CN104685092B - 用于制造涡轮组件的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于制造涡轮组件(10，10a)的方法，涡轮组件包括朝向彼此邻近布置并实现为双轮叶区段(40，40a)的至少两个翼面(12，14)。为了提供恰当且可靠的保护，该方法包括以下步骤：‑利用第一保护技术处理所述涡轮组件(10，10a)，所述第一保护技术给至少两个邻近翼面(12，14)提供第一保护，其中，所述至少两个邻近翼面(12，14)的一个翼面(14)的至少一个区域(16)保持未处理；‑利用第二保护技术预处理所述至少两个邻近翼面(12，14)的一个翼面(14)的在利用第一保护技术进行处理时保持未处理的至少一个区域(16)或者后处理所述至少两个邻近翼面(12，14)的一个翼面(14)的在利用第一保护技术进行处理时保持未处理的至少一个区域(16)，所述第二保护技术给所述至少两个邻近翼面(12，14)的一个翼面(14)的保持未处理的至少一个区域(16)提供第二保护，其中，第一和第二保护技术彼此不同。

Description

用于制造涡轮组件的方法
背景技术
本发明涉及一种用于制造涡轮组件的方法以及一种根据这种方法制造的用于高温应用的涡轮组件，所述涡轮组件包括朝向彼此邻近布置的至少两个翼面。
背景技术
现代燃气轮机通常以极其高温操作。温度对涡轮叶片和/或定子轮叶的影响对涡轮的有效操作是有害的，并且在极端情况下会导致叶片或轮叶的变形、氧化和可能故障。为了克服这种风险，高温涡轮的比如叶片或定子轮叶的部件可由热障涂层(TBC)涂覆。
通常，叶片和轮叶设计为单个部件，允许它们单独地涂覆，以获得满意的涂覆结果。这导致操纵更多数量的零件以及增加的成本。因此，为了减少时间和成本以及为了提供具有低泄漏流且在组装和操作时更稳定的组件，在单个铸造中处理多个翼面。当涂覆这种铸件时，使用所谓的视线涂覆方法(line of sight coating approach)，一些区域中的涂层质量比较差。
当在涂覆过程中，涡轮组件的翼面布置成一个或若干翼面的特定区域由另一翼面覆盖或妨碍时，这种方法会出现问题。这产生了所谓的盲点，在盲点处，会发生具有涂层质量和厚度的局部不确定性。由于表面或涂层状态的温度过高，这不利地影响部件的寿命和整体性。
本发明的第一目的是提供一种用于制造涡轮组件的有利方法，所述涡轮组件包括朝向彼此邻近布置的至少两个翼面。本发明的第二方法是提供一种用于高温应用的由此制造的有利涡轮组件。
发明内容
相应地，本发明提供了一种用于制造涡轮组件的方法，所述涡轮组件包括朝向彼此邻近布置的至少两个翼面。
所述方法包括至少下列步骤：以第一保护技术处理涡轮组件，第一保护技术提供对至少两个邻近翼面的第一保护，其中，至少两个邻近翼面的一个翼面的至少一个区域保持未处理；用第二保护技术预处理所述至少两个邻近翼面的一个翼面的在利用第一保护技术进行处理期间保持未处理的至少一个区域或者后处理所述至少两个邻近翼面的一个翼面的在利用第一保护技术进行处理期间保持未处理的至少一个区域，第二保护技术提供对至少两个邻近翼面的一个翼面的保持未处理的至少一个区域的第二保护，其中，第一和第二保护技术彼此不同。
由于创造性事项，提供了对涡轮组件的翼面的恰当且可靠保护。此外，利用该创造性方法，与第一处理技术相关的至少两个邻近翼面的一个翼面的保持未处理的至少一个区域(所谓的盲点区域)内的不确定性可以最小化，并有利地完全消除。另外，空气动力/性能损失可以最小化。这导致改进的发动机性能。利用这种方法和由此制造的涡轮组件，例如通过改型现存部件或实施额外结构可以使用具有翼面的现有精密铸件(例如转子叶片或定子轮叶)的常规状态。因此，可以省略对这些翼面的复杂且昂贵改造以及对铸造过程的改变。因此，可以有利地分别提供有效的涡轮组件或涡轮。
如从本发明的结构化中明显的是，可在第二保护技术之前或之后执行利用第一保护技术对涡轮组件的处理。涡轮组件意指提供用于涡轮(比如燃气轮机)的组件，其中，该组件具有至少两个翼面。优选地，涡轮组件包括具有周向布置翼面的涡轮叶栅和/或轮和/或包括布置在翼面的相对两端的内外平台。词语“两个邻近翼面”应理解为词语“朝向彼此邻近布置的两个翼面”的缩写。而且，在下面的描述中，为了更好的易读性，词语“至少两个邻近翼面的保持未处理的至少一个区域”指代为“未处理区域”。此外，术语“未处理区域”和“盲点区域”彼此同义。此外，保护技术意指本领域技术人员可用的、提供对消极条件、影响和/或侵略(例如热、湿度、辐射、酸度和/或看起来本领域技术人员适应的任何其它条件、影响和/或侵略)的防护的任何技术。因此，保护可以是例如热保护、防腐保护和/或抗反射保护。第一和第二保护之间的差别在于，所述技术使用和/或具有不同功能原理。特别地，差别不在于不同的处理时间或使用不同物质，比如不同涂层或辐射。
根据本发明的另一有利方面，第一保护技术是热保护技术，由此提供对高温应用领域(比如燃气轮机)中的公知问题的保护。优选地，第二保护技术是热保护技术。因此，可以避免具有低冷却属性的区域，导致翼面冷却效率明显提高，同时使性能损失最小。
总体上，还可配置两个不同保护技术。例如，可使用热保护技术作为第一保护技术，使用抗反射保护技术作为第二保护技术，或者反之亦然。
在优选的实施例中，第一保护技术，尤其是第一热保护技术，是涡轮组件的涂覆工艺。借此，可建设性地容易地施加热保护。有利地，第一保护技术，尤其是第一热保护技术，是涡轮组件的视线涂覆工艺。因此，可以使用这样的工艺，借助所述工艺，可以在单个铸造中处理多个翼面(成为单件)，导致节省成本、低泄漏流和在组装和操作中更稳定的涡轮组件。
另外有利地，至少一个未处理区域布置在翼面的前缘区域中。因此，暴露于高度有害性环境的区域被充分地保护。此外，未处理区域布置在翼面的前缘和抽吸侧之间的交叉部中。然而，由此，至少两个邻近翼面可以极其空气动力的方式布置，并具有对有害影响的有效保护。
另外，有利地，当第二保护技术提供对未处理区域的至少一个修改。因此，可以有针对性地且有益地避免盲点区域的消极影响。例如，具有涂层质量和厚度的局部不确定性(由于表面或涂层状态的温度过高，影响部件的寿命和整体性)可以最小化。在本文中，修改意指本领域技术人员可用的、改变至少区域的属性(例如对热、腐蚀、反射等的抵抗)的任何改变和/或变化。所述修改可以是表面变化，比如施加涂层、蚀刻、粗糙化和/或施加至少一个特定结构(诸如沟槽或凹槽)，或者插入孔等。总体上，还可通过例如借助辐射或酸的物理、化学和/或生物处理导致化学转变。
替代地和/或额外地，第二保护技术提供了对未处理区域处的至少一个额外件的布置。该布置消除了与处理有关的寿命和温度不确定性，例如盲点区域内的涂层、不确定性，同时使冷却消耗和相关气体路径空气动力损失最小，导致改进的发动机性能。额外件意指与翼面、尤其与翼面壳体分离地实施的部件。特别地，额外件和翼面不是一体地形成。
在另一改进例中，第二保护技术，尤其是第二热保护技术，在未处理区域中和/或处提供了冷却结构。因此，可以简单且容易构造和实施的方式获得了冷却。在本文中，冷却结构意指提供对未处理区域的冷却的任何结构、装置和/或本领域技术人员可用的多个相同结构或不同结构。冷却结构可以实现为例如孔，比如薄膜冷却孔、沟槽、冲击管等。
有利地，第二保护技术，尤其为第二热保护技术，在未处理区域处提供了薄膜冷却效果。借此，可以使用有效冷却策略。薄膜冷却效果可由本领域技术人员适应的导致薄膜冷却或排出冷却介质(例如空气)的任何方式提供，冷却介质提供沿翼面的外部表面的薄冷隔离覆盖。短语“提供/导致薄膜冷却/薄膜冷却效果”意指打算、准备、设计和/或实施成引起和/或促进薄膜冷却的方式。这种方式可以是槽、孔或多个槽和/或孔。
根据优选的实施例，未处理区域和/或冷却结构的至少一个修改是薄膜冷却孔的至少一柱。由此，可使用即使提供有效冷却也仅轻微地影响翼面整体性的构造。
替代地和/或额外地，当未处理区域和/或冷却结构处的至少一个额外件是至少一个冲击管时，可以获得高效且有效的冷却。与现有系统的状态相比，可以获得更有效的冷却。此外，有利地，对现存部件的冲击管的改装是不复杂且容易的。在本文中，冲击管是独立于翼面构造的部件和/或另一部件和/或与翼面不同的额外件和/或不与翼面一体形成。
在另一有利实施例中，翼面是涡轮叶片或轮叶，例如喷嘴引导轮叶。
此外，提供了根据创造性方法制造的包括朝向彼此邻近布置的至少两个翼面的涡轮组件。由于创造性事项，可以提供对涡轮组件的翼面的恰当且可靠保护。此外，可以消除且有利地完全去除与第一处理技术相关的未处理区域(盲点区域)内的不确定性。另外，空气动力/性能损失可以最小化。这导致改进的发动机性能。利用这种涡轮组件，通过例如改型现有部件或实施额外结构可以使用具有翼面的现有精密铸件(例如转子叶片和定子轮叶)的常规状态。因此，可以省略对这些翼面的复杂且昂贵改造以及对铸造工艺的改变。因此，可以有利地分别提供有效的涡轮组件或涡轮。
根据优选的实施例，根据创造性方法制造的涡轮组件包括至少一个双翼面区段，其包括两个邻近翼面，其中，一个翼面包括根据第二保护技术(尤其为第二热保护技术)提供的至少一个冷却结构。因此，双翼面或甚至多个翼面可以在单个铸造中制造和/或处理，导致可能的成本节省、低泄漏流和更稳定的组装及可靠操作。
优选地，其它翼面缺少冷却结构。在所有翼面和双翼面区段中的两个翼面均以薄膜冷却孔实现的实施例中，以额外的冷却消耗与相关空气动力损失为代价。因此，为了仅给涡轮叶栅或轮的双翼面区段的一个翼面或每个第二翼面提供冷却结构，这种因素可有利地最小化。此外，这种非周期模式或偏置(薄膜)冷却还冷却结构的数量最小化，例如薄膜冷却孔，或者使所需的制造器材和/或时间最小化，由此节省了制造成本。
参考对示例性实施例的下列描述，可以清楚地理解本发明的上述特性、特征和优点及其获得方式，示例性实施例参考附图进行说明。
附图说明
参考附图描述本说明，附图中：
图1示出具有在一个翼面中包括薄膜冷却孔的双翼面区段的涡轮组件的透视图；
图2示出在用第一保护技术处理期间，图1的双翼面区段的布置的示意性截面图；以及
图3示出具有插入一个翼面中的冲击管的替代双翼面区段的透视图。
具体实施方式
在本发明中，为了简化，仅参考实现为双轮叶区段的双翼面区段，但是应理解，本发明适用于涡轮的叶片的轮叶。
图1示出涡轮组件10的透视图。涡轮组件10包括具有多个双翼面区段40的涡轮叶栅，多个双翼面区段沿涡轮叶栅(未示出)的周向方向42一个位于另一个后方布置，其中，图1示例性示出一个双翼面区段40。涡轮组件10或双翼面区段40包括在周向方向42上朝向彼此邻近布置的两个翼面12、14。因此，每个翼面12、14实现为涡轮轮叶38。外平台和内平台46、46’布置在每个翼面12的两个径向末端44、44’处，其中，末端44、44’朝向彼此相对地布置在翼面12、14上。外平台46和内平台46’基本上垂直于每个翼面12、14的翼展方向48取向。在未示出的涡轮叶栅的周向方向42上，可布置若干翼面12、14，其中，所述翼面12、14经由外平台和内平台44、44’彼此连接起来。应注意，在平台的布置的范围中，“基本上垂直”于翼展方向48还应位于平台44、44’的取向相对于翼展方向48偏离约45°。翼面12、14的翼展方向48定义为基本上垂直于、优选垂直于从每个翼面12、14的前缘22至后缘50的方向延伸的方向，后一方向还已知为翼面的弦翼方向。在下面的描述中，该方向指代为轴向方向52。
双翼面区段40整体地建造，使得需要对双翼面区段40执行所有其它处理步骤。一个翼面不能从双翼面区段40移除。
每个翼面12、14具有包围至少一个空腔56的壳体54，并由此实现为基本中空翼面(见图2)。该构造提供了用于从燃气轮机(未示出)的压缩器排出的冷却介质(例如空气)的流路58。在操作期间，冷却介质经由孔60进入空腔56，孔在朝向每个翼面12、14的前缘22取向的一侧布置在外平台44中。总体上，还可在前缘22和后缘50之间的任何区域中实现具有孔60或多个孔60的内平台44’或两个平台44、44’。
在空腔56内，在燃气轮机发动机操作期间，冷却介质行进通过翼面12、14的现有冷却区域的两个状态，确切地，以冲击管64(仅在翼面12中以虚线示例性示出)实现的冲击冷却区域62和针-翅/基座冷却区域66。前者位于前缘22，后者位于每个翼面12、14的后缘50。为了离开空腔56，冷却介质的最大份额经由每个翼面12、14的后缘50处的孔68(见图2)排出。后缘50还可具有薄膜冷却孔，如图3的翼面14中示例性所示。
两个翼面14之一包括位于翼面14的前缘区域18中的冷却结构30，其中，该区域18是翼面14的前缘22和抽吸侧24之间的交叉部20(还见图2)。冷却结构30实现为薄膜冷却孔34的柱32，图1中虚线示出，因为它们在该示图中隐藏。为了精确定位，参见图2。柱32沿翼面14的整个翼展70在翼展方向48上延伸。为了冷却区域16，冷却介质离开翼面14，并沿翼面14的外部表面72积累为薄冷隔离覆盖。总体上，还可行的是，提供薄膜冷却孔34的多于一个的柱32，柱32仅沿翼面14的翼展70的一部分延伸。此外，每个柱32上的薄膜冷却孔34的数量可以是本领域技术人员适应的任何数量。而且，薄膜冷却孔34的形状可以是本领域技术人员适应的任何形状，比如圆形、椭圆形、矩形等。其它翼面12的前缘区域18中的对应区域74又相应地缺少冷却结构30或薄膜冷却孔34。
基于图2，图2示意性示出在处理或制造涡轮组件10期间，双翼面区段40的布置的截面图。
在制造期间，用第一保护技术处理涡轮组件10，第一保护技术给翼面12、14提供第一保护。第一保护技术是热保护技术，尤其是涡轮组件10的视线涂覆工艺。在涂覆工艺期间，未示出的处理单元的示意性示出的喷射装置76在双翼面区段40周围沿方向78移动，以在翼面12、14的表面72上施加未示出的热保护涂层，比如TBC(热障涂层)。总体上，还可沿方向78旋转涡轮组件10或者采用均在涡轮组件10(未示出)周围布置的多个喷射装置76。
如从图2中可看出，翼面12、14相对于喷射装置76布置成一个翼面14的至少一个区域16位于另一翼面12的阴影区80中。区域16由翼面12在轴向方向52上或从其前缘22至其后缘50的延伸部限定。因此，覆盖的且由此未处理区域16相应地布置在翼面14的前缘区域18中或者前缘22和抽吸侧24之间的交叉部20中。
由于该布置，翼面12妨碍喷射涂层的路径82，并由此防止将涂层施加到另一翼面14上的区域16。因此，两个邻近翼面12、14的翼面14的区域16保持未处理。由于在区域16(所谓的盲点区域(见箭头))中缺少热保护涂层，所以该区域16倾向于有害效果，比如高温。
为了解决该问题，利用第二保护技术后处理至少两个邻近翼面12、14的一个翼面14的在用第一保护技术处理期间保持未处理的区域16，第二保护技术给翼面14的未处理区域16提供第二保护。该第二保护技术还可以是热保护技术，尤其为对未处理区域16的修改。因此，第一和第二保护技术彼此不同。
未处理区域16的该修改26相应地是冷却结构30或薄膜冷却孔34的柱32。因此，第二保护技术在未处理(未涂覆)区域16处提供薄膜冷却效果。薄膜冷却孔34可以通过本领域技术人员适应的任何工艺进行后处理而插入未处理区域16中，例如钻孔、燃烧或蚀刻。此外，未处理区域16中的任何位置和/或地点是可行的。
有利地，薄膜冷却孔34放置在与不会被恰当喷射涂覆的位置邻近的位置或上游。特别地，有利地，位于翼面之一(14)上的冷却孔34排列成它们指向另一翼面12的前缘部分(整体地连接到包括薄膜冷却孔34的翼面14)。
通过使用熟知的技术和通过了解涡轮组件10的几何形状及其在处理单元中的布置，还可替代地预处理至少两个邻近翼面12、14的一个翼面14的在用第一保护技术进行处理期间保持未处理的区域16。因此，在用第二保护技术进行预处理之后，立即执行用提供第一保护的第一保护技术对涡轮组件10的处理(其中，一个翼面14的区域16保持未处理)。
在图3中，示出涡轮组件10的替代实施例。保持不变的部件、特征和功能原则上基本由相同的参考标号表示。然而，为了区分实施例，字母“a”添加到图3实施例的不同的参考标号。下列描述基本上仅限于与图1和2的实施例的不同，其中，保持相同参考的关于部件、特征和功能，可参考图1和2的实施例的描述。
图3示出替代双翼面区段40a的透视图。图3的涡轮组件10a或双翼面区段40a与图1的涡轮组件10或双翼面区段40的不同之处在于，第二保护技术在未处理区域16处提供额外件28的布置。该额外件28是实现为额外冲击管36的冷却结构30，其仅在翼面14的前缘区域18中插入涡轮组件10a的一个翼面14中。双翼面区段40a的另一翼面12相应地缺少额外冷却结构30或额外冲击管36。后缘50可具有薄膜冷却孔，如翼面14中示例性示出。翼面12、14的冲击冷却区域62可实现有冲击管64(在翼面14中仅以虚线示例性示出)。
如所述，本发明还涉及一种涡轮组件，其包括朝向彼此邻近布置的至少两个翼面，至少两个翼面位于两个平台之间，至少两个翼面与两个平台整体地形成，其中，仅至少两个翼面中的第一个包括薄膜冷却孔的至少一个柱，其中，至少两个翼面中的第二个没有薄膜冷却孔。这是有利的，第一翼面的位于薄膜冷却孔下游的薄膜冷却区域不需要热障涂层。因此，涂覆工艺可简化，因为经由喷射不易涂覆的区域可留下，并且不需要涂覆，因为薄膜冷却存在于该区域中。结果，当使用双轮叶区段时，仅翼面之一具有薄膜冷却孔，另一个翼面不具有任何薄膜冷却孔。对于整个环形涡轮部分，这意味着仅双轮叶区段上的每隔一个翼面被薄膜冷却。这是有益的，因为薄膜冷却可限制于减少数量的翼面，使得冷却空气消耗最小。另外，空气动力损失也最小。
尽管本发明通过优选实施例详细示出和描述，但是本发明不限于所公开的示例，在不脱离本发明的范围的情况下，本领域技术人员可从中得到其它变型。

Claims (8)

1.制造涡轮组件(10,10a)的方法，所述涡轮组件包括朝向彼此邻近布置的至少两个翼面(12,14)，所述至少两个翼面位于两个平台(46,46’)之间，所述至少两个翼面(12,14)和两个平台(46,46’)整体地形成，
其特征在于至少以下步骤：
-利用第一保护技术处理所述涡轮组件(10,10a)，所述第一保护技术给至少两个邻近翼面(12,14)提供第一保护，其中，所述至少两个邻近翼面(12,14)的一个翼面(14)的至少一个区域(16)保持未处理；
-利用第二保护技术预处理所述至少两个邻近翼面(12,14)的一个翼面(14)的在利用第一保护技术进行处理时保持未处理的至少一个区域(16)或者后处理所述至少两个邻近翼面(12,14)的一个翼面(14)的在利用第一保护技术进行处理时保持未处理的至少一个区域(16)，所述第二保护技术给所述至少两个邻近翼面(12,14)的一个翼面(14)的保持未处理的至少一个区域(16)提供第二保护，
其中，第一和第二保护技术彼此不同，所述第二保护技术通过涂覆或蚀刻或粗糙化或者通过表面的化学转变来提供所述至少两个邻近翼面(12,14)的一个翼面(14)的保持未处理的至少一个区域(16)的表面变化。
2.如权利要求1所述的方法，其中，所述第一保护技术和/或所述第二保护技术是热保护技术。
3.如权利要求1所述的方法，其中，所述第一保护技术是涡轮组件(10,10a)的视线涂覆工艺。
4.如前述权利要求任一项所述的方法，其中，所述至少两个邻近翼面(12,14)的一个翼面(14)的保持未处理的至少一个区域(16)布置在所述翼面(14)的前缘区域(18)中。
5.如权利要求1-3任一项所述的方法，其中，所述至少两个邻近翼面(12,14)的一个翼面(14)的保持未处理的至少一个区域(16)布置在所述翼面(14)的前缘(22)和抽吸侧(24)之间的交叉部(20)中。
6.如权利要求1-3任一项所述的方法，其中，所述第二保护技术在所述至少两个邻近翼面(12,14)的一个翼面(14)的保持未处理的至少一个区域(16)处提供薄膜冷却效果。
7.如权利要求1-3任一项所述的方法，其中，所述翼面(12,14)是涡轮的叶片(38)。
8.一种根据权利要求1至7任一项所述的方法制造的涡轮组件(10,10a)，包括朝向彼此邻近布置的至少两个翼面(12,14)，所述至少两个翼面位于两个平台(46,46’)之间，所述至少两个翼面(12,14)和两个平台(46,46’)整体地形成。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015072355A1 (ja) * 2013-11-13 2015-05-21 日本曹達株式会社 共結晶およびその製造方法
US10605096B2 (en) * 2016-05-12 2020-03-31 General Electric Company Flared central cavity aft of airfoil leading edge
CN111412181A (zh) * 2020-04-09 2020-07-14 中国航发沈阳发动机研究所 一种压气机引气结构及其引流槽
CN112589377B (zh) * 2020-11-03 2022-05-17 中信重工机械股份有限公司 一种转鼓式汽轮机组装式静叶隔板的制造方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1544414A1 (en) * 2003-12-17 2005-06-22 General Electric Company Inboard cooled nozzle doublet
CN101638996A (zh) * 2008-08-01 2010-02-03 通用电气公司 分割式双动力喷嘴及相关方法

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE69911948T2 (de) * 1999-08-09 2004-11-04 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Verschliessen von Kühlungsöffnungen eines Gasturbinebauteils
SE521759C2 (sv) * 2000-11-09 2003-12-02 Volvo Aero Corp Förfarande för framställning av ett blad till en gasturbinkomponent samt framställning av en gasturbinkomponent
US6749396B2 (en) * 2002-06-17 2004-06-15 General Electric Company Failsafe film cooled wall
US20040180232A1 (en) * 2003-03-12 2004-09-16 General Electric Company Selective region vapor phase aluminided superalloy articles
US7147432B2 (en) 2003-11-24 2006-12-12 General Electric Company Turbine shroud asymmetrical cooling elements
US7004720B2 (en) 2003-12-17 2006-02-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooled turbine vane platform
US7416788B2 (en) * 2005-06-30 2008-08-26 Honeywell International Inc. Thermal barrier coating resistant to penetration by environmental contaminants
US7762773B2 (en) 2006-09-22 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with platform edge cooling channels
US8197184B2 (en) 2006-10-18 2012-06-12 United Technologies Corporation Vane with enhanced heat transfer
US20080124210A1 (en) 2006-11-28 2008-05-29 Peter Wayte Rotary assembly components and methods of fabricating such components
EP2473711B1 (en) 2009-09-04 2014-08-13 Siemens Aktiengesellschaft Metering plate for internally cooled nozzle guide vane doublets.

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1544414A1 (en) * 2003-12-17 2005-06-22 General Electric Company Inboard cooled nozzle doublet
CN101638996A (zh) * 2008-08-01 2010-02-03 通用电气公司 分割式双动力喷嘴及相关方法

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