JP4912638B2 - Method for making a gas turbine engine - Google Patents

Method for making a gas turbine engine Download PDF

Info

Publication number
JP4912638B2
JP4912638B2 JP2005237367A JP2005237367A JP4912638B2 JP 4912638 B2 JP4912638 B2 JP 4912638B2 JP 2005237367 A JP2005237367 A JP 2005237367A JP 2005237367 A JP2005237367 A JP 2005237367A JP 4912638 B2 JP4912638 B2 JP 4912638B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
component
trailing edge
shield
thickness
edge
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
JP2005237367A
Other languages
Japanese (ja)
Other versions
JP2006057179A (en
Inventor
マイケル・ハワード・ルッカー
ブペンドラ・ケー・グプタ
ハワード・ファー
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2006057179A publication Critical patent/JP2006057179A/en
Application granted granted Critical
Publication of JP4912638B2 publication Critical patent/JP4912638B2/en
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
    • C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
    • C25D5/00—Electroplating characterised by the process; Pretreatment or after-treatment of workpieces
    • C25D5/02—Electroplating of selected surface areas
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C25—ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PROCESSES; APPARATUS THEREFOR
    • C25D—PROCESSES FOR THE ELECTROLYTIC OR ELECTROPHORETIC PRODUCTION OF COATINGS; ELECTROFORMING; APPARATUS THEREFOR
    • C25D17/00—Constructional parts, or assemblies thereof, of cells for electrolytic coating
    • C25D17/008—Current shielding devices
    • 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Electrochemistry (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Electroplating Methods And Accessories (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Electrical Discharge Machining, Electrochemical Machining, And Combined Machining (AREA)
  • Electrodes For Compound Or Non-Metal Manufacture (AREA)

Description

本発明は、総括的にはタービンエンジンに関し、より具体的にはタービンエンジン構成部品で使用する環境皮膜に関する。   The present invention relates generally to turbine engines, and more specifically to environmental coatings used with turbine engine components.

少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、前方ファン、コアエンジン及び出力タービンを含む。コアエンジンは、加圧空気を燃焼器に供給する少なくとも１つの圧縮機を含み、該燃焼器において、空気は燃料と混合されかつ点火されて高温燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは、１つ又はそれ以上のタービンに向かって下流方向に流れ、タービンは、燃焼ガスからエネルギーを取り出して圧縮機を駆動しかつ航空機に動力を供給するなどの有用な仕事を行う。タービンセクションは、燃焼器の出口に配置されてその下流に設置されたタービンロータ内に燃焼ガスを流すようになった固定タービンノズルを含むことができる。   At least some known gas turbine engines include a front fan, a core engine, and a power turbine. The core engine includes at least one compressor that supplies pressurized air to the combustor, where the air is mixed with fuel and ignited to produce hot combustion gases. The combustion gases flow downstream toward one or more turbines, which perform useful work such as extracting energy from the combustion gases to drive the compressor and power the aircraft. The turbine section may include a stationary turbine nozzle that is disposed at the outlet of the combustor and is adapted to flow combustion gases into a turbine rotor installed downstream thereof.

タービンノズルは、複数の円周方向に間隔をおいて配置したベーンを含むことができる。ベーンには燃焼器から流出した高温燃焼ガスが衝突し、該ベーンは、環境からベーンを保護しかつ摩耗を減少させるのを可能にするために少なくとも部分的に被覆される。具体的には、少なくともこのエンジンにおいては、ベーンを含むタービン構成部品に対してプラチナアルミナイド皮膜を施工して、構成部品を環境的に保護するのを可能にしている。プラチナアルミナイド皮膜の施工は一般的に、電気メッキ法、拡散熱処理法及びアルミナイディング法を含むことができる三段階プロセスになっている。電気メッキ時に、被覆される構成部品の表面上にプラチナがメッキされる。実質的に均一な厚さの電気メッキ皮膜が構成部品の全表面にわたって施工されるようになる。しかしながら、被覆される構成部品と被覆に使用する陽極との間の電流の流れによって発生する磁場は、構成部品の全体にわたって不均一に分布することになり、より具体的には、このような磁束線は、部品上の角張った端縁、例えばノズルベーンの後縁の近傍でより密度が高くなる。その結果、ベーンの翼形部の凸面形及び凹面形表面に比較してこのような端縁には、メッキのより厚い皮膜が施工されることになる。時間の経過と共に、不均一な皮膜の分布により、割れ発生が生じる可能性がある。後縁に近接した電気メッキ厚さを制御する少なくとも１つの公知の方法では、使い捨て金属製「ラバー（ｒｏｂｂｅｒ）」を後縁に近接させて配置して皮膜施工時に端縁から電流を奪い取ることを必要とする。しかしながら、このような方法では、ラバーの有効性が時間の経過と共に低下し、ラバーをしばしば交換することが必要になる。
特開２００１−２４０９９６号公報 The turbine nozzle may include a plurality of circumferentially spaced vanes. The vanes are impacted by hot combustion gases exiting the combustor and the vanes are at least partially coated to allow the vanes to be protected from the environment and to reduce wear. Specifically, at least in this engine, a platinum aluminide coating is applied to turbine components including vanes to allow environmental protection of the components. The application of a platinum aluminide coating is generally a three-step process that can include electroplating, diffusion heat treatment, and aluminiding. During electroplating, platinum is plated onto the surface of the component to be coated. A substantially uniform thickness of the electroplated film is applied over the entire surface of the component. However, the magnetic field generated by the current flow between the component to be coated and the anode used for the coating will be unevenly distributed throughout the component, and more specifically such magnetic flux. The lines are more dense near the angular edges on the part, for example near the trailing edge of the nozzle vane. As a result, a thicker coating of plating is applied to such edges compared to the convex and concave surfaces of the vane airfoil. Over time, cracks may occur due to uneven distribution of the film. At least one known method of controlling the electroplating thickness proximate to the trailing edge is to place a disposable metal "rubber" close to the trailing edge to draw current from the edge during coating. I need. However, such a method reduces the effectiveness of the rubber over time and often requires the rubber to be replaced.
JP 2001-240996 A

１つの実施形態では、ガスタービンエンジン構成部品を製作する方法を提供する。本方法は、構成部品の端縁に近接させて、該構成部品との間にギャップが形成されるように非消耗シールドを配置して、シールドとギャップとが端縁に近接して流体流れ絞りを形成するようにする段階と、構成部品に皮膜が施工されるように、電解浴を通して陽極から構成部品に電流を誘導する段階とを含む。   In one embodiment, a method for fabricating a gas turbine engine component is provided. The method includes placing a non-consumable shield close to an edge of the component such that a gap is formed between the component and the fluid flow restriction with the shield and gap close to the edge. And inducing current through the electrolytic bath from the anode to the component such that a coating is applied to the component.

別の実施形態では、電気メッキ装置を提供する。本電気メッキ装置は、電解液を含む電気メッキ浴と、電源と、電源に接続された陽極と、電源に接続され、電解液内に沈められかつ端縁によって境界付けられたメッキ表面を含む構成部品と、非消耗シールドとを含み、非消耗シールドは、構成部品端縁に近接して配置されて端縁と該シールドとの間にギャップが形成されるようになっており、またシールドとギャップとが、端縁に近接して流体流れ絞りを形成する。   In another embodiment, an electroplating apparatus is provided. The electroplating apparatus includes an electroplating bath containing an electrolyte solution, a power source, an anode connected to the power source, and a plating surface connected to the power source and submerged in the electrolyte solution and bounded by an edge. A non-consumable shield, wherein the non-consumable shield is disposed proximate to a component edge so that a gap is formed between the edge and the shield, and the shield and gap Form a fluid flow restriction close to the edge.

さらに別の実施形態では、電気メッキ装置を提供する。本電気メッキ装置は、プラチナを含む電解液を含む電気メッキ浴と、電源と、電源に接続された陽極と、電源に接続され、電解液内に沈められかつメッキ表面及び端縁を含む、電気メッキされる構成部品と、非消耗シールドとを含み、非消耗シールドは、端縁に近接して配置されて端縁と該シールドとの間にギャップが形成されるようになっており、またシールドとギャップとが、端縁に近接して流体流れ絞りを形成する。シールドは、電場を端縁から離れる方向に移動させるように構成されて、端縁上に被着する電気メッキの量を減少させるのを可能にする。   In yet another embodiment, an electroplating apparatus is provided. The electroplating apparatus includes an electroplating bath containing an electrolyte containing platinum, a power source, an anode connected to the power source, an electrical source connected to the power source and submerged in the electrolyte and including a plating surface and edges. A non-consumable shield including a component to be plated and a non-consumable shield, wherein the non-consumable shield is disposed proximate to the edge such that a gap is formed between the edge and the shield; And the gap form a fluid flow restriction close to the edge. The shield is configured to move the electric field away from the edge, allowing the amount of electroplating deposited on the edge to be reduced.

本明細書で使用する場合、「構成部品」という用語は、ガスタービンエンジンと結合するように構成され、金属フィルム皮膜で被覆することができるあらゆる構成部品、例えば高圧タービンノズルベーンを含むことができる。高圧タービンノズルベーンは、単に例示的なものとして指定したものであり、従って、「構成部品」という用語の定義及び／又は意味を決して限定しようとするものではない。さらに、本明細書では、本発明をガスタービンエンジンに関連して、より具体的にはガスタービンエンジン用の高圧タービンノズルベーンでの使用について説明しているが、本発明は、他のガスタービンエンジン固定構成部品及び回転構成部品に適用できることを理解されたい。従って、本発明の実施は、ガスタービンエンジン用の高圧タービンノズルベーンに限定されるものではない。さらに、本明細書では、本発明を電解浴法に関連して説明しているが、本発明は、あらゆる電気メッキ法、例えばブラシ電気メッキにも適用することができることを理解されたい。従って、本発明の実施は、電解浴を使用する電気メッキ法に限定されるものではない。   As used herein, the term “component” can include any component that is configured to couple with a gas turbine engine and that can be coated with a metal film coating, such as a high pressure turbine nozzle vane. The high pressure turbine nozzle vanes are designated as exemplary only and are therefore not intended to limit in any way the definition and / or meaning of the term “component”. Further, while the present invention describes the invention in connection with a gas turbine engine, and more specifically for use in a high pressure turbine nozzle vane for a gas turbine engine, the invention is not limited to other gas turbine engines. It should be understood that it is applicable to stationary components and rotating components. Accordingly, the practice of the present invention is not limited to high pressure turbine nozzle vanes for gas turbine engines. Further, although the present invention has been described herein with reference to an electrolytic bath method, it should be understood that the present invention can be applied to any electroplating method, such as brush electroplating. Therefore, the practice of the present invention is not limited to electroplating using an electrolytic bath.

図１は、例示的な高バイパス比ターボファン式エンジン１０の縦断面図である。エンジン１０は、長手方向中心軸線１２の周りでの直列軸方向流れ連通状態で、ファン１４、ブースタ１６、高圧圧縮機１８、燃焼器２０、高圧タービン２２及び低圧タービン２４を含む。高圧タービン２２は、第１のロータシャフト２６によって高圧圧縮機１８に駆動的に結合され、また低圧タービン２４は、第２のロータシャフト２８によってブースタ１６及びファン１４に駆動的に結合される。   FIG. 1 is a longitudinal sectional view of an exemplary high bypass ratio turbofan engine 10. Engine 10 includes a fan 14, a booster 16, a high pressure compressor 18, a combustor 20, a high pressure turbine 22, and a low pressure turbine 24 in series axial flow communication about a longitudinal central axis 12. High pressure turbine 22 is drivingly coupled to high pressure compressor 18 by a first rotor shaft 26, and low pressure turbine 24 is drivingly coupled to booster 16 and fan 14 by a second rotor shaft 28.

エンジン１０の作動時には、周囲空気が、ファン１４、ブースタ１６及び圧縮機１８を通って流れ、加圧空気ストリームが燃焼器２０に流入し、燃焼器２０において加圧空気ストリームは、燃料と混合されかつ燃焼されて高温燃焼ガスの高エネルギー・ストリームを形成する。高エネルギーガス・ストリームは、高圧タービン２２を通って流れて第１のロータシャフト２６を駆動する。このガス・ストリームは、低圧タービン２４を通って流れて第２のロータシャフト２８、ファン１４及びブースタ１６を駆動する。使用済み燃焼ガスは、排気ダクト（図示せず）を通してエンジン１０から流出する。   During operation of the engine 10, ambient air flows through the fan 14, booster 16 and compressor 18, and a compressed air stream enters the combustor 20, where the compressed air stream is mixed with fuel. And burned to form a high energy stream of hot combustion gases. The high energy gas stream flows through the high pressure turbine 22 to drive the first rotor shaft 26. This gas stream flows through the low pressure turbine 24 to drive the second rotor shaft 28, the fan 14 and the booster 16. Spent combustion gas exits engine 10 through an exhaust duct (not shown).

この説明は、ターボファン式航空機エンジンに関して行っているが、本発明の実施形態は、船舶及び産業用途向けに使用するガスタービンエンジン動力装置のようなあらゆるガスタービンエンジン動力装置に適用することができることに注目されたい。図１に示すエンジンの説明は、それに対して本発明の幾つかの実施形態が適用可能なエンジン形式を単に例示するものにすぎない。   Although this description has been made with reference to turbofan aircraft engines, embodiments of the present invention can be applied to any gas turbine engine power plant, such as a gas turbine engine power plant used for marine and industrial applications. Please pay attention to. The description of the engine shown in FIG. 1 is merely illustrative of an engine type to which some embodiments of the invention may be applied.

図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）で使用することができる例示的な第一段高圧タービンノズルセグメント１１４の斜視図である。高圧タービンノズルセグメント１１４は、第一段タービンロータブレード（図示せず）の列が、高圧タービンノズルセグメント１１４の下流に配置されるように、軸方向に燃焼器２０と高圧タービン２２との間に配置することができる。複数の高圧タービンノズル１１４は、軸線１２の周りで円周方向に間隔をおいて配置されて高圧タービンノズル（図示せず）を形成することができる。高圧タービンノズルセグメント１１４は、半径方向両端部においてそれぞれの半径方向内側バンド１２０及びそれぞれの半径方向外側バンド１２２に結合された少なくとも１つのノズルベーン１１８を含む。高圧タービンノズルセグメント１１４は、一般的にセグメント１１４当たり２つ又はそれ以上のベーン１１８を有するアーチ形セグメントの形態で形成される。   FIG. 2 is a perspective view of an exemplary first stage high pressure turbine nozzle segment 114 that may be used with gas turbine engine 10 (shown in FIG. 1). The high pressure turbine nozzle segment 114 is axially between the combustor 20 and the high pressure turbine 22 such that a row of first stage turbine rotor blades (not shown) is disposed downstream of the high pressure turbine nozzle segment 114. Can be arranged. The plurality of high pressure turbine nozzles 114 may be circumferentially spaced about the axis 12 to form a high pressure turbine nozzle (not shown). The high pressure turbine nozzle segment 114 includes at least one nozzle vane 118 coupled to a respective radially inner band 120 and a respective radially outer band 122 at both radial ends. The high pressure turbine nozzle segment 114 is generally formed in the form of an arcuate segment having two or more vanes 118 per segment 114.

ベーン１１８は、作動時には冷却空気１２４の流れを使用して高温燃焼ガスの流れに抗して冷却することができ、該冷却空気は、例えば圧縮機１８の吐出口から外側バンド１２２を介して個々のベーン１１８に流すことができる。   The vane 118 can be cooled against the flow of hot combustion gases using the flow of cooling air 124 during operation, and the cooling air is individually passed through the outer band 122 from the outlet of the compressor 18, for example. The vane 118 can be poured.

各ベーン１１８は、ほぼ凹面形の正圧側壁１２６と、円周方向に対向するほぼ凸面形の負圧側壁１２８とを含む。側壁１２６及び１２８は、根元１３０が内側バンド１２０に結合しかつ先端１３２が外側バンド１２２に結合した状態で、ノズルの半径方向軸線に沿ってバンド１２０及び１２２間でスパンにわたって長手方向に延びることができる。側壁１２６及び１２８は、前縁１３４と対向する後縁１３６との間で翼弦方向すなわち軸方向に延びる。   Each vane 118 includes a generally concave pressure side wall 126 and a circumferentially opposed generally convex suction side wall 128. The side walls 126 and 128 may extend longitudinally across the span between the bands 120 and 122 along the nozzle radial axis with the root 130 coupled to the inner band 120 and the tip 132 coupled to the outer band 122. it can. Sidewalls 126 and 128 extend chordally or axially between leading edge 134 and opposing trailing edge 136.

図３は、ベーン１１８（図２に示す）に電気メッキ皮膜を施工するための例示的な電気メッキ法２００の斜視図である。この例示的な実施形態では、ベーン１１８は、グリッド２０２に対して所定の負電圧に印加することができ、例えばプラチナのような金属イオンを含有する電解液が例えば側壁１２６のようなベーン１１８の表面を覆ったときに、電解液内の金属イオンが、選択的に側壁１２６に対して引きつけられかつ側壁１２６に結合されて電気メッキ皮膜２０４を形成することができるようになる。この例示的な実施形態では、不導電性かつ非消耗シールド２０６が、該シールド２０６の長手方向軸線２０８が後縁１３６とほぼ平行になりかつ所定の間隔２１２を有するギャップ２１０によって分離されるように、後縁１３６に近接して配置される。この例示的な実施形態では、間隔２１２は、約３０ミルである。別の実施形態では、間隔２１２は、３０ミルよりも大きいか又はそれよりも小さい間隔である。この例示的な実施形態では、シールド２０６は、例えばプラスチックのような非導電性材料で作られかつ後縁１３６におけるベーン１１８の厚さ２２０よりもかなり大きい、例えば３／４インチの外径２１８を有する。後縁１３６の厚さに対して相対的により大きいシールド２０６の直径は、後縁１３６の幾何学形状を実質的に鈍端化しかつ後縁１３６を通る電流の少なくとも一部分を遮断するのを可能にする。さらに、後縁１３６に対する間隔２１２の近接した間隙により、後縁１３６の近傍での電解液の流れを減少させることが可能になる。シールド２０６は、ギャップ間隔２１２を維持しながら不規則な形状の又は湾曲した端縁の輪郭に追従するように形成することができる。その上、シールド２０６は不規則な断面を含むことができ、例えばシールド２０６は、中空又は中実とすることができ、また端縁１３６と整列するように構成されて流れ絞りギャップ間隔２１２及び／又はギャップ間隔２１２の近傍における電場の電気的特性を最適化するようになったグルーブ又はスロットを含むことができる。   FIG. 3 is a perspective view of an exemplary electroplating method 200 for applying an electroplated coating to vane 118 (shown in FIG. 2). In this exemplary embodiment, the vane 118 can be applied to a predetermined negative voltage relative to the grid 202, and an electrolyte containing metal ions, such as platinum, can be applied to the vane 118, such as the sidewall 126. When the surface is covered, metal ions in the electrolyte can be selectively attracted to and bonded to the sidewall 126 to form the electroplated film 204. In this exemplary embodiment, the non-conductive and non-consumable shield 206 is separated by a gap 210 in which the longitudinal axis 208 of the shield 206 is substantially parallel to the trailing edge 136 and has a predetermined spacing 212. , Disposed proximate to the trailing edge 136. In the exemplary embodiment, spacing 212 is about 30 mils. In another embodiment, the spacing 212 is a spacing that is greater than or less than 30 mils. In this exemplary embodiment, shield 206 is made of a non-conductive material, such as plastic, and has an outer diameter 218 of, for example, 3/4 inch, much larger than the thickness 220 of vane 118 at trailing edge 136. Have. The diameter of the shield 206, which is relatively greater with respect to the thickness of the trailing edge 136, can substantially blunt the trailing edge 136 geometry and block at least a portion of the current through the trailing edge 136. To do. Further, the close spacing of the spacing 212 relative to the trailing edge 136 allows the electrolyte flow in the vicinity of the trailing edge 136 to be reduced. The shield 206 can be formed to follow an irregularly shaped or curved edge profile while maintaining the gap spacing 212. In addition, the shield 206 can include an irregular cross-section, for example, the shield 206 can be hollow or solid, and is configured to align with the edge 136 so that the flow restriction gap spacing 212 and / or Or it can include grooves or slots adapted to optimize the electrical properties of the electric field in the vicinity of the gap spacing 212.

図４は、電気メッキ法２００（図３に示す）で使用することができる高圧タービンノズルベーン１１８の断面図である。ベーン１１８は、各々が前縁１３４と後縁１３６との間で軸方向に延びた凹面形正圧側壁１２６及び凸面形負圧側壁１２８を含む。複数の厚さ試験位置が、ベーン１１８の周辺部の周りの所定位置に定位され、符号４０１〜４１０と表示されている。   FIG. 4 is a cross-sectional view of a high pressure turbine nozzle vane 118 that can be used in electroplating method 200 (shown in FIG. 3). The vane 118 includes a concave pressure side wall 126 and a convex pressure side wall 128 that each extend axially between the leading edge 134 and the trailing edge 136. A plurality of thickness test positions are localized at predetermined positions around the periphery of the vane 118 and are denoted by reference numerals 401 to 410.

図５は、複数の試験位置４０１〜４１０（図４に示す）の各々で読み取った電気メッキ皮膜厚さ測定値のグラフ５００である。グラフ５００は、その構成単位が各それぞれの試験位置４０１〜４１０（図４に示す）と相関したｘ軸を含む。例えば、電気メッキ皮膜厚さ測定値４０１は、前縁１３４に近接した位置で読み取られ、電気メッキ皮膜厚さ測定値４０６は、後縁１３６に近接した位置で読み取られ、また電気メッキ皮膜厚さ測定値４０４及び４０９は、それぞれ凹面形側面１２８及び凸面形側面１２６に近接した位置で読み取られる。ｙ軸５０４は、ミルの単位で目盛りを付けられ、それぞれの位置４０１〜４１０に対応するメッキ皮膜の厚さを示すことができる。   FIG. 5 is a graph 500 of electroplated film thickness measurements read at each of a plurality of test locations 401-410 (shown in FIG. 4). The graph 500 includes an x-axis whose structural units are correlated with each respective test location 401-410 (shown in FIG. 4). For example, the electroplated film thickness measurement 401 is read at a position close to the leading edge 134, and the electroplated film thickness measurement 406 is read at a position close to the trailing edge 136, and the electroplated film thickness is measured. Measurements 404 and 409 are read at positions proximate to concave side 128 and convex side 126, respectively. The y-axis 504 is graduated in mils and can indicate the thickness of the plating film corresponding to each position 401-410.

この例示的な実施形態では、線５０６は、ノズルベーン１１８を金属フィルム皮膜で被覆するための例示的な電気メッキ法に対応するグラフ５００上の点を結んでいる。線５０６は、シールド２０６を利用して端縁１３６に近接させて流れ絞りギャップ間隔２１２を形成していない電気メッキ法を使用した場合に読み取った測定値を示す。線５０６は、位置４０６において、位置４０１〜４０５及び位置４０７〜４１０における金属フィルム皮膜厚さよりもおよそ１００％厚い金属フィルム皮膜厚さを示す。   In this exemplary embodiment, line 506 connects points on graph 500 corresponding to an exemplary electroplating method for coating nozzle vane 118 with a metal film coating. Line 506 shows the reading read when using an electroplating method that utilizes shield 206 to close to edge 136 and does not form flow restriction gap spacing 212. Line 506 indicates a metal film coating thickness at location 406 that is approximately 100% greater than the metal film coating thickness at locations 401-405 and 407-410.

線５０８は、シールド２０６を利用して端縁１３６に近接させて流れ絞りギャップ間隔２１２を形成しかつ端縁１３６に近接する電場を移動させるようにした電気メッキ法を使用した後に位置４０１〜４１０で読み取った測定値を示す。シールド２０６は、位置４０１〜４１０において均一な金属フィルム皮膜厚さにメッキするのを可能にする。   Line 508 is positioned 401-410 after using an electroplating method that utilizes shield 206 to create a flow restriction gap spacing 212 close to edge 136 and move the electric field proximate edge 136. The measured value read by. The shield 206 allows plating at a uniform metal film thickness at locations 401-410.

線５０６は、位置４０６において、位置４０１〜４０５及び位置４０７〜４１０における金属フィルム皮膜厚さよりもおよそ２５％しか厚くない金属フィルム皮膜厚さを示す。シールド２０６を使用することで、ベーン１１８の周辺部の周りにより均一な金属フィルム皮膜厚さが形成される。   Line 506 shows a metal film coating thickness at location 406 that is only about 25% thicker than the metal film coating thickness at locations 401-405 and 407-410. By using the shield 206, a more uniform metal film thickness is formed around the periphery of the vane 118.

厚さ比は、翼形部の周辺部の周りの位置からの最大厚さ（ｔｍａｘ）と最小厚さ（ｔｍｉｎ）との比率、
厚さ比＝ｔＭＡＸ／ｔＭＩＮ
として定義することができる。 The thickness ratio is the ratio of the maximum thickness (t max ) and the minimum thickness (t min ) from a position around the periphery of the airfoil,
Thickness ratio = t MAX / t MIN
Can be defined as

線５０８は、上の計算式を使用して約１．９４の厚さ比を示し、一方、線５０６は、約３．０３の厚さ比を示し、このことは、ベーン１１８の周辺部の周りで金属フィルム皮膜厚さの均一性が４０％向上したことを表す。   Line 508 shows a thickness ratio of about 1.94 using the above formula, while line 506 shows a thickness ratio of about 3.03, which is the perimeter of vane 118. It shows that the uniformity of the metal film thickness is improved by 40%.

上記の方法及び装置は、高圧タービン第１段ノズルなどのガスタービンエンジン構成部品上にほぼ均一な金属フィルム皮膜厚さを形成するのに費用効果がありかつ高い信頼性がある。具体的には、被覆されるノズルベーンの端縁に近接させて配置したシールドは、電解液流れ絞りギャップを形成しかつ端縁に近接する電場の一部分を移動させる。端縁に近接する電解液流れを絞ることにより、電解液をギャップ内で減少させることが可能になり、端縁をメッキするために使用される金属イオン濃度が低下する。端縁に近接する電場の一部分を移動させることにより、電気メッキ推進力を低下させ、従って端縁上へのメッキの量を減少させることが可能になる。本方法及び装置は、費用効果がありかつ信頼性がある方法で、機械、特にガスタービンエンジンを製作することを可能にする。   The method and apparatus described above are cost effective and highly reliable for forming a substantially uniform metal film coating thickness on a gas turbine engine component such as a high pressure turbine first stage nozzle. Specifically, a shield placed close to the edge of the nozzle vane to be coated forms an electrolyte flow restrictive gap and moves a portion of the electric field proximate to the edge. By constricting the electrolyte flow close to the edge, the electrolyte can be reduced in the gap, reducing the metal ion concentration used to plate the edge. By moving a portion of the electric field proximate the edge, it is possible to reduce the electroplating propulsion and thus reduce the amount of plating on the edge. The method and apparatus make it possible to fabricate machines, in particular gas turbine engines, in a cost-effective and reliable manner.

以上、電気メッキ方法及び装置構成要素の例示的な実施形態を詳細に説明している。構成要素は、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、各装置の構成要素は、本明細書に記載した他の構成要素から独立してかつ別個に利用することができる。各電気メッキ方法及び装置構成要素はさらに、別の電気メッキ方法及び装置構成要素と組み合わせて使用することもできる。   The foregoing has described in detail exemplary embodiments of electroplating methods and apparatus components. The components are not limited to the specific embodiments described herein, but rather the components of each device are utilized independently and separately from the other components described herein. be able to. Each electroplating method and apparatus component can also be used in combination with another electroplating method and apparatus component.

本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が、特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の改良で実施することができることは当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。   While the invention has been described in terms of various specific embodiments, those skilled in the art will recognize that the invention can be practiced with modification within the spirit and scope of the claims. In addition, the code | symbol described in the claim is for easy understanding, and does not limit the technical scope of an invention to an Example at all.

例示的な高バイパス比ターボファン式エンジンの縦断面図。1 is a longitudinal sectional view of an exemplary high bypass ratio turbofan engine. FIG. ガスタービンエンジン（図１に示す）で使用することができる例示的な第一段高圧タービンノズルセグメントの斜視図。FIG. 2 is a perspective view of an exemplary first stage high pressure turbine nozzle segment that may be used with a gas turbine engine (shown in FIG. 1). 図２に示すベーンに対して電気メッキ皮膜を施工するための例示的な電気メッキ法の斜視図。FIG. 3 is a perspective view of an exemplary electroplating method for applying an electroplating film to the vane shown in FIG. 2. 図３に示す電気メッキ法で使用することができる高圧タービンノズルベーン１１８の断面図。FIG. 4 is a cross-sectional view of a high pressure turbine nozzle vane 118 that can be used in the electroplating method shown in FIG. 3. 図４に示す複数の試験位置の各々において読み取った電気メッキ皮膜厚さ測定値のグラフ。The graph of the electroplating film thickness measured value read in each of the some test position shown in FIG.

符号の説明Explanation of symbols

１１８ ノズルベーン
１２６ 正圧側壁
１３０ 根元
１３２ 先端
１３４ 前縁
１３６ 後縁
２００ 電気メッキ法
２０２ グリッド
２０４ 電気メッキ皮膜
２０６ 非消耗シールド
２１０ ギャップ
２１２ 間隔
２１８ シールドの外径
２２０ ベーンの後縁厚さ
118 Nozzle vane 126 Pressure side wall 130 Root 132 Tip 134 Front edge 136 Trailing edge 200 Electroplating method 202 Grid 204 Electroplating film 206 Non-consumable shield 210 Gap 212 Spacing 218 Shield outer diameter 220 Vane trailing edge thickness

Claims (8)

ガスタービンエンジン構成部品（１１８）を製作する方法であって、
（ａ）前記構成部品の後縁（１３６）の厚さよりも大きな直径を有する円筒形の非消耗シールド（２０６）を、その外面と前記構成部品の後縁（１３６）との間に電解液の流れを絞るギャップ（２１０）が形成されるように、前記構成部品の後縁（１３６）に近接させて配置する段階と、
（ｂ）電解浴を通して陽極（２０２）から前記構成部品に電流を流して前記構成部品に皮膜（２０４）を施工する段階と
を含む方法。 A method of making a gas turbine engine component (118) comprising:
(A) a cylindrical non-consumable shield (206) having a diameter greater than the thickness of the rear edge (136) of the component; Placing close to the trailing edge (136) of the component such that a flow constricting gap (210) is formed;
(B) applying an electrical current from the anode (202) to the component through an electrolytic bath to apply a coating (204) to the component. 前記構成部品の後縁（１３６）上のメッキ皮膜の厚さ（２２０）が該構成部品の表面（１２６、１２８）全体にわたるメッキ皮膜の厚さと実質的に等しくなるように、前記構成部品に電気メッキする段階をさらに含む、請求項１記載の方法。   Electricity is applied to the component such that the thickness (220) of the plating film on the trailing edge (136) of the component is substantially equal to the thickness of the plating film over the entire surface (126, 128) of the component. The method of claim 1, further comprising the step of plating. 前記段階（ｂ）が、前記構成部品を電気回路における陰極として接続する段階を含む、請求項１記載の方法。   The method of claim 1, wherein step (b) comprises connecting the component as a cathode in an electrical circuit. 前記段階（ａ）が、発生する電場の少なくとも一部分が前記後縁（１３６）から離れる方向に移動するように非消耗シールド（２０６）を前記後縁（１３６）に近接させて配置する段階を含む、請求項１記載の方法。   The step (a) includes placing a non-consumable shield (206) in proximity to the trailing edge (136) such that at least a portion of the generated electric field moves away from the trailing edge (136). The method of claim 1. 前記段階（ａ）が、前記後縁（１３６）上に被着した皮膜が前記構成部品上に被着した皮膜と実質的に均一な厚さになるように電場が前記後縁（１３６）から離れる方向に移動するように、前記シールドの寸法を選択する段階を含む、請求項１記載の方法。   In step (a), an electric field is applied from the trailing edge (136) such that the coating deposited on the trailing edge (136) has a substantially uniform thickness with the coating deposited on the component. The method of claim 1, comprising selecting a dimension of the shield to move away. 前記段階（ａ）が、前記ギャップ（２１０）の幅が０．２５４ｍｍ〜１．２７ｍｍに等しくなるように前記構成部品の後縁（１３６）に近接させて前記シールドを配置する段階を含む、請求項１記載の方法。   The step (a) includes positioning the shield in proximity to a trailing edge (136) of the component such that the width of the gap (210) is equal to 0.254 mm to 1.27 mm. Item 2. The method according to Item 1. 前記段階（ａ）が、前記ギャップ（２１０）の幅が０．７６２ｍｍに等しくなるように前記構成部品の後縁（１３６）に近接させて前記シールドを配置する段階を含む、請求項１記載の方法。   The method of claim 1, wherein step (a) includes positioning the shield proximate a trailing edge (136) of the component such that the width of the gap (210) is equal to 0.762 mm. Method. 前記タービンエンジン構成部品が高圧タービンノズルベーンである、請求項１記載の方法。
The method of claim 1, wherein the turbine engine component is a high pressure turbine nozzle vane.
JP2005237367A 2004-08-19 2005-08-18 Method for making a gas turbine engine Expired - Fee Related JP4912638B2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/921,502 2004-08-19
US10/921,502 US20060037865A1 (en) 2004-08-19 2004-08-19 Methods and apparatus for fabricating gas turbine engines

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2006057179A JP2006057179A (en) 2006-03-02
JP4912638B2 true JP4912638B2 (en) 2012-04-11

Family

ID=34981358

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2005237367A Expired - Fee Related JP4912638B2 (en) 2004-08-19 2005-08-18 Method for making a gas turbine engine

Country Status (5)

Country Link
US (2) US20060037865A1 (en)
EP (1) EP1627992B1 (en)
JP (1) JP4912638B2 (en)
CN (1) CN1746338B (en)
SG (3) SG174064A1 (en)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060275624A1 (en) * 2005-06-07 2006-12-07 General Electric Company Method and apparatus for airfoil electroplating, and airfoil
US8197184B2 (en) * 2006-10-18 2012-06-12 United Technologies Corporation Vane with enhanced heat transfer
FR2954780B1 (en) * 2009-12-29 2012-02-03 Snecma METHOD FOR THE ELECTROLYTIC DEPOSITION OF A METALLIC MATRIX COMPOSITE COATING CONTAINING PARTICLES FOR THE REPAIR OF A METAL BLADE
DE102010047906B4 (en) * 2010-10-11 2014-09-11 MTU Aero Engines AG Process for electrochemical partial coating of a component and device
US8636890B2 (en) * 2011-09-23 2014-01-28 General Electric Company Method for refurbishing PtAl coating to turbine hardware removed from service
KR101495419B1 (en) * 2013-04-10 2015-02-24 주식회사 포스코 Electro-plating apparatus utilizing edge mask to prevent the edge overcoating
CA2866479C (en) * 2013-12-20 2021-08-17 Will N. Kirkendall Internal turbine component electroplating

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3891515A (en) * 1973-03-23 1975-06-24 Electro Coatings Method for plating aircraft cylinders
JPS5841358B2 (en) * 1980-01-12 1983-09-12 株式会社小糸製作所 plating device
JPS59160000A (en) * 1983-02-28 1984-09-10 Kawasaki Steel Corp Device for preventing edge overcoating in continuous electroplating of strip
US4534832A (en) * 1984-08-27 1985-08-13 Emtek, Inc. Arrangement and method for current density control in electroplating
JPS62166261A (en) * 1986-01-16 1987-07-22 Matsushita Electric Ind Co Ltd Hot air space heater
JPS6381866A (en) * 1986-09-25 1988-04-12 Mitsubishi Electric Corp Manufacture of semiconductor device
US4879007B1 (en) * 1988-12-12 1999-05-25 Process Automation Int L Ltd Shield for plating bath
JPH02232393A (en) * 1989-03-06 1990-09-14 Furukawa Electric Co Ltd:The Method and device for differential thickness plating
JPH0334064A (en) * 1989-06-30 1991-02-14 Fujitsu Ltd Wrong call preventing system
US5328572A (en) * 1991-02-20 1994-07-12 Ibbott Jack Kenneth Dual system using three electrodes to treat fluid
DE4106733A1 (en) * 1991-03-02 1992-09-03 Schering Ag DEVICE FOR DIMMING FIELD LINES IN A GALVANIC SYSTEM (III)
US5608186A (en) * 1992-01-27 1997-03-04 Thomas & Betts Corporation Ground rod
US5277785A (en) * 1992-07-16 1994-01-11 Anglen Erik S Van Method and apparatus for depositing hard chrome coatings by brush plating
CN1104688A (en) * 1994-09-22 1995-07-05 肖禹 Process for renovating crank shaft by forcing electroplating of iron
DE69509202T2 (en) * 1994-12-24 1999-09-09 Rolls Royce Plc Thermal insulation layer and method for applying it to a superalloy body
FR2750438B1 (en) * 1996-06-27 1998-08-07 Usinor Sacilor METHOD AND INSTALLATION FOR ELECTROLYTIC COATING WITH A METAL LAYER OF THE SURFACE OF A CYLINDER FOR CONTINUOUS CASTING OF THIN METAL STRIPS
JPH10110292A (en) * 1996-10-04 1998-04-28 Nippon Steel Corp Edge overcoat preventing device
US5985123A (en) * 1997-07-09 1999-11-16 Koon; Kam Kwan Continuous vertical plating system and method of plating
DE19736352C1 (en) * 1997-08-21 1998-12-10 Atotech Deutschland Gmbh Apparatus for contacting flat items in continuous galvanising installations
DE19845506A1 (en) * 1998-10-02 2000-04-06 Wieland Edelmetalle Process for the production of prosthetic molded parts for the dental field and prosthetic molded part
US6402923B1 (en) * 2000-03-27 2002-06-11 Novellus Systems Inc Method and apparatus for uniform electroplating of integrated circuits using a variable field shaping element
US6946065B1 (en) * 1998-10-26 2005-09-20 Novellus Systems, Inc. Process for electroplating metal into microscopic recessed features
US6632335B2 (en) * 1999-12-24 2003-10-14 Ebara Corporation Plating apparatus
DE10061186C1 (en) * 2000-12-07 2002-01-17 Astrium Gmbh Electroplating of nickel, cobalt, and their alloys onto rocket engine components, uses differing current densities and pulsed charge ratios at anode and cathode
JP4677675B2 (en) * 2001-01-29 2011-04-27 Ｄｏｗａメタルテック株式会社 Electroplating method and apparatus
US6746578B2 (en) * 2001-05-31 2004-06-08 International Business Machines Corporation Selective shield/material flow mechanism
DE60232665D1 (en) * 2001-07-19 2009-07-30 Nitta Moore Co Ltd HEAT-RESISTANT TUBE
US6861355B2 (en) * 2002-08-29 2005-03-01 Micron Technology, Inc. Metal plating using seed film
US6802950B2 (en) * 2002-11-26 2004-10-12 Sandia National Laboratories Apparatus and method for controlling plating uniformity
US7547478B2 (en) * 2002-12-13 2009-06-16 General Electric Company Article including a substrate with a metallic coating and a protective coating thereon, and its preparation and use in component restoration
CN2618928Y (en) * 2003-04-28 2004-06-02 宝山钢铁股份有限公司 Edge cover
US7604726B2 (en) * 2004-01-07 2009-10-20 Honeywell International Inc. Platinum aluminide coating and method thereof
US20060275624A1 (en) * 2005-06-07 2006-12-07 General Electric Company Method and apparatus for airfoil electroplating, and airfoil

Also Published As

Publication number Publication date
EP1627992B1 (en) 2014-06-11
EP1627992A3 (en) 2012-08-22
CN1746338B (en) 2012-04-25
JP2006057179A (en) 2006-03-02
US20060037865A1 (en) 2006-02-23
SG120268A1 (en) 2006-03-28
CN1746338A (en) 2006-03-15
SG140592A1 (en) 2008-03-28
SG174064A1 (en) 2011-09-29
EP1627992A2 (en) 2006-02-22
US20130186763A1 (en) 2013-07-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4912638B2 (en) Method for making a gas turbine engine
CN106246237B (en) Hot gas path component with near wall cooling features
JP5802018B2 (en) High-temperature gas flow path component cooling system
US8632311B2 (en) Flared tip turbine blade
EP3106617B1 (en) Hot gas path component having cast-in features for near wall cooling
US9897006B2 (en) Hot gas path component cooling system having a particle collection chamber
EP1101563A2 (en) Modification and repair of film cooling holes in gas turbine engine components
CN102135020A (en) Gas turbine shroud with ceramic abradable coatings
EP2559855A2 (en) Turbine blade with film cooling hole diffusers and method of its manufacture
US10202852B2 (en) Rotor blade with tip shroud cooling passages and method of making same
CA2790089C (en) Method for refurbishing ptal coating to turbine hardware removed from service
US9126278B2 (en) Template for forming cooling passages in a turbine engine component
CN103026003A (en) Turbine airfoil and method for thermal barrier coating
JP2001173406A (en) Cooling hole with groove
CA2726773A1 (en) Windward cooled turbine nozzle
EP3040514A1 (en) Gas turbine engine component, corresponding manufacturing and repairing methods
US7575637B2 (en) Methods and apparatus for turbine engine component coating
US20080075604A1 (en) Process For The Electrolytic Treatment Of A Component, And A Component With Through-Hole
EP3034809B1 (en) Gas turbine engine component with abrasive surface formed by electrical discharge machining
US11926919B2 (en) Method for fixturing a gas turbine engine component for an electroplating process
US20180133825A1 (en) Electrical discharge machining electrode

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20080815

RD02 Notification of acceptance of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7422

Effective date: 20101206

RD04 Notification of resignation of power of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424

Effective date: 20101206

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20110323

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20110329

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20110629

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20110704

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20110928

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20111018

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20111130

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20111220

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20120118

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

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

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150127

Year of fee payment: 3

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees