JP2006043771A - 物品ならびにその製造方法、およびインベストメント鋳造用犠牲コアならびにその製造方法 - Google Patents
物品ならびにその製造方法、およびインベストメント鋳造用犠牲コアならびにその製造方法 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2006043771A JP2006043771A JP2005207931A JP2005207931A JP2006043771A JP 2006043771 A JP2006043771 A JP 2006043771A JP 2005207931 A JP2005207931 A JP 2005207931A JP 2005207931 A JP2005207931 A JP 2005207931A JP 2006043771 A JP2006043771 A JP 2006043771A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- article
- core
- reticulated
- airfoil
- mesh
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
- B22D23/00—Casting processes not provided for in groups B22D1/00 - B22D21/00
-
- 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
- B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
- B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
- B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
- B22C9/04—Use of lost patterns
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
- B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
- B22D19/00—Casting in, on, or around objects which form part of the product
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B37/00—Joining burned ceramic articles with other burned ceramic articles or other articles by heating
- C04B37/003—Joining burned ceramic articles with other burned ceramic articles or other articles by heating by means of an interlayer consisting of a combination of materials selected from glass, or ceramic material with metals, metal oxides or metal salts
- C04B37/005—Joining burned ceramic articles with other burned ceramic articles or other articles by heating by means of an interlayer consisting of a combination of materials selected from glass, or ceramic material with metals, metal oxides or metal salts consisting of glass or ceramic material
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
-
- 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
-
- 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
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- 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
- F01D5/182—Transpiration cooling
- F01D5/183—Blade walls being porous
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/02—Aspects relating to interlayers, e.g. used to join ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/04—Ceramic interlayers
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/30—Composition of layers of ceramic laminates or of ceramic or metallic articles to be joined by heating, e.g. Si substrates
- C04B2237/32—Ceramic
- C04B2237/34—Oxidic
- C04B2237/341—Silica or silicates
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/30—Composition of layers of ceramic laminates or of ceramic or metallic articles to be joined by heating, e.g. Si substrates
- C04B2237/32—Ceramic
- C04B2237/34—Oxidic
- C04B2237/343—Alumina or aluminates
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/30—Composition of layers of ceramic laminates or of ceramic or metallic articles to be joined by heating, e.g. Si substrates
- C04B2237/32—Ceramic
- C04B2237/34—Oxidic
- C04B2237/345—Refractory metal oxides
- C04B2237/346—Titania or titanates
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/50—Processing aspects relating to ceramic laminates or to the joining of ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/62—Forming laminates or joined articles comprising holes, channels or other types of openings
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/50—Processing aspects relating to ceramic laminates or to the joining of ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/84—Joining of a first substrate with a second substrate at least partially inside the first substrate, where the bonding area is at the inside of the first substrate, e.g. one tube inside another tube
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/50—Processing aspects relating to ceramic laminates or to the joining of ceramic articles with other articles by heating
- C04B2237/86—Joining of two substrates at their largest surfaces, one surface being complete joined and covered, the other surface not, e.g. a small plate joined at it's largest surface on top of a larger plate
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Structural Engineering (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Architecture (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)
- Glass Compositions (AREA)
- Springs (AREA)
- Turning (AREA)
Abstract
【課題】多孔性の網状領域(42,140)を備えた物品の製造方法を提供する。
【解決手段】
ガスタービンエンジンブレード(20)の形状に少なくとも部分的に対応する形状を有する成形用シェル内に網状コアエレメントを配置して、エンジンブレード(20)を形成する。少なくとも部分的に網状コアエレメントに浸透させるように溶解金属材料をシェルに鋳込み、溶解金属材料を固化させる。シェルおよび網状コアエレメントは、破壊するように除去され、1つまたは複数のガス透過可能な多孔性の網状領域(42,140)を備えたエンジンブレード(20)が形成される。これにより、冷却性が向上する。
【選択図】図1
【解決手段】
ガスタービンエンジンブレード(20)の形状に少なくとも部分的に対応する形状を有する成形用シェル内に網状コアエレメントを配置して、エンジンブレード(20)を形成する。少なくとも部分的に網状コアエレメントに浸透させるように溶解金属材料をシェルに鋳込み、溶解金属材料を固化させる。シェルおよび網状コアエレメントは、破壊するように除去され、1つまたは複数のガス透過可能な多孔性の網状領域(42,140)を備えたエンジンブレード(20)が形成される。これにより、冷却性が向上する。
【選択図】図1
Description
本発明は、インベストメント鋳造に関し、特に被冷却部品のインベストメント鋳造に関する。
インベストメント鋳造法は、特に中空部品など複雑な幾何学形状を有する金属部品を形成する技術として一般的に用いられており、超合金製のガスタービンエンジン部品の製造に用いられている。
ガスタービンエンジンは、航空機の推進、発電、船舶の推進およびポンプにおいて広く利用されている。ガスタービンエンジンの用途において、最も重要な目的は効率性である。ガスタービンエンジン効率の改善は、高温で作動させることにより達成できるが、現在のタービン部内の作動温度は、タービン部品用の超合金材料の融点を超えている。そのため、冷却空気の供給が一般的に行われている。エンジンの圧縮機から相対的に冷たい空気を流し、冷却されるタービン部内の通路を通ることにより冷却が一般的に行われる。このような冷却には、エンジン効率の面において、損失が付随する。したがって、冷却空気の所定量から得られる冷却の利益量を最大限にし、改善された特定の冷却を提供することが強く望まれている。上記の冷却は、精細で、かつ正確に配置された冷却通路を用いることにより達成される。
ブレード/ベーン、シール/シュラウド、および燃焼室の構成部品など内部冷却されるタービンエンジン部品のインベストメント鋳造法に関しては、十分に発展した分野が存在する。例示的な工程では、1つまたは複数の成形用キャビティを有する鋳型が作成され、各キャビティは、鋳造される部品に概ね対応した形状を有する。鋳型を作成する例示的な工程には、部品の1つまたは複数のろう模型を使用することが含まれる。部品内の冷却通路の形状に概ね対応するセラミックコアを覆うようにろうを成形することにより、ろう模型は形成される。シェル作成工程においては、周知の方法で、1つまたは複数の上記模型の周囲にセラミック製シェルが形成される。オートクレーブなどでろうを融解し、除去する。シェルを焼成することにより、シェルは硬化する。これにより、1つまたは複数の部品画定コンパートメントを有するシェルを備えた鋳型が形成される。この部品画定コンパートメントには、冷却通路を画定する1つまたは複数のセラミックコアが含まれる。次に、1つまたは複数の部品を鋳造するため、鋳型に溶融合金が鋳込まれる。合金が冷却し、固化すると、熱的、機械的または化学的に、成形部品からシェルおよびコアが取り除かれる。1つまたは複数の部品は、次いで、1回または複数回の工程において、機械加工、処理加工、あるいはコーティングされる。
セラミックパウダーと結合材料の混合物を成形し、硬化した金属製金型に注入することにより、セラミックコアを形成することができる。金型から取り除いた後、セラミックコアは、結合剤を除去するため熱的な後処理が施され、セラミックパウダーを焼結するために加熱される。冷却用の形状がより精巧になっている傾向のため、コア製造技術に負担がかかり過ぎていた。精巧な形状を製造することは困難であり、また一旦製造すると、壊れやすいことが判明している。シャー(Shah)らの、同一出願人による特許文献1では、セラミックコアと耐熱金属コアとを組み合わせた例示的な使用が開示されている。他の形態も可能である。通常、1つまたは複数のセラミックコアにより、主要通路部など大きな内部形状が形成され、1つまたは複数の耐熱金属コアにより、出口通路部などより細い形状が形成される。
特許文献2では、超合金の鋳造に対応し得るセラミックフォームろ過材が開示されている。特許文献3では、平滑な内面を有するコアの形成における上記の材料の利用が開示されている。特許文献4では、セラミックフォームを備える先端領域を有するエアフォイルが開示されている。
特許文献5では、少なくとも連続気泡の固体セラミックフォーム(open−cellsolid ceramic foam)の部分で製造されたエアフォイルを有するタービンエンジンのブリスクが開示されている。
米国特許第6,637,500号明細書
米国特許第4,789,140号明細書
米国特許第4,697,632号明細書
米国特許第6,648,596号明細書
米国特許第6,544,003号明細書
本発明の一形態は、物品を製造する方法に関する。網状(reticulate)のコアエレメントが、少なくとも部分的に物品の形状に対応する形状を有する成形用シェルに提供される。少なくとも部分的に網状コアエレメントに浸透するように、溶解金属材料がシェルに鋳込まれる。溶解金属材料は、固化される。シェルおよび網状コアエレメントは、破壊するように取り除かれる。網状コアエレメントを取り除くことにより、1つまたは複数のガス透過可能な多孔性領域を備えた物品が残る。
種々の実施態様において、多孔性領域は、化学的に拡張される。固化した金属材料を金属基材と結合してもよい。本発明の方法は、タービンエンジンブレード用外側エアシールを製造するために用いられ、かつ外側表面部分が固化した材料により形成される。本発明の方法は、タービンエンジン用エアフォイルエレメントを製造するため用いられ、かつ固化した材料が、エアフォイルまたはエレメントプラットフォームの外側表面部分を形成する。スラリ(セラミック製あるいは金属製など)で網状の有機材料をコーティングし、焼成する方法、金属層で網状の有機材料をコーティングする方法、スラリで網状の金属材料をコーティングし、網状の金属材料を破壊的に除去する方法のうち、1つまたは複数の上記方法で網状コアエレメントを形成することができる。網状コアエレメントは、基本的に第1ポアサイズ特性(別法として、気孔の体積分率(volume fraction)などの他の気孔特性)の第1領域と、第1ポアサイズ特性より小さな基本的に第2ポアサイズ特性(または、他の気孔特性)の第2領域と、を有する。網状コアエレメントは、非網状コアエレメントと結合され得る。非網状コアエレメントは、1つまたは複数の供給通路を形成する。多孔性領域は、1つまたは複数の供給通路と連通している出口通路であってもよい。この方法は、ガスタービンエンジン部品を製造するために用いられる。
本発明の別形態には、網状の第1部分と、非網状の第2部分とからなるインベストメント鋳造用犠牲コアが含まれる。
種々の実施態様では、上記第2部分は、タービンエアフォイルエレメントに1つまたは複数の供給通路を形成する形状をなしている。上記第1部分は、1つまたは複数の供給通路からの1つまたは複数の出口通路を少なくとも部分的に形成する形状をなしている。第1部分は、第2部分から突き出ていても良い。セラミック層を介して第2部分に第1部分を固定することができる。第1部分は、第2部分に対する第1部分の機械的な背止めロック(back−locking)を介して第2部分に固定されていても良い。第1部分および第2部分のそれぞれの凹部に嵌合される1つまたは複数のピンを介して、第1部分を第2部分に固定しても良い。第1部分は、第2部分から離れて間隔を開け、互いの間にギャップを備え保持される。
セラミック系接着剤を介して第2部分を第1部分に固定する方法、第2部分を第1部分に溶接する方法、第1部分および第2部分の対応する凹部に嵌合される1つまたは複数のピンを介して第1部分と第2部分を結合する方法、あるいは適切な他の方法のうち、少なくとも一つの方法によりそのようなコアを製造することができる。
本発明の別形態には、基材内に冷却通路システムを備える鋳造金属基材を有する製造物品が含まれる。冷却通路システムには、冷却ガスを受ける1つまたは複数の供給通路が含まれる。冷却通路システムには、1つまたは複数の供給通路から冷却ガスを排出するとともに、網状の通路部分を有する1つまたは複数の出口通路が含まれる。
種々の実施形態において、基材により、質量的に物品の大部分が形成される。基材の金属は、合金からなる連続した単一部品であり、鉄ベース、ニッケルベース、あるいはコバルトベースの超合金からなる。物品は、内側端部と外側端部との間に延在するとともに、正圧側面および不圧側面を備えるエアフォイルを有するタービンエレメントである。網状部分は、エアフォイルの側壁内に位置し得る。網状部分は、エアフォイルの後縁部出口を形成する。網状部分は、タービンエレメントのプラットフォーム内に位置していても良い。複数の上記網状部分が、複数の上記箇所に位置していても良い。
図1では、ガスタービンエンジンブレード20(例えば、エンジンのタービン部の)が図示されている。ブレードは、場合により熱的あるいは化学的保護のためコーティングされる一体形成の金属製鋳造物からなる。この例示的なブレード20の全体的形態は単に例としてみなされるものである。プラットフォーム26のルート部24から先端部28まで延びているエアフォイル22を、上記ブレードは備える。前縁部34と後縁部36との間に延在する正圧側面30および負圧側面32を、エアフォイルは有する。ディスク取付部(いわゆる、モミの木形状のブレード取付根元部分)38は、プラットフォーム26の下面から突き出ている(この突出/内側/下面とは、エンジンの中心線に概ね向かっている方向を示す)。前述したように、ブレードは、種々の周知の形態であっても良いし、さらに開発される全体的形態であっても良い。
しかし、例示的なブレード20には、熱移動または重量を制御するための1つまたは複数の改良形態が含まれる。図1では、熱移動促進領域42を備えるプラットフォーム26の前縁部40を図示している。具体的な実施例において、熱移動促進領域42は、周方向に細長く、プラットフォーム26の周方向の第1の側面および第2の側面に近接した第1端部44と第2端部46との間、かつプラットフォームの前縁端部50に近い前縁側48とエアフォイルに近い後縁側52(図2)との間、に延びている。熱移動促進領域42において、鋳造物の金属は、網状(reticulated)になっており、この領域に、ある程度の気孔性および浸透性が与えられる。上記領域42は、プラットフォーム26の隣接外側面56と連続する外側境界54を有する。上記領域42は、プラットフォーム26内に内側境界58を有する。
具体的な実施例において、上記領域42は、鋳造物の残りの部分と一体成形されているが、あたかも底部60および側方外周62を有する非網状金属のコンパートメント内に取りこまれているようである。代替の実施態様としては、網状金属を別に形成してもよい(例えば、完成あるいはほぼ完成した形状の網状予備成形物を溶浸させ、予備成形物を取り除くことにより、あるいは大きな金属フォームブロックまたは他の部分品から切断/機械加工することによる方法など)。次いで、上記網状金属を溶接あるいは拡散接合などにより非網状金属(鋳造物など)と一体化させる。具体的な実施例において、この仮想のコンパートメントは、封止されたコンパートメントではなく、したがって、上記領域42は、封止された状態で非網状金属内にあるのではない。外周面66を有する通路部64は、上記領域42からプラットフォーム26の内側面つまり下面68まで延びている。上記通路64により、通路64および領域42を通る下面68からの気体流が、境界54から流出することが可能となる。圧力勾配によっては、上記の気体流は、逆方向になる場合がある。実質的に冷却空気からなる気体を流すことで、上記領域の高い比表面積により、熱移動が促進され、プラットフォームが冷却される。いつくかの他の代替例において、上記領域42は、内側プラットフォーム面68と外側プラットフォーム面56との間の全体に延びていてもよい。さらに別の代替例では、上記領域42は、封止されている(例えば、内部の通路と連通しておらず出入口がない)。上記のような出口のない封止状態であっても、上記領域42と、上記表面56および境界54に沿って流れる気体流との間で、ある程度の向上した熱移動が生じる。
以下でより詳細に説明するように、上記領域42は、網状の鋳造コアエレメントを用いることにより形成される(例えば、アルミナ、シリカ、ジルコニアあるいはジルコンなどのセラミックフォーム)。シェルで覆われたインベストメント鋳造用模型に組み込まれたエレメント(上記模型は、1つまたは複数の実質的に非網状のセラミックコアあるいは別のコアも含み得る)では、最終的な鋳造において、網状セラミックコアに浸透した材料は、基本的に反対の網状組織を形成する。金属が固化した後、セラミックは、化学的に取り除かれ、多孔性および浸透性の上記領域42が残る。その後、上記領域42の鋳放しを化学エッチングすることにより、多孔性および浸透性はさらに向上する。
上記鋳造コアのための網状フォームは、相互接続した細胞状のボイド(つまりフォームの孔)が点在している相互接続した三次元のウェッブと類似している。金属がこのフォーム内に鋳造された時、この金属は、ボイドを備える形状をなす。フォームが取り除かれると、金属中のポアは、フォームの相互接続した細長いウェッブ構造を有する。例示的なフォームは、50ppi (pores per inch:1インチ(約2.54cm)あたりのポア数)から最大5ppiのポアサイズを有する。より狭い範囲としては、30ppiから10ppiである。多くの網状フォームでは、ポア間のフォーム材料の厚さは、ポアサイズとともに増減する。したがって、大きいポアサイズを備える材料と比較した場合、小さいポアサイズ(50ppiなど)のフォーム材料は、より精巧な通路を備える金属部品となり、より大きい比表面積(ひいては熱移動)が得られ、流れの抵抗は大となる傾向にある。鋳造金属のポア(通路)サイズは、いくつかの点において特徴づけられる。1つのパラメータには、鋳造物を切断し、その断面に亘るポアの直線寸法を測定することが含まれる。ポアの細長い性質のため、通路の長さ方向に対して垂直な方向の最小横方向寸法を寸法特性として見る場合がある。30ppiのフォームから作られる鋳造物の例示的な検査において、横方向寸法は、300〜1100μm、平均すると550μmに近い値であった。20ppiのフォームでは、横方向寸法は、350〜1300μm、平均すると760μmに近い値であり、10ppiのフォームでは、横方向寸法は、800〜1700μm、平均すると1000μmに近い値であった。
しかし、別のパラメータは、気孔の体積分率(volume fraction)である。このパラメータでは、鋳造部品の気孔率は、発泡コアの気孔率と反比例する。したがって、10%の気孔の体積分率を達成するために、発泡コアは、基本的に90%の気孔の体積分率を有する。例示的な鋳放しの気孔の体積分率は、10〜50%であり、より具体的には15〜30%である。
図3では、先端部28に隣接したエアフォイルの一部分にある網状領域80の形態のさらなる強化が図示されている。上記領域80は、外側境界82と、非網状材料の壁部86により囲まれた外周84とを有する。上記領域80は、ブレード内の内部供給通路90に隣接した内側境界88(図4)を有する。運転中、通路90からの冷却空気は、内側境界88に流入し、上記領域80を通り、外側境界82から流出する。例示的な内側境界88は、通路90を隔てている壁部92の外側端部に続いていても良い。
図4では、通路90の後縁部からの出口スロットを画定する網状領域100の形態のさらなる強化が図示されている。例示的な網状領域100は、プラットフォーム26に近い内側端部と先端部28に近い外側端部の間に延びているとともに、前縁側の境界102および後縁側の境界104と、正圧面側の境界106および負圧面側の境界108(図5)と、を有する。
上記領域80,100は、図1の領域42と同様の方法で形成される。例えば、対応する形状のセラミックフォームの先行品が初めに製造される。これらの先行品は、供給通路を形成するための非網状セラミックコアおよび付加的な内部セラミック部品に結合される。これらの内部セラミック部品は、模型を形成するためのろう成形の際、網状コアおよび供給コアの位置を合わせるように機能するとともに、塗布されるセラミックシェルに組み込まれる。
図6では、異なった気孔率/透過率の小区域120,122を有する先端網状領域の代替例が図示されている。具体的な実施例において、網状領域は、通路90と連通しているエアフォイル先端部を形成する。近接小区域120は、正圧側壁124および負圧側壁126に亘るとともに、その外側境界130を遠位/外側小区域122の内側境界と共有する。例示的な網状領域には、正圧側面30および負圧側面32の残りの部分へと続く表面/境界部が含まれる。具体的な実施例において、内側/近接小区域120は、外側/遠位小区域122より、高い気孔率(より大きく、あるいはより多くのボイド)を有する。したがって、空気は、内側小区域120を経てさらに外側/遠位小区域122を通るより、内側/近接小区域120を通ってより自由に通路から流出する。ほとんどの空気は、内側/近接小区域120の正圧側および負圧側境界部から流出するため、境界130を通り抜け、第2小区域122の正圧側および負圧側境界部ならびに第2小区域の外側端/境界132から流出する空気は少量である。第2小区域122の低い気孔率により、第1小区域120と比べ、優れた強度および耐磨耗性が第2小区域122にもたらされる。したがって、第2小区域122の気孔率は、(エンジンへの他の損害を回避するために)摩擦ストリップとの接触により破壊的に変形される程度を所望のレベルにするように最適化される。その一方で、(さらに第2小区域122を摩滅させる摩擦ストリップ(rub strip)との接触の可能性を含んでいる)継続運転が可能であるように適切な強度を実現する。上記の実施例は、非網状コアおよび付加的な内部部品に2つの網状コアを固定することにより作られる。第1小区域120を形成するコアは、第2小区域122を形成する網状コアより小さい気孔率を有する。
図7では、代替例として正圧側壁124および負圧側壁126内の網状領域140,142が図示されている。これらの網状領域の各々は、対応する正圧側面30および負圧側面32の残りの部分へと続く外側境界と、対応する通路90に沿った内側境界と、を有する。具体的な実施例では、これらの網状領域は、ブレードに沿って翼幅方向に細長い。図1では、ブレード全長の主要部分に沿って延びている各領域140が図示されている。より短い領域(例えば、上記翼幅の少なくとも20%または30%以上延びている)も可能である。
図8では、ブレード用外側エアシール(BOAS)200が図示されている。このエアシールは、内側面204と、外側面206と、周方向に延びる前方および後方端部208,210と、軸方向に延びる周端部212,214と、を備えた本体部202を有する。一群のL字断面の取付ブラケット216,218は、本体に一体的に成形されるとともに、前方および後方端部に近接した外側面206から延びている。具体的な実施例においては、冷却孔220の列は、内側面204を貫通しており、孔222の列は、周端部表面212および214を貫通している。例示的な孔220は、所望のフィルム冷却流を供給するため内側面204に対して非垂直(off−normal)に向かう中心線を有する。孔220,222は、中央プレナム230と連通している(図9)。プレナム230により、内側本体壁部232および外側本体壁部234は隔てられている。さらなる冷却のため、外側面206の残りの部分へと続いている外側境界を備える網状領域240が、外側部分234に設けられている。例示的な網状領域240は、長方形、円形、正方形、あるいは他の横断面であっても良い。具体的な実施例において、網状領域240は、1つまたは複数の通路またはチャネル242を介してプレナム230に開通している。網状領域240および通路242により、孔220,222を介して出口流を供給するためのプレナムに冷却空気の入口流が提供される。製造の改良形態および例示的な方法は、前述したブレードの網状領域のものと同様であってもよい。例として、非網状セラミックコアにより、プレナム230が形成される。通路242を形成するための支柱は、非網状セラミックコアと一体的に形成されるか、あるいは(セラミック接着剤などで)非網状セラミックコアに固定される。この支柱は、次に、領域240を形成するための網状セラミックコアに接続される。通路(孔)222,220は、同様に、網状セラミックコアの一部もしくはこれに固定された非網状コアの同様の部分により形成することができ、あるいは、鋳造後にドリル加工で形成しても良い。場合により、通路242および孔220,222は、網状であっても良く、網状コアで形成され得る。
図10では、プレナムを対応する形状/大きさの網状領域250に置き換えたブレード用外側エアシール200の別の実施態様が図示されている。この網状領域は、封止された付加的な網状領域あるいは開通している付加的な網状領域と結合してもよいし、外側面に吸気孔をドリル加工するか、鋳造しても良い。
図11では、網状領域250を形成するための胴体部262を有する網状セラミックコア260が図示されている。一体成形あるいは一体的に固定された網状または非網状セラミックコアの支柱264は、孔222などの通路を形成するため、胴体部262の周方向あるいは長手方向の端部から突き出ている。付加的な網状コアもしくは非網状コア、またはこれらのコアを組み合わせたものを、胴体部262の表面(例えば、入口通路を形成するために外側面に)に固定する場合もある。製造の際には、BOASの内側部分および外側部分を形成するための予備成形ろう模型エレメントにコア260を組み付ける。例えば、これらの2つの部分は、ピン/支柱264の共通中心平面に沿って突き合わされる。ろうを取り除く時、およびそれに続く溶解金属の鋳込みの際に、シェル内の所定の場所にコア260を保持するために、1つまたは複数の支柱264の端部の各々は、塗布されたシェル内に入り込むように組立てられたろうから突き出ている。別法として、ろう、あるいはろうの一部分が、コア260に、またはコアを覆うように直接形成されても良い。
図12では、内側シュラウド304と外側シュラウド306との間に延びているエアフォイル302を有するベーン300が図示されている。エアフォイルは、上記ブレードエアフォイルの冷却特性と同様の特性を有する。内側または外側シュラウドは、前述したブレードプラットフォームおよびBOASの網状領域と同様の領域を有する。例示的な網状領域には、流れ方向かつ翼幅方向の前縁網状領域320の列と、流れ方向かつ翼幅方向の正圧側および負圧側の細長い領域322の列とが含まれる。例示的な領域320は、相対的に細長くない断面(円形など)であり、基本的に一直線になっている。例示的な領域322は、対応するエアフォイル表面上で、翼幅方向に細長く図示されているが、屈曲した流れ方向の断面を有する。例えば、キャビティ90の対応するエアフォイル壁部の内側面から延びているとともに、上記面に対して概ね垂直である第1部分324を備えた流れ方向の断面が図13に図示されている。第2部分326は、壁部内で上記面に対し概ね平行に延びている。第3部分328は、対応する正圧側あるいは負圧側の表面に延びている。壁部内の部分326の改善された長さにより、熱移動が促進される。
網状コアを非網状コアに固定するため種々の取付手段が用いられる。図14には、非網状セラミックコア402に固定された網状セラミックコア400が図示されている。この網状セラミックコア400は、非網状セラミックコア402の平坦な連続する面406上にセラミック接着剤404で固定されている。
図15では、非網状セラミックコア410が、所望の位置/方向に網状コア414を位置合わせ、および保持するための特徴部412を有する別法の実施例が図示されている。例示的な特徴部412は、コア410の隣接面416に凹部を備え、この凹部は、網状コア414の相補的な特徴部418を受ける。具体的な実施例において、上記特徴部418は、コア414の本体422から突き出た支柱420の端部からなり、この支柱420は、ギャップ426を形成するように上記面416を本体の隣接面424から離している。セラミック接着剤428により、特徴部412,418は互いに固定される。
図16では、非網状コアの位置決めおよび固定を行う特徴部が、蟻型(dovetail)スロット430からなり、網状コアの相補的な部分が、蟻型突起部432からなるさらなる変形例が図示されている。上記突起部は、上記スロットに滑り嵌合され、コアを組立てる。上記の機械的な背止めロック効果のため、セラミック接着剤434は、とりわけ任意で用いる。本体と、非網状コアから本体を離して間隔を開ける複数の突起部とを有する網状コアに関して図示しているが、本体または対応するギャップを備えていない別の実施態様も可能である。
図17では、別個に形成されたピン444およびセラミック接着剤446を介した網状コア440の非網状コア442への取付が図示されている。上記ピンは、一方または両方のコアの相補的特徴部を直接係合するために、あるいは接着剤をより確実に係合するためにまっすぐなものであっても良いし,前述した背止めロックの特徴部を備えていても良い。
代替の実施例においては、取付支柱が、非網状コアまたは網状コアとともに一体的に形成されても良い。例えば、図18では、単一の非網状コア452の残りの部分から突き出るとともに、網状コア456の対応する開口部454に嵌めこまれている取付支柱450が図示されている。セラミック接着剤458の層は、上記の2つのコアをさらに結合する。
図19では、セラミック474の鋳造により結合された予備形成の網状コア470および非網状コア472が図示されている。鋳造されたセラミック474により、コアの相補的な背止めロック凹部478,480を埋める背止めロック突起部476が形成される。別法として、背止めロック突起部を、コア470,472の1つあるいは両方に形成し、対応する凹部を鋳造可能なセラミックにより形成しても良い。例として、コア470,472を金型内に置き、鋳造可能なセラミック(アルミナベースあるいはシリカベースの自己加水分解性の材料など)を、互いのコアの間に注入し、乾燥、固化させる。
網状のエレメントは、種々の技法により形成されても良い。例えば、有機または無機網状材料(天然海綿、合成(ポリマーなど)海綿、あるいは合成フォームなど)を、セラミックのスラリでコーティングしても良い。1つの例示的な形態では、コーティングされたにもかかわらず、コーティングされたエレメント自体が網状であるように、スラリにより網状エレメントがきれいにコーティングされる。エレメントは、しっかりと分解あるいは溶解され(例えば、スラリの硬化のため焼成する際に)、有機あるいは無機材料が消失したことによるボイド、ならびにコーティングされたエレメント自体のボイド、の双方から形成される網状組織を備えたセラミックコアを残す。別法として、スラリで,網状組織つまりボイドを残さず完全にエレメントをコーティングしても良い。熱的な分解あるいは溶解の後、網状組織は、材料が失われるため完全に網状組織になる。複数の気孔率を備えるコアに関しては、異なった気孔性領域を有する有機あるいは無機材料の部分片が、前述のスラリコーティング工程において用いられる。別法として、(それぞれが対応した気孔率を有する)上記材料の別々の部分片が、スラリコーティング工程に先立って組立てられる。さらに別法として、別々に形成された網状セラミックエレメントが、互いに固定される。
網状セラミック材料の別法としては、網状金属性材料を用いても良い(例えば、耐熱金属ベースの(モリブデンなど)フォームまたは非耐熱金属(ニッケルなど))。上記フォームは、同様の工程により形成できる。溶接、ろう付け、拡散接合およびその他の融合などの工程により、上記コアは互いに固定される。コアはまた、セラミックコアと同様の手段により固定されても良い(特に、セラミックコアに固定する場合)。別法として、金属フォームを、中間体とすることができ、例えば、金属フォームが、セラミック製スラリで満たされ、固化される。金属フォームは分解され(例えば、高温で酸化させる熱分解や他の化学的エッチングなど)、網状セラミックが残る。
カーボンおよび混合物(合金など)フォームを含む他の網状エレメントを、直接コアとして、あるいはコアの先行品として用いることもできる。
Claims (25)
- 物品を製造する方法であって、
上記物品の形状に少なくとも部分的に対応する形状を有する成形用シェルに少なくとも1つの網状コアエレメントを供給するステップと、
上記網状コアエレメントに少なくとも部分的に浸透するように溶解金属をシェルに鋳込むステップと、
溶解金属材料を固化させるステップと、
上記シェルおよび上記網状コアエレメントを破壊的に除去するステップと、
を備え、
上記網状コアエレメントの上記除去によって、1つまたは複数のガス透過可能な多孔性領域を物品に残すようにした物品製造方法。 - 上記の破壊的な除去の後、上記の固化した金属材料に残った上記多孔性領域を化学的に拡張するステップをさらに備える請求項1に記載の製造方法。
- 上記の固化した金属材料を金属基材と結合するステップをさらに備える請求項1に記載の製造方法。
- タービンエンジンブレード用外側エアシールを製造するために用いられ、かつ上記の固化した材料が、上記シールの外面部分を形成する請求項3に記載の製造方法。
- タービンエンジンエアフォイルエレメントを製造するために用いられ、かつ上記の固化した材料が、上記エアフォイルエレメントの上記エアフォイルもしくはプラットフォームの外面部分を形成する請求項1に記載の製造方法。
- スラリで網状有機材料をコーティングし、次いで焼成する方法、
金属層で網状有機材料をコーティングする方法、
スラリで網状金属材料をコーティングし、次いで上記網状金属材料を破壊的に除去する方法、
の内1つまたは複数のコーティング方法により上記網状コアエレメントを形成するステップをさらに備える請求項1に記載の製造方法。 - 上記網状コアエレメントが、実質的に第1ポアサイズ特性の第1区域と、上記第1ポアサイズ特性より小さな第2ポアサイズ特性を実質的に有する第2区域と、を有することを特徴とする請求項1に記載の製造方法。
- 上記網状コアエレメントが、非網状コアエレメントと結合していることを特徴とする請求項1に記載の製造方法。
- 上記非網状コアエレメントが、1つまたは複数の供給通路を形成し、上記多孔性領域が、上記の1つまたは複数の供給通路と連通している出口通路であることを特徴とする請求項8に記載の製造方法。
- ガスタービンエンジン部品を製造するために用いられる請求項1に記載の製造方法。
- 網状第1部分と、
非網状第2部分と、
を備えるインベストメント鋳造用犠牲コア。 - 上記第2部分が、タービンエンジンエレメントの1つまたは複数の供給通路を形成する形状をなしており、上記第1部分が、上記1つまたは複数の供給通路からの1つまたは複数の出口通路を少なくとも部分的に形成する形状をなしていることを特徴とする請求項11に記載のコア。
- 上記第2部分が、タービンエアフォイルエレメントの1つまたは複数の供給通路を形成する形状をなしており、上記第1部分が上記1つまたは複数の供給通路から上記エアフォイルの正圧側面および負圧側面の少なくとも一方に至る複数の出口通路を少なくとも部分的に形成する形状をなしていることを特徴とする請求項11に記載のコア。
- 上記第1部分が、上記第2部分から突き出ること、
上記第1部分が、セラミック層を介して上記第2部分に固定されること、
上記第1部分が、上記第2部分に対する上記第1部分の背止めロックを介して上記第2部分に固定されること、
上記第1部分が、上記第1部分および第2部分の各々の凹部に嵌めこまれる部分を有する1つまたは複数のピンを介して上記第2部分に固定されること、
上記第1部分が、第1、第2部分間にギャップを備えるように上記第2部分から離れて保持されること、
のうち少なくとも1つを特徴とする請求項11に記載のコア。 - セラミック接着剤を介して上記第2部分を上記第1部分に固定すること、
上記第2部分を上記第1部分に融合、接合または溶接すること、
上記第1部分および上記第2部分の対応する凹部に嵌められる1つまたは複数のピンを介して上記第1部分と上記第2部分とを結合すること、
のうち少なくとも1つを備える請求項11に記載のコアの製造方法。 - 鋳造金属基材と、
上記基材内の冷却通路システムと、
を備える製造された物品であって、
上記冷却通路システムが、
冷却ガスを受ける1つまたは複数の供給通路と、
上記の1つまたは複数の供給通路から上記冷却ガスを排出するとともに、網状通路部分を有する1つまたは複数の出口通路と、
を備える製造された物品。 - 上記基材が、質量的に上記物品の大部分を形成することを特徴とする請求項16に記載の物品。
- 上記基材の上記金属が、合金の連続する単一品であることを特徴とする請求項16に記載の物品。
- 上記基材の上記金属が、鉄ベース、ニッケルベース、あるいはコバルトベースの超合金であることを特徴とする請求項16に記載の物品。
- 内側端部と外側端部との間に延びているとともに、正圧側面および負圧側面を備えるエアフォイルを有するタービンエレメントである請求項16に記載の物品。
- 上記網状部分が、上記エアフォイルの側壁内に位置していることを特徴とする請求項20に記載の物品。
- 上記網状部分が、上記タービンエレメントのプラットフォーム内に位置していることを特徴とする請求項20に記載の物品。
- 上記網状部分が、上記エアフォイルの先端部内に位置していることを特徴とする請求項20に記載の物品。
- 上記網状部分が、上記エアフォイルの後縁部分内に位置していることを特徴とする請求項20に記載の物品。
- 上記網状部分が、上記エアフォイルの前縁部分内に位置していることを特徴とする請求項20に記載の物品。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/903,294 US7144220B2 (en) | 2004-07-30 | 2004-07-30 | Investment casting |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2006043771A true JP2006043771A (ja) | 2006-02-16 |
Family
ID=35385690
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2005207931A Pending JP2006043771A (ja) | 2004-07-30 | 2005-07-19 | 物品ならびにその製造方法、およびインベストメント鋳造用犠牲コアならびにその製造方法 |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7144220B2 (ja) |
EP (1) | EP1623776B1 (ja) |
JP (1) | JP2006043771A (ja) |
KR (1) | KR20060049907A (ja) |
CN (1) | CN1727097A (ja) |
AT (1) | ATE451985T1 (ja) |
DE (1) | DE602005018293D1 (ja) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2012140946A (ja) * | 2011-01-03 | 2012-07-26 | General Electric Co <Ge> | ターボ機械の翼形部品及びその冷却方法 |
JP2014152776A (ja) * | 2013-02-07 | 2014-08-25 | General Electric Co <Ge> | ターボ機械用冷却構造 |
CN104097360A (zh) * | 2013-04-12 | 2014-10-15 | 阿尔斯通技术有限公司 | 用于将陶瓷绝热材料连结到金属结构上的构造 |
JP2016094916A (ja) * | 2014-11-17 | 2016-05-26 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン構成部材及びガスタービン |
KR20190029839A (ko) * | 2017-09-12 | 2019-03-21 | 한국기계연구원 | 가스 터빈용 블레이드 |
Families Citing this family (60)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20070068649A1 (en) * | 2005-09-28 | 2007-03-29 | Verner Carl R | Methods and materials for attaching ceramic and refractory metal casting cores |
FR2896710B1 (fr) * | 2006-01-27 | 2009-10-30 | Snecma Sa | Procede de fabrication de piece de turbomachine comportant des orifices d'evacuation d'air de refroidissement |
US7695246B2 (en) * | 2006-01-31 | 2010-04-13 | United Technologies Corporation | Microcircuits for small engines |
US7488157B2 (en) | 2006-07-27 | 2009-02-10 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vane with removable platform inserts |
US7980819B2 (en) | 2007-03-14 | 2011-07-19 | United Technologies Corporation | Cast features for a turbine engine airfoil |
US7905016B2 (en) * | 2007-04-10 | 2011-03-15 | Siemens Energy, Inc. | System for forming a gas cooled airfoil for use in a turbine engine |
US8066052B2 (en) * | 2007-06-07 | 2011-11-29 | United Technologies Corporation | Cooled wall thickness control |
US8240999B2 (en) * | 2009-03-31 | 2012-08-14 | United Technologies Corporation | Internally supported airfoil and method for internally supporting a hollow airfoil during manufacturing |
EP2461925B1 (en) * | 2009-08-09 | 2020-04-29 | Rolls-Royce Corporation | System, method, and apparatus for directional divergence between part motion and crystallization |
GB0921818D0 (en) * | 2009-12-15 | 2010-01-27 | Rolls Royce Plc | Casting of internal features within a product ( |
US20110204205A1 (en) * | 2010-02-25 | 2011-08-25 | Ahmed Kamel | Casting core for turbine engine components and method of making the same |
US9403208B2 (en) * | 2010-12-30 | 2016-08-02 | United Technologies Corporation | Method and casting core for forming a landing for welding a baffle inserted in an airfoil |
US8225841B1 (en) | 2011-01-03 | 2012-07-24 | James Avery Craftsman, Inc. | Central sprue for investment casting |
US8424585B2 (en) | 2011-01-21 | 2013-04-23 | James Avery Craftsman, Inc. | Method and apparatus for creating a pattern |
US8302668B1 (en) | 2011-06-08 | 2012-11-06 | United Technologies Corporation | Hybrid core assembly for a casting process |
US8734111B2 (en) * | 2011-06-27 | 2014-05-27 | General Electric Company | Platform cooling passages and methods for creating platform cooling passages in turbine rotor blades |
US20130094971A1 (en) * | 2011-10-12 | 2013-04-18 | General Electric Company | Hot gas path component for turbine system |
CN102489668A (zh) * | 2011-12-06 | 2012-06-13 | 辽宁速航特铸材料有限公司 | 一种通过预埋耐火绳解决陶瓷型芯开裂的方法 |
EP2805019A4 (en) | 2011-12-30 | 2016-10-12 | Rolls Royce Nam Tech Inc | METHOD FOR MANUFACTURING TURBOMACHINE COMPONENT, AERODYNAMIC PROFILE, AND GAS TURBINE |
US9663404B2 (en) * | 2012-01-03 | 2017-05-30 | General Electric Company | Method of forming a ceramic matrix composite and a ceramic matrix component |
US9138804B2 (en) | 2012-01-11 | 2015-09-22 | United Technologies Corporation | Core for a casting process |
US9243502B2 (en) | 2012-04-24 | 2016-01-26 | United Technologies Corporation | Airfoil cooling enhancement and method of making the same |
US9296039B2 (en) | 2012-04-24 | 2016-03-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil impingement cooling |
US9021816B2 (en) | 2012-07-02 | 2015-05-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine turbine vane platform core |
US9506367B2 (en) | 2012-07-20 | 2016-11-29 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal having inward pointing extension |
US9617866B2 (en) | 2012-07-27 | 2017-04-11 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal for a gas turbine engine |
US9115596B2 (en) | 2012-08-07 | 2015-08-25 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal having anti-rotation feature |
CN103048255A (zh) * | 2012-12-27 | 2013-04-17 | 南昌航空大学 | 一种熔模精铸型壳透气性测试装置及其测试方法 |
US10018052B2 (en) | 2012-12-28 | 2018-07-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having engineered vascular structure |
EP2938828A4 (en) | 2012-12-28 | 2016-08-17 | United Technologies Corp | GAS TURBINE ENGINE COMPONENT WITH VASCULAR MANIPULATED GRID STRUCTURE |
US9803491B2 (en) | 2012-12-31 | 2017-10-31 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal having shiplap structure |
CN103028697A (zh) * | 2013-01-22 | 2013-04-10 | 机械科学研究总院先进制造技术研究中心 | 一种热冲压模具冷却管道的制造方法 |
FR3006616B1 (fr) * | 2013-06-05 | 2016-03-04 | Snecma | Preforme d'aube de turbomachine |
US9802248B2 (en) | 2013-07-31 | 2017-10-31 | United Technologies Corporation | Castings and manufacture methods |
US9896945B2 (en) | 2013-11-25 | 2018-02-20 | General Electric Company | Process of producing a ceramic matrix composite turbine bucket, insert for a ceramic matrix composite turbine bucket and ceramic matrix composite turbine bucket |
US10041374B2 (en) * | 2014-04-04 | 2018-08-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with platform cooling circuit |
US20150345302A1 (en) * | 2014-05-29 | 2015-12-03 | United Technologies Corporation | Transpiration-cooled article having nanocellular foam |
US20160177732A1 (en) * | 2014-07-22 | 2016-06-23 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for a gas turbine engine |
US10260353B2 (en) | 2014-12-04 | 2019-04-16 | Rolls-Royce Corporation | Controlling exit side geometry of formed holes |
US10508360B2 (en) * | 2015-01-20 | 2019-12-17 | United Technologies Corporation | Multifunctional nanocellular single crystal nickel for turbine applications |
US10094287B2 (en) | 2015-02-10 | 2018-10-09 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component with vascular cooling scheme |
CN108136494B (zh) * | 2015-08-28 | 2020-07-07 | 斯洛伐克科学院机械工程材料研究所 | 由金属泡沫制备部件的方法、由所述方法制备的部件和用于实现所述方法的模具 |
US9845728B2 (en) | 2015-10-15 | 2017-12-19 | Rohr, Inc. | Forming a nacelle inlet for a turbine engine propulsion system |
CN105234353B (zh) * | 2015-10-22 | 2017-10-03 | 贵州安吉航空精密铸造有限责任公司 | 一种带细长管道铸件管道部位的铸造工艺 |
US9579714B1 (en) * | 2015-12-17 | 2017-02-28 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure |
US10221694B2 (en) | 2016-02-17 | 2019-03-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure |
EP3249159A1 (de) * | 2016-05-23 | 2017-11-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel und zugehörige strömungsmaschine |
US20180051571A1 (en) * | 2016-08-16 | 2018-02-22 | General Electric Company | Airfoil for a turbine engine with porous rib |
US10612389B2 (en) | 2016-08-16 | 2020-04-07 | General Electric Company | Engine component with porous section |
US20180051568A1 (en) * | 2016-08-16 | 2018-02-22 | General Electric Company | Engine component with porous holes |
US20180051566A1 (en) * | 2016-08-16 | 2018-02-22 | General Electric Company | Airfoil for a turbine engine with a porous tip |
JP6622176B2 (ja) * | 2016-11-30 | 2019-12-18 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン用高温部品及びガスタービン |
US11433990B2 (en) | 2018-07-09 | 2022-09-06 | Rohr, Inc. | Active laminar flow control system with composite panel |
US20200109635A1 (en) * | 2018-10-05 | 2020-04-09 | United Technologies Corporation | Composite cast porous metal turbine component |
US10774653B2 (en) | 2018-12-11 | 2020-09-15 | Raytheon Technologies Corporation | Composite gas turbine engine component with lattice structure |
US11179769B2 (en) | 2019-02-08 | 2021-11-23 | Raytheon Technologies Corporation | Investment casting pin and method of using same |
US11021966B2 (en) * | 2019-04-24 | 2021-06-01 | Raytheon Technologies Corporation | Vane core assemblies and methods |
US11440146B1 (en) | 2021-04-22 | 2022-09-13 | Raytheon Technologies Corporation | Mini-core surface bonding |
US11834956B2 (en) * | 2021-12-20 | 2023-12-05 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine components with metallic and ceramic foam for improved cooling |
CN114603084B (zh) * | 2022-03-22 | 2023-11-03 | 广西平果铝资源科技有限公司 | 一种精密熔模铸造设备及其熔模铸造方法 |
Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3114961A (en) * | 1959-03-20 | 1963-12-24 | Power Jets Res & Dev Ltd | Treatment of porous bodies |
US3825364A (en) * | 1972-06-09 | 1974-07-23 | Gen Electric | Porous abradable turbine shroud |
US3778188A (en) * | 1972-09-11 | 1973-12-11 | Gen Motors Corp | Cooled turbine rotor and its manufacture |
US3957104A (en) * | 1974-02-27 | 1976-05-18 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The United States National Aeronautics And Space Administration | Method of making an apertured casting |
US4148350A (en) * | 1975-01-28 | 1979-04-10 | Mtu-Motoren Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Method for manufacturing a thermally high-stressed cooled component |
GB2042648B (en) * | 1979-02-24 | 1983-05-05 | Rolls Royce | Gas turbine engine hollow blades |
US4697632A (en) * | 1982-06-11 | 1987-10-06 | Howmet Turbine Components Corporation | Ceramic porous bodies suitable for use with superalloys |
US4789140A (en) * | 1982-06-11 | 1988-12-06 | Howmet Turbine Components Corporation | Ceramic porous bodies suitable for use with superalloys |
US6393331B1 (en) * | 1998-12-16 | 2002-05-21 | United Technologies Corporation | Method of designing a turbine blade outer air seal |
US6224329B1 (en) * | 1999-01-07 | 2001-05-01 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Method of cooling a combustion turbine |
GB2356684A (en) * | 1999-11-24 | 2001-05-30 | Lorenzo Battisti | Boundary layer control using electroformed microporous material |
DE10024302A1 (de) * | 2000-05-17 | 2001-11-22 | Alstom Power Nv | Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils |
US6435824B1 (en) * | 2000-11-08 | 2002-08-20 | General Electric Co. | Gas turbine stationary shroud made of a ceramic foam material, and its preparation |
US6544003B1 (en) * | 2000-11-08 | 2003-04-08 | General Electric Co. | Gas turbine blisk with ceramic foam blades and its preparation |
US6648596B1 (en) * | 2000-11-08 | 2003-11-18 | General Electric Company | Turbine blade or turbine vane made of a ceramic foam joined to a metallic nonfoam, and preparation thereof |
US6637500B2 (en) * | 2001-10-24 | 2003-10-28 | United Technologies Corporation | Cores for use in precision investment casting |
US6668906B2 (en) * | 2002-04-29 | 2003-12-30 | United Technologies Corporation | Shaped core for cast cooling passages and enhanced part definition |
US6742698B2 (en) * | 2002-06-10 | 2004-06-01 | United Technologies Corporation | Refractory metal backing material for weld repair |
-
2004
- 2004-07-30 US US10/903,294 patent/US7144220B2/en active Active
-
2005
- 2005-07-07 KR KR1020050060980A patent/KR20060049907A/ko not_active Application Discontinuation
- 2005-07-19 JP JP2005207931A patent/JP2006043771A/ja active Pending
- 2005-07-28 DE DE602005018293T patent/DE602005018293D1/de active Active
- 2005-07-28 AT AT05254747T patent/ATE451985T1/de not_active IP Right Cessation
- 2005-07-28 EP EP05254747A patent/EP1623776B1/en active Active
- 2005-07-29 CN CNA2005100881039A patent/CN1727097A/zh active Pending
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2012140946A (ja) * | 2011-01-03 | 2012-07-26 | General Electric Co <Ge> | ターボ機械の翼形部品及びその冷却方法 |
JP2014152776A (ja) * | 2013-02-07 | 2014-08-25 | General Electric Co <Ge> | ターボ機械用冷却構造 |
CN104097360A (zh) * | 2013-04-12 | 2014-10-15 | 阿尔斯通技术有限公司 | 用于将陶瓷绝热材料连结到金属结构上的构造 |
JP2014205612A (ja) * | 2013-04-12 | 2014-10-30 | アルストム テクノロジー リミテッドALSTOM Technology Ltd | セラミック断熱材料を金属構造体に接合するための構成 |
KR101754092B1 (ko) * | 2013-04-12 | 2017-07-05 | 제네럴 일렉트릭 테크놀러지 게엠베하 | 세라믹 열적 절연 재료를 금속 구조체에 결합하기 위한 구성 |
US9764530B2 (en) | 2013-04-12 | 2017-09-19 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Method for obtaining a configuration for joining a ceramic material to a metallic structure |
JP2016094916A (ja) * | 2014-11-17 | 2016-05-26 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン構成部材及びガスタービン |
KR20190029839A (ko) * | 2017-09-12 | 2019-03-21 | 한국기계연구원 | 가스 터빈용 블레이드 |
KR102230700B1 (ko) * | 2017-09-12 | 2021-03-23 | 한국기계연구원 | 가스 터빈용 블레이드 |
US11313234B2 (en) | 2017-09-12 | 2022-04-26 | Korea Institute Of Machinery & Materials | Blade for gas turbine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE602005018293D1 (de) | 2010-01-28 |
US7144220B2 (en) | 2006-12-05 |
EP1623776B1 (en) | 2009-12-16 |
KR20060049907A (ko) | 2006-05-19 |
ATE451985T1 (de) | 2010-01-15 |
EP1623776A2 (en) | 2006-02-08 |
CN1727097A (zh) | 2006-02-01 |
US20060021730A1 (en) | 2006-02-02 |
EP1623776A3 (en) | 2006-05-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2006043771A (ja) | 物品ならびにその製造方法、およびインベストメント鋳造用犠牲コアならびにその製造方法 | |
EP1634665B1 (en) | Composite core for use in precision investment casting | |
US7753104B2 (en) | Investment casting cores and methods | |
JP4906210B2 (ja) | 多層中子及びその製造方法 | |
US8113780B2 (en) | Castings, casting cores, and methods | |
EP1930098B1 (en) | Ceramic cores, methods of manufacture thereof and articles manufactured from the same | |
US8100165B2 (en) | Investment casting cores and methods | |
JP4516012B2 (ja) | 鋳造用セラミックコア及び方法 | |
US4422229A (en) | Method of making an airfoil member for a gas turbine engine | |
JP2007307618A (ja) | 複合インベストメント鋳造コアの製造方法およびインベストメント鋳造コア | |
EP2000232B1 (en) | Cooled wall with thickness control | |
EP1992431B1 (en) | Investment casting cores and methods | |
EP1611978A1 (en) | Investment casting | |
US20070025851A1 (en) | Core for turbomachine blades | |
JP2006026742A (ja) | インベストメント鋳造用模型の形成方法、インベストメント鋳造方法、およびその構成部品 | |
CA2943467A1 (en) | Casting core apparatus and casting method | |
EP3381585B1 (en) | Apparatus for and method of making multi-walled passages in components | |
WO2018034826A1 (en) | Method and assembly for a multiple component core assembly | |
EP3381582B1 (en) | Method of making complex internal passages in turbine airfoils |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20080905 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20080916 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20090303 |