CN104105843B - 在高热应力构件中产生近表面冷却通道的方法和有此通道的构件 - Google Patents

在高热应力构件中产生近表面冷却通道的方法和有此通道的构件 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于在高热应力构件(14)中产生近表面冷却通道(17)的方法，该方法包括以下步骤：a)提供构件(14)，构件(14)在热侧上在待被冷却的区域中具有表面(18)；b)在表面(18)中形成槽道(19)；c)将冷却管(20)插入到槽道(19)中；d)在冷却管(20)插入的情况下，用耐热填充材料(21)填充槽道(19)，使得插入的冷却管(20)嵌到填充材料(21)中，留出入口(17i)和出口(17o)；以及e)在冷却管(20)嵌入的情况下，用抗氧化的、关于温度稳定的覆盖层(22)覆盖槽道(19)。该方法便宜，并且可在大多数不同的情形中以灵活的方式使用该方法，以便节约冷却介质，或者降低热负载。

Description

在高热应力构件中产生近表面冷却通道的方法和有此通道的构件
技术领域
本发明涉及热机领域。本发明涉及根据权利要求1的前序部分所述的一种用于在高热应力构件中产生近表面冷却通道的方法。本发明还涉及根据该方法所产生的构件。
背景技术
在热机中，一贯以来的目标都是使效率尽可能地高，以便较有效地使用所施加的燃料来产生功率。在燃气涡轮的情况下，目标是63%的效率，例如，为此，将需要在1850K的范围中的较高的燃烧温度。为了实现这一点，必须借助于复杂的冷却装置和构造来冷却机器的热负载高的构件。由于复杂程度越来越高，在这样的构件的生产中的问题增加，并且这些问题会导致高废品率。
在燃气涡轮的情况下，由于燃烧室出口温度的分布不规则，所以在布置在后面的构件(诸如定子叶片或转子叶片或热气通道的壁元件)中出现临界热区，从而引起局部过热，使得在这样的构件中，在未来要考虑比热气温度高大约80-130K的工作温度。
为此，在燃气涡轮和同等的热机中，需要对热负载高的构件进行非常高效的局部冷却。
可形成这种高效的局部冷却的一种可行方式是近表面或近壁冷却，这在图1和2中的两个变型中有显示。图1的构件10'(示例中为管状)具有壁11，壁11的厚度t为例如4mm。热气体从外部(块状箭头)撞击到构件10'上。冷却介质(主要是空气或蒸汽)流过构件10'的内部空间12，并且至少部分地从壁11扩散从外部引入的热。
在图2中重现用于构件10的经改进的备选冷却构造。在这种情况下，冷却介质流过平行的冷却通道13，冷却通道13的内径d1为1mm，冷却通道13例如直接在壁11中延伸，并且与例如壁11的外表面仅相距为0.5mm的距离d2。
图1中的构造转变成图2的构造使得冷却介质质量流能够降低40-55%，或者使热气体的温度升高50-125K，因为冷却介质和热气体之间的距离缩短了。
可用以下方式在具有喷射冷却的构件中实现这种构造：基础是一种构件，根据图3，该构件具有喷射冷却式构件壁14'(厚度为例如2.0mm-5.3mm)，倾斜的冷却孔15(内径为例如0.8mm)通过该构件壁14'从构件壁14'的冷侧CS延伸到热侧HS，冷却孔冷却介质16流过冷却孔15，并且在受热表面18上排出。
在根据图4的具有同等的壁14的构件的情况下，不是冷却孔15，而是冷却通道17形成于构件壁14中，并且具有例如1.0mm的内径，冷却通道17包括多个区域17a、17b和17c。第一通道区段17a从冷侧CS上的入口延伸到构件壁14的内部中。第二通道区段17b与第一通道区段17a相连，并且(以图2中的冷却通道13的方式)基本平行于(相距例如0.6mm的距离)待被冷却的表面18而延伸。第三通道区段17c则与第二冷却通道17b相连，并且在热侧HS上的出口中终止。在这种情况下(类似于图3中的冷却孔15)，第一通道区段17a和第三通道区段17c定向成相对于表面18倾斜。
作为近表面或近壁冷却，图4中显示的类型的冷却构造将与传统冷却构造相比而带来显著的优点。
但是，这种冷却构造会在与生产工程有关的困难方面造成问题，这会导致高成本和高废品率。
肯定可想到用空心型芯技术中的铸造方法来实现这样的冷却构造。在这种情况下，在铸造构件之后，移除形成内部冷却通道网络的型芯。剩下的腔体会形成通道。虽然此方法在生产工程方面是实际的，但由于复杂，该方法昂贵，并且受高废品率所困扰。此外，此技术无法重新加工构件，或者在后续无法修改构件。
发明内容
因此本发明的目标是公开一种用于对热机、特别是燃气涡轮的受热构件产生近表面冷却通道的方法，该方法可应用于不同的构件，并且将以相当低的成本和低的废品率执行该方法，即使回头在已有构件上执行，并且该方法使构件的冷却作用得到显著改进且寿命相应地增加。
公开一种对应的构件也是本发明的目标。
这些和其它目标由权利要求1和13的全部特征实现。
根据本发明的用于在高热应力构件中产生近表面冷却通道的方法包括以下步骤：
a)提供构件，构件在热侧上在待被冷却的区域中具有表面；
b)在这个表面中形成至少一个槽道；
c)将冷却管插入到槽道中；
d)在冷却管插入的情况下，用耐热填充材料填充槽道，使得插入的冷却管嵌到填充材料中，留出入口和出口；以及
e)在冷却管嵌入的情况下，用抗氧化的、关于温度稳定(temperature-stable)的覆盖层覆盖槽道。
根据本发明的方法的一个实施例的特征在于，在步骤(b)中，借助于材料移除工艺来挖空构件中的槽道。
在这种情况下，可特别地借助于EDM电极，通过火花腐蚀来在构件中挖空槽道。
EDM电极在其形状上优选对应于待被挖空的槽道。
根据本发明的方法的另一个实施例的特征在于，构件具有壁，壁具有热侧和相对地设置的冷侧，并且槽道被引入到构件壁中，使得槽道通过壁从冷侧延伸向热侧，并且在冷侧上具有入口，以及在热侧上具有出口。
在这种情况下特别有利的是：槽道以及因此还有完成的冷却通道包括：第一通道区段，其从冷侧上的入口延伸到构件壁的内部中；第二通道区段，其与第一通道区段相连，并且基本平行于待被冷却的表面而延伸；以及第三通道区段，其与第二通道区段相连，并且在热侧上的出口中终止。
第一冷却通道和第三冷却通道优选地定向成相对于表面倾斜，即呈锐角。
在这种情况下，冷却通道可特别地具有大约1mm的内径，并且第二通道区段可与待被冷却的表面相距小于或等于1mm的距离。
根据本发明的方法的另一个实施例的特征在于，使在构件中形成槽道的深度或者挖空构件的深度使得除了入口和出口之外，插入的冷却管充分地位于表面下方。
根据本发明的方法的另一个实施例的特征在于，在冷却管插入的情况下，用高温焊料作为填充材料填充槽道。
根据本发明的方法的又一个实施例的特征在于，借助于激光金属成形工艺(LMF)，通过熔敷焊接来施用抗氧化的、关于温度稳定的覆盖层。
在这种情况下，优选通过连续地施用多个交迭涂层来形成覆盖层。
热喷涂构成备选的优选涂覆工艺。
根据本发明的高热应力构件具有由表面界定的热侧和至少一个近表面冷却通道，其特征在于，用根据本发明的方法产生冷却通道。
根据本发明的构件的一个实施例的特征在于，构件具有壁，壁具有热侧和相对地设置的冷侧，并且冷却通道通过构件壁从冷侧延伸到热侧，并且在冷侧上具有入口，以及在热侧上具有出口。
根据本发明的构件的另一个实施例的特征在于，冷却通道包括：第一通道区段，其从冷侧上的入口延伸到构件壁的内部中；第二通道区段，其与第一通道区段相连，并且基本平行于待被冷却的表面而延伸；以及第三通道区段，其与第二通道区段相连，并且在热侧上的出口中终止。
第一通道区段和第三通道区段特别地定向成相对于表面倾斜，并且优选地与表面法线包括介于15°和30°之间的角，特别是优选大约18°的角。
根据本发明的构件的另一个实施例的特征在于，冷却通道具有冷却管，冷却管位于形成于表面中的槽道中，并且嵌到耐热填充材料中，特别是高温焊料中。
冷却管优选地具有大约1mm的内径和大约1.5mm的外径，并且第二通道区段与待被冷却的表面相距小于或等于1mm的距离。
根据本发明的构件的另一个实施例的特征在于，冷却通道具有大约20mm的长度。
根据本发明的构件的又一个实施例的特征在于，多个冷却通道在构件中布置成彼此并联和/或串联以及隔开一距离。
在这种情况下，冷却介质可沿相同或相反的方向流过多个冷却通道。
还可想到最佳地适合构件的冷却要求的其它冷却布置，它们具有定向或尺寸不同的冷却通道。
附图说明
后续应基于示例性实施例，结合附图，更详细地阐明本发明。在图中
图1显示管状构件的横截面，其中，借助于在管的内部流动的冷却介质来冷却受热壁；
图2以横截面和放大的细节显示管状构件，其中，借助于在壁的内部延伸的冷却通道，在表面附近冷却受热壁；
图3显示通过构件壁的截面，构件壁具有用于传统的喷射冷却的冷却通道；
图4在与图3相当的视图中显示构件壁，除了喷射冷却之外，其具有近表面冷却通道；
图5在与图4相当的视图中显示构件壁，它具有根据本发明的示例性实施例的近表面冷却通道；
图6显示在平面VI-VI上通过图5的冷却通道的截面；
图7在照片图中显示根据本发明的示例性实施例的用于在板状构件中产生近表面冷却通道的各种步骤；
图9在透视侧视图中显示可在本发明中使用的EDM电极的示例；
图10显示根据本发明的另一个示例性实施例，将相应地弯曲的管插入到已经在构件中挖空的槽道中；
图11在与图6相当的视图中显示根据本发明的另一个示例性实施例，在借助于熔敷焊接(LMF)来产生覆盖层的期间的多个步骤；以及
图12显示关于根据本发明的构件的示例性实施例，该构件呈定子叶片的形式，根据本发明，冷却通道被引入到叶片翼型件的前缘中。
具体实施方式
本发明公开了一种用于产生近表面冷却构造的已知方法的新备选方案。不是试图在基础材料中形成对应的冷却通道，或者试图通过结合两个或更多个部分来形成冷却通道，后面阐明的用于产生近表面或近壁冷却通道的解决办法而是基于将完整的通道嵌到构件的表面中。
此方法的一系列产生步骤包括以下：在第一步骤中，以适当的方式、特别是通过挖空槽道准备基础材料，以便容纳后面将进入到表面中的管。这种槽道的构造可为直的，但也可想到其它构造，诸如弯曲构造，以便以特定的方式优化冷却作用，这取决于应用情况。
通常从热气侧或热侧将槽道引入到构件或壁中(参见图7(a))。但还可想到，从其它侧引入槽道，如果正在使用的机器可接近这个位置的话。在引入槽道(一个或多个)的同时，预先制造好通道插件，其呈封闭本体的形式，优选呈内径为大约1mm且外径介于1.5mm和2.5mm之间的管的形式。圆形横截面形状有助于最大程度地减少裂纹的出现。
然后将管引入到构件中或待被冷却的构件壁中的槽道中(参见图7(b)和10)。引入诸如管的封闭形式确保熔池在后面对覆盖层进行熔敷焊接的期间稳定。
为了将管固定在槽道中，以及为了实现最佳热传递，将管嵌到槽道中的填充材料中，特别是呈高温焊料的形式的填充材料，并且借助于研磨来弄平表面(图7(c))。
最后，借助于激光金属成形(LMF)或者借助于另一个涂覆工艺(参见图7(d)和11)来施用抗氧化覆盖层。为了进行最终的热隔离，还可在抗氧化覆盖层的顶部上施用隔热涂层(TBC)。
插入的管的端部形成用于流过的冷却空气的入口和出口，因此，在嵌入高温焊料的期间，使这些开口不封闭或不受约束是重要的。
在与图4相当的视图中，图5显示根据本发明的示例性实施例的构件壁，其具有近表面冷却空气通道。图6显示在平面VI-VI上通过图5的冷却通道的截面。冷却通道17包括多个区域17a、17b和17c，冷却通道17延伸通过图5的构件壁14，并且冷却介质16(例如冷却空气16)在运行期间通过冷却通道从冷侧上的入口17i流到热侧上的出口17o，并且在出口17o排到受热表面18上。
冷却通道17基本由冷却管20形成，冷却管20插入到被引入到构件壁14中的槽道19中，并且在那里嵌到由高温焊料构成的填充材料21中。借助于LMF将由抗氧化材料构成的覆盖层22施用在填充材料21的(平滑)层的顶部上。在图6中重现布置的圆形横截面。管20的圆形横截面几何构造较不容易出现裂纹。
冷却通道17没有任何底切。冷却管20的内径为例如1.0mm，并且外径为1.5mm。中心通道区段17b平行于表面18而延伸，而通道区段17a和17c则定向成相对于表面法线倾斜大约18°的角。冷却通道17的长度为大约20mm。中心通道区段17b中的槽道19的深度为大约1.6mm。管20至少在热侧上的中心通道区段17b和通道区段17c上面延伸，如图5中显示的那样。但是，管20也可在冷侧上的通道区段17a的一部分或全部上面延伸。
图7在照片图中显示根据本发明的示例性实施例的用于在板形构件中产生近表面冷却通道的各种步骤(a)至(e)。图7(a)显示槽道24或29，借助于EDM将槽道24或29引入到构件23或28中。根据图7(b)，然后将相应地形成的冷却管25或30引入(插入)这些槽道24、29中。根据图7(c)，然后将插入的管嵌到高温焊料中，并且磨平被填充槽道的区域中的表面。可清楚地看见冷却通道的留出的出口26或31。最后，根据图7(d)，借助于LMF以交迭宽度施用由适当的材料构成的抗氧化覆盖层27或32。
为了将槽道(图5、6中的19)引入到构件的表面中，根据图9，使用EDM电极33，EDM电极33具有对应于后面的通道区段17a-c的多个电极区域33a-c。利用这种电极，借助于埋头孔腐蚀来挖空槽道。依照槽道35(包括三个区域)在构件34中的构造，根据图10，待插入的冷却管36也被分成三个区域36a-c。
根据图11，借助于LMF来施用覆盖层22优选通过交迭地连续施用覆盖层涂层1-R至3-C而进行。在第一步骤中(图11(a))，施用第一右边覆盖层涂层1-R。在第二步骤中(图11(b))，以交迭方式施用第一左边覆盖层涂层1-L。在另外的步骤中(图11(c))，然后施用另一个右边和左边覆盖层涂层2-RR和2-LL和第三中间覆盖层涂层3-C。
作为根据本发明的构件的示例性实施例，图12最后显示了燃气涡轮的定子叶片43，定子叶片具有在平台39和上部平台40之间的受冷却的叶片翼型件38，叶片翼型件具有后缘41和前缘42。在前缘42中，不是简单的喷射冷却孔，而是根据本发明布置了并联的冷却通道44，冷却通道44彼此偏移成多个排。关于冷却介质的流向，在这种情况下，相邻排的冷却通道44、还有排本身可对应于特定的单独情况的要求而不同地定向。因此，在冷却保持恒定的情况下，可节约流过叶片的一些冷却介质。
总而言之，通过使用根据本发明的方法，可将任何形状的近表面或近壁冷却通道布置在任何传统上受对流冷却的热气表面上，以便提高冷却作用和节约冷却介质。如有必要，也可对较大表面配备这样的冷却通道。如果必须修整构件，或者如果必须改进或更换现有构件，则也可应用描述的技术。
本发明具有多个优点：
可在热区域中局部地使用近壁冷却系统；
它可从热的外侧引入；
可重新加工(改造)已经安装的构件；
产生方法使得能够修整使用的构件；
高冷却作用减少了冷却介质的消耗；
在某些状况下，可提高机器中的热气温度；
该方法对于双壁铸件是有利的备选方案；以及
引入的冷却通道的形状最大程度地减少了出现裂纹的风险。
标号列表
10、10'构件(例如管)
11壁
12内部空间
13冷却通道(近表面)
14、14'构件
15冷却孔
16冷却介质，例如空气
17冷却通道(近表面)
17a-c通道区段
17i入口
17o出口
18表面
19槽道
20冷却管
21填充材料(例如高温焊料)
22覆盖层(例如熔敷焊接的)
23、28、34构件
24、29、35槽道
25、30、36冷却管
26、31出口
27、32覆盖层
33EDM电极
33a-c电极区域
36a-c管区域
37LMF装置
38叶片翼型件
39、40平台
41后缘
42前缘
43定子叶片(例如燃气涡轮)
44冷却通道
d1内径
d2距离
HS热侧
CS冷侧
t壁厚度
1-R、1-L覆盖层涂层
2-RR、2-LL覆盖层涂层
3-C覆盖层涂层。

Claims (21)

1.一种用于在高热应力构件(23，28，34)中产生近表面冷却通道(17，44)的方法，其特征在于以下步骤：
a)提供构件(23，28，34)，所述构件(23，28，34)在热侧(HS)上在待冷却的区域中具有表面(18)；
b)在所述表面(18)中形成槽道(19，24，29，35)；
c)将冷却管(20，25，30，36)插入到所述槽道(19，24，29，35)中；
d)在所述冷却管(20，25，30，36)插入的情况下，用耐热填充材料(21)填充所述槽道(19，24，29，35)，使得所插入的冷却管(20，25，30，36)嵌到所述耐热填充材料(21)中，留出入口(17i)和出口(17o，26，31)；以及
e)在所述冷却管(20，25，30，36)嵌入的情况下，用抗氧化的、关于温度稳定的覆盖层(22，27，32)覆盖所述槽道(19，24，29，35)；且
其中，在步骤(b)中，借助于EDM电极(33)，通过火花腐蚀来在所述构件(23，28，34)中挖空所述槽道(19，24，29，35)。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述EDM电极(33)在其形状上对应于待被挖空的所述槽道(19，24，29，35)。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述构件(23，28，34)具有壁(14)，所述壁(14)具有热侧(HS)和相对地设置的冷侧(CS)，并且所述槽道(19，24，29，35)被引入到所述壁(14)中，使得所述槽道通过所述壁(14)从所述冷侧(CS)延伸到所述热侧(HS)，并且所述槽道在所述冷侧(CS)上具有入口(17i)，以及在所述热侧(HS)上具有出口(17o)。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述槽道(19，24，29，35)以及因此还有完成的冷却通道(17，44)包括：第一通道区段(17a)，其从所述冷侧(CS)上的所述入口(17i)延伸到所述壁(14)的内部中；第二通道区段(17b)，其与所述第一通道区段(17a)相连，并且平行于待被冷却的表面(18)而延伸；以及第三通道区段(17c)，其与所述第二通道区段(17b)相连，并且在所述热侧(HS)上的所述出口(17o)中终止。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述第一通道区段(17a)和所述第三通道区段(17c)定向成相对于所述表面(18)倾斜，即呈锐角。
6.根据权利要求4或5所述的方法，其特征在于，所述冷却通道(17，44)具有1mm的内径，并且所述第二通道区段(17b)与待被冷却的表面(18)相距小于或等于1mm的距离(d2)。
7.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，在所述构件(23，28，34)中形成所述槽道(19，24，29，35)的深度或者挖空所述构件(23，28，34)的深度使得除入口(17i)和出口(17o)之外，所插入的冷却管(20，25，30，36)充分地位于所述表面(18)下方。
8.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，在所述冷却管(20，25，30，36)插入的情况下，用高温焊料作为填充材料(21)填充所述槽道(19，24，29，35)。
9.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，借助于激光金属成形工艺(LMF)，通过熔敷焊接来施用所述抗氧化的、关于温度稳定的覆盖层(22)。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，通过连续地施用多个交迭的覆盖层涂层(1-R，1-L，2-RR，2-LL，3-C)来形成所述覆盖层(22)。
11.一种高热应力构件(23，28，34)，其具有由表面(18)界定的热侧，以及至少一个根据权利要求1至10中的任一项所述的方法来产生的近表面冷却通道(17，44)，其中，借助于EDM电极(33)，通过火花腐蚀来在所述构件(23，28，34)中挖空所述槽道(19，24，29，35)。
12.根据权利要求11所述的构件，其特征在于，所述构件(23，28，34)具有壁(14)，所述壁(14)具有热侧(HS)和相对地设置的冷侧(CS)，并且所述冷却通道(17，44)通过所述壁(14)从所述冷侧(CS)延伸到所述热侧(HS)，并且在所述冷侧(CS)上具有入口(17i)，以及在所述热侧(HS)上具有出口(17o)。
13.根据权利要求12所述的构件，其特征在于，所述冷却通道(17，44)包括：第一通道区段(17a)，其从所述冷侧(CS)上的所述入口(17i)延伸到所述壁(14)的内部；第二通道区段(17b)，其与所述第一通道区段(17a)相连，并且平行于待被冷却的表面(18)而延伸；以及第三通道区段(17c)，其与所述第二通道区段(17b)相连，并且在所述热侧(HS)上的所述出口(17o)中终止。
14.根据权利要求13所述的构件，其特征在于，所述第一通道区段(17a)和所述第三通道区段(17c)定向成相对于所述表面(18)倾斜，即呈锐角。
15.根据权利要求14所述的构件，其特征在于，所述第一通道区段(17a)和所述第三通道区段(17c)定向成与表面法线成介于15°和30°之间的角。
16.根据权利要求15所述的构件，其特征在于，所述第一通道区段(17a)和所述第三通道区段(17c)定向成与所述表面法线成18°的角。
17.根据权利要求11－16中的任一项所述的构件，其特征在于，所述冷却通道(17，44)具有冷却管(20，25，30，36)，所述冷却管(20，25，30，36)位于形成于所述表面(18)中的槽道(19，24，29，35)中，并且嵌到耐热填充材料(21)中。
18.根据权利要求17所述的构件，其特征在于，所述耐热填充材料(21)是高温焊料。
19.根据权利要求17所述的构件，其特征在于，所述冷却管具有1mm的内径和1.5mm的外径，并且所述第二通道区段(17b)与待被冷却的表面(18)相距小于或等于1mm的距离(d2)。
20.根据权利要求11至16中的任一项所述的构件，其特征在于，所述冷却通道(17，44)具有20mm的长度。
21.根据权利要求11至16中的任一项所述的构件，其特征在于，多个通道(44)在所述构件(43)中布置成彼此并联和/或串联以及隔开一距离。
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Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9624779B2 (en) * 2013-10-15 2017-04-18 General Electric Company Thermal management article and method of forming the same, and method of thermal management of a substrate
GB201417587D0 (en) * 2014-10-06 2014-11-19 Rolls Royce Plc A cooked component
US20160146019A1 (en) * 2014-11-26 2016-05-26 Elena P. Pizano Cooling channel for airfoil with tapered pocket
US20160230993A1 (en) * 2015-02-10 2016-08-11 United Technologies Corporation Combustor liner effusion cooling holes
US9752440B2 (en) * 2015-05-29 2017-09-05 General Electric Company Turbine component having surface cooling channels and method of forming same
JP6583780B2 (ja) * 2015-09-14 2019-10-02 三菱日立パワーシステムズ株式会社 翼及びこれを備えるガスタービン
US10731483B2 (en) 2015-12-08 2020-08-04 General Electric Company Thermal management article
US10450867B2 (en) * 2016-02-12 2019-10-22 General Electric Company Riblets for a flowpath surface of a turbomachine
US10495309B2 (en) * 2016-02-12 2019-12-03 General Electric Company Surface contouring of a flowpath wall of a gas turbine engine
US10502058B2 (en) 2016-07-08 2019-12-10 General Electric Company Coupon for hot gas path component having manufacturing assist features
US10443399B2 (en) 2016-07-22 2019-10-15 General Electric Company Turbine vane with coupon having corrugated surface(s)
US10450868B2 (en) 2016-07-22 2019-10-22 General Electric Company Turbine rotor blade with coupon having corrugated surface(s)
US11015529B2 (en) 2016-12-23 2021-05-25 General Electric Company Feature based cooling using in wall contoured cooling passage
US10704399B2 (en) * 2017-05-31 2020-07-07 General Electric Company Adaptively opening cooling pathway
US10717101B2 (en) 2018-02-16 2020-07-21 General Electric Company Method for making cooling assembly for a turbomachine part
US11486578B2 (en) 2020-05-26 2022-11-01 Raytheon Technologies Corporation Multi-walled structure for a gas turbine engine
CN112728971B (zh) * 2020-12-30 2021-10-19 西安交通大学 一种核热推进系统中的预热装置

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1473827A (en) * 1923-11-13 Chester b
US1841762A (en) * 1932-01-19 gebmahy
DE730114C (de) * 1940-12-14 1943-01-07 Adolf Bangert Apparat zur Durchfuehtung von unter Waermetausch verlaufenden Reaktionen
US2687278A (en) * 1948-05-26 1954-08-24 Chrysler Corp Article with passages
US2811761A (en) * 1954-11-04 1957-11-05 Nat Lead Co Split dies provided with cooling means
US4259037A (en) * 1976-12-13 1981-03-31 General Electric Company Liquid cooled gas turbine buckets
US4156582A (en) * 1976-12-13 1979-05-29 General Electric Company Liquid cooled gas turbine buckets
IT1093610B (it) * 1977-04-06 1985-07-19 Gen Electric Metodo di fabbricazione di componenti di turbine a gas raffreddate a liquido
US4183456A (en) * 1977-04-06 1980-01-15 General Electric Company Method of fabricating liquid cooled gas turbine components
US4185369A (en) * 1978-03-22 1980-01-29 General Electric Company Method of manufacture of cooled turbine or compressor buckets
US4249291A (en) * 1979-06-01 1981-02-10 General Electric Company Method for forming a liquid cooled airfoil for a gas turbine
US4350473A (en) * 1980-02-22 1982-09-21 General Electric Company Liquid cooled counter flow turbine bucket
CH675019A5 (zh) * 1987-08-04 1990-08-15 Sulzer Ag
DE4141329C1 (zh) * 1991-12-14 1993-04-01 Buss Ag, Basel, Ch
US5902647A (en) * 1996-12-03 1999-05-11 General Electric Company Method for protecting passage holes in a metal-based substrate from becoming obstructed, and related compositions
US6383602B1 (en) * 1996-12-23 2002-05-07 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture
US6214248B1 (en) * 1998-11-12 2001-04-10 General Electric Company Method of forming hollow channels within a component
US6427327B1 (en) * 2000-11-29 2002-08-06 General Electric Company Method of modifying cooled turbine components
CN1445081A (zh) * 2002-03-15 2003-10-01 练成功 复合式鞋中底及其制作方法
EP1496140A1 (de) * 2003-07-09 2005-01-12 Siemens Aktiengesellschaft Schichtstruktur und Verfahren zur Herstellung einer Schichtstruktur
ATE513980T1 (de) 2004-12-24 2011-07-15 Alstom Technology Ltd Verfahren zur herstellung eines bauteils mit eingebettetem kanal sowie bauteil
GB2429515B (en) * 2005-08-11 2008-06-25 Rolls Royce Plc Cooling method and apparatus
US7658590B1 (en) * 2005-09-30 2010-02-09 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with micro-tubes embedded with a TBC
US7322795B2 (en) * 2006-01-27 2008-01-29 United Technologies Corporation Firm cooling method and hole manufacture
US20080199661A1 (en) * 2007-02-15 2008-08-21 Siemens Power Generation, Inc. Thermally insulated CMC structure with internal cooling
US8651805B2 (en) * 2010-04-22 2014-02-18 General Electric Company Hot gas path component cooling system
CN101899662B (zh) * 2010-07-22 2012-09-05 西安交通大学 提高激光金属成形零件表面平整度的方法
US8673397B2 (en) * 2010-11-10 2014-03-18 General Electric Company Methods of fabricating and coating a component
US20120243995A1 (en) * 2011-03-21 2012-09-27 General Electric Company Components with cooling channels formed in coating and methods of manufacture
US8528208B2 (en) * 2011-04-11 2013-09-10 General Electric Company Methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US8601691B2 (en) * 2011-04-27 2013-12-10 General Electric Company Component and methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers

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