CN106837428A - 用于制作复杂膜孔的添加制造方法 - Google Patents

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Abstract

一种在涡轮构件上形成冷却孔结构的方法。涡轮构件具有带有内表面和外表面的构件壁。开孔经过构件壁，且流体地连接内表面和外表面。该方法包括以下步骤：A)形成与开口和外表面连通的凹口；以及B)使用添加制造过程来在凹口中形成出口区域。

Description

用于制作复杂膜孔的添加制造方法
技术领域
本发明涉及涡轮构件中的孔形成，且更具体地涉及复杂成形的膜孔的形成和用于通过添加制造来制作该膜孔的方法。
背景技术
涡轮发动机中的翼型件常常包括用于沿翼型件的外表面排放冷却空气膜来影响膜冷却的冷却孔。这些可称为"膜冷却孔"或"膜孔"。
为了改进冷却孔的性能，还已知的是修改它们的形状来影响冷却流扩散。扩散降低排放速度，且提高空气流的静压。扩散冷却孔已知在各种构造中通过在构件的热表面上提供更大覆盖范围的冷却剂膜来改进膜冷却效率。典型的扩散膜冷却孔可大体上从入口到出口为圆锥形的，带有适合的增大的面积比来用于影响扩散而没有不期望的流分离。典型的扩散膜冷却孔还在入口处或入口附近并入计量区段，以将流率控制至期望的大小。扩散沿着孔的长度的只是一部分(典型地朝向出口)发生，且可以是沿侧向和/或纵向方向，或它们的组合。在本技术领域中还发现其它类型的扩散冷却孔，包括大体上矩形成形的孔出口以提供变化的性能特征。
用于形成膜孔的常规方法包括铸造和机加工。由常规方法生产膜孔中的一个问题在于它们在外形上受制造过程限制。
因此，存在对用于在涡轮叶片构件中生产复杂成形的膜孔的制造过程的需求。这样的复杂膜孔允许冷却流体的精确传送，使得在失去的发动机效率中这样的冷却流体的成本极小化和/或降低。
发明内容
该需求通过使用添加制造过程形成膜孔的一部分上的方法来解决。
根据本发明的一个方面，提供了一种在涡轮构件上形成冷却孔结构的方法。涡轮构件具有带有内表面和外表面的构件壁。开孔经过构件壁，且流体地连接内表面和外表面。该方法包括：形成与开口和外表面连通的凹口；以及使用添加制造过程来在凹口中形成出口区域。
根据本发明的一个方面，提供了一种在涡轮构件上形成冷却孔结构的方法，涡轮构件具有带有内表面和外表面的构件壁，其中开孔经过构件壁，且流体地连接内表面和外表面。该方法包括：形成与开口和外表面连通的凹口；以及使用添加制造过程来形成沿孔中心线随距离改变大小的膜孔的区段。
本发明的第一技术方案中提供了一种在涡轮构件上形成冷却孔结构的方法，所述涡轮构件具有带有内表面和外表面的构件壁，其中开孔经过所述构件壁，且流体地连接所述内表面和所述外表面，所述方法包括：形成与所述开口和所述外表面连通的凹口；以及使用添加制造过程来在所述凹口中形成出口区域。
本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，还包括将粉末沉积在限定所述凹口的第一表面上；以及以对应于结构的层的图案熔合所述粉末。
本发明的第三技术方案是在第二技术方案中，还包括在循环中重复沉积和熔合的步骤，来以逐层方式构建所述结构。
本发明的第四技术方案是在第三技术方案中，沉积和熔合的重复循环导致包括熔合和未熔合的粉末两者的构件，所述方法还包括除去所述未熔合的粉末。
本发明的第五技术方案是在第二技术方案中，所述粉末通过以下来粘合至所述第一表面：施加粘合剂至所述第一表面；以及施加粉末至所述粘合剂。
本发明的第六技术方案是在第五技术方案中，还包括在所述粉末被施加至所述粘合剂之后除去多余粉末。
本发明的第七技术方案是在第二技术方案中，还包括在所述开孔中形成塞，以及将粉末沉积在所述塞上。
本发明的第八技术方案是在第七技术方案中，还包括熔合所述粉末，使得所述图案将未熔合的粉末留在所述塞的至少一部分上。
本发明的第九技术方案是在第八技术方案中，还包括通过熔合后续层来形成扩散区段，使得各个后续层的未熔合的粉末重叠前一层的未熔合的粉末。
本发明的第十技术方案是在第一技术方案中，所述构件包括金属合金。
本发明的第十一技术方案是在第一技术方案中，所述粉末包括金属合金。
本发明的第十二技术方案提供了一种在涡轮构件上形成冷却孔结构的方法，所述涡轮构件具有带有内表面和外表面的构件壁，其中开孔经过所述构件壁，且流体地连接所述内表面和所述外表面，所述方法包括：形成与所述开口和所述外表面连通的凹口；以及使用添加制造过程来形成沿孔中心线随距离改变大小的膜孔的区段。
本发明的第十三技术方案是在第十二技术方案中，还包括将粉末沉积在限定所述凹口的第一表面上；以及以对应于结构的层的图案熔合所述粉末。
本发明的第十四技术方案是在第十三技术方案中，还包括在循环中重复沉积和熔合的步骤来以逐层方式构建所述结构。
本发明的第十五技术方案是在第十四技术方案中，重复沉积和熔合的循环导致包括熔合和未熔合的粉末两者的构件，所述方法还包括除去所述未熔合的粉末。
本发明的第十六技术方案是在第十二技术方案中，所述粉末通过以下来粘合至所述第一表面：施加粘合剂至所述第一表面；以及施加粉末至所述粘合剂。
本发明的第十七技术方案是在第十六技术方案中，还包括在所述粉末被施加至所述粘合剂之后除去多余粉末。
本发明的第十八技术方案是在第十三技术方案中，还包括在所述开孔中形成塞，以及将粉末沉积在至少部分地重叠所述塞的层中。
本发明的第十九技术方案是在第十八技术方案中，还包括熔合所述层中的所述粉末，使得所述图案将未熔合的粉末留在所述塞的至少一部分上。
本发明的第二十技术方案是在第十九技术方案中，还包括通过熔合后续层来形成膜孔的退出区段，使得各个后续层的未熔合的粉末重叠前一层的未熔合和熔合的粉末两者。
附图说明
本发明可连同附图参照以下描述来最佳地理解，在附图中：
图1为包括在飞行器发动机中的涡轮叶片的透视图，其中涡轮叶片的壁包括用于冷却壁的多个膜孔；
图2为在线2-2处截取的图1中所示的涡轮叶片的一部分的截面视图，示出了按照用于通过添加制造来制造膜孔的方法形成的复杂膜孔；
图3为示出复杂膜孔的图1中所示的涡轮叶片的一部分的平面视图；
图4为沿图1中的线2-2截取的图1的涡轮叶片的制造过程的一个步骤期间生成的壁区段坯料的一部分的截面视图；
图5为图3中的壁区段的透视图，示出了穿过其间形成的孔；
图6为图5的涡轮构件的一部分的截面视图，示出了在壁区段的孔的一端附近材料已经从涡轮构件除去，使得凹口被限定；
图7为图6中所示的壁区段的一部分的截面视图，其中孔在凹口附近的一个区段已经被阻塞；
图8为图7中所示的壁区段的一部分的截面视图，其中粘合剂被施加到壁区段上；
图9为图8中的壁区段的一部分的截面视图，示出了粉末被施加到壁区段上；
图10为图9中的壁区段的一部分的截面视图，示出了被熔合的粉末；
图11为图10的壁区段的一部分的截面视图，示出了已经加至凹口以限定在阻塞的孔的一端处开始的扩散器区段的过渡区域的新材料；
图12为图11的壁区段的截面视图，其中已经除去了未熔合的粉末；以及
图13为图12中所示的壁区段的截面视图，其中已经除去阻塞材料，且示出了按照下文所述的方法制造的复杂膜孔的轮廓。
零件列表
10 涡轮叶片
12 燕尾部
14 叶片柄
16 平台
18 翼型件
19 根部
22 尖端
24 凹形压力侧壁
26 凸形吸力侧壁
28 前缘
31 后缘
32 放气槽口
34 尖端盖
36 声响器尖端
38 吸力侧尖端壁
39 压力侧尖端壁
54 内表面
56 外表面
100 膜冷却孔
104 入口区段
108 出口区段
112 过渡区域
120 壁区段
122 开孔
124 第一端
126 第二端
131 表面
132 凹口
134 塞
139 粘合物质
152 材料
154 内表面
156 外表面
200 膜孔
204 入口区段
208 出口区段
212 过渡区段。
具体实施方式
参看附图，其中相同的参考标号表示各种视图各处的相同元件，图1示出了示例性涡轮叶片10。涡轮叶片10包括常规燕尾部12，其可具有任何适合的形式，包括柄脚，其接合转子盘(未示出)中的燕尾槽的互补的柄脚，以用于在叶片10在操作期间旋转时将叶片10固持到盘上。叶片柄14从燕尾部12沿径向向上延伸，且终止于平台16，平台16从柄14沿侧向向外突出，且包绕柄14。中空翼型件18从平台16沿径向向外延伸且延伸到热气流中。翼型件具有在平台16和翼型件18的接合处的根部19，以及在其径向外端处的尖端22。翼型件18具有在前缘28处和在后缘31处连结在一起的凹形压力侧壁24和凸形吸力侧壁26。
翼型件18可采用适用于从热气流获得能量且引起转子盘的旋转的任何构造。翼型件18可将多个后缘放气槽口32结合在翼型件18的压力侧壁24上，或者它可结合多个后缘冷却孔(未示出)。翼型件18的尖端22由尖端盖34封闭，尖端盖34可整体结合到翼型件18上，或单独地形成且附接到翼型件18上。直立的声响器尖端(squealer tip)36从尖端盖34沿径向向外延伸，且设置成紧邻组装的发动机中的静止护罩(未示出)，以便最小化穿过尖端22的空气流损失。声响器尖端36包括与压力侧尖端壁39成间隔开的关系设置的吸力侧尖端壁38。尖端壁39和38整体结合到翼型件18上，且分别形成压力侧壁24和吸力侧壁26的延伸部。压力侧尖端壁38和吸力侧尖端壁39的外表面分别与压力侧壁24和吸力侧壁26的外表面形成连续的表面。多个膜冷却孔100经过翼型件18的外壁。膜冷却孔100与翼型件18的内部空间(未示出)连通，其可包括由内壁限定的冷却通路的复杂布置，诸如蛇线构造。请注意，翼型件18可由诸如具有良好高温抗蠕变性的镍基或钴基合金(通常称为"超级合金")的材料制成。
图2更详细示出了膜冷却孔100中的一个。膜孔100从压力侧壁24的内表面54延伸至压力侧壁24的外表面56。膜孔100包括入口区段104和出口区段108。入口区段104通常称为"计量区段"，大体上是圆形，且具有中心线。入口区段104和出口区段108在过渡区域112处汇合。在此方面，入口区段104从内表面54延伸至过渡区域112。
出口区段108具有从过渡区域112到外表面56增大的流动面积。如图3中所见，出口区段108的大小在侧向方向上相对于出口区段的中心线沿流动方向增大。此类结构通常称为"扩散器区段"或"风扇区段"，且可采用各种形状，诸如圆锥形、四边形或更多层面的。
图3的示例为非限制性几何形状。应当理解的是，膜孔的扩散可沿相对于孔中心线的一个方向(例如，如图所示的侧向)、或沿多个方向(例如，圆锥形)、或以其它各种造型出现。还应理解的是，这样的造型可出现在出口区域中，或过渡区域中，或以上两者。换言之，在根据下面描述的方法形成的膜孔中，沿中心线在不同的点处截取的横截面具有处于不同成形的参数的不同的面积。膜孔100构造成使得其限定非线性流体流动通路A。流体通路A在其经过过渡区域112时改变方向且扩张。膜冷却孔100为复杂膜孔的实例，且更具体而言，复杂膜孔100为非视线孔(non-line-of-sight hole)的实例。如本文中所使用的，用语"复杂"是指包括除具有单个直线圆形截面的开孔外的任何部分或特征的任何孔。举例来说且不限制，这样的孔包括不可由常用方法(诸如激光钻孔和放电加工)制造的那些方法。
现在将描述制造复杂膜孔(诸如膜孔100)的方法。首先，提供了如图4中所示的壁区段120。壁区段120大体上代表任何形状(诸如平的、凸形的、凹形的和/或复杂弯曲的)的任何涡轮构件的壁区段。一个这样的壁区段120是上文所述的吸力侧壁26，且分别包括相对的内表面154和外表面156。应当理解的是，壁区段120的提供步骤包括但不限于制造壁区段120或获得预制的壁区段120。制造壁区段120的方法包括但不限于通常已知的那些，诸如铸造、机加工和它们的组合。其次，根据所示实施例，如图5中所示的开孔122形成为穿过壁区段120。应当认识到的是，开孔122根据常规手段(诸如机加工、钻孔)形成。此外，开孔122可在壁区段120的形成期间通过诸如铸造的方法形成。
开孔122从第一端124延伸至第二端126。参看图6，下一个步骤为除去限定开孔122的第二端126的壁区段120的一部分。这可选地后接除去壁区段120的另一部分，使得开孔122的第二端126围绕其圆周的至少一些重新限定。以此方式，凹口132形成在管的第二端126处，且准备接收附加材料。凹口132与表面156和开孔122流体连通。凹口132由表面131限定。举例来说而不限制，可由以下工艺中的一者形成：磨削、铸造、钻孔、机加工和它们的组合。
在制备用于在第二端126附近接收附加材料的开孔122的步骤之后，实施了关于使用添加制造过程来重新构造开孔122的第二端126的步骤。
添加制造过程可选地以如图7中所示的塞134阻塞开孔122的步骤开始。应当认识到的是，开孔122的阻塞不是必需的，且添加制造过程可以以定位壁区段120的步骤开始，或其可以以施加粘合剂和/或施加粉末的步骤开始。在所示实施例中，塞134定位在开孔122接合凹口132的位置，且构造成使得防止来自后续添加制造步骤的粉末进入开孔122中。应当认识到的是，举例来说而不限制，开孔122可使用以下材料中的至少一者来阻塞：聚合物、未熔合的粉末、蜡或其它材料，以及它们的组合。应当认识到的是，这些材料选择成使得它们可通过溶解、机械手段、热或它们的组合来从完成的部分除去。
现在参照图8，可执行在预定位置将粘合物质139施加到凹口132上的可选步骤。
如图9中所示，粉末P(例如，金属、陶瓷和/或有机粉末)沉积到粘合层139上。作为非限制性实例，粉末层的厚度可为大约10微米(0.0004英寸)。
粉末P可通过使粉末滴落或喷洒到凹口132上或通过将壁区段120浸入粉末中来施加。粉末施加可选地按需要后接刷洗、刮削、吹气或摇动，以除去多余粉末，例如，以获得均匀的层。将注意的是，粉末施加过程不需要常规粉末床或平面工作表面，且零件可由任何期望的手段(诸如简单的工作台、夹具或固定装置)来支承。
如图10中所示，一旦粉末P粘合，则定向能量源B(诸如，激光或电子束)被用于熔化正被建造的结构的层。定向能量源发射束，且束操纵设备用于以适合图案在露出的粉末表面上操纵束。粉末的露出层由束加热至允许其熔化、流动和固结的温度，且熔合或粘合到与其接触的基底上。以此方式，构成粉末P的金属颗粒现在作为壁区段120的一部分存在。该步骤可称为熔合粉末。未熔合的粉末可在施加粘合剂、施加粉末和熔合粉末的下一循环之前在此阶段除去。然而，在所示实施例中，在各个步骤中并未除去的未熔合的粉末仍在适当的位置上。在此方面，未熔合的粉末可操作成支承下一层的粉末。
粘合粉末、除去多余粉末且然后定向能量熔化粉末的该循环重复，直到整个构件完成。如图11中所示，当构件完成时，新材料152定位在凹口132中且限定膜孔200。膜孔200包括入口区段204，以及出口区段208，过渡区段212。膜孔200至少部分地填充有填料F。举例来说而不限制，填料F包括以下的一者：未熔合的粉末P、粘合剂139、阻塞材料134和它们的组合。在精整步骤中，填料F和来自先前步骤的任何其它未熔合和未联结的粉末或粘合剂可在一个清洁步骤中除去。作为备选，可使用两个清洁步骤。一个在于通过空气压力或空气射流从膜孔200除去松散的填料F材料，从而导致图12中所示的结构。而第二个为通过诸如用溶剂来溶解、使用热来消散等的方法来除去塞134，这导致图13中所示的结构。应当注意的是，图13中所示的结构与图2中所示的结构基本相同，只是强调了经由本方法添加的新材料。
备选地，可执行精整和清洁步骤使得内表面154、外表面156、以及膜孔200具有期望的精整度且除去诸如粉末和粘合颗粒的碎屑。所述的过程仅为添加制造过程的一个实例。"添加制造"是本文中用于描述工艺的用语，该工艺涉及逐层构建或添加制造(与关于常规加工过程的材料除去相反)。此过程还可称为"快速制造过程"。添加制造工艺包括但不限于：直接金属激光熔化(DMLM)、激光近净成形制造(LNSM)、电子束烧结、选择性激光烧结(SLS)、3D打印(诸如通过喷墨和激光喷射)、立体光刻(SLA)、电子束熔化(EBM)、激光工程近净成形(LENS)，以及直接金属沉积(DMD)。
本文所述的过程具有优于现有技术的若干优点。添加制造过程关于可制造的膜孔的形状和构造更加灵活得多。此外，相信添加制造过程允许膜孔的形成期间的较低热生成，且因此结晶结构和涡轮叶片形状较少变形。
上文所述的方法提供了用于产生膜孔或复杂出口成形的其它类似的孔口的手段，而不需要常规机加工过程，诸如钻孔、EDM成型或激光穿孔。通过允许在单个过程中形成复杂的出口形状来避免此常规方法的复杂性。这将允许制作复杂冷却的构件的灵活性和成本降低两者。这继而又具有提高涡轮构件的冷却效率和降低发动机比燃料消耗("SFC")的潜在可能。
前文已经描述了用于在涡轮叶片中的膜孔的添加制造的设备及方法。本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征和/或如此公开的任何方法或工艺的所有步骤可以以除此类特征和/或步骤中的至少一些互斥的组合外的任何组合来组合。
本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的各个特征可由用于相同、等同或类似目的的备选特征替换，除非明确另外指出。因此，除非明确另外指出，否则公开的各个特征仅为普通的一系列等同或类似特征的一个实例。
本发明不限于前述(多个)实施例的细节。本发明延伸至本说明书(包括任何所附潜在新颖点、摘要和附图)中公开的特征的任何新颖的一个、或任何新颖的组合，或延伸至如此公开的任何方法或工艺的任何新颖的一个或任何新颖的组合。

Claims (10)

1. 一种在涡轮构件上形成冷却孔结构的方法，所述涡轮构件具有带有内表面和外表面的构件壁，其中开孔经过所述构件壁，且流体地连接所述内表面和所述外表面，所述方法包括：
形成与所述开口和所述外表面连通的凹口；以及
使用添加制造过程来在所述凹口中形成出口区域。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括将粉末沉积在限定所述凹口的第一表面上；以及
以对应于结构的层的图案熔合所述粉末。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，还包括在循环中重复沉积和熔合的步骤，来以逐层方式构建所述结构。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，沉积和熔合的重复循环导致包括熔合和未熔合的粉末两者的构件，所述方法还包括除去所述未熔合的粉末。
5. 根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述粉末通过以下来粘合至所述第一表面：
施加粘合剂至所述第一表面；以及
施加粉末至所述粘合剂。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，还包括在所述粉末被施加至所述粘合剂之后除去多余粉末。
7.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，还包括在所述开孔中形成塞，以及将粉末沉积在所述塞上。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，还包括熔合所述粉末，使得所述图案将未熔合的粉末留在所述塞的至少一部分上。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，还包括通过熔合后续层来形成扩散区段，使得各个后续层的未熔合的粉末重叠前一层的未熔合的粉末。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述构件包括金属合金。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109931113A (zh) * 2017-12-18 2019-06-25 通用电气公司 具有冷却孔的发动机部件

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180179899A1 (en) * 2016-12-22 2018-06-28 General Electric Company Method and apparatus for brazed engine components
US10933481B2 (en) 2018-01-05 2021-03-02 General Electric Company Method of forming cooling passage for turbine component with cap element
US10612391B2 (en) 2018-01-05 2020-04-07 General Electric Company Two portion cooling passage for airfoil
FR3079551B1 (fr) * 2018-03-29 2020-04-24 Safran Helicopter Engines Aube de distributeur de turbine comportant une paroi interne de refroidissement issue de fabrication additive
US11118462B2 (en) * 2019-01-24 2021-09-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade tip pocket rib
JP7160703B2 (ja) * 2019-01-25 2022-10-25 株式会社神戸製鋼所 積層造形物の製造方法及び積層造形物
JP7160704B2 (ja) * 2019-01-25 2022-10-25 株式会社神戸製鋼所 積層造形物の製造方法及び積層造形物
US11053809B2 (en) 2019-07-16 2021-07-06 General Electric Company Turbine engine airfoil
US11225707B2 (en) 2019-08-13 2022-01-18 General Electric Company Protective shields for improved coating of turbine component cooling features
JP7382881B2 (ja) * 2020-03-31 2023-11-17 三菱重工業株式会社 造形物の製造方法
US11371359B2 (en) 2020-11-26 2022-06-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine
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
US11603769B2 (en) 2021-08-13 2023-03-14 Raytheon Technologies Corporation Forming lined cooling aperture(s) in a turbine engine component
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
US11673200B2 (en) 2021-08-13 2023-06-13 Raytheon Technologies Corporation Forming cooling aperture(s) using electrical discharge machining
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

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60177107A (ja) * 1984-02-24 1985-09-11 Mazda Motor Corp 金属部材上に熱膨張係数が異なる表面層を形成する方法
CN102560481A (zh) * 2010-12-13 2012-07-11 通用电气公司 使用两层式结构涂层来制造构件的方法
CN103056604A (zh) * 2011-10-21 2013-04-24 通用电气公司 具有激光熔覆的部件以及制造方法
JP2014177938A (ja) * 2013-03-14 2014-09-25 General Electric Co <Ge> マイクロ冷却レーザ堆積材料層を備えた構成要素並びにその製造方法
US20150037498A1 (en) * 2013-08-01 2015-02-05 Siemens Energy, Inc. Methods and preforms to mask holes and support open-substrate cavities during laser cladding
CN105189976A (zh) * 2013-03-15 2015-12-23 联合工艺公司 用于在冷却孔内附加特征的加成制造方法

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5142778A (en) 1991-03-13 1992-09-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine component repair
US5997251A (en) 1997-11-17 1999-12-07 General Electric Company Ribbed turbine blade tip
US20070044306A1 (en) 2005-08-29 2007-03-01 United Technologies Corporation Superalloy repair methods
US8632311B2 (en) 2006-08-21 2014-01-21 General Electric Company Flared tip turbine blade
FR2972379B1 (fr) 2011-03-07 2014-01-17 Snecma Procede de rechargement local de piece thermomecanique endommagee et piece ainsi realisee, en particulier piece de turbine
US9266170B2 (en) 2012-01-27 2016-02-23 Honeywell International Inc. Multi-material turbine components
US9296039B2 (en) 2012-04-24 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil impingement cooling
EP2685170A1 (en) 2012-07-10 2014-01-15 Alstom Technology Ltd Cooled wall structure for the hot gas parts of a gas turbine and method for manufacturing such a structure
US9289826B2 (en) 2012-09-17 2016-03-22 Honeywell International Inc. Turbine stator airfoil assemblies and methods for their manufacture
US20140216042A1 (en) 2012-09-28 2014-08-07 United Technologies Corporation Combustor component with cooling holes formed by additive manufacturing
US20140099476A1 (en) 2012-10-08 2014-04-10 Ramesh Subramanian Additive manufacture of turbine component with multiple materials
KR20150106007A (ko) 2013-01-31 2015-09-18 지멘스 에너지, 인코포레이티드 초합금 구성요소의 국부 보수
US9931695B2 (en) 2014-09-25 2018-04-03 General Electric Company Article and method for making an article

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60177107A (ja) * 1984-02-24 1985-09-11 Mazda Motor Corp 金属部材上に熱膨張係数が異なる表面層を形成する方法
CN102560481A (zh) * 2010-12-13 2012-07-11 通用电气公司 使用两层式结构涂层来制造构件的方法
CN103056604A (zh) * 2011-10-21 2013-04-24 通用电气公司 具有激光熔覆的部件以及制造方法
JP2014177938A (ja) * 2013-03-14 2014-09-25 General Electric Co <Ge> マイクロ冷却レーザ堆積材料層を備えた構成要素並びにその製造方法
CN105189976A (zh) * 2013-03-15 2015-12-23 联合工艺公司 用于在冷却孔内附加特征的加成制造方法
US20150037498A1 (en) * 2013-08-01 2015-02-05 Siemens Energy, Inc. Methods and preforms to mask holes and support open-substrate cavities during laser cladding

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109931113A (zh) * 2017-12-18 2019-06-25 通用电气公司 具有冷却孔的发动机部件
CN109931113B (zh) * 2017-12-18 2021-10-29 通用电气公司 具有冷却孔的发动机部件

Also Published As

Publication number Publication date
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CA2946547A1 (en) 2017-05-10
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EP3167982B1 (en) 2019-08-14

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