EP0132667A1 - Thermisch hochbeanspruchte, gekühlte Turbinenschaufel - Google Patents

Thermisch hochbeanspruchte, gekühlte Turbinenschaufel Download PDF

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EP0132667A1
EP0132667A1 EP84107962A EP84107962A EP0132667A1 EP 0132667 A1 EP0132667 A1 EP 0132667A1 EP 84107962 A EP84107962 A EP 84107962A EP 84107962 A EP84107962 A EP 84107962A EP 0132667 A1 EP0132667 A1 EP 0132667A1
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MTU Aero Engines AG
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MTU Motoren und Turbinen Union Muenchen GmbH
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    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
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    • Y10T428/12611—Oxide-containing component

Definitions

  • the invention relates to a thermally highly stressed cooled component, in particular a turbine blade, with a load-bearing metallic core which has integrated cooling air guide grooves on its surface and with a heat-insulating jacket.
  • the object of the invention is to provide a thermally highly stressed cooled component of the type mentioned, which can be cooled particularly well and effectively with a simple structure in operation.
  • the jacket consists of a layered composite, which is applied to the outside of a ceramic thermal insulation layer from a metal felt firmly connected to the webs of the cooling air guide grooves and covering the cooling air guide grooves.
  • the cooling air guide grooves are expediently already prefabricated in the investment casting process of the metallic support core or subsequently incorporated by milling, spark erosion or electrochemical removal.
  • the metal felt is advantageously soldered, welded or glued to the webs of the cooling air guide grooves.
  • the support core webs and the outer jacket are cast in one piece and are therefore comparatively complex to manufacture.
  • the metal felt suitably consists of a high-temperature and corrosion-resistant alloy, in particular based on nickel and / or cobalt (for example NiCr, NiCrAl, Hastelloy X, NiCrAlY alloy, CoCrAlY alloy).
  • the metal felt serves as an elastic carrier material for a ceramic thermal barrier coating, which can be applied to the felt in various ways. For a particularly good hold it is provided that the metal felt partially infiltrates with ceramic from the outside and with is coated with a compact ceramic layer that forms the actual thermal insulation layer.
  • the infiltration and application of the ceramic layer is advantageously carried out by thermal spraying or by a slip sintering process.
  • the layer can also be infiltrated and applied by chemical vapor deposition (CVD).
  • CVD chemical vapor deposition
  • the ceramic layer expediently consists of partially or fully stabilized zirconium oxide. It can be applied to the metal felt by one of the aforementioned methods, but also by a combination of several of the aforementioned methods.
  • the outer surface of the actual ceramic thermal barrier coating is expediently polished and / or aerodynamically shaped in order to better serve turbine blade purposes.
  • the invention thus creates a new cooling concept for a thermally highly stressed cooled component: the cooling configuration of the effusion cooling is combined with a thermal barrier coating, which means that the air efusion associated with high cooling air consumption to reduce the heat transfer can be dispensed with. Instead, the thermal insulation of a ceramic layer is used. The heat that still flows through the thermal insulation layer is optimally dissipated through the metal felt, which has a very large surface area, namely the heat is removed directly from the thermal insulation layer, so that the load-bearing metal support core of the highly stressed component remains comparatively cold.
  • cooling air can be introduced by the invention with the same cooling effectiveness saves and the thermodynamic efficiency can be increased.
  • the heat-insulating ceramic layer can be produced much more densely by the metal felt intermediate layer than when it is applied directly to the compact metallic base body, so that very good thermal insulation is possible.
  • the interior of a turbine blade 1 is shown schematically in FIG. 1.
  • the turbine blade 1 is composed of a metallic support core 2, a metal felt 4 surrounding the metallic support core 2 and a ceramic thermal insulation layer 6 surrounding the outside of the metal felt 4 in a composite construction.
  • the metal support core is a nickel-based alloy and has cooling air guide grooves 3 with webs 5 on its surface, to which the metal felt 4 is soldered, welded or glued.
  • the metal felt itself is based on NiCrAl, is provided as an elastic carrier material for the outer thermal insulation layer 6 and offers a large surface area for optimal dissipation through the thermal insulation layer 6 flowing heat.
  • the outer heat insulation layer 6 is partially or fully stabilized zirconium oxide, with a good anchoring of the outer heat insulation layer 6 with the metal felt 4 by partial infiltration of the felt, preferably by chemical vapor deposition (CVD).
  • the infiltration layer of the felt is clearly shown in detail A in FIG. 2.
  • the compact zirconium oxide layer is deposited on it, which takes over the actual heat-insulating function.
  • the advantage of the invention is that the heat does not have to flow through the entire component during operation, but is supplied to the cooling medium in the shortest possible way, the heat flow being kept low overall due to the low thermal conductivity of the ceramic layer, so that despite the increased gas temperature, a lower one Cooling air requirement is necessary.
  • the easily deformable metal felt 4 which is preferably a heat-resistant, e.g. B. NiCrAl felt, which is soldered from nickel-based alloy to the metallic support core, allows the application of a very dense and comparatively thick ceramic layer (compared to the application to massive metallic substrates), because of the differences in the thermal expansion between metal and ceramic
  • the easy deformability of the metal felt does not lead to the build-up of stresses that are impermissibly high for the ceramic.
  • a turbine blade trailing edge is shown in detail B1, which is comparatively pointed and contains the ends of the enclosed metal felt 4.
  • the detail B 2 illustrated in FIG. 3 is characterized by a different drive edge construction with a larger rounding.

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Abstract

Bei einem thermisch hochbeanspruchten gekühlten Bauteil, insbesondere einer Turbinenschaufel, ist ein metallischer Stützkern (2) mit an der Oberfläche integiert ausgebildeten Kühlluftführungsnuten (3) und einem wärmedämmenden Mantel vorgesehen. Dieser Mantel besteht aus einem fest mit dem metallischen Stützkern (2) verbundenen Metallfilz (4), auf den außenseitig eine keramische Wärmedämmschicht (6) aufgebracht ist. Insbesondere ist der Metallfilz (4) von außen teilweise mit Keramik infiltriert und außen mit einer kompakten Keramikschicht überzogen. Dadurch wird die durch die Wärmedämmschicht im Betrieb hindurchgehende Wärme der großen Oberfläche des Metallfilzes zugeführt und optimal auf kürzestem Wege dem Kühlmedium zugeleitet, ohne den metallischen Stützkern (2) nennenwert wärmemäßig zu belasten.

Description

  • Die Erfindung betrifft ein thermisch hochbeanspruchtes gekühltes Bauteil, insbesondere Turbinenschaufel, mit einem tragenden metallischen Kern, der an seiner Oberfläche integrierte Kühlluftführungsnuten aufweist und mit einem wärmedämmendem Mantel.
  • Da die Prozeßtemperaturen von thermischen Kraftmaschinen in jüngerer Zeit immer höher geschraubt werden, andererseits aber keine Materialien gefunden werden konnten, die bei den extrem hohen Prozeßtemperaturen genügend mechanische Festigkeit bzw. Dauerhaftigkeit aufweisen, geht man heute davon aus, daß Bauteile, die extrem hohen Temperaturen ausgesetzt sind, wie z.B. Turbinenschaufeln von Gasturbinen, in jedem Fall mittels einer besonders vorzusehenden Kühlvorrichtung auf einem zulässigen Temperaturniveau gehalten werden müssen.
  • Neben vielen anderen Kühlvorrichtungen sind Entwicklungen bekannt, wonach thermisch hochbeanspruchte Bauteile mit porösen Oberflächen versehen werden, durch die aus einem inneren Hohlraum heraus ein Kühlmedium nach außen strömt und somit eine kühlende Grenzschicht an der Oberfläche des Bauteils ausbildet. Ein derartiges Kühlprinzip ist als sogenannte Effusionskühlung bekannt (vgl. DE-OS 25 03 285). Nachteilig ist hierbei der hohe Durchströmungswiderstand der Kühlluft sowie der große Kühlluftverbrauch für eine effektive Kühlung der äußeren Manteloberfläche.
  • Aufgabe der Erfindung ist die Schaffung eines thermisch hochbeanspruchten gekühlten Bauteils der eingangs genannten Art, das bei einfachem Aufbau im Betrieb besonders gut und effektiv gekühlt werden kann.
  • Gelöst wird die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe dadurch, daß der Mantel aus einem Schichtverbund, der aus einem fest mit den Stegen der Kühlluftführungsnuten verbundenen und die Kühlluftführungsnuten abdeckenden Metallfilz auf den außenseitig eine keramische Wärmedämmschicht aufgebracht ist, besteht. Die Kühlluftführungsnuten sind zweckmäßigerweise bereits beim Feingußverfahren des metallischen Stützkerns vorgefertigt oder nachträglich durch Fräsen, Funkenerodieren oder elektrochemisches Abtragen eingearbeitet.
  • Vorteilhafterweise ist der Metallfilz auf die Stege der Kühlluftführungsnuten aufgelötet, geschweißt oder geklebt. Nach dem Stand der Technik gemäß DE-OS 25 03 285 sind Stützkernstege und Außenmantel einstückig gegossen und mithin vergleichsweise,aufwendig in der Fertigung. Der Metallfilz besteht zweckmäßigerweise aus einer hochtemperatur- und korrosionsbeständigen Legierung, insbesondere auf Nickel- und/oder Kobaltbasis (beispielsweise NiCr, NiCrAl, Hastelloy X, NiCrAlY-Legierung, CoCrAlY-Legierung).
  • Der Metallfilz dient als elastisches Trägermaterial für eine keramische Wärmedämmschicht, die auf verschiedene Weise auf den Filz aufgebracht werden kann. Für einen besonders guten Halt ist vorgesehen, daß der Metallfilz von außen teilweise mit Keramik infiltriert und außen mit einer kompakten Keramikschicht überzogen ist, die die eigentliche Wärmedämmschicht bildet.
  • Die Infiltration und Aufbringung der Keramikschicht erfolgt zweckmäßigerweise durch thermisches Spritzen oder durch ein Schlicker-Sinterverfahren.
  • Auch kann die Infiltration und Aufbringung der Schicht durch chemische Gasphasenabscheidung (CVD) erfolgen.
  • Zweckmäßigerweise besteht die Keramikschicht aus teil-oder vollstabilisiertem Zirkonoxid. Die Aufbringung auf den Metallfilz kann durch eines der vorgenannten, aber auch durch Kombination von mehreren der vorgenannten Verfahren erfolgen.
  • Die äußere Oberfläche der eigentlichen keramischen Wärmedämmschicht ist zweckmäßigerweise poliert und/oder aerodynamisch geformt, um Turbinenschaufelzwecken besser zu dienen.
  • Durch die Erfindung wird mithin ein neues Kühlungskonzept für ein thermisch hochbeanspruchtes gekühltes Bauteil geschaffen: es wird die Kühlkonfiguration der Effusionskühlung mit einer Wärmedämmschicht kombiniert, wodurch auf die mit großem Kühlluftverbrauch verbundene Lufteffusion zur Verminderung des Wärmeübergangs verzichtet werden kann. Stattdessen wird die Wärmedämmung einer Keramikschicht ausgenutzt. Die noch durch die Wärmedämmschicht hindurchfließende Wärme wird durch den Metallfilz, der eine sehr große Oberfläche besitzt, optimal abgeführt, und zwar wird die Wärme der Wärmedämmschicht direkt entzogen, so daß der die Belastung tragende metallische Stützkern des hochbeanspruchten Bauteils vergleichsweise kalt bleibt. Im Vergleich zur Effusionskühlung kann durch die Erfindung bei gleicher Kühlungseffektivität Kühlluft eingespart und der thermodynamische Wirkungsgrad gesteigert werden. Die wärmedämmende Keramikschicht kann durch die Metallfilz-Zwischenschicht wesentlicher dichter als bei direkter Aufbringung auf den kompakten metallischen Grundkörper hergestellt werden, so daß eine sehr gute Wärmedämmung möglich ist.
  • Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher erläutert; es zeigen:
    • Fig. 1 einen schematischen Querschnitt durch eine Turbinenschaufel,
    • Fig. 2 die Einzelheit A der Fig. 1 in größerer schematischer Darstellung, und
    • Fig. 3 den Hinterkanten-Querschnitt der Turbinenschaufel in anderer Ausführung.
  • In Fig. 1 ist schematisch das Innere einer Turbinenschaufel 1 gezeigt. Die Turbinenschaufel 1 setzt sich aus einem metallischen Stützkern 2, einem den metallischen Stützkern 2 umschließenden Metallfilz 4 und einer außenseitig den Metallfilz 4 umschließenden keramischen Wärmedämmschicht 6 in einer Verbundbauweise zusammen.
  • Der metallene Stützkern ist eine Nickelbasislegierung und besitzt an seiner Oberfläche eingearbeitete Kühlluftführungsnuten 3 mit Stegen 5, an denen der Metallfilz 4 aufgelötet, geschweißt oder angeklebt ist.
  • Der Metallfilz selbst ist auf NiCrAl-Basis aufgebaut, ist als elastisches Trägermaterial für die äußere Wärmedämmschicht 6 vorgesehen und bietet eine großeoberfläche zur optimalen Abführung der durch die Wärmedämmschicht 6 hindurchfließenden Wärme.
  • Die äußere Wärmedämmschicht 6 ist teil- oder vollstabilisiertes Zirkonoxid, wobei eine gute Verankerung der äußeren Wärmedämmschicht 6 mit dem Metallfilz 4 durch Teilinfiltration des Filzes erzielt wird, und zwar vorzugsweise durch chemische Gasphasenabscheidung (CVD). Die Infiltrationsschicht des Filzes ist deutlich in der Einzelheit A der Fig. 2 gezeigt. Auf ihr ist die kompakte Zirkonoxidschicht abgeschieden, die die eigentliche wärmedämmende Funktion übernimmt.
  • Der Vorteil der Erfindung liegt darin, daß die Wärme im Betrieb nicht durch das gesamte Bauteil fließen muß, sondern auf kürzestem Wege dem Kühlmedium zugeführt wird, wobei der Wärmefluß durch die niedrige Wärmeleitfähigkeit der Keramikschicht insgesamt niedrig gehalten wird, so daß trotz gesteigerter Gastemperatur ein geringer Kühlluftbedarf notwendig ist.
  • Der leicht verformbare Metallfilz 4, der bevorzugt ein warmfester, z. B. NiCrAl-Filz ist, der aus Nickelbasislegierung auf den metallischen Stützkern aufgelötet ist, gestattet die Aufbringung einer sehr dichten und vergleichsweise dicken Keramikschicht (im Vergleich zur Aufbringung auf massive metallische Substrate), da die Unterschiede in der thermischen Dehnung zwischen Metall und Keramik durch die leichte Deformierbarkeit des Metallfilzes nicht zum Aufbau von für die Keramik unzulässig hohen Spannungen führt.
  • In Fig. 1 ist in der Einzelheit B1 eine Turbinenschaufelhinterkante gezeigt, die vergleichsweise spitz ausgebildet ist und die Enden des eingeschlossenen Metallfilzes 4 enthält.
  • Die in Fig. 3 veranschaulichte Einzelheit B2 kennzeichnet sich durch eine andere Austriebskantenkonstruktion mit größerer Rundung.

Claims (10)

1. Thermisch hochbeanspruchtes gekühltes Bauteil, insbesondere Turbinenschaufel, mit einem tragendem metallischen Kern, der an seiner Oberfläche integrierte Kühlluftführungsnuten aufweist und mit einem wärmedämmenden Mantel, dadurch gekennzeichnet, daß der Mantel aus einem Schichtverbund, der aus einem fest mit den Stegen (5) der Kühlluftführungsnuten (3) verbundenen und die Kühlluftführungsnuten abdeckenden Metallfilz (4) auf den außenseitig eine keramische Wärmedämmschicht (6) aufgebracht ist, besteht.
2. Bauteil nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Metallfilz (4) auf die Stege (5) aufgelötet, geschweißt oder geklebt ist.
3. Bauteil nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Metallfilz (4) aus einer hochtemperatur- und korrosionsbeständigen Legierung besteht.
4. Bauteil nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Metallfilz (4) eine Legierung auf Nickel- und/oder Kobaltbasis ist.
5. Bauteil nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekenn- zeichnet, daß der Metallfilz (4) von außen teilweise mit Keramik (7) infiltriert und außen mit einer kompakten Keramikschicht überzogen ist, die die eigentliche Wärmedämmschicht (6) bildet.
6. Bauteil nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Infiltration und Aufbringung der Keramikschicht durch thermisches Spritzen erfolgt.
7. Bauteil nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Infiltration und Aufbringung der Keramikschicht durch ein Schlicker-Sinterverfahren erfolgt.
B. Bauteil nach den Ansprüchen 5 bis 1 dadurch gekennzeichnet, daß die Infiltration und Aufbringung der Keramikschicht durch Chemische Gasphasenabscheidung erfolgt.
9. Bauteil nach den Ansprüchen 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Wärmedämmschicht (6) außen poliert und/oder aerodynamisch geformt ist.
10. Bauteil nach den Ansprüchen 5 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Keramikschicht aus teil- oder vollstabilisiertem Zirkonoxid besteht.
EP84107962A 1983-07-28 1984-07-07 Thermisch hochbeanspruchte, gekühlte Turbinenschaufel Expired EP0132667B1 (de)

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DE19833327218 DE3327218A1 (de) 1983-07-28 1983-07-28 Thermisch hochbeanspruchtes, gekuehltes bauteil, insbesondere turbinenschaufel

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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0199321A1 (de) * 1985-04-20 1986-10-29 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Wärmetauscher
EP0609795A1 (de) * 1993-02-04 1994-08-10 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Wärmedämmschicht aus Keramik auf Metallbauteilen und Verfahren zu ihrer Herstellung
DE19928871A1 (de) * 1999-06-24 2000-12-28 Abb Research Ltd Turbinenschaufel
EP1076157A2 (de) 1999-08-09 2001-02-14 ALSTOM POWER (Schweiz) AG Reibungskomponente einer thermischen Turbomaschine
US6412541B2 (en) 2000-05-17 2002-07-02 Alstom Power N.V. Process for producing a thermally loaded casting
DE102008058141A1 (de) * 2008-11-20 2010-05-27 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Herstellen einer Schaufel für einen Rotor einer Strömungsmaschine
DE102008058142A1 (de) * 2008-11-20 2010-05-27 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Herstellen und/oder Reparieren eines Rotors einer Strömungsmaschine und Rotor hierzu

Families Citing this family (65)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6217307A (ja) * 1985-07-17 1987-01-26 Natl Res Inst For Metals 空冷翼
US4838030A (en) * 1987-08-06 1989-06-13 Avco Corporation Combustion chamber liner having failure activated cooling and dectection system
US4838031A (en) * 1987-08-06 1989-06-13 Avco Corporation Internally cooled combustion chamber liner
JP2753235B2 (ja) * 1987-10-23 1998-05-18 財団法人電力中央研究所 遮熱緩衝層製造方法
US4790721A (en) * 1988-04-25 1988-12-13 Rockwell International Corporation Blade assembly
USRE34173E (en) * 1988-10-11 1993-02-02 Midwest Research Technologies, Inc. Multi-layer wear resistant coatings
US4904542A (en) * 1988-10-11 1990-02-27 Midwest Research Technologies, Inc. Multi-layer wear resistant coatings
US5102305A (en) * 1988-12-13 1992-04-07 Allied-Signal Inc. Turbomachine having a unitary ceramic rotating assembly
US5139716A (en) * 1990-02-20 1992-08-18 Loral Aerospace Corp. Method of fabricating coolable ceramic structures
US5367873A (en) * 1991-06-24 1994-11-29 United Technologies Corporation One-piece flameholder
DE4137373C1 (de) * 1991-11-13 1993-06-17 Siemens Ag, 8000 Muenchen, De
US5413463A (en) * 1991-12-30 1995-05-09 General Electric Company Turbulated cooling passages in gas turbine buckets
US5295530A (en) * 1992-02-18 1994-03-22 General Motors Corporation Single-cast, high-temperature, thin wall structures and methods of making the same
US5279111A (en) * 1992-08-27 1994-01-18 Inco Limited Gas turbine cooling
US5493855A (en) * 1992-12-17 1996-02-27 Alfred E. Tisch Turbine having suspended rotor blades
US5454426A (en) * 1993-09-20 1995-10-03 Moseley; Thomas S. Thermal sweep insulation system for minimizing entropy increase of an associated adiabatic enthalpizer
US5626462A (en) * 1995-01-03 1997-05-06 General Electric Company Double-wall airfoil
UA23886C2 (uk) * 1996-03-12 2002-04-15 Юнайтед Технолоджіз Корп. Пратт Енд Уітні Спосіб виготовлення пустотілих виробів складної форми
DE19627860C1 (de) * 1996-07-11 1998-01-08 Mtu Muenchen Gmbh Schaufel für Strömungsmaschine mit metallischer Deckschicht
WO1998031922A1 (de) * 1997-01-14 1998-07-23 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine strömungskraftmaschine, insbesondere eine gasturbine
DE19750517A1 (de) * 1997-11-14 1999-05-20 Asea Brown Boveri Hitzeschild
DE19801407C2 (de) * 1998-01-16 1999-12-02 Daimler Chrysler Ag Brennkammer für Hochleistungstriebwerke und Düsen
DE19848104A1 (de) * 1998-10-19 2000-04-20 Asea Brown Boveri Turbinenschaufel
DE19959598A1 (de) * 1999-12-10 2001-06-13 Rolls Royce Deutschland Verfahren zum Herstellen einer Schaufel einer Strömungsmaschine
WO2002027145A2 (en) * 2000-09-29 2002-04-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Vane assembly for a turbine and combustion turbine with this vane assembly
US6514046B1 (en) * 2000-09-29 2003-02-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic composite vane with metallic substructure
US6465110B1 (en) 2000-10-10 2002-10-15 Material Sciences Corporation Metal felt laminate structures
GB0117110D0 (en) * 2001-07-13 2001-09-05 Siemens Ag Coolable segment for a turbomachinery and combustion turbine
US6602053B2 (en) * 2001-08-02 2003-08-05 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling structure and method of manufacturing the same
US6565312B1 (en) * 2001-12-19 2003-05-20 The Boeing Company Fluid-cooled turbine blades
US6699015B2 (en) 2002-02-19 2004-03-02 The Boeing Company Blades having coolant channels lined with a shape memory alloy and an associated fabrication method
US6726444B2 (en) * 2002-03-18 2004-04-27 General Electric Company Hybrid high temperature articles and method of making
US6648597B1 (en) 2002-05-31 2003-11-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite turbine vane
US6709230B2 (en) * 2002-05-31 2004-03-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite gas turbine vane
WO2004016819A1 (de) 2002-08-16 2004-02-26 Alstom Technology Ltd Intermetallisches material und verwendung dieses materials
US7093359B2 (en) 2002-09-17 2006-08-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Composite structure formed by CMC-on-insulation process
US9068464B2 (en) * 2002-09-17 2015-06-30 Siemens Energy, Inc. Method of joining ceramic parts and articles so formed
US7275720B2 (en) * 2003-06-09 2007-10-02 The Boeing Company Actively cooled ceramic thermal protection system
DE10346366A1 (de) * 2003-09-29 2005-04-28 Rolls Royce Deutschland Turbinenschaufel für ein Flugzeugtriebwerk und Gießform zu deren Herstellung
US7066717B2 (en) * 2004-04-22 2006-06-27 Siemens Power Generation, Inc. Ceramic matrix composite airfoil trailing edge arrangement
DE102004023623A1 (de) * 2004-05-10 2005-12-01 Alstom Technology Ltd Strömungsmaschinenschaufel
US7435058B2 (en) * 2005-01-18 2008-10-14 Siemens Power Generation, Inc. Ceramic matrix composite vane with chordwise stiffener
US7422417B2 (en) * 2005-05-05 2008-09-09 Florida Turbine Technologies, Inc. Airfoil with a porous fiber metal layer
US7500828B2 (en) * 2005-05-05 2009-03-10 Florida Turbine Technologies, Inc. Airfoil having porous metal filled cavities
US7641440B2 (en) * 2006-08-31 2010-01-05 Siemens Energy, Inc. Cooling arrangement for CMC components with thermally conductive layer
US7704049B1 (en) 2006-12-08 2010-04-27 Florida Turbine Technologies, Inc. TBC attachment construction for a cooled turbine airfoil and method of forming a TBC covered airfoil
US20080199661A1 (en) * 2007-02-15 2008-08-21 Siemens Power Generation, Inc. Thermally insulated CMC structure with internal cooling
US8956105B2 (en) * 2008-12-31 2015-02-17 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Turbine vane for gas turbine engine
US8246291B2 (en) * 2009-05-21 2012-08-21 Rolls-Royce Corporation Thermal system for a working member of a power plant
US8256088B2 (en) * 2009-08-24 2012-09-04 Siemens Energy, Inc. Joining mechanism with stem tension and interlocked compression ring
US9528382B2 (en) * 2009-11-10 2016-12-27 General Electric Company Airfoil heat shield
US9334741B2 (en) 2010-04-22 2016-05-10 Siemens Energy, Inc. Discreetly defined porous wall structure for transpirational cooling
US8894363B2 (en) 2011-02-09 2014-11-25 Siemens Energy, Inc. Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system
US8739404B2 (en) 2010-11-23 2014-06-03 General Electric Company Turbine components with cooling features and methods of manufacturing the same
US8793871B2 (en) 2011-03-17 2014-08-05 Siemens Energy, Inc. Process for making a wall with a porous element for component cooling
US20130094971A1 (en) * 2011-10-12 2013-04-18 General Electric Company Hot gas path component for turbine system
US9034465B2 (en) * 2012-06-08 2015-05-19 United Technologies Corporation Thermally insulative attachment
US9003657B2 (en) 2012-12-18 2015-04-14 General Electric Company Components with porous metal cooling and methods of manufacture
CA2896543A1 (en) * 2013-02-23 2014-09-25 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine component
WO2015041963A1 (en) * 2013-09-23 2015-03-26 United Technologies Corporation Cmc airfoil with sharp trailing edge and method of making same
US10539041B2 (en) * 2013-10-22 2020-01-21 General Electric Company Cooled article and method of forming a cooled article
DE102013223585A1 (de) 2013-11-19 2015-06-03 MTU Aero Engines AG Einlaufbelag auf Basis von Metallfasern
US10934854B2 (en) * 2018-09-11 2021-03-02 General Electric Company CMC component cooling cavities
US20220069663A1 (en) * 2019-01-10 2022-03-03 Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. Motor, and inverter-integrated rotating electric machine
FR3105649B1 (fr) * 2019-12-19 2021-11-26 Valeo Equip Electr Moteur Machine électrique tournante refroidie

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3011761A (en) * 1954-11-25 1961-12-05 Power Jets Res & Dev Ltd Turbine blades
US3114961A (en) * 1959-03-20 1963-12-24 Power Jets Res & Dev Ltd Treatment of porous bodies
US3647316A (en) * 1970-04-28 1972-03-07 Curtiss Wright Corp Variable permeability and oxidation-resistant airfoil
US4075364A (en) * 1976-04-15 1978-02-21 Brunswick Corporation Porous ceramic seals and method of making same
US4135851A (en) * 1977-05-27 1979-01-23 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Composite seal for turbomachinery
US4148350A (en) * 1975-01-28 1979-04-10 Mtu-Motoren Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Method for manufacturing a thermally high-stressed cooled component
GB2027495A (en) * 1978-08-09 1980-02-20 Mtu Muenchen Gmbh Turbine blade
GB2027496A (en) * 1978-08-09 1980-02-20 Mtu Muenchen Gmbh Turbine blade
GB2049484A (en) * 1979-05-11 1980-12-31 United Technologies Corp Ceramic coating of metal substrate
GB2054054A (en) * 1979-06-27 1981-02-11 United Technologies Corp Ceramic faced outer air seal for gas turbine engines
US4336276A (en) * 1980-03-30 1982-06-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Fully plasma-sprayed compliant backed ceramic turbine seal
DE3235230A1 (de) * 1982-09-23 1984-03-29 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Gasturbinenschaufel mit metallkern und keramikblatt

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB656503A (en) * 1947-10-27 1951-08-22 Snecma Improvements in or relating to members to be used in heat engines
GB778672A (en) * 1954-10-18 1957-07-10 Parsons & Marine Eng Turbine Improvements in and relating to the cooling of bodies subject to a hot gas stream, for example turbine blades
GB783710A (en) * 1954-11-25 1957-09-25 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in turbine blades and in the cooling thereof
US3032316A (en) * 1958-10-09 1962-05-01 Bruce E Kramer Jet turbine buckets and method of making the same
US3114612A (en) * 1959-05-15 1963-12-17 Eugene W Friedrich Composite structure
US3215511A (en) * 1962-03-30 1965-11-02 Union Carbide Corp Gas turbine nozzle vane and like articles
DE2503285C2 (de) * 1975-01-28 1984-08-30 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verfahren zur Herstellung eines einstückigen thermisch hochbeanspruchten gekühlten Bauteils, insbesondere einer Schaufel für Turbinentriebwerke
US4199937A (en) * 1975-03-19 1980-04-29 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Heat exchanger and method of making
US4042162A (en) * 1975-07-11 1977-08-16 General Motors Corporation Airfoil fabrication
FR2337040A1 (fr) * 1975-12-31 1977-07-29 Poudres & Explosifs Ste Nale Perfectionnements aux panneaux metalliques monocouches a fibres a hautes proprietes mecaniques et a leurs procedes de fabrication
US4338380A (en) * 1976-04-05 1982-07-06 Brunswick Corporation Method of attaching ceramics to metals for high temperature operation and laminated composite
FR2463849A1 (fr) * 1979-08-23 1981-02-27 Onera (Off Nat Aerospatiale) Perfectionnements apportes aux aubes tournantes de turbines a gaz, et aux turbines a gaz equipees de ces aubes
DE3151413A1 (de) * 1981-12-24 1983-07-14 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München "schaufel einer stroemungsmaschine, insbesondere gasturbine"

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3011761A (en) * 1954-11-25 1961-12-05 Power Jets Res & Dev Ltd Turbine blades
US3114961A (en) * 1959-03-20 1963-12-24 Power Jets Res & Dev Ltd Treatment of porous bodies
US3647316A (en) * 1970-04-28 1972-03-07 Curtiss Wright Corp Variable permeability and oxidation-resistant airfoil
US4148350A (en) * 1975-01-28 1979-04-10 Mtu-Motoren Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Method for manufacturing a thermally high-stressed cooled component
US4075364A (en) * 1976-04-15 1978-02-21 Brunswick Corporation Porous ceramic seals and method of making same
US4135851A (en) * 1977-05-27 1979-01-23 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Composite seal for turbomachinery
GB2027495A (en) * 1978-08-09 1980-02-20 Mtu Muenchen Gmbh Turbine blade
GB2027496A (en) * 1978-08-09 1980-02-20 Mtu Muenchen Gmbh Turbine blade
GB2049484A (en) * 1979-05-11 1980-12-31 United Technologies Corp Ceramic coating of metal substrate
GB2054054A (en) * 1979-06-27 1981-02-11 United Technologies Corp Ceramic faced outer air seal for gas turbine engines
US4336276A (en) * 1980-03-30 1982-06-22 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Fully plasma-sprayed compliant backed ceramic turbine seal
DE3235230A1 (de) * 1982-09-23 1984-03-29 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Gasturbinenschaufel mit metallkern und keramikblatt

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
DIESEL & GAS TURBINE WORLDWIDE, Juli-August 1983, Seiten 51-52, Brookfield, US; "Strain isolated ceramic coatings" *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0199321A1 (de) * 1985-04-20 1986-10-29 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Wärmetauscher
EP0609795A1 (de) * 1993-02-04 1994-08-10 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàœNchen Gmbh Wärmedämmschicht aus Keramik auf Metallbauteilen und Verfahren zu ihrer Herstellung
DE19928871A1 (de) * 1999-06-24 2000-12-28 Abb Research Ltd Turbinenschaufel
EP1076157A2 (de) 1999-08-09 2001-02-14 ALSTOM POWER (Schweiz) AG Reibungskomponente einer thermischen Turbomaschine
US6499943B1 (en) 1999-08-09 2002-12-31 Alstom (Switzerland Ltd Friction-susceptible component of a thermal turbo machine
EP1076157A3 (de) * 1999-08-09 2004-01-02 ALSTOM (Switzerland) Ltd Reibungskomponente einer thermischen Turbomaschine
US6412541B2 (en) 2000-05-17 2002-07-02 Alstom Power N.V. Process for producing a thermally loaded casting
DE102008058141A1 (de) * 2008-11-20 2010-05-27 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Herstellen einer Schaufel für einen Rotor einer Strömungsmaschine
DE102008058142A1 (de) * 2008-11-20 2010-05-27 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Herstellen und/oder Reparieren eines Rotors einer Strömungsmaschine und Rotor hierzu

Also Published As

Publication number Publication date
US4629397A (en) 1986-12-16
DE3327218A1 (de) 1985-02-07
EP0132667B1 (de) 1987-10-28
DE3467016D1 (en) 1987-12-03
JPS6045703A (ja) 1985-03-12

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