CZ301856B6 - Zpusob vrtání otvoru do kovového obrobku majícího vrstvu tepelné bariéry - Google Patents

Zpusob vrtání otvoru do kovového obrobku majícího vrstvu tepelné bariéry Download PDF

Info

Publication number
CZ301856B6
CZ301856B6 CZ20031343A CZ20031343A CZ301856B6 CZ 301856 B6 CZ301856 B6 CZ 301856B6 CZ 20031343 A CZ20031343 A CZ 20031343A CZ 20031343 A CZ20031343 A CZ 20031343A CZ 301856 B6 CZ301856 B6 CZ 301856B6
Authority
CZ
Czechia
Prior art keywords
hole
auxiliary
drilling
laser
ceramic
Prior art date
Application number
CZ20031343A
Other languages
English (en)
Other versions
CZ20031343A3 (cs
Inventor
Loringer@Gary
Original Assignee
Turbocombustor Technology, Inc.
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=24777889&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=CZ301856(B6) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Turbocombustor Technology, Inc. filed Critical Turbocombustor Technology, Inc.
Publication of CZ20031343A3 publication Critical patent/CZ20031343A3/cs
Publication of CZ301856B6 publication Critical patent/CZ301856B6/cs

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/40—Removing material taking account of the properties of the material involved
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/20—Bonding
    • B23K26/32—Bonding taking account of the properties of the material involved
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/38—Removing material by boring or cutting
    • B23K26/382—Removing material by boring or cutting by boring
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/38—Removing material by boring or cutting
    • B23K26/382—Removing material by boring or cutting by boring
    • B23K26/384—Removing material by boring or cutting by boring of specially shaped holes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/38—Removing material by boring or cutting
    • B23K26/382—Removing material by boring or cutting by boring
    • B23K26/389—Removing material by boring or cutting by boring of fluid openings, e.g. nozzles, jets
    • 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
    • F01D5/186—Film cooling
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/001—Turbines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/34—Coated articles, e.g. plated or painted; Surface treated articles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/34—Coated articles, e.g. plated or painted; Surface treated articles
    • B23K2101/35—Surface treated articles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/08—Non-ferrous metals or alloys
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/18—Dissimilar materials
    • B23K2103/26—Alloys of Nickel and Cobalt and Chromium
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/50—Inorganic material, e.g. metals, not provided for in B23K2103/02 – B23K2103/26
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P2700/00—Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
    • B23P2700/06—Cooling passages of turbine components, e.g. unblocking or preventing blocking of cooling passages of turbine components
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • 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
    • Y10T29/49341—Hollow blade with cooling passage

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Laser Beam Processing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Details Of Cutting Devices (AREA)

Abstract

Zpusob vrtání otvoru do kovového obrobku (1) majícího vrstvu tepelné bariéry s keramickou vrchní vrstvou (2). Vrtání se provádí tak, že se laserem vyvrtá pomocný otvor (5) do hloubky, která sahá skrz keramickou vrchní vrstvu (2), ale ne podstatne do kovového obrobku (1), a potom se laserem skrz obrobek (1) vyvrtá otvor (6), který je souosý s pomocným otvorem (5), pricemž pomocný otvor (5) má prumer vetší než otvor (6).

Description

Způsob vrtání otvoru do kovového obrobku majícího vrstvu tepelné bariéry
Oblast techniky
Vynález se týká způsobu vrtání otvoru do kovového obrobku majícího vrstvu tepelné bariéry.
Dosavadní stav techniky
V leteckých nebo pozemních turbínách se na ochranu před spalováním používá výstelka, do které se laserem vrtá pod úhlem řada otvorů, aby se dosáhlo chladicího účinku během provozu. Chladicí otvory vrtané laserem se nazývají efuzní otvory. Typická součástka bude mít několik tisíc efuzních otvorů, aby se usnadnilo řádné chlazení. Efuzní otvory jsou charakteristické tím, že jsou vrtány pod velmi příkrým úhlem (viz obr.) vůči povrchu součástky, například 17 až 25°. Tyto efuzní otvory mohou být vrtány laserem třemi rozdílnými způsoby, trepanováním, perkusním vrtáním a laserovým vrtáním letmo (tj. typu on-the-fly). Trepanační způsob laserového vrtání, při kterém skrz materiál pronikne soustředěný paprsek, který potom prochází kolem obvodu otvoru k jeho vytvoření, je oproti jiným způsobům o mnoho časově náročnější. Vytvoření jedno20 ho otvoru trepanováním laserem může trvat 8 až 12 sekund, v závislosti na tloušťce materiálu a úhlu vstupu. Perkusní způsob vrtání laserem používá k vytvoření otvoru nesoustředěný laserový paprsek využitím řady pulzních laserových dávek do kovu až do úplného vytvoření otvoru. Vyvrtání jednoho otvoru perkusním způsobem může trvat 1 až 5 sekund, v závislosti na tloušťce materiálu a úhlu vstupu. Způsob vrtání laserem letmo používá nesoustředěný laserový paprsek, přičemž se synchronizuje rychlost rotačního zařízení a impulzy laseru při vrtání otvorů během rotačního cyklu, přičemž se v jednom okamžiku vždy vrtá jeden otvor (viz patent US 6 130 405). Vytvoření jednoho otvoru způsobem laserem letmo může trvat 0,3 až 2 sekundy.
Typickým materiálem, který se používá jako výstelka ve spalovací komoře, je vysokoteplotní nerezová ocelová slitina s teplotou tání přibližně 1316 °C (2400 °F). K zvýšení životnosti těchto součástí konstruktéři přidali k této součásti vrstvu povlaku, tvořícího tepelnou bariéru, který má navrchu keramický povlak. Jak je to patrné na obr. 4, vrstva tepelné bariéry obecně zahrnuje pojící vrstvu 3 k připojení keramické vrchní vrstvy 2 ke kovovému substrátu obrobku L Pojící vrstva 2 může být pojící vrstva 3 typu MCrAlY, kde M je Ni, Co nebo Fe nebo kombinace Co a Ni, aluminidová pojící vrstva nebo platino-aluminidová pojící vrstva. Keramická vrchní vrstva 2 může být například ze zirkonia stabilizovaného ytriem. Pojící vrstva 3 typu McrAlY může být nanášena různými způsoby, včetně plazmového stříkání, fyzickým ukládáním par elektronovým paprskem nebo rozprašováním. Keramická vrchní vrstva 2 může být nanášena různými způsoby, včetně plazmového rozprašování, fyzickým ukládáním par elektronovým paprskem, rozprašová40 ním a chemickým ukládáním par. Keramická vrchní vrstva 2 má vysokou teplotu tání například 2482 °C (4500 °F).
Přidání této vrstvy tepelné bariéry sice zvyšuje životnost součástky a výkonnost motoru, ale vytváří problém při operaci vrtání laserem. Když se provádí vrtání laserem skrz keramický vrchní povlak 2 do základního kovu obrobku 1 tak, jak jeto znázorněno na obr. 4, vytvoří se velká oblast 4 přetaveného materiálu na rozhraní základního kovu substrátu obrobku I a vrstvy tepelné bariéry, Tato oblast 4 přetaveného materiálu je tlustá až 0,61 mm (0,024). Konstrukční parametry pro spalovací výstelky několika výrobců původního vybavení stanovují maximální dovolenou úroveň tloušťky oblasti 4 přetaveného materiálu 0,1 mm (0,004). Je-li tloušťka vrstvy 4 přeta50 veného materiálu větší, než jsou přijatelné meze, škodí to životnosti součástky, protože se může nakonec vytvořit kvůli vrstvě 4 přetaveného materiálu v důsledku napětí trhlina. Přímým důsledkem interakce laseru je kapsa přetaveného materiálu tam, kde se vrstva tepelné bariéry setkává se základním kovem. Protože má základní kov teplotu tání 1316 °C (2400 °F), což je mnohem méně než je 2482 °C (4500 °F) keramické vrchní vrstvy 2, roztavený materiál má tendenci vytvořit malou kapsu v místě spojení (viz obr. 3). Když se využívá perkusní nebo letmý způsob vrtání
- 1 CZ 301856 B6 laserem, vytváří se kapsa mezi prvním a druhým impulzem. Během následujících laserových impulzů, které jsou třeba k plnému vytvoření otvoru, se roztavený materiál vytlačí směrem ven. Jak se materiál vytlačuje směrem ven, tak se část roztaveného materiálu znovu ukládá do vytvořené kapsy. Ztuhnutí toho materiálu v kapse vytváří „bublinu“ v oblasti 4 přetaveného materiálu (viz obr. 4).
Bylo vyzkoušeno mnoho různých nastavení parametrů a kombinací pomocného plynu k snížení „bubliny“ v oblasti roztaveného materiálu. Výsledky byly podobné, jako u všech kombinací, které byly vyzkoušeny u jasně přítomné „bubliny“ v oblasti přetaveného materiálu. Když se io používá trepanační způsob laserového vrtání, byla „bublina“ v oblasti přetaveného materiálu vyloučena tak, jak laserový paprsek cestoval podél obvodu, ale v důsledku extrémně dlouhého časového cyklu, který by bylo potřeba na výrobu součástek trepanační metodou, to nebylo přijatelné řešení.
Podstata vynálezu
Způsob vrtání otvoru do kovového obrobku majícího vrstvu tepelné bariéry s keramickou vrchní vrstvou laserovým vrtáním spočívající v tom, že se laserem vyvrtá pomocný otvor do hloubky, která sahá skrz keramickou vrchní vrstvu, ale nepodstatně do kovového obrobku, a potom laserem skrz obrobek vyvrtá otvor, který je souosý s pomocným otvorem, přičemž pomocný otvor má průměr větší než otvor.
Přehled obrázků na výkresech
Vynález bude blíže popsán na příkladu s odkazem na přiložené výkresy na kterých je na obr. 1 znázorněn schématicky obrobek s vyvrtaným pomocným otvorem, na obr. 2 je schématicky znázorněn obrobek s vyvrtaným otvorem podle předmětného vynálezu a na obr. 3 je pomocné vyobrazení otvoru z obr. 2 v pohledu směrem dolů ve směru osy. Na obr. 4 je znázorněn schematicky obrobek s otvorem vyvrtaným způsobem podle známého stavu techniky. Na obr. 5 je pomocné vyobrazení otvoru z obr. 4 v pohledu směrem dolů ve směru osy.
Příklady provedení vynálezu
Při vrtání laserem, využívajícím jak perkusní, tak i letmé (Laser-on-the-Fly) způsoby vrtání leteckých součástí, které byly předtím pokryty vrstvou tepelné bariéry, se vytváří kapsa laserem způsobeného přetavení materiálu, která může být až 0,61 mm (0,024) tlustá. Způsob podle tohoto vynálezu podstatně snižuje nebo vylučuje vytváření této kapsy přetaveného materiálu, způsobené laserem tím, že se používá laserový paprsek k vytvoření pomocného otvoru 5 do vrstvy tepelné bariéry před vrtáním efuzního chladicího otvoru 6.
Tento způsob dovoluje, kovový obrobek 1, mající aby se provádělo vrtání otvoru skrz vrstvu tepelné bariéry s keramickou vrchní vrstvou 2. I když se uvádí jako konkrétní příklady výstelky spalovacích komor plynových turbín, které jsou z nerezavějící ocelové slitiny (např. GTD 222, Haynes 188 nebo AMS 5878), dají se tímto způsobem vrtat i jiné součásti plynové turbíny, jako jsou například lopatky turbíny a výstupní trysky výfukových plynů. Tento způsob se dá výhodně použít také u obrobků I z jiných slitin, včetně superslitin na bázi niklu nebo kobaltu. Jak je to znázorněno na obrázcích, vrstva tepelné bariéry na obrobku se obecně skládá z pojící vrstvy 3. K spojení keramické horní vrstvy 2 s kovovým substrátem 1 a může zahrnovat kompozice pro pojící vrstvu 3 a pro keramickou vrchní vrstvu 2, které se nanášejí způsoby známými v oboru. Zpravidla může být tloušťka vrstvy tepelné bariéry pro spalovací výstelku 0,0762 až 0,254 mm (0,003 až 0,010) u pojící vrstvy a 0,2286 až 0,508 mm (0,009 až 0,020) u keramické vrchní vrstvy.
-2CZ 301856 B6
Při vrtání otvorů se nejprve laserem vyvrtá pomocný otvor 5 (viz obr. 1). Pomocný otvor 5 je vrtaný otvor, který má větší průměr než otvor 6, ale je s ním soustředný nebo souosý. Pomocný otvor 5 vytvořený vrtáním laserem má zakřivený nebo zaoblený povrch tak, jak je to znázorněno na obr. 1. Průměr pomocného otvoru 5 je větší než jak je tomu u otvoru 6, který se má vrtat, aby se zabránilo vytvoření „bubliny“ přetaveného materiálu během vrtání otvoru 6. Pomocný otvor 5 sahá až ke keramické vrchní vrstvě 2 nebo prochází skrz keramickou vrchní vrstvu 2, ale ne podstatně, až do kovového substrátu obrobku i. Pomocný otvor 5 sahá zpravidla do pojící vrstvy 3, přičemž pojící vrstva 3 působí jako mezivrstva, která zabraňuje poškození kovového substrátu ío obrobku I během vrtání pomocného otvoru 5. Průměr pomocného otvoru 5 bude obecně o 50 až 150 % větší než je průměr otvoru 56, s výhodou o 75 až 125 % větší. U chladicího otvoru 6 pro výstelku spalovací komory je průměr otvoru 6 zpravidla 0,48 až 0,61 mm (0,019 až 0,024), zatímco průměr pomocného otvoru 5 je 1,02 až 1,27 mm (0,040 až 0,050).
Po vyvrtání pomocného otvoru 5 se laserem vyvrtá otvor 6 tak, že má společnou osu 7 s pomocným otvorem 5 (viz obr. 2). Protože je pomocný otvor 5 větší než otvor 6, vytvoření „bubliny“ přetaveného materiálu na průniku vrstvy tepelné bariéry a substrátu obrobku i se buď v podstatné míře sníží, nebo sejí zabrání.
Příklad
Výstelka válcové spalovací komory z vysokoteplotní nerezavějící ocelové slitiny (AMS 5878) se pokryla vrstvou tepelné bariéry, která měla pojící vrstvu 3 zNiCrAlY (Mectco Amdry964) o tloušťce 0,0762 až 0,2032 mm (0,003 až 0,008) a ytriem stabilizovanou zirkonovou (Mectco 204 NS) keramickou vrchní vrstvu 2 s tloušťkou 0,2286 až 0,3556 mm (0,009 až 0,014), nanesenou komory vyžadující plasmovým rozprašováním. Výstelka spalovací řadu efuzních chladicích otvorů 6 byla připevněna k rotačnímu zařízení. Rotační zařízení bylo částí centra pro obrábění laserem, které bylo řízeno numericky řízeným zařízením a bylo spojeno s impulzním
ND:YAC laserem. Laserový způsob vrtání může být buď perkusní vrtání, nebo laserové letmé vrtání (Laser-on-the-fly), v závislosti na konstrukci co do rozmístění otvorů 6. Strana součásti s vrstvou tepelné bariéry byla vstupní stranou efuzního otvoru 6.
Laserová hlavice byla nastavena na požadovaný vstupní úhel efuzního otvoru 6 (20°). Laserová hlavice byla rozostřena v definované míře, aby se vytvořil průměr 1,016 mm (0,040) pomocného otvoru 5 pro efuzní otvor 6 o průměru 0,508 mm (0,020). Použil se laser Lumonics JK.-704 ND:YAG a nastavil se do režimu činnosti LD1 zaostřovacími čočkami 200 mm. Počáteční operace vrtání pomocného otvoru 5 používala jako pomocný plyn stlačený vzduch. Za rozostření na přibližně 17,7 mm (0,5) se dvěma laserovými impulzy vytvořil požadovaný průměr
1,016 mm (0,040) a hloubka 0,254 až 0,381 mm (0,010 až 0,015) pomocného otvoru pronikajícího do keramické vrchní vrstvy 2 a do pojící vrstvy 3, ale ne do substrátu 1. Vytvořil se pomocný otvor 5 tak, jak je znázorněn na obr. I. Vrtání laserem se provádělo k odstranění jenom keramické vrchní vrstvy 2 na větší průměr než má efuzní otvor 6. Po dokončení celé řady otvorů 6 s pomocnými otvory 5 se potom laserová hlavice rozostřila zpět do stanovené polohy k vytvoření požadovaného průměru efuzního chladicího otvoru 6, který je 0,508 mm (0,020). Pomocným plynem pro operaci vrtání efuzního otvoru 6 byl kyslík. Efuzní otvory 6 byly potom vyvrtány souose s pomocnými otvory 5 perkusním nebo letmým vrtáním laserem. Vytvořené efuzní chladicí otvory 6 měly sníženou vrstvu přetaveného materiálu tlustou 0,0254 až 0,0508 mm (0,001 až 0,002).
Srovnávací operace vrtání efuzního chladicího otvoru 6 bez pomocného otvoru 5 vytvořila bublinu vrstvy přetaveného materiálu tlustou 0,254 až 0,508 mm (0,010 až 0,020) a dlouhou 1,27 mm (0,050).

Claims (12)

  1. PATENTOVÉ NÁROKY
    1. Způsob vrtání otvoru do kovového obrobku majícího vrstvu tepelné bariéry s keramickou vrchní vrstvou (2), vyznačující se tím, že se laserem vyvrtá pomocný otvor (5) do hloubky, která sahá skrz keramickou vrchní vrstvu (2), ale nepodstatně do kovového obrobku (1), a potom se laserem vyvrtá skrz obrobek (1) otvor (6), který je souosý s pomocným otvorem (5), přičemž pomocný otvor (5) má průměr větší než otvor (6).
  2. 2. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že kovovým obrobkem (1) je výstelka spalovací komory plynové turbíny a otvory (6) jsou chladicí otvory.
  3. 3. Způsob podle nároku 2, vyznačující se tím, že pomocný otvor (5) a otvor (6) se vrtají perkusním vrtáním.
  4. 4. Způsob podle nároku 2, vyznačující se tím vrtají způsobem letmého laserového vrtání.
    že pomocný otvor (5) a otvor (6) se
  5. 5. Způsob podle nároku 1, vyznačující se tím, že vrstva tepelné bariéry dále zahrnuje pojící vrstvu (3) spojující keramickou vrchní vrstvu (2) s kovovým obrobkem (1).
  6. 6. Způsob podle nároku 2, vyznačující se tím, že kovový obrobek (1) je z nerezavějící ocelové slitiny.
  7. 7. Způsob podle nároku 2, vyznačující se tím, že pomocné otvory (5) a chladicí otvory (6) se vrtají pod úhlem 17 až 25° k povrchu obrobku (1).
  8. 8. Způsob podle nároku 5, vyznačující se tím, že průměr pomocného otvoru (5) je o od 50 do 150 % větší než průměr otvoru (6).
  9. 9. Způsob podle nároku 8, vyznačující se vrstvy (3).
    tím, že pomocný otvor (5) sahá do pojící
  10. 10. Způsob podle nároku 9, vyznačující se tím povrch.
    že pomocný otvor (5) má zakřivený
  11. 11. Způsob podle nároku 10, vyznačující se tím, z itriem stabilizovaného zirkonia.
    že keramická vrchní vrstva (2) je
  12. 12. Způsob podle nároku 11, vyznačující se tím, že pojící vrstva (3) je z materiálu zvoleného ze skupiny skládající se z McrAIY, přičemž M je Ni, Co, Fe nebo kombinace Ni a Co, platinový aluminid a aluminid.
CZ20031343A 2000-10-18 2001-10-03 Zpusob vrtání otvoru do kovového obrobku majícího vrstvu tepelné bariéry CZ301856B6 (cs)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/691,767 US6573474B1 (en) 2000-10-18 2000-10-18 Process for drilling holes through a thermal barrier coating

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CZ20031343A3 CZ20031343A3 (cs) 2004-01-14
CZ301856B6 true CZ301856B6 (cs) 2010-07-14

Family

ID=24777889

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CZ20031343A CZ301856B6 (cs) 2000-10-18 2001-10-03 Zpusob vrtání otvoru do kovového obrobku majícího vrstvu tepelné bariéry

Country Status (13)

Country Link
US (1) US6573474B1 (cs)
EP (1) EP1332016B2 (cs)
JP (1) JP3825748B2 (cs)
CN (1) CN100374242C (cs)
AT (1) ATE461005T1 (cs)
AU (1) AU2002214548A1 (cs)
CA (1) CA2425895C (cs)
CZ (1) CZ301856B6 (cs)
DE (1) DE60141593D1 (cs)
HK (1) HK1062282A1 (cs)
MX (1) MXPA03003337A (cs)
PL (1) PL200739B1 (cs)
WO (1) WO2002032614A1 (cs)

Families Citing this family (57)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IL159722A0 (en) 2001-07-10 2004-06-20 Oligos Etc Inc Pharmaceutical compositions containing oligonucleotides
GB2381489B (en) * 2001-10-30 2004-11-17 Rolls Royce Plc Method of forming a shaped hole
US7411150B2 (en) * 2002-06-12 2008-08-12 Alstom Technology Ltd. Method of producing a composite component
WO2004013368A1 (ja) 2002-08-02 2004-02-12 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. 遮熱皮膜施工方法、マスキングピン及び燃焼器尾筒
EP1510283B1 (en) 2003-08-27 2007-10-17 ALSTOM Technology Ltd Automated adaptive machining of obstructed passages
EP1670612B1 (de) * 2003-10-06 2012-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur herstellung eines lochs
US7805822B2 (en) * 2003-12-15 2010-10-05 Turbocombustor Technology, Inc. Process for removing thermal barrier coatings
US20050219327A1 (en) * 2004-03-31 2005-10-06 Clarke Leo C Features in substrates and methods of forming
DE102004034721A1 (de) * 2004-07-17 2006-02-16 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Ausbilden einer Bohrung
US20060016191A1 (en) * 2004-07-23 2006-01-26 Honeywell International Inc. Combined effusion and thick TBC cooling method
US7216485B2 (en) * 2004-09-03 2007-05-15 General Electric Company Adjusting airflow in turbine component by depositing overlay metallic coating
EP1712739A1 (de) 2005-04-12 2006-10-18 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit Filmkühlloch
JP4931507B2 (ja) * 2005-07-26 2012-05-16 スネクマ 壁内に形成された冷却流路
EP1942250A1 (de) * 2007-01-05 2008-07-09 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit schräg verlaufenden Vertiefungen in der Oberfläche und Verfahren zum Betreiben einer Turbine
US7992272B2 (en) 2007-05-29 2011-08-09 Metem Corporation Method and apparatus for milling thermal barrier coated metals
US7820267B2 (en) * 2007-08-20 2010-10-26 Honeywell International Inc. Percussion drilled shaped through hole and method of forming
US20090142548A1 (en) * 2007-10-18 2009-06-04 David Bruce Patterson Air cooled gas turbine components and methods of manufacturing and repairing the same
DE102009007164A1 (de) * 2009-02-03 2010-08-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zum Ausbilden einer Kühlluftöffnung in einer Wand einer Gasturbinenbrennkammer sowie nach dem Verfahren hergestellte Brennkammerwand
US8857055B2 (en) * 2010-01-29 2014-10-14 General Electric Company Process and system for forming shaped air holes
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
US20120164376A1 (en) * 2010-12-23 2012-06-28 General Electric Company Method of modifying a substrate for passage hole formation therein, and related articles
FR2970666B1 (fr) * 2011-01-24 2013-01-18 Snecma Procede de perforation d'au moins une paroi d'une chambre de combustion
US10113435B2 (en) 2011-07-15 2018-10-30 United Technologies Corporation Coated gas turbine components
US20130020291A1 (en) * 2011-07-19 2013-01-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US8631557B2 (en) 2011-07-19 2014-01-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US8624151B2 (en) 2011-07-19 2014-01-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US9434025B2 (en) 2011-07-19 2016-09-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US9052707B2 (en) * 2011-12-02 2015-06-09 United Technologies Corporation Turbomachine component machining method
EP2602352A1 (de) 2011-12-05 2013-06-12 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit Filmkühlloch
CN104039496B (zh) * 2011-12-20 2017-03-08 Ipg光子公司 高功率纤维激光器泻流孔钻孔装置和使用该装置的方法
GB201205011D0 (en) * 2012-03-22 2012-05-09 Rolls Royce Plc A thermal barrier coated article and a method of manufacturing a thermal barrier coated article
WO2014009485A1 (en) * 2012-07-12 2014-01-16 Alstom Technology Ltd Method for repairing a single crystal turbine blade
CN102880116B (zh) * 2012-08-27 2014-09-17 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种用于激光加工多波群孔的数据采集及优化方法
CN102794618A (zh) * 2012-09-12 2012-11-28 沈阳飞机工业（集团）有限公司 型胎侧面斜切口的加工方法
US20140126995A1 (en) * 2012-11-06 2014-05-08 General Electric Company Microchannel cooled turbine component and method of forming a microchannel cooled turbine component
JP6057778B2 (ja) 2013-02-27 2017-01-11 本田技研工業株式会社 レーザ加工装置
JP5908009B2 (ja) * 2013-08-20 2016-04-26 三菱重工業株式会社 レーザ加工方法及びレーザ加工装置
US9410702B2 (en) 2014-02-10 2016-08-09 Honeywell International Inc. Gas turbine engine combustors with effusion and impingement cooling and methods for manufacturing the same using additive manufacturing techniques
CN103990910B (zh) * 2014-05-20 2015-08-05 西安交通大学 一种带热障涂层涡轮叶片气膜冷却孔的制备方法
US11280214B2 (en) * 2014-10-20 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component
JP6824165B2 (ja) * 2014-11-21 2021-02-03 アンサルド エネルジア アイ・ピー ユー・ケイ リミテッドＡｎｓａｌｄｏ Ｅｎｅｒｇｉａ Ｉｐ Ｕｋ Ｌｉｍｉｔｅｄ 火炎シート燃焼器の所定の輪郭を備えたライナ
US10871075B2 (en) 2015-10-27 2020-12-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling passages in a turbine component
US10533749B2 (en) 2015-10-27 2020-01-14 Pratt & Whitney Cananda Corp. Effusion cooling holes
JP6647888B2 (ja) * 2016-01-29 2020-02-14 ビアメカニクス株式会社 レーザ加工方法及びレーザ加工装置
US10458251B2 (en) * 2016-04-15 2019-10-29 General Electric Company Airfoil cooling using non-line of sight holes
US10415396B2 (en) * 2016-05-10 2019-09-17 General Electric Company Airfoil having cooling circuit
CN106640424A (zh) * 2016-10-26 2017-05-10 湖北航天技术研究院总体设计所 一种液体火箭发动机燃烧室
US20180128177A1 (en) * 2016-11-07 2018-05-10 General Electric Company Method for forming a hole in an engine component
US11187105B2 (en) * 2017-02-09 2021-11-30 General Electric Company Apparatus with thermal break
US10895157B2 (en) * 2017-04-24 2021-01-19 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with air-cooling features, and related methods of manufacturing the same
US10722982B2 (en) * 2017-08-03 2020-07-28 General Electric Company Method of forming a hole in a coated component
US10399158B2 (en) * 2017-08-28 2019-09-03 United Technologies Corporation Entrance and exit chip rings for balancing broach forces
SG10201708210PA (en) * 2017-10-05 2019-05-30 United Technologies Corp Multi-step clearance of coating
US11407067B2 (en) * 2018-06-29 2022-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for repairing a part
CN110561055A (zh) * 2019-10-08 2019-12-13 山东红旗机电集团股份有限公司 飞行器发动机排气管加工成套设备以及加工工艺
US11585224B2 (en) 2020-08-07 2023-02-21 General Electric Company Gas turbine engines and methods associated therewith

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4808785A (en) * 1986-11-13 1989-02-28 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method and apparatus for making diffused cooling holes in an airfoil
JPH08108400A (ja) * 1994-10-12 1996-04-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エンジン部品のクーリングホール再加工方法
US5609779A (en) * 1996-05-15 1997-03-11 General Electric Company Laser drilling of non-circular apertures
US5683600A (en) * 1993-03-17 1997-11-04 General Electric Company Gas turbine engine component with compound cooling holes and method for making the same
WO1999023273A1 (de) * 1997-11-03 1999-05-14 Siemens Aktiengesellschaft Beschichtungsverfahren und vorrichtung
US5941686A (en) * 1996-05-17 1999-08-24 General Electric Company Fluid cooled article with protective coating
EP0950463A1 (de) * 1998-03-23 1999-10-20 Abb Research Ltd. Nichtkreisförmige Kühlbohrung und Verfahren zur Herstellung derselben

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4169976A (en) 1976-02-27 1979-10-02 Valfivre S.P.A. Process for cutting or shaping of a substrate by laser
US4756765A (en) 1982-01-26 1988-07-12 Avco Research Laboratory, Inc. Laser removal of poor thermally-conductive materials
US4818834A (en) † 1988-03-21 1989-04-04 Raycon Corporation Process for drilling chamfered holes
GB8809666D0 (en) * 1988-04-23 1988-05-25 Amchem Co Ltd Machining method & apparatus
JPH03142090A (ja) * 1989-10-27 1991-06-17 Canon Inc プリント配線基板の穴明け加工装置
GB8918606D0 (en) 1989-08-15 1989-09-27 Amchem Co Ltd Laser machining of holes
US5216808A (en) 1990-11-13 1993-06-08 General Electric Company Method for making or repairing a gas turbine engine component
US5181379A (en) * 1990-11-15 1993-01-26 General Electric Company Gas turbine engine multi-hole film cooled combustor liner and method of manufacture
JPH08278029A (ja) 1995-02-06 1996-10-22 Toshiba Corp 燃焼器用ライナー及びその製造方法
JPH08323488A (ja) * 1995-05-31 1996-12-10 Shinozaki Seisakusho:Kk レーザ光によるプリント配線板の孔あけ加工方法
US5747769A (en) * 1995-11-13 1998-05-05 General Electric Company Method of laser forming a slot
JPH106059A (ja) * 1996-06-25 1998-01-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd シェイプド冷却穴加工方法
GB9617093D0 (en) 1996-08-14 1996-09-25 Rolls Royce Plc A method of drilling a hole in a workpiece
US5760369A (en) * 1996-09-20 1998-06-02 Uniek, Inc. Method of laser cutting paper cards for use in paper sculpture
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
US6172331B1 (en) * 1997-09-17 2001-01-09 General Electric Company Method and apparatus for laser drilling
GB9723762D0 (en) * 1997-11-12 1998-01-07 Rolls Royce Plc A method of coating a component
FR2781707B1 (fr) * 1998-07-30 2000-09-08 Snecma Procede d'usinage par laser excimere de trous ou de formes a profil variable
US6130405A (en) 1998-09-10 2000-10-10 Chromalloy Gas Turbine Corporation Laser drilling holes in a cylindrical workpiece
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
US6243948B1 (en) * 1999-11-18 2001-06-12 General Electric Company Modification and repair of film cooling holes in gas turbine engine components

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4808785A (en) * 1986-11-13 1989-02-28 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method and apparatus for making diffused cooling holes in an airfoil
US5683600A (en) * 1993-03-17 1997-11-04 General Electric Company Gas turbine engine component with compound cooling holes and method for making the same
JPH08108400A (ja) * 1994-10-12 1996-04-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エンジン部品のクーリングホール再加工方法
US5609779A (en) * 1996-05-15 1997-03-11 General Electric Company Laser drilling of non-circular apertures
US5941686A (en) * 1996-05-17 1999-08-24 General Electric Company Fluid cooled article with protective coating
WO1999023273A1 (de) * 1997-11-03 1999-05-14 Siemens Aktiengesellschaft Beschichtungsverfahren und vorrichtung
EP0950463A1 (de) * 1998-03-23 1999-10-20 Abb Research Ltd. Nichtkreisförmige Kühlbohrung und Verfahren zur Herstellung derselben

Also Published As

Publication number Publication date
EP1332016B2 (en) 2015-07-15
US6573474B1 (en) 2003-06-03
EP1332016A4 (en) 2008-02-06
WO2002032614A1 (en) 2002-04-25
AU2002214548A1 (en) 2002-04-29
MXPA03003337A (es) 2003-06-19
JP2004511350A (ja) 2004-04-15
PL360905A1 (en) 2004-09-20
HK1062282A1 (en) 2004-10-29
PL200739B1 (pl) 2009-01-30
CA2425895A1 (en) 2002-04-25
CN100374242C (zh) 2008-03-12
EP1332016A1 (en) 2003-08-06
CZ20031343A3 (cs) 2004-01-14
JP3825748B2 (ja) 2006-09-27
CN1469792A (zh) 2004-01-21
CA2425895C (en) 2007-04-24
ATE461005T1 (de) 2010-04-15
EP1332016B1 (en) 2010-03-17
DE60141593D1 (de) 2010-04-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CZ301856B6 (cs) Zpusob vrtání otvoru do kovového obrobku majícího vrstvu tepelné bariéry
JP5642417B2 (ja) フィルム冷却を高めるためのシステム及び方法
US8704128B2 (en) Method for producing a hole
EP1062070B1 (en) Combined percussion and trepan laser drilling
JP2009523616A (ja) 孔の製造方法
JP2009502503A (ja) 方向性ミクロ組織の母材を有する部品の修復方法とその部品
EP2466070A2 (en) Method of repairing a transition piece of a gas turbine engine
KR20060115587A (ko) 초합금 수리 방법 및 삽입체
EP1349695A1 (en) Laser machining cooling holes in gas turbine components
KR20090036078A (ko) 용접중의 예열 온도
WO2015034646A1 (en) Method for forming three-dimensional anchoring structures on a surface by propagating energy through a multi-core fiber
EP1867423A1 (de) Verfahren zum Reparieren eines Bauteils durch Verlöten eines mit Lot beschichteten Bleches
US20120211478A1 (en) Multiple laser machining at different angles
EP2637823B1 (en) Shot peening in combination with a heat treatment
WO2009046735A1 (en) Preheating temperature during remelting
Richter Laser material processing in the aero engine industry. Established, cutting-edge and emerging applications
EP1674193A1 (de) Verfahren zur Herstellung eines Lochs
Corcoran et al. The laser drilling of multi-layer Rene80 and X40 material systems

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A Patent lapsed due to non-payment of fee

Effective date: 20171003