 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
    • F05D2300/615—Filler
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49339—Hollow blade
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49339—Hollow blade
    • Y10T29/49341—Hollow blade with cooling passage
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T83/00—Cutting
    • Y10T83/02—Other than completely through work thickness
    • Y10T83/0304—Grooving

Abstract

提供了使用多种填料制造涂覆部件(100)的方法。一种方法包括在衬底(110)的外表面(112)中形成一个或更多凹槽(132)。各凹槽均具有底部(134)且至少部分地沿该外表面延伸。在凹槽内沉积牺牲性填料(32)，第二填料(33)被沉积在该牺牲性填料(32)上，并且在该外表面的至少一部分上以及在该第二填料上沉积涂层(150)。该方法还包括从凹槽去除牺牲性填料并至少部分地去除第二填料，以限定用于冷却该部件的一个或更多通道(130)。

Description

使用多种填料制造涂覆部件的方法
技术领域
本发明总体涉及燃气涡轮发动机，且更具体地涉及其中的微通道冷却。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中加压并与燃料在燃烧器中混合以产生热的燃烧气体。在高压涡轮(HPT)和低压涡轮(LPT)中从气体提取能量，高压涡轮驱动压缩机，低压涡轮驱动涡扇飞行器发动机应用中的风扇，或驱动航海和工业应用中的外部轴。
发动机效率随着燃烧气体的温度升高。然而，燃烧气体沿它们的流径加热各种部件，这又要求部件的冷却以获得长发动机寿命。典型地，热气路径部件通过来自压缩机的泄放空气冷却。此冷却过程减低发动机效率，因为泄放空气没有用于燃烧过程中。
燃气涡轮发动机冷却技术是成熟的并包括对于各种热气路径部件中冷却回路和特征的各种方面的众多专利。例如，燃烧器包括径向外衬垫和内衬垫，它们在运行期间需要冷却。涡轮喷嘴包括支撑在外部带和内部带之间的中空导叶，其也需要冷却。涡轮转子叶片是中空的并典型地在其中包括冷却回路，且叶片被涡轮护罩包围，其也需要冷却。热燃烧气体通过排气装置排放，排气装置也可被垫衬，并被适当地冷却。
在所有这些示例性燃气涡轮发动机部件中，典型地使用高强度超合金金属的薄金属壁用于增强的耐久性同时最小化对于其冷却的需求。对于这些单个的部件在它们在发动机的对应环境中定制各种冷却回路和特征。例如，可在热气路径部件中形成一系列内部冷却通道或蛇形管。可从气室向蛇形管提供冷却流体，且该冷却流体可流过通道，从而冷却热气路径部件衬底和涂层。然而，此冷却策略典型地导致相当低的热流量以及不均匀的部件温度曲线。
通过将冷却置于尽可能地靠近加热区域，从而降低对于给定的热流量主负载承受衬底材料的热侧和冷侧之间的温差，微通道冷却具有极大地降低冷却需求的潜力。当前，在结构性涂层的涂敷期间使用单一牺牲性材料来防止结构性涂层堵塞冷却通道。因为冷却通道趋向于具有大的长度对液力直径的比值，填料去除过程典型地是耗时的且因而是昂贵的，并且还面临填料不完全去除的问题。
因而期望的是提供克服了当前技术的上述缺点的用于将结构性涂层沉积在冷却通道上的方法。
发明内容
本发明的一个方面在于一种制造部件的方法，该方法包括在衬底的外表面中形成一个或更多凹槽。各凹槽均具有底部且至少部分地沿该衬底的表面延伸。该制造方法还包括在凹槽内沉积牺牲性填料，在牺牲性填料上沉积第二填料，以及在衬底的外表面的至少一部分上以及该第二填料上沉积涂层。该制造方法还包括从凹槽去除牺牲性填料并至少部分地去除第二填料，以限定用于冷却该部件的一个或更多通道。
本发明的又另一方面在于一种制造部件的方法，该方法包括：在衬底的外表面中形成一个或更多凹槽。各凹槽均具有宽于其顶部的底部，并且沿衬底的外表面至少部分地延伸，使得各凹槽均包括凹角形的凹槽。该制造方法还包括在凹槽内沉积牺牲性填料，在衬底的外表面的至少一部分上以及在牺牲性填料上沉积涂层，以及从该凹角形凹槽去除该牺牲性填料，使得凹槽和涂层一起限定用于冷却该部件的一个或更多凹角形通道。
附图说明
当参考附图阅读以下详细说明时，本发明的这些以及其它特征、方面和优点将变得更好理解，其中贯穿附图相似的标号代表相似的零件，其中：
图1是燃气涡轮机系统的示意性图示；
图2是根据本发明的多个方面具有冷却通道的示例异型件构造的示意性横截面；
图3-9示意性地图示了用于使用多种填料将涂层涂覆于衬底的方法步骤；
图10图示了在期望凹槽的任一侧上通过在衬底的外表面上添加材料以形成凹槽的另一种技术；
图11示意性地图示了使用三种填料的方法步骤；
图12示意性地图示了具有凹角形冷却通道的涂层部件；
图13以透视图示意性地描绘了部分地沿衬底的表面延伸并将冷却剂导向相应的薄膜冷却孔的三个示例冷却通道；以及
图14是图12的其中一个示例冷却通道的横截面视图并显示了将冷却剂从进入口输送至薄膜冷却孔的通道；以及
图15-17示意性地图示了使用牺牲性填料用于将涂层涂敷至具有凹角形凹槽的衬底的方法步骤。
零部件列表
10 燃气涡轮机系统
12 压缩机
14 燃烧器
16 涡轮
18 轴
20 燃料喷嘴
30 短暂涂层
32 牺牲性填料
33 第二填料
35 附加填料
100 热气路径部件
110 衬底
112 衬底的外表面
114 中空内部空间
116 衬底的内表面
130 通道
132 凹槽
134 凹槽的底部
136 凹槽的顶部(开口)
138 凹槽壁
140 进入孔
142 薄膜孔
150 涂层
160 磨蚀性液体射流
具体实施方式
用词“第一”、“第二”等在此处并不代表任何顺序、数量或重要性，而只是用于将一个元件与另一个元件区分。用词“一”和“一个”在此并不代表数量的限制，而是代表至少其中一个所指项目的存在。修饰词“大约”与包括所指数值的数量结合使用，并且具有由上下文指示的含义(例如，包括与特定数量的测量相关的误差程度)。此外，用词“组合”包括混合物、混杂物、合金、反应产物等。
此外，在此说明书中，修饰词“(多个)”通常意在包括其修饰项目的单数和复数两者，从而包括一个或更多该项目(例如，“通道孔”可包括一个或更多通道孔，除非另外指明)。贯穿本说明书对“一个实施例”、“另一个实施例”、“实施例”等的述及意味着与该实施例相关描述的特定要件(例如，特征、结构和/或特性)包括在此处描述的至少一个实施例中，并且可能或可能不存在于其它实施例中。此外，应该理解的是所描述的发明性特征可以以任何合适的方式结合在各种实施例中。
图1是燃气涡轮机系统10的示意性图示。系统10可包括一个或更多压缩机12、燃烧器14、涡轮16以及燃料喷嘴20。压缩机12和涡轮16可由一个或更多轴18联接。轴18可为单个轴或者联接到一起以形成轴18的多个轴节段。
燃气涡轮机系统10可包括多个热气路径部件100。热气路径部件为至少部分地暴露于通过该系统10的高温气体流的系统10的任何部件。例如，轮叶组件(也称为叶片或叶片组件)、喷嘴组件(也称为导叶或导叶组件)、护罩组件、过渡件、保持环以及压缩机排放部件都是热气路径部件。然而，应该理解的是，本发明的热气路径部件100不限于以上示例，而是可为至少部分地暴露于高温气体流的任何部件。此外，还应该理解的是本发明公开的热气路径部件100不限于燃气涡轮机系统10中的部件，而是可为可能暴露于高温流的任何机械件或其部件。
当热气路径部件100暴露于热气流时，热气路径部件100被热气流加热并可达到这样的温度，在该温度下热气路径部件100失效。因此，为了允许系统10以高温下的热气流操作，从而增大系统10的效率和性能，需要用于热气路径部件100的冷却系统。
通常，本发明公开的冷却系统包括形成在热气路径部件100的表面中的一系列小通道或微通道。对于工业大小的发电涡轮机部件，“小”或“微”通道尺寸将涵盖在0.25mm到1.5mm范围中的大致深度和宽度，而对于航空大小的涡轮机部件通道尺寸将涵盖在0.15mm到0.5mm范围中的大致深度和宽度。热气路径部件可设有覆盖层。可从气室向通道提供冷却流体，并且冷却流体可流过通道，从而冷却该覆盖层。
参考图2-11、13和14描述了一种制造部件100的方法。如例如图3和10中所标示的，该部件制造方法包括在衬底110的表面112中形成一个或更多凹槽132。例如如图13和14中所示，各凹槽132均具有底部134且至少部分地沿衬底110的表面112延伸。凹槽132可或者通过如图3中所示从衬底110去除材料形成，或者通过如图10中所示在期望凹槽的任一侧上向衬底110添加材料形成。如Hasz等人的美国专利6,921,014“Method for forming a channel on the surfaceof a metal substrate”描述了用于通过向衬底110添加材料的技术，且该专利通过引用而整体地结合在本文中。对于图2中所示的示例布置，衬底110具有至少一个中空的内部空间114。
衬底110典型地在该衬底110的外表面112中形成凹槽132之前被铸造。如Melvin R.Jackson等人的共同转让美国专利No.5,626,462“Double-Wall Airfoil”中所讨论的那样，衬底110可由任何合适的材料形成，该专利通过引用而整体结合在本文中。根据部件100的意图应用，这可包括Ni基、Co基和Fe基超合金。Ni基超合金可为包括γ和γ′相两者的那些超合金，尤其是其中γ′相占超合金的体积的至少40％的包含γ和γ′相两者的那些Ni基超合金。由于包括高温强度和高温抗蠕变性的期望特性的组合，此类合金已知是有利的。衬底材料也可包括NiAl金属间合金，因为这些合金也已知具有包括高温强度和高温抗蠕变性的优良特性的组合，这些特性对于用于飞行器的涡轮发动机应用中使用是有利的。在Nb基合金的情况下，具有优良抗氧化性的涂覆的Nb基合金将会是优选的，尤其是包括Nb-(27-40)Ti-(4.5-10.5)Al-(4.5-7.9)Cr-(1.5-5.5)Hf-(0-6)V的那些合金，此处成分范围以原子百分数为单位。衬底材料也可包括包含至少一个辅助相的Nb基合金，例如包括硅化物、碳化物或硼化物的含Nb金属间化合物。此类合金是可延展相(即Nb基合金)和加强相(即含Nb金属间化合物)的混合物。对于其他布置，衬底材料包括钼基合金，诸如基于具有Mo5SiB2和Mo3Si两个相的钼基合金(固体溶液)。对于其它构造，衬底材料包括陶瓷基质化合物，诸如用SiC纤维增强的碳化硅(SiC)基质。对于其它构造，衬底材料包括基于TiAl的金属间化合物。
例如，如图5和6中所示，该部件制造方法还包括在凹槽132内沉积牺牲性填料32并在牺牲性填料32上沉积第二填料33。以下提供了用于填料32，33的合适材料。应该指出的是尽管在图6和7中第一和第二填料之间的界面被显示为光滑的，但在实际中此界面可为粗糙的和/或可包括空穴。例如，如图7-9中所示，该部件制造方法还包括在衬底110的表面112的至少一部分上并在第二填料33上沉积涂层150，以及去除该牺牲性填料32，且至少部分地从凹槽132去除第二填料33，使得凹槽132和涂层150(或者第二填料33的剩余部分)一起限定用于冷却该部件100的一个或更多通道130。就是说，对于某些过程，填料33可以完全去除，使得凹槽和涂层限定冷却通道。对于其他过程，可保留一部分填料33，使得涂层和填料33的剩余部分与凹槽一起限定冷却通道。对于其他过程，填料33的剩余部分和凹槽一起限定冷却通道。以下提供了用于涂层150的合适材料。尽管凹槽显示为具有直的壁，但凹槽132可具有任何构造，例如，它们可为直的、弯曲的或具有多个弯曲。
应该指出的是尽管图形将第二填料33显示为被完全去除，但对于某些过程，第二填料的去除将是不完全的，使得一部分第二填料在去除过程之后保留。例如，一部分第二填料可粘附到涂层上或成为涂层的一部分。对于这些过程，第二填料的剩余部分可至少部分地限定冷却通道(与凹槽130一起)。
例如如图13和14中所示，衬底110和涂层150还可限定一个或更多离开薄膜孔142。对于特定的过程，薄膜孔142例如可通过钻孔在去除填料32，33之前形成。有益的是，填料可充当对于孔的钻削的后挡块。对于图13和14中所示的示例构造，冷却通道130从相应的进入孔140将冷却剂输送至离开薄膜冷却孔142。然而，其它构造并不需要薄膜孔，且冷却通道只是沿衬底表面112延伸并离开部件的边缘，诸如后缘或轮叶末梢，或端壁边缘。此外，应该指出的是尽管图13中将薄膜孔显示为圆形的，但这是非限制性示例。薄膜孔也可为非圆形状的孔。
涂层150包括合适的材料，并被结合到衬底110的翼型件形状的外表面120上。对于特定的构造，涂层150具有在0.1-2.0毫米范围内的厚度，且更特别地，在0.1到1毫米的范围内，且又更特别地，对于工业部件为0.1到0.5毫米。对于航空部件，此范围典型地为0.1到0.25毫米。然而，根据对于特定部件100的要求可利用其它的厚度。
涂层150包括结构性涂层层并且还包括可选的附加涂层层。涂层层可使用各种技术沉积。对于特定的过程，结构性涂层层通过执行等离子沉积(阴极电弧)而沉积。在Weaver等人的共同转让的美国出版专利申请No.20080138529“Method and apparatus for cathodic arc ionplasma deposition”中提供了示例等离子沉积装置和方法，其通过引用而整体结合在本文中。简而言之，等离子沉积包括将涂层材料形成的阴极置入真空室内的真空环境中，在该真空环境内提供衬底110，将电流供应至阴极以在阴极表面上形成阴极电弧，从而从阴极表面产生电弧导致的涂层材料腐蚀，并将涂层材料从阴极沉积到衬底表面112上。
使用等离子沉积而沉积的涂层的非限制性示例包括结构性涂层，以及结合涂层和抗氧化涂层，如以下参考美国专利No.5,626,462更详细地讨论的那样。对于某些热气路径部件100，结构性涂层包括镍基或钴基合金，且更特别地包括超合金或(NiCo)CrAlY合金。例如，在衬底材料为包含γ和γ′相两者的Ni基超合金的情况下，结构性涂层可包括类似的材料成分，如以下参考美国专利No.5,626,462更详细讨论的那样。
对于其他的工艺构造，结构性涂层通过执行热喷镀工艺和冷喷镀工艺的至少其中一种而沉积。例如，热喷镀工艺可包括燃烧喷镀或等离子体喷镀，燃烧喷镀可包括高速氧燃料喷镀(HVOF)或高速空气燃料喷镀(HVAF)，而等离子体喷镀可包括大气(诸如空气或惰性气体)等离子体喷镀，或低压等离子体喷镀(LPPS，其也称为真空等离子体喷镀或VPS)。在一个非限制性示例中，NiCrAlY涂层通过HVOF或HVAF沉积。用于沉积结构性涂层的其它示例性技术包括但不限于溅射、电子束物理蒸气沉积、无电镀以及电镀。
对于某些构造，期望的是采用用于沉积结构性涂层层和可选的附加涂层层的多种沉积技术。例如，第一结构性涂层层可使用等离子沉积而沉积，而后续沉积的层以及可选的附加层(未示出)可使用其它技术沉积，诸如燃烧喷镀工艺或等离子体喷镀工艺。根据所使用的材料，用于涂层层的不同沉积技术的使用可提供特性上的好处，诸如但不限于应变公差、强度、粘附性和/或延展性。
凹槽132可使用多种技术形成。例如，凹槽132可使用以下技术中的一种或更多形成：磨蚀性液体射流、翻孔(plunge)电化学加工(ECM)、利用旋转单点电极的放电加工(铣削EDM)、以及激光加工(激光钻孔)。在2010年1月29日提交的共同转让的美国专利申请第12/697,005号，“Process and system for forming shaped air holes”中描述了示例性激光加工技术，其通过引用而整体结合在本文中。在2010年5月28日提交的共同转让的美国专利申请第12/790,675号，“Articles which include chevron film cooling holes，and relatedprocesses”中描述了示例性EDM技术，其通过引用而整体结合在本文中。
对于特定的工艺构造，凹槽132通过在衬底110的外表面112处引导磨蚀性液体射流160而形成，如图3中示意性地描绘的那样。美国专利申请第No.12/790,675号中提供了示例性水射流钻削工艺和系统。如美国专利申请第No.12/790,675号中所解释的，水射流工艺典型地利用磨蚀性颗粒(例如，磨蚀性“砂粒”)的高速流，该磨蚀性颗粒悬浮在高压水流中。水的压力可变化相当大，但常在大约35-620MPa的范围内。可使用多种磨蚀性材料，诸如石榴石、铝氧化物、碳化硅以及玻璃珠。
此外，且如美国专利申请第No.12/790,675号中所解释的，水射流系统可包括多轴计算机数控(CNC)单元。CNC系统本身在本领域中是已知的，并且例如在美国专利出版物2005/0013926(S.Rutkowski等人)中进行了描述，该出版物通过引用结合在本文中。CNC系统允许切削刀具沿多个X，Y和Z轴以及旋转轴运动。
对于图4中所示的示例性过程，该部件制造方法还包括形成穿过相应其中一个凹槽132的底部134的一个或更多进入孔140，以提供凹槽132和中空内部空间114之间的流体连通。进入孔140典型地在沉积牺牲性填料32之前形成。然而，对于某些过程，进入孔可在沉积填料之后形成，即通过穿过填料以及衬底钻削。进入孔140典型地在横截面上为圆形或椭圆形，并且例如可使用激光加工(激光钻孔)、磨蚀性液体射流、放电加工(EDM)和电子束钻削中的一种或更多来形成。进入孔140可垂直于相应凹槽132的底部134(如图13、16和19中所示)，或者更通常地，可以以相对于凹槽的底部134在20-90度范围内的角度钻削。进入孔可用于在已经沉积涂层之后从通道过滤填料。
对于图7-9中所示的过程，从凹槽132去除牺牲性填料32，然后从凹槽132去除第二填料33。尽管没有明确示出，但对于某些过程构造，第二填料33可仅部分地去除，使得保留一部分第二填料。根据应用，可使用多种材料用于第一和第二填料32，33。对于特定的布置，牺牲性填料32包括选自由以下材料组成的组的至少一种材料：蜡、树脂、金属、金属合金、石墨及它们的组合。合适的树脂的非限制性示例包括环氧及光固化树脂(例如，可见光或UV固化树脂)，其非限制性示例包括由DYMAX以商标Speedmask 进行销售的UV/可见光固化遮罩树脂，DYMA在康涅狄格州的Torrington有营业场所。如果使用了树脂，该方法还包括在沉积第二填料33之前固化树脂32的可选步骤。非限制性示例金属合金包括具有低熔融温度(例如低于大约300C)的金属合金，诸如焊锡，例如铅铋焊锡、锡铅焊锡、铅锡铋焊锡以及铟铅焊锡。
对于更特别的布置，牺牲性填料32包括蜡或树脂且还包括导电性颗粒相，诸如分散在蜡或树脂内的粉末、薄片或须。通过使用导电性第一填料32，第二填料32可通过电镀沉积。例如，蜡或树脂基可载有石墨或铝粉末，使得第二填料33可电镀在牺牲性填料32上。
对于特定的构造，第二填料33包括至少一种金属或金属合金。金属可使用金属油墨、固体金属填料通过电镀或通过无电镀沉积而沉积。用于金属层33的沉积技术的非限制性示例包括使用注射器或直接书写技术来沉积金属油墨，例如分散在树脂结合剂中的铜、钼或钨油墨颗粒。对于其它过程，可使用固体金属填料，例如退火金属线，如Ronald S.Bunker等人的共同转让的美国专利No.12/953,177“Turbine components with cooling features and methods ofmanufacturing the same”中所述。对于其它过程，金属层133可通过电镀或通过无电镀沉积而沉积。例如，可通过电镀沉积铜层33，且可通过物理蒸气沉积而沉积钼，例如通过溅射、蒸发以及等离子体沉积。
根据所使用的具体填料材料，可采用多种技术来去除填料32，33。对于某些构造，第二填料33可通过过滤从凹槽132去除。例如，如果第二填料33包括电解沉积的铜层，其可使用35％的硝酸溶液去除。钼层33也可使用35％的硝酸溶液去除。如果第二填料33包括铝导线层，其可在环境温度下使用50％的氢氧化钠溶液去除。氯化溶剂可用于去除带有树脂结合剂的金属油墨。
对于某些构造，可轻易去除牺牲性填料32，例如通过将牺牲性填料33从凹槽132熔融、蒸发、热解或氧化掉。例如，蜡层32可通过加热(例如在大约100℃下)或通过在大约300℃下烧尽(蒸发)而去除。此外，在执行初始去除过程后保留残余物的情况下，残余物可通过热解去除。
对于更特别的构造，牺牲性填料32包括蜡或树脂，且第二填料33包括至少一种金属。通过将牺牲性填料32从凹槽132蒸发或燃烧掉而去除牺牲性填料32，且通过从凹槽132过滤出第二填料33而去除第二填料33。有益的是，牺牲性填料32可相对容易地去除，且因为凹槽仅部分地填充有第二填料33，相对于完全用第二填料33填充的凹槽，其可以用较少的时间去除(或部分去除)。
对于特定的过程，凹槽的大部分用可容易去除的第一填料32填充并使用了相对少量的第二填料33。这便于使用第二填料33，其可承受抛光(例如喷砂)或涂覆之前执行的其它操作，以及承受涂覆过程自身。此外，因为仅使用了相对少量的第二填料33，且大部分填料包括更容易去除的第一填料32，因此改善了去除过程。对于特定的构造，牺牲性填料32沉积在凹槽132内，以在相应凹槽132的深度的大约60-99.9％的范围内部分填充，而第二填料33之后在凹槽132内沉积至至少完全填充该相应的凹槽132。如果凹槽被第二凹槽33过度填充，则过多的材料在涂层150的沉积之前例如可通过利用刮粉刀或通过根据所使用的填料33的类型进行抛光而去除。
根据应用，对于填料32，33可使用不同的材料。例如，对于其它构造，牺牲性填料32包括至少一种金属。例如牺牲性填料32使用金属油墨或固体金属填料或通过电镀或无电镀工艺沉积。第二填料33可包括至少一种陶瓷。在一个非限制性示例中，陶瓷填料是熔融二氧化硅和锆石与粘合剂的混合物。在另一个示例中，牺牲性填料32包括石墨油墨，且第二填料33包括电解沉积的铜。第一和/或第二填料32，33可通过执行至少一个过滤过程而去除。以上公开了用于去除金属的示例性解决方案。陶瓷层33例如可在200℃下使用20％的氢氧化钠水溶液八个小时来去除。对于特定的过程，牺牲性填料32通过执行第一过滤过程来去除，而第二填料33通过执行第二过滤过程来至少部分地去除。
对于图11中所示的示例性布置，该部件制造方法还包括在沉积第二填料33后在一个或更多凹槽132内沉积至少一种附加的填料35。对于特定的过程，牺牲性填料32包括蜡，第二填料33包括石墨油墨，而附加的填料35包括电镀金属铜。对此示例，牺牲性填料32可通过加热至100℃的温度去除，第二填料33可通过在500℃下加热(热解)去除，而附加的填料35可通过用35％的硝酸过滤去除。对于其它的示例性过程，第一填料包括蜡或树脂，第二填料包括金属或金属合金，而第三填料包括陶瓷。
此外，该方法还可以可选地包括对冷却通道130的内表面涂敷氧化涂层，诸如PtAl(例如对于航空部件)或MCrAlY涂层，此处M选自钴、镍或铁(例如，对于静止发电部件)。对于特定的过程，氧化涂层(未示出)可在已经去除填料32，33，35之后并且在执行可选的热处理之前涂敷。
虽然参考图3-9以上描述的过程显示为具有矩形凹槽132，但凹槽根据具体应用的要求可具有各种形状。例如，凹槽132(和通道130)可为凹角形凹槽132(凹角形通道130)，如以下参考图12所述。此外，凹槽132(通道130)的侧壁不一定为直的。对于各种应用，凹槽132(通道130)的侧壁可为弯曲的或圆形的。
对于图12中所示的示例性构造，各相应凹槽132的底部134宽于其顶部136，使得各凹槽132均包括凹角形凹槽132。在Bunker等人的共同转让美国专利申请第No.12/943,624号“Components withre-entrant shaped cooling channels and methods of manufacture”中讨论了凹角形凹槽132，其通过引用而整体结合在本文中。有益的是，凹角形凹槽的使用使得跨越凹槽的顶部沉积涂层更容易，同时还允许形成足够大的通道130以满足对于部件100的冷却要求。对于特定的构造，相应的其中一个凹角形凹槽132的底部134至少比该相应凹槽132的顶部136宽2倍。例如，对于此构造，如果凹槽132的底部134为0.75毫米，则顶部136在宽度上将小于0.375毫米。对于更加特定的构造，相应凹角形凹槽132的底部134比该相应凹槽132的顶部136宽至少3倍，且又更特别地，相应凹角形凹槽132的底部134比该相应凹槽132的顶部136宽大约3-4倍的范围内。有益的是，大的底部对顶部比率增加了对于微通道130的总体冷却体积，同时使得跨越凹槽的顶部沉积涂层更容易。
如参考美国专利第No.12/943,624号的图7和11在美国专利申请第No.12/943,624号中所讨论的那样，对于某些构造，涂层150完全桥接相应的凹槽132，使得涂层150密封相应的冷却通道130。对于其它布置，涂层150限定一个或更多多孔间隙(也称为“可渗透槽”)，例如，涂层150中的多孔性或涂层中的间隙，使得涂层150不完全桥接各个相应的凹槽132。尽管美国专利申请第No.12/943,624号中教导了不使用填料沉积涂层的方法，凹角形凹槽也可有利地使用本申请的图3-9中所示的过程的多种填料涂覆。例如，填料可用于确保涂层桥接凹槽的顶部，同时通过使用相对大量的可更容易去除的牺牲性填料32来简化对于更强健的第二填料33的去除过程。
参考图3、4、10、12、13和15-17描述了另一种部件制造方法。如图3和10中所标示的，该制造部件100的方法包括在衬底110的外表面112中形成一个或更多凹槽132。如上文指出的，凹槽132可或者通过如图3中所示从衬底110去除材料形成，或者通过如图10中所示在凹槽的任一侧上向衬底110添加材料形成。参考图3和10在以上更详细地描述了此步骤。如图15中所示，凹槽132具有比其顶部136宽的底部134，且如图13中所示，沿衬底110的外表面112至少部分地延伸，使得各凹槽132均包括凹角形凹槽132。
如图16和17中所示，此部件制造方法还包括在一个或更多凹槽132内沉积牺牲性填料32，以及在衬底110的外表面112的一部分上以及牺牲性填料32上沉积涂层150。以上提供了示例性涂层材料和沉积技术。该部件制造方法还包括从凹槽132去除牺牲性填料32，使得凹槽132和涂层150一起限定用于冷却部件100的一个或更多凹角形通道130。图12中示出了得到的部件100。
对于特定的过程，牺牲性填料32包括选自由以下材料组成的组的至少一种材料：蜡、树脂、金属合金及它们的组合。合适的树脂的非限制性示例包括环氧及光固化树脂(例如，可见光或UV固化树脂)，其非限制性示例包括由DYMAX以商标Speedmask 进行销售的UV/可见光固化遮罩树脂，DYMA在康涅狄格州的Torrington有营业场所。如果使用了树脂，该方法还包括在沉积第二填料33之前固化树脂32的可选步骤。金属合金的非限制性示例包括具有低熔融温度(例如低于大约300℃)的金属合金，诸如焊锡，例如铅铋焊锡、锡铅焊锡、铅锡铋焊锡以及铟铅焊锡。
去除技术将根据所使用的具体填料材料而变化。对于特定的构造，可通过将牺牲性填料32从凹槽132熔融、蒸发、热解或氧化掉而去除牺牲性填料32。例如，蜡层32可通过加热(例如在大约100℃下)或通过在大约300℃下烧尽(蒸发)而去除。此外，在执行初始去除过程后保留残余物的情况下，残余物可通过热解去除。
如以上参考图4所讨论的，该部件制造方法还可包括形成穿过相应凹槽132的底部134的一个或更多进入孔140，以将相应的凹槽132与相应的中空内部空间114成流体连通而连接。如图15和16中所示，进入孔140在沉积填料32之前形成。在已经沉积涂层150后，填料32可通过进入孔140从通道130去除。
有益的是，上述方法提供了用于在开槽的衬底上沉积涂层以形成具有冷却通道的部件的改善的手段。尤其是，许多上述方法使得更容易提供强健的填料，其可以承受涂覆过程，同时提供了更容易的(且在一些情况下没有)填料去除过程。此外，某些上述方法提供了用于以易于去除的填料对于涂层提供一些支持的手段。通过简化(或消除)对于填料的去除过程，这些方法减少了用于在涂覆的部件内形成冷却通道的时间，并因而减少了制造成本。
尽管本文仅图示并描述了本发明的某些特征，但本领域技术人员将想到许多修改和变化。因此，应该理解的是所附权利要求意图覆盖落入本发明真实精神内的所有此类修改和变化。

Claims (10)

1.一种制造部件(100)的方法，所述方法包括：
在衬底(110)的外表面(112)中形成一个或更多凹槽(132)，其中所述一个或更多凹槽(132)的每一个均具有底部(134)并至少部分地沿所述衬底(110)的外表面(112)延伸；
在所述一个或更多凹槽(132)内沉积牺牲性填料(32)；
在所述牺牲性填料(32)的顶部表面上沉积第二填料(33)，其中所述第二填料只与所述牺牲性填料的所述顶部表面接触，并且所述第二填料不与所述一个或更多凹槽的每一个的所述底部接触；
在所述衬底(110)的所述外表面(112)的至少一部分上并在所述第二填料(33)上沉积涂层(150)；以及
从所述一个或更多凹槽(132)去除所述牺牲性填料(32)并至少部分地去除所述第二填料(33)，其中所述第二填料的至少一部分保留在所述一个或更多凹槽内以限定用于冷却所述部件(100)的一个或更多通道(130)。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述牺牲性填料(32)包括选自由以下材料组成的组的至少一种材料：蜡、树脂、金属、金属合金、石墨及它们的组合。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述牺牲性填料(32)包括蜡或树脂，并且还包括分散在所述蜡或树脂内的导电性颗粒相，并且其中所述第二填料(33)通过电镀沉积。
4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述第二填料(33)包括至少一种金属或金属合金。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述牺牲性填料(32)通过将所述牺牲性填料(32)从所述一个或更多凹槽(132)熔融、蒸发、热解或氧化掉而被去除，并且其中所述第二填料(33)通过过滤从所述一个或更多凹槽(132)至少部分地被去除。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述牺牲性填料(32)包括至少一种金属，并且其中所述第二填料(33)包括至少一种陶瓷。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括在沉积所述第二填料(33)之后在所述一个或更多凹槽(132)内沉积至少一种附加的填料(35)。
8.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述牺牲性填料(32)被沉积在所述至少一个或更多凹槽(132)内，从而在相应凹槽(132)的深度的60-99.9％的范围内部分地填充，并且其中所述第二填料(33)被沉积在所述至少一个或更多凹槽(132)内以至少完全填充所述相应的凹槽(132)。
9.一种制造部件(100)的方法，所述方法包括：
在衬底(110)的外表面(112)中形成一个或更多凹槽(132)，其中所述一个或更多凹槽(132)的每一个均具有宽于其顶部(136)的底部(134)，并且至少部分地沿所述衬底(110)的所述外表面(112)延伸，使得所述一个或更多凹槽(132)的每一个均包括凹角形凹槽(132)；
在所述一个或更多凹槽(132)内沉积牺牲性填料(32)；
在所述牺牲性填料(32)的顶部表面上沉积第二填料(33)，其中所述第二填料只与所述牺牲性填料的所述顶部表面接触，并且所述第二填料不与所述一个或更多凹槽的每一个的所述底部接触；在所述衬底(110)的所述外表面(112)的至少一部分上并在所述第二填料上沉积涂层(150)；以及
从所述一个或更多凹角形凹槽(132)去除所述牺牲性填料(32)并至少部分地去除所述第二填料(33)，其中所述第二填料的至少一部分保留在所述一个或更多凹槽内，使得所述一个或更多凹槽(132)与所述涂层(150)一起限定用于冷却所述部件(100)的一个或更多凹角形通道(130)，所述一个或更多凹槽包括保留在其内的所述第二填料的所述至少一部分的。
10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，所述牺牲性填料(32)包括选自由以下材料组成的组的至少一种材料：蜡、树脂、金属合金、石墨及它们的组合，并且其中所述牺牲性填料(32)通过从所述一个或更多凹槽(132)将所述牺牲性填料(32)熔融、蒸发、热解或氧化掉而被去除。
CN201210115409.9A 2011-04-11 2012-04-11 使用多种填料制造涂覆部件的方法 Active CN102825426B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/083701 2011-04-11
US13/083,701 US8528208B2 (en) 2011-04-11 2011-04-11 Methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US13/083,701 2011-04-11

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102825426A CN102825426A (zh) 2012-12-19
CN102825426B true CN102825426B (zh) 2016-08-10

Family

ID=45937015

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201210115409.9A Active CN102825426B (zh) 2011-04-11 2012-04-11 使用多种填料制造涂覆部件的方法

Country Status (3)

Country Link
US (1) US8528208B2 (zh)
EP (1) EP2511475B1 (zh)
CN (1) CN102825426B (zh)

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140271974A1 (en) * 2013-03-14 2014-09-18 Honda Motor Co., Ltd. Conforming cooling method and mold
US8905713B2 (en) 2010-05-28 2014-12-09 General Electric Company Articles which include chevron film cooling holes, and related processes
US8673397B2 (en) 2010-11-10 2014-03-18 General Electric Company Methods of fabricating and coating a component
US8601691B2 (en) 2011-04-27 2013-12-10 General Electric Company Component and methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US20120295061A1 (en) * 2011-05-18 2012-11-22 General Electric Company Components with precision surface channels and hybrid machining method
US9206696B2 (en) 2011-08-16 2015-12-08 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US20130086784A1 (en) 2011-10-06 2013-04-11 General Electric Company Repair methods for cooled components
CH706090A1 (de) * 2012-02-17 2013-08-30 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Herstellen eines oberflächennahen Kühlkanals in einem thermisch hoch beanspruchten Bauteil sowie Bauteil mit einem solchen Kanal.
US9435208B2 (en) * 2012-04-17 2016-09-06 General Electric Company Components with microchannel cooling
DE102013109116A1 (de) 2012-08-27 2014-03-27 General Electric Company (N.D.Ges.D. Staates New York) Bauteil mit Kühlkanälen und Verfahren zur Herstellung
US9238265B2 (en) 2012-09-27 2016-01-19 General Electric Company Backstrike protection during machining of cooling features
US20140137408A1 (en) * 2012-11-16 2014-05-22 General Electric Company Methods of fabricating and coating turbine components
GB201316731D0 (en) * 2013-09-20 2013-11-06 Rolls Royce Plc Manufacture of hollow aerofoil
US9111734B2 (en) 2013-10-31 2015-08-18 General Electric Company Systems and method of coating an interior surface of an object
US9476306B2 (en) 2013-11-26 2016-10-25 General Electric Company Components with multi-layered cooling features and methods of manufacture
EP2995863B1 (en) 2014-09-09 2018-05-23 United Technologies Corporation Single-walled combustor for a gas turbine engine and method of manufacture
EP3018415B1 (en) * 2014-11-07 2020-01-01 United Technologies Corporation Combustor dilution hole cooling
US10450871B2 (en) 2015-02-26 2019-10-22 Rolls-Royce Corporation Repair of dual walled metallic components using directed energy deposition material addition
EP3061556B1 (en) 2015-02-26 2018-08-15 Rolls-Royce Corporation Method for repairing a dual walled metallic component using braze material and such component obtained
CN104827194A (zh) * 2015-05-13 2015-08-12 西安交通大学 用水—二氧化硅作为涡轮叶片激光加工中的后壁防护方法
US9938899B2 (en) 2015-06-15 2018-04-10 General Electric Company Hot gas path component having cast-in features for near wall cooling
US9970302B2 (en) 2015-06-15 2018-05-15 General Electric Company Hot gas path component trailing edge having near wall cooling features
US9828915B2 (en) * 2015-06-15 2017-11-28 General Electric Company Hot gas path component having near wall cooling features
US9897006B2 (en) 2015-06-15 2018-02-20 General Electric Company Hot gas path component cooling system having a particle collection chamber
US10704395B2 (en) * 2016-05-10 2020-07-07 General Electric Company Airfoil with cooling circuit
US10458259B2 (en) 2016-05-12 2019-10-29 General Electric Company Engine component wall with a cooling circuit
US10508551B2 (en) 2016-08-16 2019-12-17 General Electric Company Engine component with porous trench
US10612389B2 (en) 2016-08-16 2020-04-07 General Electric Company Engine component with porous section
US10767489B2 (en) 2016-08-16 2020-09-08 General Electric Company Component for a turbine engine with a hole
US10800112B2 (en) * 2016-09-12 2020-10-13 Textron Innovations, Inc. Bonding process and system
US10689984B2 (en) 2016-09-13 2020-06-23 Rolls-Royce Corporation Cast gas turbine engine cooling components
US10569481B2 (en) * 2017-06-26 2020-02-25 General Electric Company Shaped composite ply layups and methods for shaping composite ply layups
US11338396B2 (en) 2018-03-08 2022-05-24 Rolls-Royce Corporation Techniques and assemblies for joining components
US10941665B2 (en) 2018-05-04 2021-03-09 General Electric Company Composite airfoil assembly for an interdigitated rotor
US10677075B2 (en) 2018-05-04 2020-06-09 General Electric Company Composite airfoil assembly for an interdigitated rotor
US11040915B2 (en) * 2018-09-11 2021-06-22 General Electric Company Method of forming CMC component cooling cavities
US11090771B2 (en) 2018-11-05 2021-08-17 Rolls-Royce Corporation Dual-walled components for a gas turbine engine
US11305363B2 (en) 2019-02-11 2022-04-19 Rolls-Royce Corporation Repair of through-hole damage using braze sintered preform
US11548102B2 (en) 2020-07-31 2023-01-10 General Electric Company Method for repairing composite components using a plug
US11156110B1 (en) 2020-08-04 2021-10-26 General Electric Company Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine
US11655719B2 (en) 2021-04-16 2023-05-23 General Electric Company Airfoil assembly
US11692446B2 (en) 2021-09-23 2023-07-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Airfoil with sintered powder components

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4545427A (en) * 1982-05-24 1985-10-08 Grumman Aerospace Corporation Re-entrant groove heat pipe
US5075966A (en) * 1990-09-04 1991-12-31 General Electric Company Method for fabricating a hollow component for a rocket engine
US6582194B1 (en) * 1997-08-29 2003-06-24 Siemens Aktiengesellschaft Gas-turbine blade and method of manufacturing a gas-turbine blade
CN1445437A (zh) * 2002-03-18 2003-10-01 通用电气公司 合成高温部件及其制造方法
CN101120156A (zh) * 2005-04-12 2008-02-06 西门子公司 带有气膜冷却孔的构件
CN101772587A (zh) * 2008-03-14 2010-07-07 西门子公司 冷却孔掩蔽方法和用于掩蔽冷却孔的掩蔽工艺的装置

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5626462A (en) 1995-01-03 1997-05-06 General Electric Company Double-wall airfoil
US5640767A (en) 1995-01-03 1997-06-24 Gen Electric Method for making a double-wall airfoil
US5875549A (en) 1997-03-17 1999-03-02 Siemens Westinghouse Power Corporation Method of forming internal passages within articles and articles formed by same
FR2776215B1 (fr) * 1998-03-20 2000-06-16 Snecma Procede de fabrication d'un circuit regeneratif a fort flux thermique, notamment pour chambre de combustion de moteur-fusee
US6214248B1 (en) 1998-11-12 2001-04-10 General Electric Company Method of forming hollow channels within a component
US6321449B2 (en) 1998-11-12 2001-11-27 General Electric Company Method of forming hollow channels within a component
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
DE10024302A1 (de) 2000-05-17 2001-11-22 Alstom Power Nv Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils
US6368060B1 (en) 2000-05-23 2002-04-09 General Electric Company Shaped cooling hole for an airfoil
US6617003B1 (en) 2000-11-06 2003-09-09 General Electric Company Directly cooled thermal barrier coating system
US6427327B1 (en) * 2000-11-29 2002-08-06 General Electric Company Method of modifying cooled turbine components
US6551061B2 (en) 2001-03-27 2003-04-22 General Electric Company Process for forming micro cooling channels inside a thermal barrier coating system without masking material
US6602053B2 (en) 2001-08-02 2003-08-05 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling structure and method of manufacturing the same
EP1295969A1 (en) 2001-09-22 2003-03-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd Method of growing a MCrAIY-coating and an article coated with the MCrAIY-coating
EP1295970A1 (en) 2001-09-22 2003-03-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd MCrAlY type alloy coating
US6921014B2 (en) 2002-05-07 2005-07-26 General Electric Company Method for forming a channel on the surface of a metal substrate
EP1365039A1 (en) * 2002-05-24 2003-11-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd Process of masking colling holes of a gas turbine component
EP1387040B1 (en) 2002-08-02 2006-12-06 ALSTOM Technology Ltd Method of protecting partial areas of a component
US7351290B2 (en) 2003-07-17 2008-04-01 General Electric Company Robotic pen
US6905302B2 (en) 2003-09-17 2005-06-14 General Electric Company Network cooled coated wall
US7186167B2 (en) 2004-04-15 2007-03-06 United Technologies Corporation Suspended abrasive waterjet hole drilling system and method
US7302990B2 (en) 2004-05-06 2007-12-04 General Electric Company Method of forming concavities in the surface of a metal component, and related processes and articles
WO2006069941A1 (de) 2004-12-24 2006-07-06 Alstom Technology Ltd Bauteil mit eingebettetem kanal, insbesondere heissgaskomponente einer strömungsmaschine
US7879203B2 (en) 2006-12-11 2011-02-01 General Electric Company Method and apparatus for cathodic arc ion plasma deposition
US8601691B2 (en) * 2011-04-27 2013-12-10 General Electric Company Component and methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4545427A (en) * 1982-05-24 1985-10-08 Grumman Aerospace Corporation Re-entrant groove heat pipe
US5075966A (en) * 1990-09-04 1991-12-31 General Electric Company Method for fabricating a hollow component for a rocket engine
US6582194B1 (en) * 1997-08-29 2003-06-24 Siemens Aktiengesellschaft Gas-turbine blade and method of manufacturing a gas-turbine blade
CN1445437A (zh) * 2002-03-18 2003-10-01 通用电气公司 合成高温部件及其制造方法
CN101120156A (zh) * 2005-04-12 2008-02-06 西门子公司 带有气膜冷却孔的构件
CN101772587A (zh) * 2008-03-14 2010-07-07 西门子公司 冷却孔掩蔽方法和用于掩蔽冷却孔的掩蔽工艺的装置

Also Published As

Publication number Publication date
EP2511475B1 (en) 2020-09-16
CN102825426A (zh) 2012-12-19
US20120255870A1 (en) 2012-10-11
EP2511475A3 (en) 2017-12-27
US8528208B2 (en) 2013-09-10
EP2511475A2 (en) 2012-10-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102825426B (zh) 使用多种填料制造涂覆部件的方法
US8910379B2 (en) Wireless component and methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
CN102536465B (zh) 使用短效涂层制作构件的方法
CN102606231B (zh) 具有冷却通道的构件和制造方法
CN102536332B (zh) 具有凹形冷却通道的部件及其制造方法
CN102560481B (zh) 使用两层式结构涂层来制造构件的方法
JP6537162B2 (ja) 多層冷却特徴を有する部品および製造方法
CN102678199B (zh) 带有冷却通道的构件及制造方法
CN103375199B (zh) 使用微通道进行冷却的部件
US9003657B2 (en) Components with porous metal cooling and methods of manufacture
JP5997432B2 (ja) 構成部品、ならびに、構成部品の製造および被覆方法
CN103161522B (zh) 具有微通道冷却的构件
CN102953828B (zh) 带有冷却通道的构件和制造方法
CN102839992B (zh) 带有冷却通道的构件及制造方法
US20120243995A1 (en) Components with cooling channels formed in coating and methods of manufacture
CN102554564A (zh) 具有冷却装置的涡轮机部件与制造该种涡轮机部件的方法
CN102839993A (zh) 具有冷却通道的部件及其制造方法
CN103009024A (zh) 带有冷却通道的构件和制造方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for 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: 20240114

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Patentee before: General Electric Co.