DE60201406T2

DE60201406T2 - Integrierte Oberflächenmerkmale für Komponenten aus keramischem Matrix-Verbundstoff und entsprechendes Verfahren

Info

Publication number: DE60201406T2
Application number: DE60201406T
Authority: DE
Inventors: Ronald Ralph Greer Cairo
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2001-12-20
Filing date: 2002-12-18
Publication date: 2006-03-09
Anticipated expiration: 2022-12-19
Also published as: US20030129338A1; JP4307059B2; KR20030053013A; JP2003214186A; EP1321712B1; KR100676000B1; DE60201406D1; US6610385B2; EP1321712A1

Description

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf luftgekühlte Komponenten, wie beispielsweise Brennerauskleidungen für Gasturbinen-Triebwerke. Insbesondere ist die Erfindung auf ein Verfahren zum Einfügen von Oberflächenmerkmalen entlang den Luftströmungskanälen von einer Komponente gerichtet, wie beispielsweise Luftströmungs-Verstärkungsmerkmale, siehe z. B. EP 1050663 , um den Kühlwirkungsgrad der Komponente zu verbessern.
Es werden kontinuierlich höhere Betriebstemperaturen für Gasturbinen-Triebwerke gesucht, um ihren Wirkungsgrad zu vergrößern. Wenn jedoch die Betriebstemperarturen ansteigen, müssen die Hochtemperatur-Eigenschaften der Triebwerkskomponenten entsprechend ansteigen. Es sind zwar signifikante Fortschritte erzielt worden durch die Bildung von Eisen-, Nickel- und Kobaltbasis-Super-Legierungen, aber die Hochtemperatur-Eigenschaften von derartigen Legierungen sind häufig unzureichend, um langen Aussetzungsszeiten gegenüber Betriebstemperarturen innerhalb der Turbinen-, Brenner- und Nachbrennerabschnitten von einigen Hochleistungs-Gasturbinen-Triebwerken zu widerstehen. Als eine Folge ist häufig eine Innenkühlung von Komponenten, wie beispielsweise Brennerauskleidungen, Laufschaufeln und Düsen (Leitschaufeln), verwendet worden, entweder allein oder in Kombination mit einem thermischen Trennüberzugs (TBC von Thermal Barrier Coating)-System, das ihre äußeren Oberflächen schützt. Eine wirksame Innenkühlung erfordert häufig einen komplexen Kühlplan, bei dem Luft durch Kanäle in der Komponente gedrückt und dann durch Kühllöcher an der Oberfläche der Komponente ausgestoßen werden.
Das Leistungsvermögen einer Turbinenkomponente steht in direkter Beziehung zu der Fähigkeit, für eine im allgemeinen gleichförmige Oberflächentemperatur mit einer begrenzten Menge an Kühlluft zu sorgen. Um eine gleichförmige konvektive Kühlung des Inneren der Komponente zu fördern, ist es üblich, Luftströmungs-Verstärkungsmerkmale, wie beispielsweise Turbulatoren (Auslösestreifen) und Strömungsführungen, auf den Oberflächen der Komponente zu gießen, die Kühlkanäle definieren. Die Größe, Form und Anordnung der Luftströmungs-Verstärkungsmerkmale beeinflussen die Menge und Verteilung der Luftströmung durch den Kühlkreis und über die äußeren Oberflächen stromabwärts von den Kühllöchern, und als solche können sie wirksam sein, die Betriebstemperartur der Komponente signifikant zu senken.
Es sind keramische Matrixverbund (CMC von Ceramics Matrix Composite) – Materialien für Brennerauskleidungen und andere Hochtemperatur-Komponenten betrachtet worden. Mit kontinuierlichen Fasern verstärkte CMC Materialien sind üblicherweise aus Fä den (Bündel von einzelnen Fasern) gewoben worden unter Verwendung von üblichen textilen Webmustern, in denen zwei oder mehr Sätze von Fäden gewoben sind, wobei die einzelnen Fäden von jedem Satz über und unter Querfäden von dem anderen Satz oder den anderen Sätzen verlaufen. Wie bei luftgekühlten Komponenten, die aus Metallegierungen geformt sind, ist es wünschenswert, Luftströmungs-Verstärkungsmerkmale in luftgekühlte CMC Komponenten einzufügen. Da jedoch CMC Materialien relativ schlechte interlaminare Zug- und Scherfestigkeiten aufweisen, können Luftströmungs-Verstärkungsmerkmale und andere Oberflächenmerkmale nicht auf einfache Weise unter Verwendung sekundärer Befestigungsfertigungsverfahren befestigt werden, wenn die Komponente für eine Verwendung in der eine hohe thermische Dehnung aufweisenden Umgebung von einem Gasturbinen-Triebwerk vorgesehen ist. Darüber hinaus ist es aufgrund der Fadengröße und Webeeinschränkungen schwierig, eine kleine Geometrie aufweisende Turbulatoren und Strömungsführungen zu weben (die üblicherweise von der umgebenden Oberfläche eine Strecke von etwa 0,3 bis etwa 2,0 mm vorstehen) als integrale Merkmale von einer CMC Komponente zu weben. Infolgedessen können zwar Luftströmungs-Verstärkungsmerkmale des Typs, der mit luftgekühlten Metallkomponenten verwendet wird, im allgemeinen in das Metallgießverfahren eingefügt werden, um einstückig mit der primären Komponente zu sein, aber Versuche, integrale Turbulatoren, Strömungsführungen und andere Oberflächemerkmale in CMC Materialien zu designen, haben sich als problematisch erwiesen. Tatsächlich ist die Reproduzierung von Turbulatoren und anderen extrem kleinen, detaillierten geometrischen Merkmalen in mit kontinuierlichen Fasern verstärkten CMC Materialien besonders schwierig.
In Anbetracht der obigen Beschreibung bieten zwar CMC Materialien die Fähigkeit, die maximalen Betriebstemperaturen signifikant zu erhöhen, denen von Turbinen- und anderen Hochtemperatur-Komponenten standgehalten werden kann, es würde aber wünschenswert sein, Luftströmungs-Verstärkungsmerkmale in luftgekühlte CMC Komponente einzufügen, um die Lebensdauer der Komponente weiter zu verlängern und den Wirkungsgrad des Triebwerkes zu erhöhen.
Gemäß der vorliegenden Erfindung wird eine luftgekühlte Komponente bereitgestellt, die wenigstens teilweise durch ein CMC Material geformt ist und wenigstens einen Kühlkanal aufweist, der mit einem integral geformten Oberflächenmerkmal, wie beispielsweise einem Luftströmungs-Verstärkungsmerkmal, ausgerüstet ist. Das CMC Material weist wenigstens erste und zweite Sätze von Fäden auf, die miteinander verwoben sind, um eine Vorform zu bilden, die mit einem Matrix-Material getränkt ist. Die Fäden in jedem Satz sind Seite-an-Seite zueinander, aber quer zu Fäden von dem anderen Satz, wobei Fäden von jedem Satz über und unter Querfäden von dem anderen verlaufen. Das Oberflächenmerkmal ist einstückig gebildet an einer Oberfläche von dem Kühlkanal durch ein Einsatzteil, das zwischen benachbarten Fäden von wenigstens dem ersten Fadensatz angeordnet ist. In dem Verfahren zum Formen des integralen Oberflächenmerkmales wird das Einsatzteil zwischen den benachbarten Fäden von dem ersten Fadensatz während des Webverfahrens angeordnet, vorzugsweise wenn die äußerste Schicht (Lamelle) der Vorform gebildet wird. Das Einsatzteil hat eine größere Querschnittsgröße als die benachbarten Fäden und bildet dadurch einen Vorsprung in der Vorform und, nach Tränken, Verfestigung und Aushärten, das Oberflächenmerkmal in der Oberfläche des CMC Materials. Das Oberflächenmerkmal steht relativ zu dem unmittelbar umgebenden Oberflächenbereich der Kanalfläche in den Kühlkanal hinein vor.
In Anbetracht der vorstehenden Beschreibung eignet sich die vorliegende Erfindung, ein oder mehrere Oberflächenmerkmale einstückig zu formen, insbesondere Luftströmungs-Verstärkungsmerkmale, wie beispielsweise Turbulatoren oder Strömungsführungen, indem Einsatzteile in der CMC Vorform während des anfänglichen Vorformschrittes des CMC Verfahrens strategisch angeordnet werden. Das Einsatzteil ist in der Lage, einen funktionalen Turbulator oder eine Strömungsführung in der Form von einem permanenten integralen Oberflächenmerkmal zu erzeugen, nachdem die gewebten Fäden vollständig bearbeitet worden sind, einschließlich Tränkung mit einem geeigneten Matrixmaterial, Verdichtung und Verfestigung und Aushärtung des Matrixmaterials, um die CMC zu formen. Als eine Folge davon, daß es einstückig geformt ist, weist das Oberflächenmerkmal eine bessere strukturelle Integrität auf, im Vergleich zu einem Oberflächenmerkmal, das durch eine sekundäre Befestigungstechnik zu der CMC hinzugefügt ist. Die Art und Weise, in der das Oberflächenmerkmal ein integrales Merkmal ist, das durch das gewobene Fasernetzwerk festgehalten wird, sorgt für einen Lastabschirmungsmechanismus, der interlaminare Zug- und Scherbeanspruchungen auf das Oberflächenmerkmal gut innerhalb der strukturellen Fähigkeiten des CMC Materials halten kann.
Die Erfindung wird nun mit weiteren Einzelheiten anhand eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die Zeichnungen beschrieben, in denen:
1 eine Querschnittsdarstellung von einer CMC Brennerauskleidung mit einem Kühlkanal ist, der mit integralen Turbulatoren gemäß der Erfindung ausgerüstet ist;
2 und 3 Querschnittsdarstellungen von Wandabschnitten von Vorformen für die Auskleidung sind, in der Oberflächenmerkmale durch einen fülligeren Faden bzw. einen Einsatz in der Vorform-Architektur gemäß zwei Ausführungsbeispielen der Erfindung geformt sind.
Die vorliegende Erfindung wird unter Bezugnahme auf eine Brennerauskleidung 10 beschrieben, von der ein Teil im Schnitt in 1 dargestellt ist, obwohl die Erfindung in gleicher Weise auf stromlinienförmige Komponenten, wie beispielsweise Turbinenlauf- und – leitschaufeln anwendbar ist. Während sie besonders brauchbar ist zum Formen von Luftströmungs-Verstärkungsmerkmalen, wie beispielsweise Turbulatoren und Strömungsführungen für luftgekühlte Komponenten, die in einer thermisch feindlichen Umgebung arbeiten, ist die Erfindung allgemein anwendbar auf eine Vielfalt von CMC Komponenten, in denen ein kleines Oberflächenmerkmal gewünscht wird. Zusätzlich sind zwar CMC Materialien von besonderem Interesse, aber die Erfindung ist auf jedes durch eine kontinuierliche faserverstärktes Verbundmaterial, einschließlich Polymermatrix- und Bismalimit-Matrixmaterialien, anwendbar.
Wie in 1 dargestellt ist, hat die Auskleidung 10 einen Kühlkanal 12, der durch eine Oberfläche 14 und eine Hinterkante 16 definiert ist, nahe der eine Anzahl von Turbulatoren 18 ausgebildet sind. Die Turbulatoren 18 sind in der Weise gezeigt, daß sie quer zur Luftströmungsrichtung durch den Kanal 12 angeordnet sind, wie es durch den Pfleil in 1 angegeben ist. Es ist jedoch möglich, daß die Turbulatoren 18 senkrecht oder parallel zu der Luftströmungrichtung (um als Strömungsführungen zu dienen) orientiert sein können, kontinuierlich oder diskontinuierlich (unterbrochen) sein können und V-förmig sein oder irgendeine andere nichtlineare Form haben können. Gemäß bekannter Praxis sollen die Turbulatoren 18 eine laminare Luftströmung über die Oberfläche 14 unterbrechen, um die Wärmeübertragung durch Konvektion von der Auskleidung 14 auf die Luft zu fördern. Zu diesem Zweck stehen die Turbulatoren 18 vorzugsweise wenigstens 0,30 mm von der Oberfläche 14 vor, wobei eine geeignete Höhe etwa 0,50 bis etwa 2,0 mm über der Oberfläche 14 beträgt.
Die Auskleidung 10 ist aus einem mit einer kontinuierlichen Faser verstärkten CMC Material bzw. Werkstoff geformt, wie beispielsweise Siliziumcarbid, Siliziumnitrid oder Siliziumfasern in einem Siliziumcarbid-, Siliziumnitrid- und/oder Silizium enthaltenden Matrixmaterial. Die Oberfläche 14 von der Auskleidung 10 kann durch einen thermischen Trennüberzug (TBC) oder einem Umgebungstrennüberzug (EBC) geschützt sein, wie beispielsweise einer thermisch isolierenden Keramikschicht, die an der Oberfläche 14 mit einem Bindungsüberzug (nicht gezeigt) anhaftet. Zwei Ausführungsbeispiele sind in den 2 und 3 dargestellt, die gewebte Architekturen von Vorformen 28 für das CMC Material vor der Infiltration durch das Matrixmaterial und zwei Typen von Einsätzen 24 und 26 zeigen, die zum Formen der Turbulatoren 18 gemäß 1 geeignet sind. In den 2 und 3 weisen die Architekturen der Vorformen 28 jeweils viele Schichten (Lamellen) auf, die jeweils Sätze von gewebten Fäden 20 und 22 enthalten. Die Fäden 20/22 in jedem Satz sind im allgemeinen Seite-an-Seite und parallel zueinander und quer zu den Fäden 20/22 des anderen Satzes orientiert, so sind beispielsweise die Fäden 20, die in den 2 und 3 im Schnitt zu sehen sind, senkrecht zu den Fäden 22, die längsweis zu sehen sind. Es ist ersichtlich, daß die Fäden 20 und 22 in einer gegebenen Schicht über und unter zueinander verlaufen. Die Fäden 20/22 sind zwar so gezeigt, daß sie über und unter einzelnen Querfäden 20/22 verlaufen, es ist aber möglich, daß jeder Faden 20/22 über einen oder mehrere Querfäden 20/22 und dann unter einem oder mehreren Querfäden 20/22 gemäß anderen bekannten Webmustern verlaufen könnte.
In 2 sind viele „fülligere" Fadeneinsätze 24 in der Weise gezeigt, daß sie in die Architektur der Vorform 28 eingefügt sind, während in 3 monolitische keramische Einsätze 26 gezeigt sind. Geeignete Materialien für die Fadeneinsätze 24 umfassen das gleiche Material wie die Faserverstärkung (Fäden 20 und 22) des CMC Materials, z. B. Siliziumcarbid, Siliziumnitrid oder Siliziumfasern, für thermische Kompatibilität, obwohl es möglich ist, daß andere Materialien verwendet werden könnten, solange das gewählte Material chemisch geeignet ist mit der Arbeitsumgebung der Auskleidung 10 und kompatibel mit dem Matrixmaterial der CMC. In ähnlicher Weise umfassen geeignete Materialien für die Einsätze 26 monolitische Gußstücke aus dem gleichen Material wie das Matrixmaterial von dem CMC Material, z. B. Siliziumcarbid, Siliziumnitrid oder Silizium enthaltende Materialien, obwohl es möglich ist, daß andere Materialien verwendet werden könnten. In jedem Fall werden die Fadeneinsätze 24 und monolitischen Einsätze 26 anstelle eines Fadens des ersten Fadensatzes 20 verwendet und deshalb zwischen einem benachbarten Paar von Fäden 20 angeordnet, so daß der Fadeneinsatz 24 oder der monolitische Einsatz 26 über und unter den Querfäden 22 des zweiten Satzes verläuft.
Wie aus den 2 und 3 deutlich wird, sind die Durchmesser der Einsätze 24 und 26 größer als diejenigen der benachbarten Fäden 20, so daß die Einsätze 24 und 26 Vorsprünge 30 an der Oberfläche der Vorform 28 bilden. Nach dem Tränken mit dem Matrixmaterial, der Verfestigung und Verdichtung und dann dem Aushärten, um die Auskleidung 10 zu bilden, bestimmen die Größe und Form der Einsätze 24 und 26 die Ausdehnung, bis zu der die Turbulatoren 18 über die umgebende Oberfläche 14 der Auskleidung 10 vorstehen. Die Fäden, die üblicherweise vor der Verdichtung einen kreisförmigen Querschnitt haben, werden nach der Verdichtung im allgemeinen eine ovale Form annehmen. Als solches ist eine geeignete Größe für den Fadeneinsatz 24 wenigstens 50% größer, vorzugsweise etwa bis etwa grösser, als der Durchmesser der Fäden 20 und 22. Auf der anderen Seite behält ein vorgegossener monolitischer Einsatz 26 nach der Verdichtung im allgemeinen seine ursprüngliche Höhe bei. Deshalb ist eine geeignete Größe für einen monolitischen Einsatz 26 wenigstens 25% größer, vorzugsweise etwa 50% bis etwa 350% größer, als der Durchmesser der Fäden 20 und 22.
Es können Präferenzen bestehen für die Verwendung von einem Fadeneinsatz 24 oder einem monolitischen Einsatz 26 auf der Basis der gewünschten Charakteristiken von einem besonderen Oberflächenmerkmal. Wenn beispielsweise ein kontinuierliches Oberflächenmerkmal gewünscht wird, kann ein Fadeneinsatz 24 zweckmäßiger sein, während ein diskontinuierliches Oberflächenmerkmal einfacher mit einer Reihe von im Abstand angeordneten monolitischen Einsätzen 26 geformt werden kann. Wenn ein gewünschtes Oberflächenmerkmal mit entweder einem Fadeneinsatz 24 oder einem monolitischen Einsatz 26 gebildet werden kann, kann eine Präferenz bestehen zur Verwendung eines Fadeneinsatzes 24 aufgrund seiner größeren Nachgiebigkeit, die einen innigeren Kontakt mit benachbarten Fäden während der Verarbeitung gestattet. Potenzielle Vorteile eines innigen Fadenkontaktes umfassen niedrigeren Fehlstellengehalt oder Porösität, die höhreren interlaminaren Festigkeiten und thermischer Leitfähigkeit durch die Dicke hindurch entsprechen.
Die Fadeneinsätze 24 und die monolitischen Einsätze 26 sind in den 2 bzw. 3 gezeigt, wie sie zwischen benachbarten Fäden 20 von nur der äußersten Schicht der Architektur angeordnet sind. In Abhängigkeit von den relativen Durchmessern der Einsätze 24 und 26 ist es möglich, daß die Einsätze 24 und 26 in eine oder mehrere innere Schichten eingefügt werden könnten zusätzlich zu oder anstelle von der äußersten Schicht, um für zusätzliche Flexibilität in der endgültigen projektierten Höhe und Form des Turbulators 18 zu sorgen. Ferner zeigen zwar die 2 und 3 die zwei Fadeneinsätze 24, die getrennt von den monolitischen Einsätzen 26 verwendet sind, es ist aber möglich, daß die Einsätze 24 und 26 zusammen in einer einzigen Komponente verwendet werden könnten. Beispielsweise kann es aufgrund des Unterschiedes in ihrer Wirkung auf die endgültige Größe des Turbulators 18 vorteilhaft sein, sowohl Fadeneinsätze 24 als auch monolitische Einsätze 26 zu verwenden, um zu ermöglichen, daß die Höhe von dem gewünschten Oberflächenmerkmal fein abgestimmt werden kann für eine spezielle Anwendung, wie beispielsweise eine Anpassung des speziellen Designs, Kosten- oder Kompatibilitäts-Einschränkungen oder Optimierung von Material, Struktur- oder Komponentenverhalten.
Wie oben ausgeführt ist, wird nach der Fertigung der Vorform 28 durch Aufschichten einer gewünschten Anzahl von Schichten die Form 28 mit dem gewünschten Matrixmaterial gemäß irgendeiner geeigneten Technik getränkt, wonach die getränkte Vorform eine Verfestigung, Verdichtung und Aushärtung durchläuft, um das CMC Material zu formen.
Wie in der Technik bekannt ist, hängen entsprechende Bearbeitungsparameter einschließlich Aushärtungs-(Brenn-) Temperatur von der jeweiligen Zusammensetzung des CMC Materials ab und werden deshalb hier nicht weiter erläutert.
In Anbetracht der obigen Beschreibung ermöglicht das erfindungsgemäße Verfahren, daß Turbulatoren und andere Oberflächenmerkmale selektiv im wesentlichen irgendwo in einem Verbundmaterial geformt werden können, indem Einsätze in der Verbundvorform strategisch angeordnet werden. Turbulatoren 18, die durch Einsätze definiert sind, wie beispielsweise die oben beschriebenen Faden-Einsätze 24 und monolitischen Einsätze 26, sind permanente integrale Oberflächenmerkmale der CMC, die durch das gewebte Fasernetzwerk der Vorform 28 gehaltert sind, um für einen Lastabschirmungsmechanismus zu sorgen, der die interlaminaren Zug- und Scherbeanspruchungen auf die Turbulatoren 18 verkleinert. Als eine Folge weisen die Turbulatoren 18 eine bessere strukturelle Integrität auf im Vergleich zu Turbulatoren, die durch eine sekundäre Befestigungstechnik hinzugefügt sind.
Die Erfindung ist zwar in Bezug auf ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel beschrieben worden, es ist aber klar, daß durch den Fachmann andere Formen angepaßt werden könnten. Beispielsweise wurde zwar der Begriff „Turbulator" in Bezug auf die Figuren verwendet, aber die Lehren der Erfindung sind auch auf die Fertigung von anderen Oberflächenmerkmalen in CMC Materialien anwendbar.

Claims

Luftgekühlte Komponente (10) enthaltend: wenigstens einen Kühlkanal (12), der durch eine Oberfläche (14) von der Komponente (10) gebildet ist, wobei wenigstens ein Teil von der Oberfläche (14) durch ein Verbundmaterial gebildet ist, das wenigstens erste und zweite Sätze von Fäden (20,22) aufweist, die in einem Matrixmaterial zusammengewoben sind, wobei die Fäden (20) des ersten Satzes seitlich nebeneinander sind, die Fäden (22) des zweiten Satzes seitlich nebeneinander und senkrecht zu den Fäden (20) des ersten Satzes sind, wobei die Fäden (20) des ersten Satzes über und unter den Querfäden (22) des zweiten Satzes verlaufen, und ein Oberflächenmerkmal (18), das einstückig an der Oberfläche (14) des Kühlkanals (12) durch ein Einsatzteil (24,26) gebildet ist, das neben den Fäden (20) von wenigstens dem ersten Satz von Fäden (20) angeordnet ist, wobei das Einsatzteil (24,26) eine grössere Querschnittsgrösse hat als die benachbarten Fäden (20) von dem ersten Satz, so dass das Einsatzteil (24,26) bewirkt, dass das Oberflächenmerkmal (18) relativ zu einem unmittelbar umgebenden Oberflächenbereich der Oberfläche (14) in den Kühlkanal (12) hinein ragt.
Luftgekühlte Komponente (10) nach Anspruch 1, wobei das Einsatzteil (24,26) ein gegossener Keramikeinsatz (26) ist, der parallel zu und zwischen den benachbarten Fäden (20) angeordnet ist und über und unter Querfäden (22) des zweiten Satzes von Fäden (22) verläuft.
Luftgekühlte Komponente (10) nach Anspruch 2, wobei der gegossenne Keramikeinsatz (26) und das Matrixmaterial aus dem gleichen Material gebildet sind.
Luftgekühlte Komponente (10) nach Anspruch 1, wobei das Einsatzteil (24,26) ein Fadenteil (24) ist, das parallel zu und zwischen den benachbarten Fäden (20) angeordnet ist und über und unter Querfäden (22) des zweiten Satzes von Fäden (22) verläuft.
Luftgekühlte Komponente (10) nach Anspruch 4, wobei das Fadenteil (24) aus dem gleichen Material wie die Fäden (20,22) der ersten und zweiten Sätze gebildet ist.
Verfahren zum Formen eines integralen Oberflächenmerkmals (18) in einer luftgekühlten Komponente (10), die wenigstens einen Kühlkanal (12) aufweist, der durch eine Oberfläche (14) von der Komponente (10) gebildet ist, wobei wenigstens ein Teil von der Oberfläche (14) durch ein Verbundmaterial gebildet ist, das eine Vorform (28) in einem Matrixmaterial aufweist, wobei die Vorform (28) wenigstens erste und zweite Sätze von Fäden (20,22) aufweist, die in einem Matrixmaterial zusammengewoben werden, wobei die Fäden (20) des ersten Satzes seitlich nebeneinander sind, die Fäden (22) des zweiten Satzes seitlich nebeneinander und senkrecht zu den Fäden (20) des ersten Satzes sind, wobei die Fäden (20) des ersten Satzes über und unter den Querfäden (22) des zweiten Satzes verlaufen, wobei das Verfahren den Schritt enthält, dass das integrale Oberflächenmerkmal (18) dadurch an der Oberfläche (14) des Kühlkanals (12) gebildet wird, dass ein Einsatzteil (24,26) zwischen benachbarten Fäden (20) wenigstens des ersten Satzes von Fäden (20) angeordnet wird, wobei das Einsatzteil (24,26) eine grössere Querschnittsgrösse hat als die benachbarten Fäden (20) von dem ersten Satz, um so einen Vorsprung (30) in der Vorform (28) formen und das Oberflächenmerkmal (18) in dem Verbundmaterial zu bilden, wobei das Oberflächenmerkmal (18) relativ zu einem unmittelbar umgebenden Oberflächenbereich der Oberfläche (14) in den Kühlkanal (12) hinein ragt.
Verfahren nach Anspruch 6, wobei das Einsatzteil (24,26) aus einem gegossenen Keramikeinsatz (26) gebildet wird, der parallel zu und zwischen den benachbarten Fäden (20) angeordnet wird und über und unter Querfäden (22) des zweiten Satzes von Fäden (22) verläuft.
Verfahren nach Anspruch 7, wobei der gegossenne Keramikeinsatz (26) und das Matrixmaterial aus dem gleichen Material gebildet werden.
Verfahren nach Anspruch 6, wobei das Einsatzteil (24,26) ein Fadenteil (24) ist, das parallel zu und zwischen den benachbarten Fäden (20) angeordnet wird und über und unter Querfäden (22) des zweiten Satzes von Fäden (22) verläuft.
Verfahren nach Anspruch 9, wobei das Fadenteil (24) aus dem gleichen Material wie die Fäden (20,22) der ersten und zweiten Sätze gebildet wird.