JP3346988B2 - アルミナイドコートされたガスタービンエンジン部品の冷却ホール内側から余分なオーバーレイコートを除去する方法及び該方法によって処理されたガスタービンエンジン部品 - Google Patents

アルミナイドコートされたガスタービンエンジン部品の冷却ホール内側から余分なオーバーレイコートを除去する方法及び該方法によって処理されたガスタービンエンジン部品

Info

Publication number
JP3346988B2
JP3346988B2 JP22807296A JP22807296A JP3346988B2 JP 3346988 B2 JP3346988 B2 JP 3346988B2 JP 22807296 A JP22807296 A JP 22807296A JP 22807296 A JP22807296 A JP 22807296A JP 3346988 B2 JP3346988 B2 JP 3346988B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
gas turbine
component
turbine engine
cooling holes
blade
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.)
Expired - Fee Related
Application number
JP22807296A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH09177501A (ja
Inventor
アール．リーブケ ウイリアム
アール．ドーソン デイビッド
エイ．フレデット マーク
ビー．グッドスタイン マーク
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPH09177501A publication Critical patent/JPH09177501A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3346988B2 publication Critical patent/JP3346988B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B24—GRINDING; POLISHING
    • B24B—MACHINES, DEVICES, OR PROCESSES FOR GRINDING OR POLISHING; DRESSING OR CONDITIONING OF ABRADING SURFACES; FEEDING OF GRINDING, POLISHING, OR LAPPING AGENTS
    • B24B31/00—Machines or devices designed for polishing or abrading surfaces on work by means of tumbling apparatus or other apparatus in which the work and/or the abrasive material is loose; Accessories therefor
    • B24B31/10—Machines or devices designed for polishing or abrading surfaces on work by means of tumbling apparatus or other apparatus in which the work and/or the abrasive material is loose; Accessories therefor involving other means for tumbling of work
    • B24B31/116—Machines or devices designed for polishing or abrading surfaces on work by means of tumbling apparatus or other apparatus in which the work and/or the abrasive material is loose; Accessories therefor involving other means for tumbling of work using plastically deformable grinding compound, moved relatively to the workpiece under the influence of pressure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P2700/00—Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
    • B23P2700/06—Cooling passages of turbine components, e.g. unblocking or preventing blocking of cooling passages of turbine components

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Finish Polishing, Edge Sharpening, And Grinding By Specific Grinding Devices (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、およそ内側がコー
トされたガスタービンエンジン部品の冷却ホールの改良
方法に関するものである。本発明は、特に、上記部品の
空気流が、設計限界内に維持されるよう、上記内側コー
トされている上記エンジン部品の内側面に悪影響を与え
ずに、アルミナイドコートされたガスタービンエンジン
部品の上記冷却ホール内から、余分なオーバーレイコー
ティングを除去する方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンは、その特性と効
率を向上させるために極限的な高温下で運転される。し
かしながら、多くのガスタービンエンジン設計において
制限的要因となるのは、上記ガスタービンエンジンイン
レットが耐えることができる最高温度である。従って、
科学者及び技術者等は、常に上記ガスタービンの許容可
能なインレット温度を向上させるべく新規、かつ、改善
された方法を検討してきた。
【０００３】許容可能なガスタービンインレット温度を
向上させ、また、翼型を形成する金属の温度を低下させ
るための方法の一つとしては、タービンの第１段とロー
タブレードの第１段のそれぞれのインレットガイドベー
ンの翼前縁と翼後縁とにおいて、上記部品に冷却ホール
を形成することである。これらの冷却ホールを製造する
ための従来の技術としては、放電加工法(EDM)と、レー
ザせん孔法とを挙げることができる。
【０００４】航空機が運転されている間には、圧縮機排
出空気は、上記エンジンの内側通路を通ってこれらの複
数の冷却ホールに流れて行く。上記空気は、上記ブレー
ドや上記ベーンの内側通路を通り、上記冷却ホールに流
れ込むようになっている。上記空気は、その後、複数の
上記冷却ホールから吐出され、上記翼型表面を流れ、次
いでエンジン吐出部において、上記エンジンの外部へと
通って、流れて行く。上記空気が上記翼型表面を流れて
行くに従って、上記空気は、上記翼型表面温度を低下さ
せる冷却相を形成するとともに、物理的に、上記高温の
ガスが上記翼型表面に接触することを防止している。こ
の様にして、上記バーナ領域から上記タービンへと導入
される空気をより高温とすることができている。
【０００５】上記したような高い運転温度のため、上記
翼型金属内面と外面とは、酸化と腐食とから保護する必
要がある。アルミナイド(aluminide)コーティングは、
周知のものであり、経済性と、翼型重量をわずかしか増
加させないため、ガスタービン工業においては、上記金
属表面を酸化と腐食とから保護するために広く用いられ
ている。ここに、アルミナイドコーティングとは、上記
金属物品の上記表面にアルミニウムを拡散させて、上記
した悪影響に耐えるだけのアルミニウムリッチ層を作る
ことによって形成されるコーティングをいう。
【０００６】また、ＭＣｒＡｌＹ組成(以下、本組成をＭ
ＣｒＡｌＹと記載する)を有するコーティングといった
保護コーティングである保護オーバーレイコーティング
を、上記翼型の外部表面に施して、さらに耐酸化性／腐
食保護性を向上させることも普通に行われている。ＭＣ
ｒＡｌＹは、周知の金属コーティング系であり、Ｍは、
ニッケル、コバルト、鉄、又はそれらの混合物を表す。
Ｃｒは、クロムであり、Ａｌは、アルミニウムであり、
Ｙは、イットリウムである。ＭＣｒＡｌＹコーティング
は、オーバーレイコーティングとして周知であるが、そ
の理由としては、これらが、所定の組成とすることがで
きるとともに、堆積プロセス中に上記支持体と大きく相
互作用をしないことを挙げることができる。このＭＣｒ
ＡｌＹコーティングは、通常、プラズマ溶射法によっ
て、上記冷却ホールを製造した後に施される。これは、
上記冷却ホールの内側、特に上記ホールの上記外側端付
近に、このＭＣｒＡｌＹコーティングが堆積してしまう
といった好ましからざる、かつ、回避できない結果を引
き起こすことになる。このような堆積は、翼型冷却を劣
化させ、かつ、上記翼型においてこの好ましからざるホ
ットスポットを発生させることになる。これは、冷却ホ
ール設計がわずかに変動しても、流れ又は、流れ抵抗が
実質的に変動することになることに対応する。例えば、
当業者によれば、冷却ホール直径は、空気流特性に影響
を与えることが理解できる。より重要なことは、エンジ
ン運転の際の全効率は、上記空気流を正確に計量し、又
は制御するか、ということに直接関連していることにあ
る。
【０００７】従って、最初に上記冷却ホールをせん孔し
ておく場合には、上記ホールにオーバーレイコーティン
グが堆積することを考慮して、冷却ホール径の減少分を
補償することが典型的には行われている。これは、上記
ホール内に２次的に堆積したオーバーレイコーティング
の量を決定し、その後に、上記した堆積する分を補うだ
けの大きさの大きな径のホールをせん孔することによっ
て達成される。しかしながら、上記補償要因は変動する
ことから、上記複数のホールを通過する冷却空気流は、
所望の設計限度外となってしまっていた。従って、ＭＣ
ｒＡｌＹコート部品を試験して、空気流の低い（すなわ
ち、空気流が計算された設計限度外にあるような場合）
場合には、複数の上記冷却ホール内に堆積した余分なオ
ーバーレイ層を除去して、上記空気流を設計限度内とす
るか、又は、上記部品を廃棄する必要がある。この様な
余分なオーバーレイコーティング材料は、典型的には、
それぞれの冷却ホールを、個別にグリットブラスティン
グして、上記余分なオーバーレイ材料を除去するといっ
た、手作業の時間を浪費するペンシルグリットブラステ
ィング(pencil grit blasting)によって除去される。こ
の技法は、効果的に上記冷却ホールから余分なオーバー
レイコーティングを除去することができる。しかしなが
ら、上記グリットブラスティングは、しばしば上記部品
の内側面に施されている所望の保護アルミナイドコーテ
ィングをも除去してしまうといった重大な問題を有して
おり、このために、そのような金属部品の上記内側面
は、内部を通過する上記高温の内部ガス流にさらされる
ことになっていた。このような部品は、廃棄されるか、
又は、再加工する必要がある。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】従って、アルミナイド
コートされたガスタービンエンジン部品の上記冷却ホー
ル内から、実質的に上記部品の内側面を損傷することな
く、かつ、上記部品を通る空気流が、設計限度内に維持
できるように余分なオーバーレイコーティングを除去す
るための方法が要求されていた。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記課題は、本発明によ
って解決される。すなわち本発明は、研磨性流体加工
法、すなわち、アブレッシブフロー加工(abrasive flow
machining)が、上記部品の内側面、特に上記部品の内
側面にある上記アルミナイドコーティングを実質的に損
傷させずに、ガスタービンエンジン部品の冷却ホール内
から、余分なコーティングを除去するために使用できる
ことを見いだし、本発明に到達したものである。本発明
によって、典型的にはペンシルグリットブラスティング
によって上記冷却ホール内の余分なコーティングを除去
している現行技術を、著しく改善することができる。
【００１０】従って、本発明は余分なＭＣｒＡｌＹオー
バーレイコーティングを、アルミナイドコーティングし
たガスタービンエンジン部品の冷却ホール内から除去す
る方法を提供するものである。本方法は、内側面と、外
側面と、根本端と、を有するガスタービンエンジン部品
を配置するステップを有している。上記部品は、また、
上記内側面から上記外側面にまで延びた少なくとも１つ
の冷却ホールを有してなり、上記部品の上記内側面に
は、耐腐食性のアルミナイドコーティングがコーティン
グされている。ＭＣｒＡｌＹオーバーレイコーティング
は、また、上記外側面と、上記冷却ホールの内側部分
と、に施されている。
【００１１】すなわち、本発明は、アルミナイドコーテ
ィングされたガスタービンエンジンの冷却ホール内の余
分なＭＣｒＡｌY組成(Ｍは、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｆｅ、及びそれら
の混合物を表す)を有するオーバーレイコーティングを
除去する方法であって、この方法は、内側面と、外側面
と、根本端と、を有し、かつ、上記内側面から上記外側
面にまで延びる少なくとも一つの冷却ホールを有すると
ともに、上記部品の上記内側面は、アルミナイドコーテ
ィングがコーティングされ、さらに、上記外側面と、上
記冷却ホール部分の内側にはＭＣｒＡｌＹ組成を有する
オーバーレイコーティングがなされているガスタービン
エンジン部品を配置するステップと、上記部品の外側面
から上記部品の内側面へと上記冷却ホールを通して上記
ガスタービンエンジン部品内部へと研磨性スラリを流す
ステップと、を有し、上記スラリは、上記冷却ホールを
通して流されて、上記部品の上記内側面に悪影響を与え
ずに上記冷却ホールの内側に配置されている上記オーバ
ーレイコーティングの少なくとも一部を除去し、かつ、
上記スラリは、その後に上記根本端を通って上記部品か
ら排出されるようになっていることを特徴とする。
【００１２】上記研磨性スラリは、上記ガスタービンエ
ンジン部品内部へと上記部品の外側面（外側）から上記
部品の内側面（内側）へと上記冷却ホールを通して流れ
てゆき、上記冷却ホールと、上記部品の上記内側面とを
通して流され、少なくとも、上記部品の上記内側面に対
して実質的に損傷、あるいは、悪影響を与えずに上記冷
却ホールの内側にあるオーバーレイコーティング部分を
除去するようになっている。この研磨性スラリは、次い
で上記根本端を通して上記部品から排出されるようにな
っている。
【００１３】本発明の効果は、上記部品の内側面にある
耐腐食性アルミナイドコーティングに影響を与えずに、
ガスタービンエンジン部品の冷却ホール内から余分なＭ
ＣｒＡｌＹオーバーレイコーティングを除去できること
にある。
【００１４】本発明の別の効果としては、上記部品を通
して流れる空気流を設計限界内に保持することができる
ことを挙げることができる。
【００１５】さらに、本発明の別な効果としては、上記
部品表面のホットスポット発生を防止できることを挙げ
ることができる。
【００１６】
【発明の実施の形態】図１に示すように、ブレード２と
いったガスタービンエンジン部品は、内側面４と、外側
面６と、根本端８とを有している。上記ブレード２は、
典型的には、ニッケルベース超合金、鉄ベース超合金、
又は、コバルトベースの超合金等から形成されている。
上記それぞれの超合金は、特に高温運転のために開発さ
れた材料である。上記ブレード２は、従来方によるイン
ベストメント鋳造法によって製造することができる。
【００１７】上記ブレード２は、また、複数の冷却ホー
ル１０を有しており、この複数の冷却ホール１０は、上
記内側面４から上記外側面６にまで延びている。上記複
数の冷却ホール１０は、放電加工法(EDM)や、好ましく
はレーザせん孔法といった従来法により製造することが
できる。複数の上記冷却ホールの直径は、典型的には、
約０．０１０インチ（０．２５４ｍｍ）から、約０．０
３０インチ（０．７６２ｍｍ）の範囲である。
【００１８】上記複数の冷却ホール１０を製造した後、
上記ブレード２には、上記ブレード２の保守寿命を延ば
す他、過酷な運転環境から保護するためのコーティング
が施される。典型的には、アルミナイド拡散コーティン
グが、上記ブレード２の内側面４と、複数の冷却ホール
１０の内側には施される。上記アルミナイド拡散コーテ
ィングは、また、それほど一般的ではないにせよ、上記
ブレード２の上記外側面６にも施される場合もある。ア
ルミナイドコーティングは、上記ガスタービンエンジン
工業においては、効果的であり、かつ、上記ブレード２
の重量をほとんど増加させないため、酸化及び腐食から
上記ベース材料を保護するものとして周知であり、か
つ、広く用いられてきているものである。例えば、上記
アルミナイドコーティングは、上記ブレード２上に、上
記ブレード２の表面にアルミニウムを拡散させて、酸化
及び腐食に耐久性のあるアルミニウムリッチ表面層を形
成させることによって形成できる。より具体的には、上
記アルミナイドコーティングは、典型的には、不活性セ
ラミック材料と、アルミニウム源と、ハライド活性化組
成物と、を含有する粉体混合物を用いた埋封プロセス、
すなわちパック(pack)プロセスによって施される。すな
わち上記それぞれの粉体材料を良く混合し、コーティン
グすべき上記部品を、上記粉体混合物中に埋封する。上
記アルミナイドコーティングプロセス中に、不活性ガ
ス、又は還元性ガスを上記パックを通して流すととも
に、上記パックを加熱して昇温させる。上記ハライド活
性化物、すなわち、上記ハライド活性化組成物は、上記
アルミニウム源と反応して、アルミニウム−ハライド化
合物蒸気を発生させ、この蒸気は、上記ブレード２の表
面に接触する。この蒸気が、上記ブレード表面に接触す
ると、上記アルミニウム−ハライド化合物は分解し、上
記表面上にアルミニウムを残し、かつ、放出されたハラ
イドが、上記アルミニウム源に取り込まれて連続的に搬
送プロセスを続ける。上記アルミニウムが堆積した後、
上記ブレード内に拡散させ、薄く、保護能力及び接着性
のあるスケールが形成される。いかなる非接着性の粉体
粒子が、上記冷却ホール１０内に残留していても、通
常、無視でき、上記ブレード２を通して流れる空気流に
は、悪影響を与えることはない。
【００１９】上記アルミナイドコーティングを施した
後、保護オーバーレイコーティング１２は、上記ブレー
ド２の外側面に塗布されて、補助的な耐酸化性／耐腐食
性を提供するようになっている。これは図２に略図的に
示した。このオーバーレイコーティング１２は、典型的
には、ＭＣｒＡｌＹタイプのものである。ＭＣｒＡｌＹ
は、周知の金属コーティングシステムを指し、Ｍは、ニ
ッケル（Ｎｉ）、コバルト（Ｃｏ）、鉄（Ｆｅ）、及び
それらの混合物であり、Ｃｒは、クロムであり、Ａｌ
は、アルミニウムであり、Ｙは、イットリウムである。
ＭＣｒＡｌＹ材料の例示としては、米国特許第３，５２
８，８６１号に開示のＦｅＣｒＡｌYコーティングを挙
げることができ、また、米国特許第３，５４２，５３０
号に開示されているものを挙げることができる。好適な
ＭＣｒＡｌＹ組成としては、米国再発行特許Ｒｅ．第３
２，１２１号に開示のものを挙げることができ、これら
は、本願譲受人によるものであり、重量％で表した組成
範囲として、具体的には、Ｃｒが５〜４０であり、Ａｌ
が、８〜３５であり、Ｙが、０．１〜２．０であり、Ｓ
ｉが、０．１〜７であり、Ｈｆが、０．１〜２．０であ
り、Ｎｉ、Ｃｏ、及びそれらの混合物といった一群から
選択されるバランス成分を含有している。好適なＭＣｒ
ＡｌＹ組成は、米国特許第４，５８５，４８１号にも開
示されており、これも本願譲受人によるものである。上
記それぞれの特許は、本願においても参照することがで
きる。
【００２０】上記オーバーレイコーティング１２は、所
望の組成物を、高密度、かつ、均一、かつ、接着性のあ
るコーティングとするようないかなる方法によっても塗
布することができる。例えば、スパッタリングや、エレ
クトロンビームによる物理的気相堆積法として知られて
いる方法を挙げることができる。加えて、高速プラズマ
溶射法は、ハフニウムを含有するコーティングを堆積さ
せるために特に有効である。上記オーバーレイコーティ
ング１２の厚さは、典型的には、約５mils（０．１２７
ｍｍ）から約１０mils（０．２４５ｍｍ）である。
【００２１】上記オーバーレイコーティング１２の塗布
は、しばしば、堆積する分を補償するべく、上記冷却ホ
ール１０を最初に、大きな径でせん孔していたとして
も、上記冷却ホール１０の内側に望ましからざる上記材
料の堆積を生じさせることになる。これを図２に示す。
上記材料は、空気流に対して悪影響を与え、上記ブレー
ド２にホットスポットを生じさせてしまうとともに、エ
ンジンの運転効率を低下させてしまうこととなる。
【００２２】従って、上記ＭＣｒＡｌＹオーバーレイコ
ーティング１２を、上記ブレード２の外側面に施した後
には、上記ブレード２は、上記ブレード２を通して流れ
る空気流を決定するために空気流測定用固定具に取り付
けられる。当業者によれば、複数の冷却ホール１０が、
典型的には、上記翼前縁、上記翼後縁、上記ブレード２
の翼幅中央部といった種々の位置において上記ブレード
２に配置されていることは理解されよう。上記複数の冷
却ホール１０の位置は、エンジンのタイプ、ブレード２
の幾何学的配置及び運転条件等に依存する。複数の冷却
ホール１０が上記ブレード２に配置されている場合に
は、上記複数の冷却ホール１０をテープで覆うことでマ
スクし、部位に応じて試験空気流を流すことも実施され
ている。
【００２３】試験方法は、従来法を使用できる。例え
ば、当業者によれば、上記ブレード２を通る上記空気流
は、上記ブレード２を通すための圧力がその日の気圧に
も依存することは理解されよう。上記空気流速測定用固
定具のゲージは、背圧を読みとるようになっているもの
であり、この様にして得られる値が、所定の許容範囲と
比較が行われる。上記した所定の許容範囲は、通常のコ
ンピュータプログラムによって計算でき、この際の計算
には、気圧、冷却ホールの径、及び流れのパラメータが
プログラムされている。実際の結果と、設計限界とを比
較して、操作者は、上記冷却ホール径が、上記冷却ホー
ル１０内にオーバーレイコーティング１２が余分に行わ
れた結果、小さくなりすぎているか否かを決定する。
【００２４】我々は、研磨性流体加工法が、上記ブレー
ド２の上記内側面４を損傷することなく上記冷却ホール
１０から、上記オーバーレイコーティング、特に上記ブ
レード２の内側面のアルミナイドコーティングの一部を
効果的に除去するのに利用できることを見いだした。研
磨性流体加工法は、一般的には研磨性の粒子が均一に内
部に分散されている半可塑性媒質を利用するプロセスと
いうことができる。典型的には、この媒質は、上記表面
に対して例えば研磨といった摩耗動作を行わせるべく、
ワークピース表面に押しだし、あるいは上記ワークピー
スを通過させる。この研磨性流体加工法の重要な特徴
は、上記プロセスが、大きな圧力と相対的に低い速度で
施されることにある。米国特許第５，１２５，１９１号
では、この研磨性流体加工法が詳細に開示されており、
本願明細書においても参照することができる。
【００２５】我々は、鋭意検討した結果、研磨性スラリ
を、上記ブレード２の外部から上記ブレード２の内部に
向けて、上記ブレード２内部へと上記冷却ホール１０を
通して流し、かつ、上記研磨性スラリが、上記ブレード
２の上記内側面４を通って流れ、上記アルミナイドコー
ティングを除去することなく、上記ブレード２の上記内
側面４を損傷させることもなく上記冷却ホール１０の内
側の上記オーバーレイコーティング１２の少なくとも一
部を除去するようにすることができることを見いだし
た。この作用の結果、上記研磨性スラリは、上記外側面
６近傍の上記冷却ホール１０内の材料を攻撃し、内部の
上記オーバーレイコーティング１２の厚さを低減させる
ことになる。逆に、上記ブレード２の内側から上記ブレ
ード２の外側に向けて上記スラリを注入する場合には、
上記冷却ホール端近傍において上記ブレード２の上記内
側面の好ましからざる損傷が生じてしまう。上記研磨性
スラリと、除去されたオーバーレイコーティング１２と
は、次いで上記根本端８を通して上記ブレード２から排
出される。このサイクルをその後再び繰り返す。
【００２６】本発明で使用する上記研磨性スラリは、通
常のものであり、研磨性流体加工法の摩耗作用を発揮さ
せるため、米国特許第５，０５４，２４７号に開示の媒
質を含有する。米国特許第５，０５４，２４７号に開示
の内容は、本願においても参照することができる。通
常、本発明で使用できる上記研磨性スラリは、半固体で
かつ、可塑性を有する流動可能な材料を使用するもので
あり、これらの材料には、複数の研磨性の粒子が分散さ
れている。好適な半固体状の可塑性流動材料としては、
例えば、ジェネラルエレクトリック社（General Electr
ic Company)製のＳＳ−９１シリコーンパテ等を挙げる
ことができる。分散されている上記研磨性粒子のタイプ
と寸法は、上記冷却ホール１０のサイズに依存して変化
させることができる。好適な研磨性粒子としては、酸化
アルミニウム、炭化ケイ素、炭化ホウ素、ガラス、及び
ファイバなどを挙げることができるが、これらに制限さ
れるわけではない。当業者によれば、粒子径を小さくす
ると、（例えば約４mil（０．１０２ｍｍ)未満）より、
きめの細かい仕上がりとすることができるが、ガスター
ビンエンジンの冷却ホール径には、典型的には、約０．
０１０インチ（０．２５４ｍｍ）から、０．０３０イン
チ（０．７６２ｍｍ）の範囲の粒子径が好適である。
【００２７】我々は特に、イクストルードホーン社(Ext
rude Hone Ｃｏrporation)製のメジア＃８３１−Ｇ−１
を研磨性スラリに使用した。好ましくは、上記研磨性粒
子が、半固体の可塑性流動材料１部に対して約２０ｗｔ
％で添加され、研磨性スラリの流速を約０．３００ｌｂ
／ｍｉｎから、約０．５００ｌｂ／ｍｉｎの範囲とする
ことが好適である。ここに、ｌｂは、ポンドを表してお
り、約４５３．５９グラムである。
【００２８】本願は、研磨性流体加工装置については請
求していないが、本明細書においては、この様な装置
を、本発明を実施するための好ましい態様として開示す
るが、研磨性流体加工装置についてのより詳細な説明
は、米国特許第５，０７０，６５２号に詳述されてお
り、本明細書においては、上記特許の内容を参照するこ
とができる。研磨性流体加工装置としては、イクストル
ードホーン社、イルウイン(Irwin)、ペンシルバニア
州、製のベクターシリーズモデル(Vector Series Ｍode
l)を使用した。上記機械は、２つの研磨性スラリシリン
ダを有し、それらが、運転中に水圧によって密閉され
て、固定具を動かないように固定するようになってい
る。好ましくは、上記固定具は、円筒形とされていて、
複数のブレード２が、それぞれ上記固定具内のツーリン
グ／マスキングデバイス内に位置決めできるようになっ
ていることが好ましい。上記固定具は、研磨性スラリの
２次的リーク経路とならないようになっている。
【００２９】上記ツーリング／マスキングデバイスは、
上記ブレード２を固定し、かつ、上記研磨性スラリを特
定の上記冷却ホール１０を通して流すようにしている。
例えば、複数ある特定の冷却ホール１０を通して流れる
空気流が、設計限度内にあれば（それ以前のテストによ
って決定されている）、上記それぞれのホール１０は、
被覆され、すなわちマスキングされて、研磨性スラリが
流れないようにされる。ツーリング／マスキングデバイ
スのタイプは、ブレード２の種々のタイプ、冷却ホール
１０の配置などに応じて変えられるようになっている。
本明細書においては、翼幅中央部の冷却ホール１０を除
き従来の紫外線硬化型ポリマ材料を用いブレード２をマ
スクした。上記紫外線硬化型ポリマ材料を、特定の、例
えば、上記ブレード２の翼前縁の配置されている冷却ホ
ール１０の上に塗布する。上記ブレード２は、その後、
上記材料が、完全に硬化するまで（例えば、もはや粘着
しなくなるまで）紫外線で硬化を行う。上記接着剤は、
ダイマックス(Dymax Corporation)社製のものが使用可
能である。翼幅中央領域に冷却ホール１０を有するブレ
ード２については、上記固定具のため特別に製造したブ
ロック型のツーリングデバイスに上記ブレード２を挿入
することが好ましい。上記装置は、複数の開口が内部に
設けられており、上記研磨性スラリが、複数の特定の冷
却ホール１０内に流すことができる。当業者によれば、
特定の冷却ホール１０内に研磨性スラリを流し、かつ、
その他の冷却ホール１０には流さないような、種々の好
適なマスキング／ツーリング技術が、あることが理解さ
れよう。
【００３０】運転中には、研磨性スラリは、底部シリン
ダに蓄えられ、かつ、上記底部シリンダの中心を通して
上向きに力を加えられて、オーバーフローした研磨性ス
ラリが、上記冷却ホール１０を通して上記ブレード２の
上記内側面４に流入するようになっている。上記研磨性
スラリが、上記冷却ホール１０を通して流れると、上記
摩耗作用により、上記ブレード２の上記内側面４、特に
上記ブレード２の内側面４上の上記アルミナイドコーテ
ィングに悪影響を与えずに、冷却ホール１０の内側のオ
ーバーレイコーティング１２の少なくとも一部を除去す
る。上記したような狭い通路を通った上記流れは、局所
的に圧及び速度が上昇して、上記冷却ホール１０内の上
記オーバーレイコーティング１２を好適に磨滅させるこ
とになる。上記研磨性スラリは、その後、上記ブレード
２を通して流れて、上記根本端８から排出される。上記
根本端８から排出されると、上記研磨性スラリは、上記
底部シリンダに戻され、上記サイクルは、適切なホール
径が得られるまで繰り返し行われる。このホール径は、
続いて行われる従来法による空気流テスト法によって確
認が行われる。
【００３１】上記研磨性流体加工プロセスは、上記運転
モードを、種々の研磨性スラリを用いる場合の他、例え
ば、流れパターンなどに基づいて上記機械を設定するよ
うに自動化することができる。上記研磨性スラリが、上
記冷却ホール１０を通って運動しているあいだは、均一
な流れが維持されるようになっていることが好適であ
る。当業者によれば、上記変数としては、部品形状に限
定されるものではなく、上記研磨性スラリのタイプとサ
イズを挙げることができるとともに、固定具のデザイン
も又、上記機械設定には影響を与えることが理解されよ
う。
【００３２】プロセス後処理をその後に用いることもで
きる。例えば、約８０ｐｓｉ（５５２ｋＰａ）の空気圧
が、上記ブレード２の根本端８に向けて加えて、上記ブ
レード２の外部に余剰の研磨性スラリを押し出すように
することもできる。上記ブレード２は、その後、洗浄浴
中に浸漬されて、すべての付着物や、研磨性スラリとい
った、好ましからざる余剰材料が除去される。例えば、
上記ブレード２を、約１６０゜Ｆ（７１℃）のアルカリ
浴に５分間浸漬し、その後、約２分間水ですすぎを行う
こともできる。従来の高圧エアガンを、その後に上記ブ
レードを乾燥させるために使用しても良い。乾燥させた
後、上記ブレード２を通る空気流は、前述した方法によ
りテストされて、設計限界との一致性が確認される。
【００３３】加えて、紫外線硬化型の材料を使用する場
合には、上記材料は、洗浄浴内に上記ブレード２を浸漬
するに先だって、除去される。例えば、上記材料は、上
記ブレード２を炉内に挿入して、約１０００゜Ｆ（５３
８℃）以上の温度で約２０分かけて焼きとばすこともで
きる。
【００３４】本発明について以下に実施例をもって説明
するが、これらの実施例は、本発明を限定するものでは
なく、単に例示するためのものである。
【００３５】（実施例）保護オーバーレイコーティング
としてのＭＣｒＡｌＹは、米国再発行特許Ｒｅ．第３
２，１２１号に記載の組成のものを使用し、このコーテ
ィングを、従来法により内側面に上記アルミナイドコー
ティングした１０個のＪＴ９Ｄ−７Ｑ型第１段高圧ター
ビン（ＨＰＴ）ブレードに施した。上記ＪＴ９Ｄ−７Ｑ
は、５３，０００ポンドの推力の高バイパス比エンジン
である。ＨＰＴの第１段ブレードは、配向固化、すなわ
ち、ダイレクショナリソリディファイ(directionally s
olidified)された合金で製造されており、上記エンジン
の内側空気通路を通って、圧縮機からの抽気を上記ブレ
ードの翼前縁と、凹面とに設けられた冷却ホールへ流す
ことにより冷却されている。これらのホールから排出さ
れると、上記空気は、上記外壁に保護空気層を形成し、
上記ブレードは十分に冷却が行われる。上記ブレードを
適切に冷却し、かつ、冷却流供給システムのバランスを
取るため、上記複数のホールを通る流れは、目標規格空
気流レベルの±１２．５％に維持した。
【００３６】上記１０個のブレードは、最初に空気流試
験を行った後に上記ＭＣｒＡｌＹコーティングを行っ
た。上記翼前縁の冷却ホールの一群を通る空気流は、エ
ンジンを運転する際の設計上許容可能な最低限度の流れ
性を下回っていた。これは、上記冷却ホールの上記冷却
ホール外側端付近でのＭＣｒＡｌＹオーバーレイコーテ
ィングが、上記冷却ホールの径を減少させていることを
示している。特に、空気流は、目標とする規格空気流水
準を１３％から４８％下回っていた（目標規格空気流水
準を１２．５％下回る水準が最小許容限度である）。ホ
ール径を従来法によるピンゲージを使用して測定したと
ころ、最大で目標とする値を、０．００２インチ（０．
０５１ｍｍ）下回っていた。
【００３７】上記ブレードは、その後、イクストルード
ホーン社製のベクターシリーズ研磨性流体加工装置を用
いて処理を行った。特に、上記１０個のブレードのうち
の５つは、円筒形の上記装置の円筒形固定具に取り付け
た。上記翼前縁群と、凹面壁を流す群とは、別々に処理
を行った。これは、処理したくない上記流れの群の冷却
ホールを通して研磨性スラリが流れるのを阻害するよう
に、上記固定具にマスキングツールを用いることによっ
て行った。特に、それぞれのブレードを、上記固定具用
に特注し、内部に開口を有するブロック型のツーリング
デバイス、すなわち工具装置に挿入した。上記ツーリン
グデバイスは、上記研磨性スラリが、特定の冷却ホール
を通して流れるようにするものである。
【００３８】イクスクルードホーン社製メジア＃８３１
−Ｇ−１には、ストロークあたり５００立方インチ（ス
トロークあたり０．００８立方メートル）の排除量と
し、上記底部シリンダ内において１０インチ（０．２５
４ｍ）のメジア用シリンダを通して約４７５ｐｓｉ（３
２７５ｋＰａ）の圧力を加え、上記上部シリンダでは、
約５７５ｐｓｉ（３９６４ｋＰａ）の圧力を加えた。上
記メジアは、上記ブレードの内側面に上記複数の冷却ホ
ールを介して流入し、かつ、上記ブレードから、上記根
本端を通して排出される。上記ブレードを、５サイクル
処理した。５つのブレードからなる第二グループは、１
０サイクル処理した。
【００３９】次いで、試験的に処理した上記１０個のブ
レードについて空気流試験をおこなった。上記研磨性ス
ラリ処理を５サイクル施した第一の５つのブレードの翼
前縁は、平均的にその空気流が１６％増加していたが、
５サイクルのスラリ処理を施した後にも、これらの５つ
のブレードのうち、３つは、依然として最小の流れ性を
下回っていた。
【００４０】１０サイクルのスラリ処理を施した第二の
５つのブレードの群では、上記翼前縁の空気流は平均
で、２５％増加していた。上記５つのブレードの空気流
は、処理の後には、それぞれ設計範囲内にあり、ホール
径は、約０．００２インチ（０．０５１ｍｍ）増加して
いた。凹面壁のグループにおける平均空気流は、上記翼
前縁と同程度に増加していた。加えて、上記ホール内側
と、内部通路のアルミナイドコーティングは、上記処理
によっては、大きな影響を受けなかった。上記検討に基
づき、上記プロセスは、約１０サイクルの処理を行うこ
とにより、ＪＴ９Ｄ−７ＱＨＰＴの第１段タービンブレ
ードの処理に用いることができることがわかった。
【００４１】本発明の効果は、また、ガスタービンエン
ジン部品の修理も応用できる。例えば、典型的には、エ
ンジンの総運転時間が約２，０００時間から約２０，０
００時間となった後、ガスタービンエンジンの部品は、
使用可能性試験が行われる。この使用可能性試験におい
ては、現実の運行での過酷な運転条件の結果、上記部品
に生じるクラック、焼損領域、及びいかなる寸法上の変
形といった悪影響を与えるものがないか否か、が検査さ
れることになる。上記部品には、その後応力を開放させ
るために熱処理が加えられる。この処理の後、上記部品
に存在する冷却ホールといった開口は、マスク（すなわ
ち、被覆）され、上記外部ＭＣｒＡｌＹオーバーレイコ
ーティングが除去される。典型的には、これは、酸性浴
に上記部品を浸漬することによって行われる。
【００４２】すべてのマスキングと、いかなる下層とな
るＭＣｒＡｌＹコーティングをも除去して基材を露出さ
せた後、金属基材の外部表面のクラックを検査する。上
記金属基材が損傷を受けていなければ、上記部品の外部
表面は、上述したようにＭＣｒＡｌＹコーティングによ
って再度被覆される。この再コーティングのため、上記
冷却ホール内には、余分なＭＣｒＡｌＹコーティングが
堆積することとなり、これは、さらに空気流に対して悪
影響をもたらすことになる。従って、本発明は、上記し
た部品を最初に製造する場合だけでなく、上記ガスター
ビンエンジンの修理後にも大きな有用性を有しているも
のである。
【００４３】本発明について、詳細な実施例をもって説
明を行ってきたが、当業者によれば、本発明の趣旨及び
範囲内で形態及び詳細にわたって、種々の変更を加える
ことが可能である。特に、本発明は、ガスタービンエン
ジンのブレードについて主に説明を加えてきたが、本発
明は、ベーンといったガスタービンエンジンの別部品に
ついても利用できることが容易かつ自明に理解されよ
う。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、ガスタービンエンジンのブレードを示
した図である。
【図２】図２は、ＭＣｒＡｌＹオーバーレイコーティン
グが、冷却ホール部分に施されたガスタービンエンジン
の断面を示した図である。
【符号の説明】
２…ブレード ４…内側面 ６…外側面 ８…根本端 １０…冷却ホール １２…オーバーレイコーティング
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 デイビッド アール．ドーソン アメリカ合衆国，コネチカット，イース ト ハートフォード，フォレスト スト リート 432 (72)発明者 マーク エイ．フレデット アメリカ合衆国，コネチカット，ウィン ザー，ステージコーチ ロード 106 (72)発明者 マーク ビー．グッドスタイン アメリカ合衆国，コネチカット，ウイン ザー ロックス，クレストン ロード 19 (56)参考文献 特開 平４−236757（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−28852（ＪＰ，Ａ) 特表 昭64−500022（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F01D 5/18 B24B 31/00

Claims (5)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 アルミナイドコーティングされたガスタ
    ービンエンジン部品の冷却ホール内の余分なＭＣｒＡｌ
    Y組成(Ｍは、Ｎｉ、Ｃｏ、Ｆｅ、及びそれらの混合物を
    表す)を有するオーバーレイコーティングを除去する方
    法であって、この方法は、 内側面と、外側面と、根本端と、を有し、かつ、前記内
    側面から前記外側面にまで延びる複数の冷却ホールを有
    するとともに、前記部品の前記内側面は、アルミナイド
    コーティングがコーティングされ、さらに、前記外側面
    と、前記冷却ホールの内側の一部にはＭＣｒＡｌＹ組成
    を有するオーバーレイコーティングがなされているガス
    タービンエンジン部品を配置するステップと、前記冷却ホールを通る空気流が設計限度内であるかを判
    断するステップと、 冷却ホールを通る流れを防ぐように一部の前記冷却ホー
    ルをマスキングするステップと、 前記部品の外側面から前記部品の内側面へと前記冷却ホ
    ールを通して前記ガスタービンエンジン部品内部へと研
    磨性スラリを流すステップと、を有し、前記スラリは、
    前記冷却ホールを通して流されて、前記部品の前記内側
    面に悪影響を与えずに前記冷却ホールの内側に配置され
    ている前記オーバーレイコーティングの少なくとも一部
    を除去し、かつ、前記スラリは、その後に前記根本端を
    通って前記部品から排出されるようになっていることを
    特徴とする方法。
  2. 【請求項２】 前記研磨性スラリは、研磨性粒子を含ん
    でなる半固体、かつ、可塑性、かつ、流動性を有する材
    料であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  3. 【請求項３】 前記部品の空気流が設計限界内となるよ
    うに、請求項１に記載の方法によって処理がなされてい
    るガスタービンエンジン部品。
  4. 【請求項４】 前記マスキングステップは、前記冷却ホ
    ール上に紫外線硬化型ポリマを塗布するステップを有す
    ることを特徴とする請求項１に記載の方法。
  5. 【請求項５】 前記判断するステップにおいて空気流が
    設計限度内であると判断されるまで、前記研磨性スラリ
    を流すステップを繰り返すことを特徴とする請求項１に
    記載の方法。
JP22807296A 1995-08-30 1996-08-29 アルミナイドコートされたガスタービンエンジン部品の冷却ホール内側から余分なオーバーレイコートを除去する方法及び該方法によって処理されたガスタービンエンジン部品 Expired - Fee Related JP3346988B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/521199 1995-08-30
US08/521,199 US5702288A (en) 1995-08-30 1995-08-30 Method of removing excess overlay coating from within cooling holes of aluminide coated gas turbine engine components

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH09177501A JPH09177501A (ja) 1997-07-08
JP3346988B2 true JP3346988B2 (ja) 2002-11-18

Family

ID=24075787

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP22807296A Expired - Fee Related JP3346988B2 (ja) 1995-08-30 1996-08-29 アルミナイドコートされたガスタービンエンジン部品の冷却ホール内側から余分なオーバーレイコートを除去する方法及び該方法によって処理されたガスタービンエンジン部品

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5702288A (ja)
EP (1) EP0761386B1 (ja)
JP (1) JP3346988B2 (ja)
DE (1) DE69606366T2 (ja)
SG (1) SG47171A1 (ja)

Families Citing this family (58)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6042879A (en) * 1997-07-02 2000-03-28 United Technologies Corporation Method for preparing an apertured article to be recoated
GB9723762D0 (en) * 1997-11-12 1998-01-07 Rolls Royce Plc A method of coating a component
EP1115906B1 (de) 1998-09-21 2003-02-05 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur innenbearbeitung eines hohlen bauteils
US6234872B1 (en) 1998-12-21 2001-05-22 General Electric Company Free flow abrasive hole polishing
DE19859763A1 (de) 1998-12-23 2000-06-29 Abb Alstom Power Ch Ag Verfahren zum Unschädlichmachen von beim Beschichten mit einer Schutzschicht entstehenden Verengungen in den Kühllöchern von gasgekühlten Teilen
EP1076106B1 (en) * 1999-08-09 2003-10-08 ALSTOM (Switzerland) Ltd Process for masking cooling holes of a gas turbine component
US6107598A (en) * 1999-08-10 2000-08-22 Chromalloy Gas Turbine Corporation Maskant for use during laser welding or drilling
US6283714B1 (en) * 1999-08-11 2001-09-04 General Electric Company Protection of internal and external surfaces of gas turbine airfoils
US6273678B1 (en) * 1999-08-11 2001-08-14 General Electric Company Modified diffusion aluminide coating for internal surfaces of gas turbine components
US6296447B1 (en) * 1999-08-11 2001-10-02 General Electric Company Gas turbine component having location-dependent protective coatings thereon
US6329015B1 (en) * 2000-05-23 2001-12-11 General Electric Company Method for forming shaped holes
US6605364B1 (en) * 2000-07-18 2003-08-12 General Electric Company Coating article and method for repairing a coated surface
US20030039764A1 (en) * 2000-12-22 2003-02-27 Burns Steven M. Enhanced surface preparation process for application of ceramic coatings
EP1219389A1 (de) * 2000-12-27 2002-07-03 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Glättung der Oberfläche einer Gasturbinenschaufel
US7144302B2 (en) * 2000-12-27 2006-12-05 Siemens Aktiengesellschaft Method for smoothing the surface of a gas turbine blade
US7204019B2 (en) * 2001-08-23 2007-04-17 United Technologies Corporation Method for repairing an apertured gas turbine component
EP1321625B1 (en) * 2001-12-21 2004-09-22 Siemens Aktiengesellschaft Method for removing a metallic layer
US6663919B2 (en) * 2002-03-01 2003-12-16 General Electric Company Process of removing a coating deposit from a through-hole in a component and component processed thereby
EP1350860A1 (en) * 2002-04-04 2003-10-08 ALSTOM (Switzerland) Ltd Process of masking cooling holes of a gas turbine component
EP1365039A1 (en) * 2002-05-24 2003-11-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd Process of masking colling holes of a gas turbine component
US20040106360A1 (en) * 2002-11-26 2004-06-03 Gilbert Farmer Method and apparatus for cleaning combustor liners
DE10259366A1 (de) * 2002-12-18 2004-07-08 Siemens Ag Verfahren zur Nachbearbeitung eines Durchgangslochs eines Bauteils
US7153586B2 (en) 2003-08-01 2006-12-26 Vapor Technologies, Inc. Article with scandium compound decorative coating
US6905396B1 (en) * 2003-11-20 2005-06-14 Huffman Corporation Method of removing a coating from a substrate
US7805822B2 (en) * 2003-12-15 2010-10-05 Turbocombustor Technology, Inc. Process for removing thermal barrier coatings
DE102005015153B4 (de) * 2005-03-31 2017-03-09 General Electric Technology Gmbh Verfahren zum Reparieren oder Erneuern von Kühllöchern einer beschichteten Komponente und beschichtete Komponente mit Kühllöchern einer Gasturbine
WO2006106061A1 (de) * 2005-04-07 2006-10-12 Alstom Technology Ltd Verfahren zum reparieren oder erneuern von kühllöchern einer beschichteten komponente einer gasturbine
US20060291716A1 (en) * 2005-06-28 2006-12-28 Janakiraman Vaidyanathan Thermal imaging and laser scanning systems and methods for determining the location and angular orientation of a hole with an obstructed opening residing on a surface of an article
US7333218B2 (en) * 2005-06-28 2008-02-19 United Technologies Corporation Systems and methods for determining the location and angular orientation of a hole with an obstructed opening residing on a surface of an article
US20070026205A1 (en) 2005-08-01 2007-02-01 Vapor Technologies Inc. Article having patterned decorative coating
GB0610578D0 (en) * 2006-05-27 2006-07-05 Rolls Royce Plc Method of removing deposits
US7622160B2 (en) * 2006-07-28 2009-11-24 General Electric Company Method for concurrent thermal spray and cooling hole cleaning
US7905016B2 (en) * 2007-04-10 2011-03-15 Siemens Energy, Inc. System for forming a gas cooled airfoil for use in a turbine engine
DE102008014726A1 (de) * 2008-03-18 2009-09-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Kugelstrahlbehandlung von integral beschaufelten Rotoren
US20090286003A1 (en) * 2008-05-13 2009-11-19 Reynolds George H method of coating a turbine engine component using a light curable mask
US8776370B2 (en) * 2009-03-05 2014-07-15 United Technologies Corporation Method of maintaining gas turbine engine components
US8967078B2 (en) * 2009-08-27 2015-03-03 United Technologies Corporation Abrasive finish mask and method of polishing a component
US8460760B2 (en) 2010-11-30 2013-06-11 United Technologies Corporation Coating a perforated surface
US9089933B2 (en) * 2010-12-20 2015-07-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for making and repairing effusion cooling holes in cumbustor liner
US8710392B2 (en) 2011-06-29 2014-04-29 United Technologies Corporation Electric discharge machining hole drilling
US9057272B2 (en) * 2012-06-29 2015-06-16 United Technologies Corporation Protective polishing mask
US10100650B2 (en) 2012-06-30 2018-10-16 General Electric Company Process for selectively producing thermal barrier coatings on turbine hardware
US11143030B2 (en) * 2012-12-21 2021-10-12 Raytheon Technologies Corporation Coating process for gas turbine engine component with cooling holes
US9523287B2 (en) 2013-01-18 2016-12-20 General Electric Company Cooling hole cleaning method and apparatus
JP5456192B1 (ja) * 2013-02-26 2014-03-26 三菱重工業株式会社 タービン翼の加工方法、加工工具及びタービン翼
US9550267B2 (en) * 2013-03-15 2017-01-24 United Technologies Corporation Tool for abrasive flow machining of airfoil clusters
US20160222803A1 (en) * 2013-09-24 2016-08-04 United Technologies Corporation Method of simultaneously applying three different diffusion aluminide coatings to a single part
US10107110B2 (en) 2013-11-15 2018-10-23 United Technologies Corporation Fluidic machining method and system
FR3013996B1 (fr) 2013-12-02 2017-04-28 Office National Detudes Et De Rech Aerospatiales Onera Procede de reparation locale de barrieres thermiques
FR3014115B1 (fr) 2013-12-02 2017-04-28 Office National Detudes Et De Rech Aerospatiales Onera Procede et systeme de depot d'oxyde sur un composant poreux
EP2883977A1 (en) 2013-12-11 2015-06-17 Siemens Aktiengesellschaft Method for coating a component with holes
DE102014204806A1 (de) * 2014-03-14 2015-09-17 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Neuherstellung von Durchgangslöchern in einem Schichtsystem
WO2016133501A1 (en) * 2015-02-18 2016-08-25 Middle River Aircraft Systems Acoustic liners and method of shaping an inlet of an acoustic liner
US10646977B2 (en) 2016-06-17 2020-05-12 United Technologies Corporation Abrasive flow machining method
US10253417B2 (en) 2017-01-30 2019-04-09 United Technologies Corporation System and method for applying abrasive grit
CN110129859B (zh) 2018-02-08 2021-09-21 通用电气公司 掩蔽元件中的孔并对元件进行处理的方法
CN109653805B (zh) * 2018-12-07 2021-08-17 中国航发沈阳发动机研究所 高压涡轮导向叶片的气膜孔与热障涂层匹配方法
KR102226345B1 (ko) * 2019-11-07 2021-03-10 삼우금속공업(주) 블레이드 고정 치구 및 이를 이용한 블레이드 연마 방법

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3634973A (en) * 1969-08-27 1972-01-18 Extrude Hone Corp Apparatus for abrading by extrusion and abrading medium
GB1319597A (en) * 1969-09-17 1973-06-06 Feldcamp Eg Method and means for finishing an aperture
BE790843A (fr) * 1971-11-01 1973-04-30 Extrude Hone Corp Agent pour traitement de rectification
US3802128A (en) * 1972-01-13 1974-04-09 Extrude Hone Corp Machine for abrading by extruding
US4005989A (en) * 1976-01-13 1977-02-01 United Technologies Corporation Coated superalloy article
US4317685A (en) * 1980-06-06 1982-03-02 General Electric Company Method for removing a scale from a superalloy surface
US5125191A (en) * 1982-09-08 1992-06-30 Extrude Hone Corporation Abrasive flow machining with an in situ viscous plastic medium
US4449023A (en) * 1982-12-23 1984-05-15 Amp Incorporated Transparent switch having fine line conductors
US4578164A (en) * 1983-08-24 1986-03-25 Nissan Motor Co., Ltd. Method of electrolytically finishing spray-hole of fuel injection nozzle
US4677035A (en) * 1984-12-06 1987-06-30 Avco Corp. High strength nickel base single crystal alloys
US4936057A (en) * 1985-06-21 1990-06-26 Extrude Hone Corporation Method of finish machining the surface of irregularly shaped fluid passages
US4897315A (en) * 1985-10-15 1990-01-30 United Technologies Corporation Yttrium enriched aluminide coating for superalloys
US4995949A (en) * 1986-03-21 1991-02-26 Extrude Hone Corporation Orifice sizing using chemical, electrochemical, electrical discharge machining, plating, coating techniques
US5054247A (en) * 1986-03-21 1991-10-08 Extrude Hone Corporation Method of controlling flow resistance in fluid orifice manufacture
US4996796A (en) * 1987-12-17 1991-03-05 Extrude Hone Corporation Process and apparatus of abrading by extrusion
US5076027A (en) * 1987-12-17 1991-12-31 Extrude Hone Corporation Process for abrasive flow machining using multiple cylinders
US4933815A (en) * 1988-11-10 1990-06-12 Parthasarathy Mellapalayam R Light pipe for decorative illumination
US5050119A (en) * 1989-10-06 1991-09-17 North American Philips Corporation Optimized sparse transversal filter
US5088047A (en) * 1989-10-16 1992-02-11 Bynum David K Automated manufacturing system using thin sections
US5090870A (en) * 1989-10-20 1992-02-25 Gilliam Glenn R Method for fluent mass surface texturing a turbine vane
US5070652A (en) * 1990-10-31 1991-12-10 Extrude Hone Corporation Reversible unidirectional abrasive flow machining
US5057196A (en) * 1990-12-17 1991-10-15 General Motors Corporation Method of forming platinum-silicon-enriched diffused aluminide coating on a superalloy substrate
DE4123850A1 (de) * 1991-07-18 1992-10-08 Zeiss Carl Fa Vorrichtung und verfahren zum regenerieren von rotierenden praezisen schleifwerkzeugen
US5341602A (en) * 1993-04-14 1994-08-30 Williams International Corporation Apparatus for improved slurry polishing
US5486281A (en) * 1993-10-15 1996-01-23 United Technologies Corporation Method for CBN tipping of HPC integrally bladed rotors
US5437724A (en) * 1993-10-15 1995-08-01 United Technologies Corporation Mask and grit container
US5367833A (en) * 1993-10-22 1994-11-29 Extrude Hone Corporation Unidirectional abrasive flow machining

Also Published As

Publication number Publication date
JPH09177501A (ja) 1997-07-08
DE69606366D1 (de) 2000-03-02
US5702288A (en) 1997-12-30
DE69606366T2 (de) 2000-08-24
EP0761386B1 (en) 2000-01-26
SG47171A1 (en) 1998-03-20
EP0761386A1 (en) 1997-03-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3346988B2 (ja) アルミナイドコートされたガスタービンエンジン部品の冷却ホール内側から余分なオーバーレイコートを除去する方法及び該方法によって処理されたガスタービンエンジン部品
EP1286020B2 (en) Method for repairing an apertured gas turbine component
US5972424A (en) Repair of gas turbine engine component coated with a thermal barrier coating
JP4108769B2 (ja) 有孔物品の再コーティング前処理方法
JP4643231B2 (ja) 被覆部品を補修する方法
US6800376B1 (en) Gas turbine engine component having a refurbished coating including a thermally grown oxide
CA2227873C (en) Method for removal of surface layers of metallic coatings
US5813118A (en) Method for repairing an air cooled turbine engine airfoil
JPS6389607A (ja) 金属物品に合金を付加する方法
EP1304446A1 (en) Method for replacing a damaged TBC ceramic layer
US20070125459A1 (en) Oxide cleaning and coating of metallic components
US6339879B1 (en) Method of sizing and forming a cooling hole in a gas turbine engine component
JP2006207030A (ja) 超合金部品の補修及び再分類
JP2000234182A (ja) 遮熱コ―ティング系の再生
JP2005194623A (ja) ＮｉＡｌボンディングコートを使用して被覆部品を補修する方法
US6183811B1 (en) Method of repairing turbine airfoils
US20050059321A1 (en) Method and device for polishing the surface of a gas turbine blade
JP2015101788A (ja) 冷却チャンネルを形成および成形するための方法、ならびに関連製品
EP0769571B1 (en) Method for low temperature aluminum coating of an article

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20070906

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080906

Year of fee payment: 6

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080906

Year of fee payment: 6

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090906

Year of fee payment: 7

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090906

Year of fee payment: 7

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100906

Year of fee payment: 8

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100906

Year of fee payment: 8

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110906

Year of fee payment: 9

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees