EP0132667B1 - Thermisch hochbeanspruchte, gekühlte Turbinenschaufel - Google Patents
Thermisch hochbeanspruchte, gekühlte Turbinenschaufel Download PDFInfo
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Definitions
- the invention relates to a thermally highly stressed cooled turbine blade, with a supporting 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 turbine blade of the type mentioned, which can be cooled particularly well and effectively in operation with a simple structure.
- the jacket consists of a layer composite which is applied to the outside of a ceramic thermal insulation layer from a metal felt which is firmly connected to the webs of the cooling air guide grooves and covers the cooling air guide grooves.
- the cooling air guide grooves are expediently already prefabricated during the investment casting process of the metallic support core or subsequently incorporated by milling, spark erosion or electrochemical removal.
- a heat-insulating component from a layer composite, which consists of a metal felt layer, a ceramic cover layer and an intermediate metal layer connecting the other two.
- the metal felt layer is supposed to compensate for the different thermal expansions of the ceramic cover layer and the metallic substrate by their elasticity.
- the metal felt layer is not exposed to cooling air.
- the metal felt is advantageously soldered, welded or glued to the webs of the cooling air guide grooves.
- the support core webs and 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, NiCrAI, Hastelloy X, NiCrAIY alloy, CoCrAIY alloy).
- a high-temperature and corrosion-resistant alloy in particular based on nickel and / or cobalt (for example NiCr, NiCrAI, Hastelloy X, NiCrAIY alloy, CoCrAIY 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 is partially infiltrated with ceramic from the outside and is coated on the outside with a compact ceramic layer which forms the actual thermal insulation layer.
- the ceramic layer is expediently infiltrated and applied 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 therefore creates a new cooling concept for a thermally highly stressed cooled turbine blade: the cooling configuration of the effusion cooling is combined with a thermal barrier coating, which means that the air effusion associated with high cooling air consumption can be reduced to reduce the heat transfer. 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 turbine blade remains comparatively cold. In comparison to effusion cooling, cooling air can be saved and the thermodynamic efficiency increased by the invention with the same cooling effectiveness.
- the heat-insulating ceramic layer can be made much denser by the metal felt intermediate layer than when directly applied 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 NiCrAI, is provided as an elastic carrier material for the outer thermal insulation layer 6 and offers a large surface area for optimal dissipation of the heat flowing through the thermal insulation layer 6.
- 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 or ceramic layer, so that despite an increased gas temperature, a lower one Cooling air requirement is necessary.
- the easily deformable metal felt 4 which is preferably a NiCrAI felt, which is made of heat-resistant, e.g. Nickel-based alloy is soldered onto the metallic support core, which allows the application of a very dense and comparatively thick ceramic layer (compared to the application on solid metallic substrates), since the differences in the thermal expansion between metal and ceramic due to the easy deformability of the metal felt do not lead to the build-up of leads to impermissible high voltages 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 B2 illustrated in FIG. 3 is characterized by a different drive edge construction with a larger rounding.
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Description
- Die Erfindung betrifft eine thermisch hochbeanspruchte gekühlte Turbinenschaufel, mit einem tragenden metallischen Kern, der an seiner Oberfläche integrierte Kühlluftführungsnuten aufweist und mit einem wärmedämmenden 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 Prozessteniperaturen 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 hochbeansprüchte Turbinenschaufeln 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 der Turbinenschaufel ausbildet. Ein derartiges Kühlprinzip ist als sogenannte Effusionskühlung bekannt (vergleiche DE-A-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 einer thermisch hochbeanspruchten gekühlten Turbinenschaufel der eingangs genannten Art, die 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.
- Aus der GB-A-2054 054 ist es zwar bekannt, ein wärmedämmendes Bauteil aus einem Schichtverbund aufzubauen, der aus einer Metallfilzschicht, einer keramsichen Deckschicht und einer dazwischen liegenden, die beiden anderen verbindenden Metällschicht, besteht.
- Die Metallfilzschicht soll die unterschiedlichen Wärmedehnungen von keramischer Deckschicht und metallischem Untergrund durch ihre Elastizität ausgleichen. Eine Beaufschlagung der Metallfilzschicht mit Kühlluft findet dabei nicht statt.
- In weiterer Ausbildung der Erfindung ist der Metallfilz vorteilhafterweise auf die Stege der Kühlluftführungsnuten aufgelötet, geschweisst oder geklebt. Nach dem Stand der Technik gemäss DE-A-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, NiCrAI, Hastelloy X, NiCrAIY-Legierung, CoCrAIY-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 eine neues Kühlungskonzept für eine thermisch hochbeanspruchte gekühlte Turbinenschaufel geschaffen: es wird die Kühlkonfiguration der Effusionskühlung mit einer Wärmedämmschicht kombiniert, wodurch auf die mit grossem Kühlluftverbrauch verbundene Lufteffusion zur Verminderung des Wärmeüberganges verzeichtet 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 der hochbeanspruchten Turbinenschaufel 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 wesentlich 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 NiCrAI-Basis aufgebaut, ist als elastisches Trägermaterial für die äussere Wärmedämmschicht 6 vorgesehen und bietet eine grosse Oberfläche 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 oder Keramikschicht insgesamt niedrig gehalten wird, so dass trotz gesteigerter Gastemperatur ein geringer Kühlluftbedarf notwendig ist.
- Der leicht verformbare Metallfilz 4, der bevorzugt ein NiCrAI-Filz ist, der aus warmfester, z.B. 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 unzulässigen 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.
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Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EP0132667A1 EP0132667A1 (de) | 1985-02-13 |
EP0132667B1 true EP0132667B1 (de) | 1987-10-28 |
Family
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---|---|---|---|
EP84107962A Expired EP0132667B1 (de) | 1983-07-28 | 1984-07-07 | Thermisch hochbeanspruchte, gekühlte Turbinenschaufel |
Country Status (4)
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---|---|
US (1) | US4629397A (de) |
EP (1) | EP0132667B1 (de) |
JP (1) | JPS6045703A (de) |
DE (2) | DE3327218A1 (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1076157A2 (de) | 1999-08-09 | 2001-02-14 | ALSTOM POWER (Schweiz) AG | Reibungskomponente einer thermischen Turbomaschine |
DE10024302A1 (de) * | 2000-05-17 | 2001-11-22 | Alstom Power Nv | Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils |
US7141128B2 (en) | 2002-08-16 | 2006-11-28 | Alstom Technology Ltd | Intermetallic material and use of this material |
Families Citing this family (70)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3514379A1 (de) * | 1985-04-20 | 1986-10-23 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Waermetauscher |
JPS6217307A (ja) * | 1985-07-17 | 1987-01-26 | Natl Res Inst For Metals | 空冷翼 |
US4838031A (en) * | 1987-08-06 | 1989-06-13 | Avco Corporation | Internally cooled combustion chamber liner |
US4838030A (en) * | 1987-08-06 | 1989-06-13 | Avco Corporation | Combustion chamber liner having failure activated cooling and dectection system |
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 |
DE4303135C2 (de) * | 1993-02-04 | 1997-06-05 | Mtu Muenchen Gmbh | Wärmedämmschicht aus Keramik auf Metallbauteilen und Verfahren zu ihrer Herstellung |
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 |
DE19928871A1 (de) * | 1999-06-24 | 2000-12-28 | Abb Research Ltd | Turbinenschaufel |
DE19959598A1 (de) * | 1999-12-10 | 2001-06-13 | Rolls Royce Deutschland | Verfahren zum Herstellen einer Schaufel einer Strömungsmaschine |
US6514046B1 (en) * | 2000-09-29 | 2003-02-04 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Ceramic composite vane with metallic substructure |
WO2002027145A2 (en) * | 2000-09-29 | 2002-04-04 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Vane assembly for a turbine and combustion turbine with this vane assembly |
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 |
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 |
US7500828B2 (en) * | 2005-05-05 | 2009-03-10 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Airfoil having porous metal filled cavities |
US7422417B2 (en) * | 2005-05-05 | 2008-09-09 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Airfoil with a porous fiber metal layer |
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 |
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 |
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 |
US9617857B2 (en) * | 2013-02-23 | 2017-04-11 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine component |
EP3049626B1 (de) * | 2013-09-23 | 2020-11-25 | United Technologies Corporation | Cmc-schaufel mit scharfer hinterkante und verfahren zur herstellung davon |
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 |
DE112019006640T5 (de) * | 2019-01-10 | 2021-10-07 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | Motor und inverter-integrierte rotierbare elektrische maschine |
FR3105649B1 (fr) * | 2019-12-19 | 2021-11-26 | Valeo Equip Electr Moteur | Machine électrique tournante refroidie |
JP7509048B2 (ja) * | 2021-02-02 | 2024-07-02 | トヨタ自動車株式会社 | 電動車両 |
Family Cites Families (25)
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 |
US3011761A (en) * | 1954-11-25 | 1961-12-05 | Power Jets Res & Dev Ltd | 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 |
US3114961A (en) * | 1959-03-20 | 1963-12-24 | Power Jets Res & Dev Ltd | Treatment of porous bodies |
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 |
US3647316A (en) * | 1970-04-28 | 1972-03-07 | Curtiss Wright Corp | Variable permeability and oxidation-resistant airfoil |
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 |
US4148350A (en) * | 1975-01-28 | 1979-04-10 | Mtu-Motoren Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Method for manufacturing a thermally high-stressed cooled component |
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 |
US4075364A (en) * | 1976-04-15 | 1978-02-21 | Brunswick Corporation | Porous ceramic seals and method of making same |
US4338380A (en) * | 1976-04-05 | 1982-07-06 | Brunswick Corporation | Method of attaching ceramics to metals for high temperature operation and laminated composite |
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 |
DE2834864C3 (de) * | 1978-08-09 | 1981-11-19 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Laufschaufel für eine Gasturbine |
DE2834843A1 (de) * | 1978-08-09 | 1980-06-26 | Motoren Turbinen Union | Zusammengesetzte keramik-gasturbinenschaufel |
US4273824A (en) * | 1979-05-11 | 1981-06-16 | United Technologies Corporation | Ceramic faced structures and methods for manufacture thereof |
US4289446A (en) * | 1979-06-27 | 1981-09-15 | United Technologies Corporation | Ceramic faced outer air seal for gas turbine engines |
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 |
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 |
DE3151413A1 (de) * | 1981-12-24 | 1983-07-14 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | "schaufel einer stroemungsmaschine, insbesondere gasturbine" |
DE3235230A1 (de) * | 1982-09-23 | 1984-03-29 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Gasturbinenschaufel mit metallkern und keramikblatt |
-
1983
- 1983-07-28 DE DE19833327218 patent/DE3327218A1/de not_active Withdrawn
-
1984
- 1984-07-02 US US06/627,291 patent/US4629397A/en not_active Expired - Lifetime
- 1984-07-07 DE DE8484107962T patent/DE3467016D1/de not_active Expired
- 1984-07-07 EP EP84107962A patent/EP0132667B1/de not_active Expired
- 1984-07-25 JP JP59153293A patent/JPS6045703A/ja active Pending
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
W. TRAUPEL "Thermische Turbomaschinen", zweiter Band, 1982, Springer Verlag Berlin, Heidelberg, New-York, Seite 360, Abb. 19.10.7 * |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1076157A2 (de) | 1999-08-09 | 2001-02-14 | ALSTOM POWER (Schweiz) AG | Reibungskomponente einer thermischen Turbomaschine |
DE19937577A1 (de) * | 1999-08-09 | 2001-02-15 | Abb Alstom Power Ch Ag | Reibungsbehaftete Gasturbinenkomponente |
DE10024302A1 (de) * | 2000-05-17 | 2001-11-22 | Alstom Power Nv | Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils |
EP1645347A1 (de) | 2000-05-17 | 2006-04-12 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils |
US7141128B2 (en) | 2002-08-16 | 2006-11-28 | Alstom Technology Ltd | Intermetallic material and use of this material |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPS6045703A (ja) | 1985-03-12 |
DE3327218A1 (de) | 1985-02-07 |
US4629397A (en) | 1986-12-16 |
DE3467016D1 (en) | 1987-12-03 |
EP0132667A1 (de) | 1985-02-13 |
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