CN111065794A - 制造部件的方法 - Google Patents

制造部件的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111065794A
CN111065794A CN201880057213.4A CN201880057213A CN111065794A CN 111065794 A CN111065794 A CN 111065794A CN 201880057213 A CN201880057213 A CN 201880057213A CN 111065794 A CN111065794 A CN 111065794A
Authority
CN
China
Prior art keywords
ribs
component
section
surface roughness
manufacturing
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.)
Pending
Application number
CN201880057213.4A
Other languages
English (en)
Inventor
A·戴维斯
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.)
Siemens Energy Global GmbH and Co KG
Original Assignee
Siemens AG
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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of CN111065794A publication Critical patent/CN111065794A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • F01D5/14—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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/20—Direct sintering or melting
    • B22F10/28—Powder bed fusion, e.g. selective laser melting [SLM] or electron beam melting [EBM]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/30—Process control
    • B22F10/36—Process control of energy beam parameters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/30—Process control
    • B22F10/38—Process control to achieve specific product aspects, e.g. surface smoothness, density, porosity or hollow structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/80—Data acquisition or data processing
    • B22F10/85—Data acquisition or data processing for controlling or regulating additive manufacturing processes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F12/00—Apparatus or devices specially adapted for additive manufacturing; Auxiliary means for additive manufacturing; Combinations of additive manufacturing apparatus or devices with other processing apparatus or devices
    • B22F12/40—Radiation means
    • B22F12/41—Radiation means characterised by the type, e.g. laser or electron beam
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/009—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine components other than turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y50/00—Data acquisition or data processing for additive manufacturing
    • B33Y50/02—Data acquisition or data processing for additive manufacturing for controlling or regulating additive manufacturing processes
    • 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
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/516—Surface roughness

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Toxicology (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Powder Metallurgy (AREA)

Abstract

一种用于制造涡轮机的部件(100)的方法。该部件(100)包括具有流体入口(103)和流体出口(200)的主体(104)。冷却通道(204)在流体入口(103)和流体出口(200)之间延伸。冷却通道(204)被划分为在流体入口(103)和流体出口(200)之间延伸的第一段(204A)和第二段(204B)。第一段(204A)具有第一预定粗糙度；第二段(204B)具有第二预定表面粗糙度；第一段(204A)和第二段(204B)中的至少一段中的预定表面粗糙度由多个间隔开的微肋(212)限定，这些微肋延伸经过冷却通道(204)的路径的至少一部分，冷却通道的各段中的至少一段被形成为还包括延伸经过冷却通道(204)的宏肋(206)，在相邻宏肋(206)之间形成至少一个微肋。

Description

制造部件的方法
技术领域
本发明涉及一种制造用于涡轮机的部件的方法。
具体地，本公开涉及用于制造物体的激光烧结领域。
背景技术
燃气涡轮通常包括转子，该转子具有：固定到转子轴上的若干排旋转转子动叶，以及在各排转子动叶之间并固定在燃气涡轮的壳体上的若干排固定静叶。当加压的热工作流体流经各排静叶和动叶时，工作流体将动量传递到转子动叶，从而在膨胀和冷却的同时向转子施加旋转运动。静叶用于控制工作介质的流动，以便优化向转子动叶传递动量。
典型的燃气涡轮转子动叶包括：根部部分，该燃气涡轮转子动叶通过该根部部分被固定到转子轴上；以及空气动力学形成的翼型部分，当加压的热工作流体沿着翼型段流动时，该翼型部分允许传递动量。
转子动叶倾向于是中空的，例如包括增压部，冷却空气被迫通过该增压部。增压部可以由与翼型结构一体形成的内壁来分隔。
由于部件通常通过“脱蜡”铸造方法制成，所以内部通道的表面光洁度足够光滑，对表面热传递的影响可忽略不计。用于喷嘴导向静叶和涡轮动叶的典型冷却设计使用具有不同组合的湍流器(例如，肋、销或基座)或冲击射流，以生成必要的内部热传递。
然而，这种布置不能在所有发动机条件下都提供合适的冷却水平，因此可能限制发动机的最高工作温度。
因此，非常需要一种制造部件的方法，以提供被配置用于增强冷却的内部冷却通道。
发明内容
根据本公开，提供了一种如所附权利要求中阐述的方法。根据从属权利要求和随后的描述，本发明的其他特征将是清楚的。
因而，可以提供一种制造用于涡轮机的部件(100)的方法，该部件(100)包括主体(104)，该主体具有流体入口(103)和流体出口(200)；冷却通道(204)，该冷却通道在流体入口(103)和流体出口(200)之间延伸；冷却通道(204)被划分为在流体入口(103)和流体出口(200)之间延伸的第一段(204A)和第二段(204B)。该方法包括以下步骤：使用激光烧结增材制造装置来制造部件(100)；根据控制参数来控制激光烧结增材制造装置，使得第一段(204A)具有第一预定粗糙度，并且第二段(204B)具有第二预定表面粗糙度；其中第一预定表面粗糙度(Ra)不小于约7μm但不大于约15μm。
宏肋可以被形成为具有高度X，而微肋可以被形成为具有高度Z，并且高度Z介于0.05X和0.1X之间。
宏肋可以被形成为具有介于6X和10X之间的节距P，而微肋可以被形成为具有介于6Z和10Z之间的节距。
该方法可以包括以下步骤：控制激光烧结增材制造装置，以将第一段(204A)的第一预定表面粗糙度和第二段(204B)的第二预定表面粗糙度形成为具有相同的值。
该方法可以包括以下步骤：控制激光烧结增材制造装置，以将第一段(204A)的第一预定表面粗糙度和第二段(204B)的第二预定表面粗糙度形成为具有不同的值。
该方法可以包括以下步骤：控制激光烧结增材制造装置，使得第二段(204B)的第二预定表面粗糙度不小于约1.5μm但不大于约3.5μm。
控制参数可以是烧结激光(402)的跟踪速度。
控制参数可以是烧结激光(402)的强度。
控制参数可以是烧结激光(402)的光斑尺寸。
控制参数可以是烧结材料的粒度，该方法包括以下步骤：控制烧结材料的供应。
增材制造装置可以被控制，以在第一段(204A)和第二段(204B)中的至少一段中产生由多个间隔开的微肋(212)限定的预定表面粗糙度，这些微肋延伸经过冷却通道(204)的路径的至少一部分，其中微肋(212)的高度和宽度都不小于0.025mm且不大于0.1mm。
微肋(212)的横截面可以被形成为多边形。
冷却通道(204)的各段中的至少一段可以被形成为进一步包括延伸经过冷却通道(204)的宏肋(206)，其中宏肋(206)被形成为高度和宽度都不小于0.5mm且不大于5mm，在相邻宏肋(206)之间形成至少一个微肋。
宏肋(206)和微肋(212)可以被形成为彼此平行。
宏肋(206)和微肋(212)可以被形成为彼此成角度。
由该装置形成的部件(100)是以下各项中的一项：转子动叶(100)、定子静叶(96)或转子盘(90)。
因此，提供了一种制造用于涡轮机(例如，燃气涡轮发动机)的部件的方法，其中该部件被配置为具有冷却通道，该冷却通道具有预定表面粗糙度，该表面粗糙度在使用时增加了部件材料与通过部件的流体/空气之间的热传递。
附图说明
现在参考附图对本公开的示例进行描述，其中：
图1示出了涡轮机的示例的示意图；
图2示出了图1所示的涡轮机的涡轮部分的放大区域；
图3示出了图1、图2所示的转子动叶的端视图；
图4示出了根据本发明的转子动叶的局部剖视图；
图5示出了图4的转子动叶的放大区域；
图6至图10示出了根据本公开配置的转子动叶冷却通道的不同示例的图形表示；以及
图11描绘了根据本公开的用于制造部件的示例性激光烧结设备。
具体实施方式
本发明涉及一种制造用于涡轮机的部件的方法、以及该部件。涡轮机可以是燃气涡轮发动机，并且该部件可以是转子动叶、定子静叶或转子盘。
通过上下文，图1以剖视图示出了燃气涡轮发动机60的示例，该剖视图图示了根据本发明的部件(例如，转子动叶)的性质以及这些部件的工作环境。燃气涡轮发动机60以流动串联的方式包括进气口62、压气机部分64、燃烧器部分66和涡轮部分68，它们通常以流动串联的方式并且通常沿纵向或旋转轴线70的方向布置。燃气涡轮发动机60还包括轴72，该轴可绕旋转轴线70旋转并且纵向延伸穿过燃气涡轮发动机60。旋转轴线70通常是相关联的燃气涡轮发动机的旋转轴线。因此，对“轴向”、“径向”和“周向”方向的任何引用均相对于旋转轴线70。
轴72驱动地将涡轮段68连接到压气机部分64。在燃气涡轮发动机60的运行中，通过空气入口62吸入的空气74被压气机部分64压缩并且输送到燃烧器部分66。燃烧器部分66包括：燃烧器增压室76；由双壁罐80限定的一个或多个燃烧室78；和固定到每个燃烧室78的至少一个燃烧器82。燃烧室78和燃烧器82位于燃烧器增压室76内部。通过压气机部分64的压缩空气进入扩散器84，并且从扩散器84排放到燃烧器增压器76中，空气中的一部分空气从该燃烧器增压器76进入燃烧器82，并且与气态或液态燃料混合。然后，空气/燃料混合物被燃烧，并且燃烧气体86或来自燃烧的工作气体经由过渡管道88被引导到涡轮部分68。
涡轮部分68可以包括附接到轴72的若干个动叶承载盘90或涡轮叶轮。在所示的示例中，涡轮部分68包括两个盘90，每个盘均承载涡轮组件12的环形阵列，每个涡轮组件12均包括体现为涡轮动叶100的翼型14。涡轮叶栅92设置在涡轮动叶100之间。每个涡轮叶栅92承载涡轮组件12的环形阵列，每个涡轮组件12都包括以导向静叶(即，定子静叶96)形式的翼型，这些翼型被固定到燃气涡轮发动机60的定子94上。
图2示出了定子静叶96和转子动叶100的放大视图。箭头“A”指示燃烧气体86流过翼型96、100的方向。箭头“B”示出了提供用于密封的空气流动通道，箭头“C”示出了用于穿过定子静叶96的冷却空气流动路径。冷却流动通道101可以设置在转子盘90中，该冷却流动通道101径向向外延伸，以提供转子动叶100中的空气流动通道103。
来自燃烧室78的燃烧气体86进入涡轮部分58并且驱动涡轮动叶100，该涡轮动叶100又使轴72旋转以驱动压气机。导向静叶96用于优化燃烧气体或工作气体86到涡轮动叶上的角度。
图3示出了从面向图2所示的流“A”的上游看到的转子动叶100的视图。
每个转子动叶100包括翼型部分104、根部部分106、以及平台108，翼型从该平台延伸。
转子动叶100借助于其根部部分106被固定到转子盘102，流动通道101可以延伸通过该转子动叶102的根部部分106。根部部分106具有与转子盘90中的凹口(或凹槽)109相对应的形状，并且被配置为防止转子动叶100随着转子盘102旋转而沿径向方向从转子盘102脱离。
图4示出了根据本公开的部件的局部剖面图，该部件可以通过本公开的方法制造。在该示例中，部件是如上所述的转子动叶100。部件100包括主体104，该主体在该示例中被设置为翼型部分104。主体104具有流体入口103，如上所述，流体入口103在原位与冷却通道101或其他流体源流动连通。
尽管本示例涉及一种转子动叶，但是该部件可以是用于燃气涡轮发动机的另一流体/空气冷却的部件，例如，喷嘴导向静叶或涡轮转子，其中转子动叶与转子盘90一体地设置。
入口103可以设置为单个通道或多个通道。部件104还包括一个或多个流体出口200。冷却通道204在流体入口103和流体出口200之间延伸。
在本示例中，流体出口沿着翼型的后缘202设置，例如，作为细长狭缝或多个开口。流体出口还可以通过动叶尖端部分中的孔。
在使用术语“流体入口”和“流体出口”的情况下，这可以被理解为意指单个入口和/或出口，或者多个入口和/或多个出口。因此，经细分的入口可以被提供给冷却通道204，和/或经细分的出口可以提供来自冷却通道204的排气路径。
在图4所示的示例中，冷却通道204被划分为第一段204A和第二段204B。第一段204A和第二段204B在流体入口103和流体出口200之间延伸。在所示的示例中，第一段204A和第二段204B在流体入口103和流体出口200之间彼此串联。在本示例中，还提供了第三段204C。在所示的示例中，第三段与第一段和第二段串联。因此，通过流体入口103进入流动通道204的流体(即，空气)将在离开流体出口200之前先经过第一段204A，然后经过第二段204B，继而经过第三段204C。
术语“第一段”、“第二段”和“第三段”旨在意指“不同段”。在所示的示例中的一些示例中，就冷却流的流动方向而言，在冷却通道中，第三段位于第二段的下游，而第二段位于第一段的下游。然而，在其他示例中，第一段、第二段和第三段可以以不同方式布置。例如，第一段可以在第二段的下游，和/或第三段可以在第一段的下游。
在图4所示的示例中，在各段中的每个段中提供了不同的宏观冷却特征(即，湍流器)。第一段204A包括湍流器206，湍流器206从转子动叶的壁延伸，从而在流动路径中限制流动并且增加表面积。第二段204B包括彼此具有间隔的多个分隔壁208，这些分隔壁限定流动通道并且增加表面积。第三段204C包括基座210以增加表面积。这些宏观冷却特征中的每个宏观冷却特征被配置为增加表面积并且促进湍流，因此提高了将从转子动叶的材料传递至流经的空气的热量总量。
在其他示例中，可以提供不同的宏观冷却特征或上述宏观特征的不同组合。在其他示例中，冷却通道可以不包括任何宏观冷却特征。
第一段和第二段中的至少一段的表面粗糙度(Ra)被配置为不小于约7μm但不大于约15μm。也就是说，第一段和/或第二段的至少一段具有不小于约7μm但不大于约15μm的表面粗糙度(Ra)。换句话说，冷却通道204的至少一段的至少一个区域的表面粗糙度(Ra)被配置为不小于约7μm但不大于约15μm。也就是说，冷却通道204的至少一段的至少一个区域被配置为具有不小于约7μm但不大于约15μm的预定表面粗糙度(Ra)。可替代地，预定表面粗糙度(Ra)可以不小于约8μm但不大于约11μm。
冷却通道204的其余区域的表面粗糙度可以不小于约1.5μm但不大于约3.5μm。
因此，第二段的表面粗糙度可以不小于约1.5μm但不大于约3.5μm。
在其他示例中，第一段和第二段的表面粗糙度可以彼此相同。
尽管在本示例中，第一段设置在紧邻流体入口103的下游，但是冷却通道的第一段可以位于冷却通道的更下游。可以在整个冷却通道204上或向冷却通道204的选择区域提供预定表面粗糙度(即，在期望范围内)。可以在所有冷却通道段(如图4所示)或流动通道的一段的子集(即，区域)上提供预定表面粗糙度(即，在期望范围内)。因此，例如，第二段可以设有期望范围内的预定表面粗糙度，并且第一段和第三段可以具有与第二段不同的表面粗糙度。第一段和第二段的表面粗糙度可以彼此不同。
尽管可以提供实现表面粗糙度的不同方式，但是在本示例中，表面粗糙度由多个间隔开的微肋212限定，这些微肋延伸经过冷却通道204(具体地，经过冷却通道204的第一段204A)的路径的至少一部分。微肋可以具有不小于0.025mm且不大于0.05mm的高度和宽度。可替代地，微肋可以具有不小于0.025mm且不大于0.1mm的高度和宽度。这足以产生不小于约7μm但不大于约15μm的表面粗糙度(Ra)。
微肋212的横截面可以是多边形。微肋212的横截面可以是方形。
可替代地或附加地，宏肋(湍流器)206的横截面可以是多边形，例如，方形。
宏肋可以具有不小于0.5mm且不大于5.0mm的高度和宽度。
在相邻宏肋之间可以设置至少一个微肋。
宏肋206可以与微肋212平行。宏肋可以彼此平行。微肋可以彼此平行。微肋中的至少一个微肋可以相对于微肋中的另一微肋成角度。例如，微肋可以设置为与流动方向成20°至70°。宏肋和微肋可以彼此成角度地设置。也就是说，宏肋可以与微肋成角度地设置。
图6至图10示出了根据本公开的不同布置。应当领会，可以以许多不同的方式设置穿过涡轮动叶的冷却通道，并且可以在冷却通道中提供预定表面粗糙度，而与冷却通道的几何形状无关。
图6至图9示出了图4中示出的布置的变型，其中图6示出了具有预定表面粗糙度(即，Ra被提供为不小于约7μm但不大于约15μm)的第一段204A。在所示的示例中，冷却通道的其余段的表面粗糙度具有与第一段204A不同的表面粗糙度。在图6中，表面粗糙度由垂直于通过第一段204A的流动方向的微肋提供。在图7中，微肋与第一段204A中的流动方向成角度地设置。
有利地，在冷却通道204的第一段中提供预定表面粗糙度，并且在冷却通道的其余部分中的表面粗糙度被配置为具有比第一段中的表面粗糙度低的表面粗糙度。
可以在冷却通道204的区域中提供预定表面粗糙度，该区域延伸穿过将在使用时需要最多冷却的部件的区域(例如，如图4至图10所示的前缘区域)，其中冷却通道的其余部分中的表面粗糙度小于具有预定表面粗糙度的区域的表面粗糙度。
通过这种配置，在使用中，大部分冷却效果将在具有预定表面粗糙度的区域中。
因此，如图4至图10所示，当部件是转子动叶并且因此转子动叶的前缘将是需要最大冷却的区域时，有利地为穿过前缘区域的冷却通道的段提供预定表面粗糙度。
在图8中，冷却通道的第一段204A和第二段204B设置有微肋，这些微肋垂直于通过它们的空气流延伸。可替代地或附加地，微肋可以与流动方向成角度地设置。在冷却通道204的不同段或子段中，表面粗糙度可以不同。因此，在冷却流动通道的一个段中，表面粗糙度可以被配置为不小于约7μm但不大于约15μm，并且在另一段中，表面粗糙度具有不同的值(例如，小于7μm或大于15μm)，并且在第三段中，表面粗糙度小于在其他段中的任一段中的表面粗糙度。
在图8的示例中，两个段(第一段204A和第二段204B)的表面粗糙度设置有微肋，以限定表面粗糙度，而第三段204C尽管设置有如图4的示例中所教导的基座210但不设置有微肋。相反，在图9的示例中，预定表面粗糙度在所有这三个段204A、204B、204C中均不同，其中每个段中的微肋图案不同。例如，在第一段中，微肋与流动方向成角度，在第二段中，微肋以交叉阴影线的形式设置(即，微肋中的一些微肋与其他微肋中的一些微肋成角度)，并且在第三段中，微肋以锯齿的形式提供。因此，可以以多种方式提供微肋或表面光洁度以提供预定表面粗糙度。
图10示出了进一步布置，其中冷却通道分为三个段，其中第一段204A在紧邻流体入口103的下游，并且流在第二段204B和第三段204C之间被划分，其中通过第二段204B的流动通道和第三段204C与流动通道平行布置在第一段204A中。因此第二段204B与转子动叶的后缘相邻，并且第三段204C与转子动叶的前缘相邻。
第二段204B具有流体出口200并且设置有微肋以限定预定表面粗糙度，例如不小于约7μm但不大于约15μm，其中微肋与第二段204A的纵向方向成角度地设置。第三段204C具有第一子段204C1，该第一子段204C1与第二子段204C2流动连通以形成“U”形，第三段204C在第一段204A和转子动叶的前缘之间。第二子段204C2设有预定表面粗糙度，而与第二子段相比较，第一子段204C1相对光滑。
提供具有预定表面粗糙度的区域(例如，其中Ra的值在7μm至15μm的范围内，或在8μm至11μm的范围内)增强了从所提供的该区域发生的热传递。粗糙表面可以单独使用或与常规冷却方法结合使用，以进一步增强热传递。也就是说，代替宏观冷却特征或者除了宏观冷却特征之外，还可以提供预定表面粗糙度。
已经确定7μm至15μm的范围会提供令人惊讶的效果。低于该范围，没有明显的增强的热传递系数(即，冷却效果)，而高于该范围，材料的热传递系数没有明显的改变，但是高于该范围时压力损失会变得显著，这会阻碍流动。
通常地，在1.5μm至不大于约3.5μm的范围内提供冷却通道的表面粗糙度。
图11示出了可以操作执行根据本公开的制造用于涡轮机的部件的方法的激光烧结装置的示例。也就是说，所示设备是可以用于制造根据本公开的部件的用于增材制造工艺的激光烧结装置。
激光烧结是一种流行的增材制造工艺，用于从粉末材料中以分层方式制造3D物体。物体可以是金属的也可以是非金属的。具有极其复杂的断面和轮廓的三维(3D)对象(诸如涡轮机部件)能够以受控且精确的方式使用激光烧结技术进行制造。
在激光烧结的工艺期间，期望的3D物体的粉末材料从进料器单元一层又一层地(一定厚度(例如，20μm)的层)供应到激光烧结设备的基板。基于要制造的物体的3D断面，尤其是与该物体的特定层相对应的断面，使用高功率激光器有选择地加热构成该特定层的粉末材料的对应颗粒，直到这些颗粒熔化为止。熔融颗粒彼此粘附，从而制造出物体的特定层，此后，基板降低一定高度，其中该高度通常与粉末材料的选定层厚度相对应并且重复上述激光烧结工艺步骤，用于制造物体的下一层，该物体的下一层与物体的紧邻上层相对应。重复上述工艺步骤，用于制造物体的后续顶层，从而制造物体。
图11的激光烧结设备401包括：激光器单元402，用于生成激光束404；基板405，在该基板上通过激光烧结来制造部件100；以及粉末供应单元403，用于将粉末材料供应到工作空间。
仅通过示例，纯粹以示意图的方式示出了设备401，并且根据本公开的方法可以通过激光烧结设备的任何合适配置(无论其物理上类似于图11的布置还是与其不同的布置)来工作。即使各个部件的布置与图11中所示的布置不同，根据本公开的任何设备的操作原理也将相同。
粉末进料器单元403可以被配置为以分层方式将粉末材料提供给基板405。激光器单元402被配置为生成激光束404，将激光束404导向位于基板405上的粉末材料的特定层，并且还对粉末材料的层进行烧结，其中获得部件100的第一烧结层。此后，基板405降低一个通常等于粉末材料的层的厚度的幅度，粉末材料的下一层(未描绘)设置在第一烧结层上，激光束404再次由激光器单元402生成，激光束404被引向设置在第一烧结层上的粉状材料的下一层，并且对粉状材料的下一层进行烧结，其中获得部件100的第二烧结层。重复这些步骤用于获得部件100的后续上层，直到完成为止。
描绘了用于控制烧结设备的特征的操作的控制单元410。图示了用于激光器、粉末供应器和基板中的每个的控制线，尽管这些链接纯粹是示意性的，但是示意了激光器、粉末供应器和基板中的每个的功能都可以被单独地控制。
制造方法(也就是说，激光烧结设备的操作方法)包括以下步骤：使用激光烧结增材制造工艺来制造部件100；以及根据控制参数来控制激光烧结增材制造工艺，使得冷却通道204的第一段204A具有第一预定粗糙度，而第二段204B具有第二预定表面粗糙度。因此，第一预定表面粗糙度(Ra)可以不小于约7μm但不大于约15μm。
也就是说，该方法可以包括以下步骤：使用激光烧结增材制造装置来制造部件100；根据控制参数来控制激光烧结增材制造装置，使得第一段204A具有第一预定粗糙度，而第二段204B具有第二预定表面粗糙度，其中第一预定表面粗糙度(Ra)可以不小于约7μm但不大于约15μm。
激光烧结增材制造工艺可以由多个控制参数来定义，其中每个控制参数都被控制，以在部件100的冷却通道204的每个段中产生预定表面粗糙度。也就是说，可以同时控制装置的一个控制参数，以在冷却通道的选择的段204A、204B、204C中产生预定表面粗糙度，或者可以同时控制一个以上的控制参数，以在冷却通道的段204A、204B、204C中的每个段中，或在冷却通道的各段中的仅一个段中，或在冷却通道204A、204B、204C中的一个或多个冷却通道的一段的仅一部分(即，区域)中，产生预定表面粗糙度。
不同的控制参数可以是烧结激光的跟踪速度、烧结激光的强度、烧结激光的光斑尺寸和/或烧结材料的粒度。
跟踪速度与曝光时间(即，激光必须将热量传递到烧结材料的时间长度)相对应。因此，该方法包括以下步骤：控制跟踪速度以在冷却通道的各段中的每个段中产生所需的预定表面粗糙度。因此，可以在第一区域中使用比在第二区域中更快的跟踪速度，以在第一区域中产生与第二区域不同的表面粗糙度。较快的激光速度通常会导致粗糙的表面光洁度，而较慢的速度会导致精细/平滑的光洁度。
激光强度与激光输送到烧结材料的每单位面积的能量有关。因此，该方法包括以下步骤：控制激光强度以在冷却通道的各段中的每个段中产生所需的预定表面粗糙度。该方法可以包括以下步骤：控制激光强度，以在第一段204A中具有比第二段204B中更低的强度，从而在第一段和第二段中产生不同的预定表面粗糙度。较高的强度将增加输入到烧结材料的热量，从而增加熔化区域并且提供光滑的表面。因此，优选地，第一区域中的激光强度可以低于第二区域中的激光强度，以相对于第二区域增加第一区域中的表面粗糙度。
激光光斑尺寸是激光在与烧结材料表面重合的区域中的横截面面积。该方法可以包括以下步骤：控制激光光斑尺寸，以在第一段和第二段的每一段中产生预定表面粗糙度。因此，该方法可以包括以下步骤：控制第一区域中的激光光斑尺寸大于第二区域中的激光光斑尺寸，从而在第一段和第二段中产生不同的表面粗糙度。这是因为较大的激光光斑尺寸在不增加激光强度的情况下会导致单位面积的热量输入减少，从而导致表面粗糙。
控制参数可以是烧结材料的粒度的函数，因此该方法可以包括以下步骤：控制烧结材料的供应，以在冷却通道204的第一段和第二段的每个段中产生预定表面粗糙度。因此，该方法可以包括以下步骤：控制烧结材料的供应，以在第一区域中输送比第二区域中具有更大粒度的烧结材料，从而在第一区域和第二区域中产生不同的表面粗糙度。较小的粉末粒度产生较细的光洁度，而较大的粉末粒度产生较粗的光洁度。
可以控制增材制造装置，以在第一段和第二段中的至少一段中产生由多个间隔开的微肋限定的预定表面粗糙度(例如，如参照图4至图10中的部件100所描述的)，这些微肋延伸经过冷却通道204的路径的至少一部分。微肋的高度和宽度可以不小于0.025mm且不大于0.05mm。可替代地，微肋的高度和宽度可以不小于0.025mm且不大于0.1mm。
如图5所示，微肋212可以通过该工艺形成为横截面为多边形，例如横截面为方形。
可以控制增材制造装置，以产生延伸经过冷却通道204的一个或多个宏肋206，其中宏肋的高度和宽度可以不小于0.5mm且不大于5mm，在相邻宏肋206之间设置有至少一个微肋212。
换句话说，该制造方法可以包括以下步骤：控制激光烧结装置，以产生具有参照图4至图10所描述的特征的部件100。
该方法还可以包括以下步骤：根据控制参数来控制激光烧结增材制造工艺，使得第一段204A的第一预定表面粗糙度与第二段204B的第二预定表面粗糙度相同。换句话说，该方法可以包括以下步骤：控制激光烧结增材制造装置，以形成第一段204A的第一预定表面粗糙度和第二段204B的第二预定表面粗糙度具有相同的值。
可替代地，该方法可以包括以下步骤：根据控制参数来控制激光烧结增材制造工艺，使得第一段204A的第一预定表面粗糙度与第二段204B的第二预定表面粗糙度不同。换句话说，该方法可以包括以下步骤：控制激光烧结增材制造装置，以形成第一段204A的第一预定表面粗糙度和第二段204B的第二预定表面粗糙度具有不同的值。
该方法还可以包括：根据控制参数来控制激光烧结增材制造装置和工艺，使得第二段(204B)的第二预定表面粗糙度不小于约1.5μm但不大于约3.5μm。
因此，如上所述，提供了一种使用增材制造技术来直接生产部件的冷却通道的期望结构的制造方法。因为激光烧结方法根据需要直接生产部件，而不必在生产之后进一步加工，所以激光烧结方法是有利的。
该方法允许制造用于涡轮机的部件，该部件可以作为转子动叶或喷嘴导向静叶而设有冷却通道，该冷却通道的区域具有预定表面粗糙度在约7μm但不大于约15μm的范围内，从而增强该区域中的表面冷却。
预定表面粗糙度的区域提供了增强的内部冷却，以确保金属温度足够低以防止过度氧化，并且提供足够的蠕变寿命。通过使内部冷却通道具有粗糙表面，可以显著增强热传递，从而提高发动机效率或延长使用寿命。
根据本发明提供预定粗糙度也是有利的，因为可以与传统湍流器(宏肋)或冲击射流一起使用，以进一步增强热传递。因此，在不对用于冷却的空气数量做出改变的情况下，可以增加燃气涡轮部件的内部冷却系统。
增加到冷却的燃气涡轮部件的内部热传递导致部件操作温度更低，从而延长了使用寿命。这还可以使得针对相同的部件温度使用较少的冷却空气，从而在相同的燃料消耗下提供更大的发动机功率。对于相同的冷却流，还可以产生更高的发动机操作温度，从而获得更高的发动机效率。
图5示出了部件100的优选实施例，其中宏肋206被形成为具有高度X，而微肋212被形成为具有高度Z，并且高度Z介于0.05X和0.1X之间。宏肋206和微肋212的高度来自部件100的标称表面，如点线S所示。进一步地，宏肋206被形成为节距P介于6X和10X之间，并且微肋212被形成为节距W介于6Z和10Z之间。节距或间隔在相邻并对应的相似肋上的相似位置之间被确定。
在相邻宏肋(206)之间形成至少一个且优选两个微肋(212)。换句话说，考虑到气流方向，术语“相邻”是指第一宏肋和下一宏肋。因此，相邻宏肋意味着两个相关宏肋之间没有其他宏肋。然而，微肋位于相邻宏肋(即，第一宏肋和第二宏肋)之间。如从图5中可以看出，在每对相邻宏肋206之间有三个微肋212。在其他实施例中，各对相邻宏肋之间的微肋212的数目可以变化，例如，相邻宏肋206之间的第一间隙中有3个微肋212，然后是下两个相邻宏肋206之间有4个微肋212。更进一步地，宏肋206和/或微肋212沿着第一段204A和/或第二段204B的节距或间隔无需恒定。
尽管示出的宏肋206和微肋212具有锐利边缘或直角边缘，但是两个肋206、212都可以具有更圆的轮廓，例如如由虚线206'所示，微肋可以具有类似形状212'。
已经发现，宏肋206和微肋212的这种设计对于热传递特别有效，并且根据应用和布置，与单独的传统湍流器或肋相比，可以增加热传递20％至70％。宏肋206在冷却剂流中产生涡流，并且该涡流与微肋212相互作用，从而增强热传递。
应当注意，与本申请同时提交的或在本说明书之前提交的并且随本说明书向公众开放的所有文件和文档，并且所有这些文件和文档的内容通过引用并入本文。
在本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征和/或所公开的任何方法或工艺的所有步骤可以以任何组合进行组合，除非至少一些特征和/或步骤互斥的组合。
除非另有明确说明，否则本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征可以由具有相同、等同或相似目的备选特征替换。因此，除非另有明确说明，否则所公开的每个特征仅是一系列通用的等同或相似特征的示例。
本发明不限于一个或多个前述实施例的细节。本发明扩展到本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中所公开的特征的任何新颖特征或任何新颖组合，或扩展到如此公开的任何方法或工艺的步骤的任何新颖特征或任何新颖组合。

Claims (17)

1.一种制造用于涡轮机的部件(100)的方法，所述部件(100)包括：
一个主体(104)，所述主体具有一个流体入口(103)和一个流体出口(200)；
一个冷却通道(204)，所述冷却通道在一个流体入口(103)和一个流体出口(200)之间延伸；
所述冷却通道(204)被划分为在所述流体入口(103)和所述流体出口(200)之间延伸的一个第一段(204A)和一个第二段(204B)；
所述方法包括以下步骤：
使用一个激光烧结增材制造装置来制造所述部件(100)；
根据一个控制参数来控制所述激光烧结增材制造装置，使得所述第一段(204A)具有第一预定粗糙度，并且所述第二段(204B)具有第二预定表面粗糙度；
所述增材制造装置被控制以在所述第一段(204A)和所述第二段(204B)中的至少一段中产生由多个间隔开的微肋(212)所限定的预定表面粗糙度，所述多个间隔开的微肋(212)延伸经过所述冷却通道(204)的路径的至少一部分，
所述冷却通道(204)的多个段中的至少一段被形成为还包括延伸经过所述冷却通道(204)的多个宏肋(206)，
在相邻宏肋(206)之间形成至少一个微肋。
2.根据权利要求1所述的制造用于涡轮机的部件(100)的方法，其中所述多个宏肋(206)被形成为具有高度X，并且所述多个微肋(212)被形成为具有高度Z，并且高度Z介于0.05X和0.1X之间。
3.根据权利要求2所述的制造用于涡轮机的部件(100)的方法，其中所述多个宏肋(206)被形成为具有介于6X和10X之间的节距P，并且所述多个微肋(212)被形成为具有介于6Z和10Z之间的节距W。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的制造用于涡轮机的部件(100)的方法，其中所述第一预定表面粗糙度(Ra)不小于7μm但不大于15μm。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的用于涡轮机的部件(100)，包括以下步骤：
控制所述激光烧结增材制造装置，以将所述第一段(204A)的所述第一预定表面粗糙度和所述第二段(204B)的所述第二预定表面粗糙度形成为具有相同的值。
6.根据权利要求1至4中任一项所述的制造部件(100)的方法，包括以下步骤：
控制所述激光烧结增材制造装置，以将所述第一段(204A)的所述第一预定表面粗糙度和所述第二段(204B)的所述第二预定表面粗糙度形成为具有不同的值。
7.根据权利要求6所述的制造部件(100)的方法，包括以下步骤：
控制所述激光烧结增材制造装置，以使得所述第二段(204B)的所述第二预定表面粗糙度不小于1.5μm但不大于3.5μm。
8.根据前述权利要求中任一项所述的制造部件(100)的方法，其中所述控制参数是烧结激光(402)的跟踪速度。
9.根据前述权利要求中任一项所述的制造部件(100)的方法，其中所述控制参数是烧结激光(402)的强度。
10.根据前述权利要求中任一项所述的制造部件(100)的方法，其中所述控制参数是烧结激光(402)的光斑尺寸。
11.根据前述权利要求中任一项所述的制造部件(100)的方法，其中所述控制参数是烧结材料的粒度，
所述方法包括以下步骤：控制所述烧结材料的供应。
12.根据前述权利要求中任一项所述的制造部件(100)的方法，其中所述多个微肋(212)具有不小于0.025mm且不大于0.1mm的高度和宽度。
13.根据权利要求12所述的制造部件(100)的方法，其中所述多个微肋(212)的横截面被形成为多边形。
14.根据权利要求12至13中任一项所述的制造部件(100)的方法，其中所述多个宏肋(206)被形成为具有不小于0.5mm且不大于5mm的高度和宽度。
15.根据权利要求14所述的制造部件(100)的方法，其中所述多个宏肋(206)和所述多个微肋(212)被形成为彼此平行。
16.根据权利要求14至15中任一项所述的制造部件(100)的方法，其中所述多个宏肋(206)和所述多个微肋(212)被形成为彼此成角度。
17.根据权利要求1至16中任一项所述的制造部件(100)的方法，其中由所述装置形成的所述部件(100)是以下中的一项：
一个转子动叶(100)、一个定子静叶(96)或一个转子盘(90)。
CN201880057213.4A 2017-09-04 2018-09-03 制造部件的方法 Pending CN111065794A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP17189186.4A EP3450684A1 (en) 2017-09-04 2017-09-04 Method of manufacturing a component
EP17189186.4 2017-09-04
PCT/EP2018/073632 WO2019043229A1 (en) 2017-09-04 2018-09-03 METHOD FOR MANUFACTURING COMPONENT

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN111065794A true CN111065794A (zh) 2020-04-24

Family

ID=59772502

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201880057213.4A Pending CN111065794A (zh) 2017-09-04 2018-09-03 制造部件的方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11458541B2 (zh)
EP (2) EP3450684A1 (zh)
CN (1) CN111065794A (zh)
WO (1) WO2019043229A1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3124748B1 (fr) * 2021-07-05 2023-10-06 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication additive de pièces de turbomachine

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5975850A (en) * 1996-12-23 1999-11-02 General Electric Company Turbulated cooling passages for turbine blades
CN102116176A (zh) * 2010-01-04 2011-07-06 通用电气公司 具有图案的涡轮机部件和在涡轮机部件上形成图案的方法
CN104662274A (zh) * 2012-09-28 2015-05-27 联合工艺公司 通过增材制造技术制备的超级冷却的涡轮区段组件
US20160010863A1 (en) * 2014-07-14 2016-01-14 United Technologies Corporation Additive manufactured surface finish
US20160052057A1 (en) * 2013-03-28 2016-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine component manufacturing
US20160290139A1 (en) * 2013-11-25 2016-10-06 Brooks E. Snyder Gas turbine engine component cooling passage turbulator
CN106715836A (zh) * 2014-09-30 2017-05-24 西门子股份公司 具有被冷却壁的具体为燃气涡轮发动机组件的涡轮机组件和制造方法
CN107075955A (zh) * 2014-09-04 2017-08-18 西门子公司 具有在燃气涡轮机翼型件的后部冷却腔中形成近壁冷却通道的插入件的包括散热肋的内部冷却系统

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6355086B2 (en) * 1997-08-12 2002-03-12 Rolls-Royce Corporation Method and apparatus for making components by direct laser processing
US6391251B1 (en) * 1999-07-07 2002-05-21 Optomec Design Company Forming structures from CAD solid models
US8506836B2 (en) * 2011-09-16 2013-08-13 Honeywell International Inc. Methods for manufacturing components from articles formed by additive-manufacturing processes
EP2602439A1 (de) * 2011-11-21 2013-06-12 Siemens Aktiengesellschaft Kühlbares Heißgasbauteil für eine Gasturbine

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5975850A (en) * 1996-12-23 1999-11-02 General Electric Company Turbulated cooling passages for turbine blades
CN102116176A (zh) * 2010-01-04 2011-07-06 通用电气公司 具有图案的涡轮机部件和在涡轮机部件上形成图案的方法
CN104662274A (zh) * 2012-09-28 2015-05-27 联合工艺公司 通过增材制造技术制备的超级冷却的涡轮区段组件
US20160052057A1 (en) * 2013-03-28 2016-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine component manufacturing
US20160290139A1 (en) * 2013-11-25 2016-10-06 Brooks E. Snyder Gas turbine engine component cooling passage turbulator
US20160010863A1 (en) * 2014-07-14 2016-01-14 United Technologies Corporation Additive manufactured surface finish
JP2016020693A (ja) * 2014-07-14 2016-02-04 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ 付加製造された表面仕上げ
CN107075955A (zh) * 2014-09-04 2017-08-18 西门子公司 具有在燃气涡轮机翼型件的后部冷却腔中形成近壁冷却通道的插入件的包括散热肋的内部冷却系统
CN106715836A (zh) * 2014-09-30 2017-05-24 西门子股份公司 具有被冷却壁的具体为燃气涡轮发动机组件的涡轮机组件和制造方法

Also Published As

Publication number Publication date
EP3450684A1 (en) 2019-03-06
WO2019043229A1 (en) 2019-03-07
EP3679226A1 (en) 2020-07-15
US20210146445A1 (en) 2021-05-20
US11458541B2 (en) 2022-10-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9863254B2 (en) Turbine airfoil with local wall thickness control
EP2847435B1 (en) Convective heat removal cooling hole pattern
US10570750B2 (en) Turbine component with tip rail cooling passage
US10563519B2 (en) Engine component with cooling hole
US10767489B2 (en) Component for a turbine engine with a hole
JP2016166607A (ja) エンジン構成要素
JP2016160931A (ja) エンジン構成要素
US10458259B2 (en) Engine component wall with a cooling circuit
JP6873670B2 (ja) タービンシュラウドを冷却するためのシステム及びガスタービンエンジン
US11603764B2 (en) Additive supports with integral film cooling
CN112343665B (zh) 具有冷却孔的发动机构件
JP2017110661A (ja) 微細チャネル回路に入口通路を形成する際にターゲット特徴を利用するためのシステムおよび方法
US10408065B2 (en) Turbine component with rail coolant directing chamber
US11458541B2 (en) Method of manufacturing a component
US20180051568A1 (en) Engine component with porous holes
EP3450683A1 (en) Component and corresponding method of manucfacturing
US20240159153A1 (en) Aerofoil and method
CN117627732A (zh) 涡轮发动机翼型件

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20211028

Address after: Munich, Germany

Applicant after: Siemens energy Global Co.,Ltd.

Address before: Munich, Germany

Applicant before: SIEMENS AG

TA01 Transfer of patent application right
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20200424

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication