KR100676000B1 - 공냉식 구성부품 및 일체식 표면 형상부 형성 방법 - Google Patents

공냉식 구성부품 및 일체식 표면 형상부 형성 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR100676000B1
KR100676000B1 KR1020020081090A KR20020081090A KR100676000B1 KR 100676000 B1 KR100676000 B1 KR 100676000B1 KR 1020020081090 A KR1020020081090 A KR 1020020081090A KR 20020081090 A KR20020081090 A KR 20020081090A KR 100676000 B1 KR100676000 B1 KR 100676000B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
tows
tow
surface features
air
component
Prior art date
Application number
KR1020020081090A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20030053013A (ko
Inventor
카이로로날드랄프
Original Assignee
제너럴 일렉트릭 캄파니
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 제너럴 일렉트릭 캄파니 filed Critical 제너럴 일렉트릭 캄파니
Publication of KR20030053013A publication Critical patent/KR20030053013A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR100676000B1 publication Critical patent/KR100676000B1/ko

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M2900/00—Special features of, or arrangements for combustion chambers
    • F23M2900/05004—Special materials for walls or lining
    • 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
    • Y10T29/49339—Hollow blade
    • Y10T29/49341—Hollow blade with cooling passage
    • Y10T29/49343—Passage contains tubular insert
    • 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
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/13—Hollow or container type article [e.g., tube, vase, etc.]
    • Y10T428/1352—Polymer or resin containing [i.e., natural or synthetic]
    • Y10T428/1362—Textile, fabric, cloth, or pile containing [e.g., web, net, woven, knitted, mesh, nonwoven, matted, etc.]
    • 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
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/13—Hollow or container type article [e.g., tube, vase, etc.]
    • Y10T428/1352—Polymer or resin containing [i.e., natural or synthetic]
    • Y10T428/139—Open-ended, self-supporting conduit, cylinder, or tube-type article
    • 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
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24058—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including grain, strips, or filamentary elements in respective layers or components in angular relation
    • 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
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24479—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including variation in thickness
    • Y10T428/24612—Composite web or sheet
    • 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
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24777—Edge feature
    • 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
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24802—Discontinuous or differential coating, impregnation or bond [e.g., artwork, printing, retouched photograph, etc.]
    • Y10T428/24926—Discontinuous or differential coating, impregnation or bond [e.g., artwork, printing, retouched photograph, etc.] including ceramic, glass, porcelain or quartz layer
    • 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
    • Y10T428/00—Stock material or miscellaneous articles
    • Y10T428/24—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.]
    • Y10T428/24942—Structurally defined web or sheet [e.g., overall dimension, etc.] including components having same physical characteristic in differing degree
    • Y10T428/2495—Thickness [relative or absolute]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

본 발명은 CMC 재료에 의해 적어도 부분적으로 형성되고 터뷸레이터 또는 유동 안내부로 형성된 기류 증강 형상부와 같은 일체식으로 형성된 표면 형상부(18)가 장착된 구성부품를 제공한다. CMC 재료는 매트릭스 재료가 침투된 프리폼(28)를 형성하도록 서로 직조된 다중 세트의 토우(20, 22)를 포함한다. 표면 형상부(18)는 적어도 일 세트의 토우의 인접한 토우(20) 사이에 배치된 삽입 부재(24, 26)에 의해 냉각 통로(12)의 표면(14)에 일체식으로 형성된다. 삽입 부재(24, 26)는 인접한 토우(20)보다 큰 단면 크기를 가지며, 침투, 통합 및 경화된 CMC 재료에 표면 형상부(18)를 형성하는 프리폼(28)에 돌출부(30)를 형성한다.

Description

공냉식 구성부품 및 일체식 표면 형상부 형성 방법{INTEGRAL SURFACE FEATURES FOR CMC COMPONENTS AND METHOD THEREFOR}
도 1은 본 발명에 따른 일체식 터뷸레이터가 장착된 냉각 통로를 구비하는 세라믹 매트릭스 복합재(ceramic matrix composite; CMC) 연소기 라이너의 단면도,
도 2 및 도 3은 라이너용 프리폼의 벽부로서, 표면 형상부가 본 발명의 2개의 실시예에 따라 프리폼 구조로 충전물 토우 및 삽입물에 의해 각각 형성된 상기 벽부의 단면도.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
10 : 연소기 라이너 12 : 냉각 통로
18 : 터뷸레이터 20, 22 : 토우
24 : 토우 삽입물 26 : 모놀리스 삽입물
28 : 프리폼물
본 발명은 일반적으로 가스 터빈 엔진용 연소기 라이너와 같은 공냉식 구성부품에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 구성부품의 냉각 효율을 향상시키기 위해 기류 증강 형상부와 같은 구성부품의 기류 통로를 따르는 표면 형상부를 통합하는 방법에 관한 것이다.
가스 터빈 엔진의 보다 높은 작동 온도는 가스 터빈의 효율을 증가시키기 위해 지속적으로 요구되었다. 그러나, 작동 온도의 증가에 따라 엔진 구성부품의 고온 특성치가 대응하여 증가해야만 한다. 철, 니켈 및 코발트계 초합금의 제조를 통해 상당한 진보가 달성되었지만, 그러한 합금의 고온 특성은 몇몇 고성능 가스 터빈 엔진의 터빈, 연소기 및 오그멘터(augmentor) 구간내의 작동 온도에의 장시간 노출에 견디기엔 대체로 불충분하다. 결과적으로, 연소기 라이너, 블레이드(버킷) 및 노즐(베인)과 같은 구성부품의 내부 냉각에는 그 외부 표면을 열적으로 보호하는 단열 코팅(TBC; thermal barrier coating)이 단일하게 또는 복합적으로 사용되었다. 효과적인 열 냉각은 공기를 구성부품내의 통로를 통해 가압하고, 그 후 구성부품 표면상의 냉각 홀을 통해 배출하는 복잡한 냉각 구조를 대체로 필요로 한다.
터빈 구성부품의 성능은 제한된 냉각 공기량에 의해 일반적으로 균일한 표면 온도를 제공하는 능력에 직접적으로 관련된다. 구성부품 내부의 균일한 대류 냉각을 촉진하기 위하여, 냉각 통로를 규정하는 구성부품의 표면상의 터뷸레이터(turbulator)(경사 스트립) 및 유동 안내부와 같은 기류 증강 형상부를 주조하는 것은 종래의 방법이다. 기류 증강 형상부의 크기, 형상 및 배치는 냉각 서킷을 통과하고 냉각 홀의 외부 표면 하류를 횡단하는 기류의 양 및 분포에 영향을 미치며, 그것으로서 구성부품의 서비스 온도를 상당히 감소시키는 데에 효과적일 수 있다.
세라믹 매트릭스 복합재(ceramic matrix composite; CMC) 재료는 연소기 라이너 및 다른 고온 구성부품용으로 고려되었다. 연속적인 섬유 강화 CMC 재료는 각 세트의 개별 토우(tows)가 다른 세트의 토우의 위 아래로 가로질러 통과하게 2개 세트 이상의 토우가 직조되는 종래 섬유 직조 패턴을 사용하여 토우(개별 필라멘트의 다발)로부터 전형적으로 직조된다. 공냉식 구성부품는 금속 합금으로 형성되기 때문에, 공냉식 CMC 구성부품내에 기류 증강 형상부를 결합시키는 것이 바람직하다. 그러나, CMC 재료는 비교적 약한 층간 인장강도(interlaminal tension) 및 전단 강도를 나타내기 때문에, 기류 증강 형상부 및 다른 표면 형상부는 구성부품가 가스 터빈 엔진의 고 열변형 환경내에 사용될 것이라면, 제 2 부착 제조 방법을 이용하여 신뢰 가능하게 부착될 수 없다. 또한, 토우 크기 및 직조 한계 때문에, 기하학적 터뷸레이터 및 유동 안내부(일반적으로 약 0.3㎜ 내지 약 2.0㎜의 거리로 주변 표면으로부터 돌출하는)를 CMC 구성부품의 총체적인 형상부로서 직조하는 것은 어렵다. 따라서, 공냉식 금속 구성부품에 사용되는 형태의 기류 증강 형상부가 주요 구성부품와 일체식으로 되도록 일반적으로 금속 주조 방법으로 결합될 수 있지만, CMC 재료내의 터뷸레이터, 유동 안내부 및 다른 표면 형상부를 일체식으로 설계하기 위한 시도는 문제가 있는 것으로 판명되었다. 확실하게, 연속적인 섬유 강화 CMC 재료내의 터뷸레이터 및 다른 극도로 작은 세밀한 기하하적 형상부를 재형성하는 것은 특히 어렵다.
전술한 관점에서, CMC 재료는 터빈 및 다른 고온 구성부품에 의해 견딜 수 있는 최대 작동 온도를 상당히 증가시키는 능력을 제공하며, 구성부품의 수명을 더 연장시키고 엔진 효율을 증가시키기 위해서 공냉식 CMC 구성부품내의 기류 증강 형상부를 결합시키는 것이 바람직하다.
본 발명에 따르면, 적어도 부분적으로 CMC 재료에 의해 형성되고, 기류 증강 형상부와 같은 일체식으로 형성된 표면 형상부가 설치된 적어도 하나의 냉각 통로를 구비하는 공냉식 구성부품이 제공된다. CMC 재료는 매트릭스 재료가 침투된 프리폼(preform)을 형성하도록 서로 직조된 적어도 제 1 및 제 2 세트의 토우(toe)를 포함한다. 각 세트의 토우내의 토우는 서로 나란하지만, 각 세트의 토우가 다른 횡방향 토우의 위와 아래를 통과하게 다른 세트의 토우를 횡단한다. 표면 형상부는 적어도 제 1 세트의 토우의 인접한 토우 사이에 배치된 삽입 부재에 의해 냉각 통로의 표면에서 일체식으로 형성된다. 일체식 표면 형상부를 형성하는 방법에 있어서, 삽입 부재는 직조 공정 동안에, 바람직하게는 프리폼의 가장 외측의 층(적층부)을 형성할 때 제 1 세트의 토우의 인접한 토우 사이에 배치된다. 삽입 부재는 인접한 토우보다 큰 단면 크기를 가짐으로써, 침투, 통합 및 경화 이후에 프리폼와 CMC 재료의 표면내의 표면 형상부에 돌출부를 형성한다. 표면 형상부는 밀착하여 둘러싸인 통로 표면의 표면 영역에 대응하여 냉각 통로내로 돌출한다.
전술한 관점에서, 본 발명은 CMC 공정의 최초 프리폼 단계 동안에 CMC 프리폼내에 삽입 부재를 직접적으로 대체함으로써, 특히 터뷸레이터 및 유동 안내부와 같은 기류 증강 형상부인 하나 또는 그 이상의 표면 형상부를 일체식으로 형성시킨다. 삽입 부재는 직조 토우가, 적합한 매트릭스 재료의 침투, 침윤 및 통합 그리고 CMC 재료의 형성을 위한 매트릭스 재료의 경화를 포함하는 모든 공정이 처리된 이후에 영구적인 일체식 표면 형상부로 형성된 기능적인 터뷸레이터 또는 유동 안내부를 형성할 수 있다. 일체식으로 형성된 결과로서, 표면 형상부는 2차적인 부착 기술에 의해 CMC에 첨가된 표면 형상부에 비해 보다 나은 구조적 무결성을 나타낸다. 표면 형상부가 직조 섬유 망상 조직에 의해 보유된 일체식 형상부인 방식은 CMC 재료의 구조적 능력내에서 양호한 표면 형상부상의 중간 적층 장력 및 전단 응력을 유지하는 능력이 있는 하중 실드 메커니즘을 제공한다.
본 발명의 다른 목적 및 장점은 하기의 상세한 설명에서 자세히 상술된다.
본 발명은 연소기 라이너(10)로서, 본 발명은 터빈 블레이드 및 베인과 같은 에어포일 구성부품와 동일한 적용에임에도 불구하고, 그 일부가 도 1에 단면도에 도시된 상기 연소기 라이너(10)를 참조하여 설명될 것이다. 열적으로 대항하는 환경내에서 작동하는 공냉식 구성부품용 터뷸레이터 및 유동 안내부와 같은 기류 증강 형상부를 형성하기 위해 특히 유용하지만, 본 발명은 소형 표면 형상부가 바람직한 다양한 CMC 구성부품에 대해 일반적으로 적용 가능하다. 또한, CMC 재료는 특정한 목적에 대한 것이지만, 본 발명은 모든 중합체 매트릭스 및 비스멀리마이드(bismalimide) 매트릭스 재료를 포함하는 연속적인 섬유 강화 복합 재료에 적용 가능하다.
도 1에 도시된 바와 같이, 라이너(10)는 표면(14)에 의해 형성된 냉각 통로(12)와, 다수의 터뷸레이터(18)가 근접하여 형성된 후연(16)을 구비한다. 터뷸레이터(18)는 도 1에 화살표로 표시된 바와 같이 통로(12)를 통해 기류를 배향시키도록 횡단하여 배치되어 있는 것으로 도시된다. 그러나, 연속 또는 비연속(차단된)일 수 있고 V자형 또는 다른 비선형 형상을 가질 수 있는 기류 방향(유동 안내부로서 기능함)에 수직 또는 평행하게 배향된다는 것이 예측 가능하다. 공지된 실시예에 따르면, 터뷸레이터(18)는 라이너(14)로부터 공기로 전송되는 대류 열을 촉진하도록 표면(14) 위의 층류를 분열시키도록 의도된다. 이러한 목적을 위해서, 표면(14)으로부터 약 0.5㎜ 내지 약 2.0㎜인 적합한 높이가 되게 표면(14)으로부터 적어도 0.3㎜로 바람직하게 돌출한다.
라이너(10)는 탄화 규소, 질화 규소 또는 탄화 규소내의 실리콘 섬유, 질화 실리콘 및/또는 실리콘 함유 매트릭스 재료와 같은 연속적인 섬유 강화 CMC 재료로 형성된다. 라이너(10)의 표면(14)은 접착제 코팅된(도시되지 않음) 표면에 부착된 단열 세라믹 층과 같은 단열 코팅(TBC) 또는 주위 방벽 코팅(EBC)에 의해 보호될 수 있다. 본 발명의 2개의 실시예는 도 2 및 도 3에 도시되어 있으며, 매트릭스 재료에 의해 침투되기 전에 CMC 재료에 대해 프리폼(28)의 직조 구조와, 도 1의 터뷸레이터(18)를 형성하기에 적합한 2가지 형태의 삽입물(24, 26)을 나타낸다. 도 2 및 도 3 각각에서, 프리폼(28)의 구조는 각기 일 세트의 직조 토우(20, 22)를 포함하는 다중 적층부(평행한)를 포함한다. 각 세트내의 토우(20, 22)는 일반적으로 서로에 대해 나란히 평행하게 배향되고, 예를 들어 세로로 나타낸 토우(22)에 수직한 도 2 및 도 3에 단면에 나타낸 토우(20)인 다른 토우 세트(20, 22)에 대해 횡단한다. 주어진 박층내의 토우(20, 22)는 서로 위와 아래를 통과하는 것으로 도시된다. 토우(20, 22)는 개별 횡방향 토우(20, 22)의 위와 아래로 통과하는 것으로 도시되어 있지만, 각 토우(20, 22)는 다른 공지된 직조 패턴에 따라서 하나 이상의 횡방향 토우(20, 22) 위를 통과하고, 그 후 하나 이상의 토우(20, 22) 아래를 통과할 수 있다.
도 2에서, 다중 "충전물" 토우 삽입물(24)은 프리폼(28)의 구조내로 결합되어 있는 것으로 도시되지만, 도 3에서는 모놀리스 세라믹 삽입물(26)이 도시된다. 토우 삽입물(24)의 적합한 재료는 예를 들어 탄화 실리콘, 질화 실리콘 또는 실리콘 섬유인 CMC 재료의 섬유 강화물과 동일한 재료로서, 열적 적합성에 대해서는 다른 재료가 선택된 재료만큼 오래 사용될 수 있는 것으로 예상됨에도 불구하고, 라이너(10)의 서비스 환경에 화학적으로 적합하고 CMC의 매트릭스 재료에 적합한 상기 재료를 포함한다. 유사하게, 삽입물(26)에 적합한 재료는 예를 들어 탄화 실리콘, 질화 실리콘 또는 실리콘 함유 재료인 CMC 재료의 매트릭스 재료와 동일한 모놀리스 주물을 포함하지만, 마찬가지로 다른 재료가 사용될 수 있다. 각 경우에서, 토우 삽입물(24) 및 모놀리스 삽입물(26)은 제 1 세트의 토우의 토우를 대신하여 사용되고, 따라서 토우 삽입물(24) 또는 모놀리스 삽입물(26)은 제 2 세트의 횡방향 토우(22)의 위와 아래를 통과하도록 인접한 한쌍의 토우(20) 사이에 배치된다.
도 2 및 도 3으로부터 명백한 바와 같이, 삽입물(24, 26)의 직경은 인접한 토우(20)의 직경보다 크며, 따라서 삽입물(24, 26)은 프리폼(28)의 표면에서 돌출부(30)를 형성한다. 매트릭스 재료, 강화재 및 첨가재에 의한 충전에 있어서, 그 후 라이너(10)를 형성하도록 경화시키고, 삽입물(24, 26)의 크기 및 형상은 라이너(10)의 주변 표면(14) 위에 터뷸레이터(18)가 돌출하는 정도를 결정한다. 경화하기 전의 단면이 전형적으로 원형인 토우는 경화 이후 타원형인 것으로 추측되는 것이 일반적이다. 그것으로서, 토우 삽입물(24)의 적합한 크기는 토우(20, 22)의 직경보다 적어도 50% 크고, 바람직하게는 약 100% 내지 약 700% 크다. 한편, 사전 주조 모놀리스 삽입물(26)은 경화 이후에 그 최초 높이를 일반적으로 유지한다. 따라서, 모놀리스 삽입물(26)의 적합한 크기는 토우(20, 22)의 직경보다 적어도 25%, 바람직하게는 약 50% 내지 약 350% 크다.
특정한 표면 형상부의 소망 특성치에 기반하여 토우 삽입물(24) 또는 모놀리스 삽입물(26)의 사용에 대한 선호가 존재할 수 있다. 예를 들어, 연속적인 표면 형상부가 소망된다면, 토우 삽입물(24)이 보다 편리할 수 있는 반면에, 비연속적인 표면 형상부는 떨어져 이격된 모놀리스 삽입물(25)의 열로 보다 용이하게 형성될 수 있다. 소망 표면 형상부가 토우 삽입물(24)이나 모놀리스 삽입물(25)로 형성될 수 있다면, 공정 동안에 인접한 토우와의 보다 직접적인 접촉을 허용하는 보다 큰 순응성 때문에 토우 삽입물(24)의 사용에 대한 선호가 존재할 수 있다. 직접적인 토우 접촉의 잠재적인 이익은 보다 높은 중간 적층 강도 및 두께를 통과하는 열 전도성에 대응하는 보다 낮은 간극의 함유량 또는 다공성을 포함한다.
토우 삽입물(24) 및 모놀리스 삽입물(26)은 구조물의 가장 외측 적층부만의 인접한 토우(20)상에 위치된 것으로서 도 2 및 도 3에 각각 도시되어 있다. 삽입물(24, 26)의 상대 직경에 따라서, 삽입물(24, 26)이 터뷸레이터(18)의 최종적으로 돌출된 높이 및 형상에 부가적인 유연성을 제공하기 위해서 가장 외측의 적층부에 추가적으로 또는 그의 여러 곳으로 하나 또는 그 이상의 내부 적층부내에 결합될 수 있다. 또한, 도 2 및 도 3에 모놀리스 삽입물(26)로부터 개별적으로 사용된 토우 삽입물(24)이 도시되지만, 삽입물(24, 26)이 단일 구성부품에서 함께 사용될 수 있다는 것이 예측 가능하다. 예를 들면, 터뷸레이터(18)의 최종 크기에 영향을 미치는 상기 삽입물(24, 26)의 상이함 때문에, 소망 표면 형상부의 높이가 특정 설계의 부합, 비용이나 순응성 억제, 또는 재료의 최적화, 구조 또는 구성부품의 반응과 같은 특정 적용예를 위해 완전한 조율이 될 수 있게 하도록 토우 삽입물(24) 및 모놀리스 삽입물(26) 양자를 이용하는 것이 유리할 수 있다.
전술한 바와 같이, 본 발명의 공정은 복합 프리폼내에 삽입물을 적소에 위치시킴으로써 터뷸레이터 및 다른 표면 형상부가 복합 재료내의 기본적으로 모든 위치에 선택적으로 형성될 수 있게 한다. 터뷸레이터(18)는 토우 삽입물(24)과 같은 삽입물에 의해 형성되고, 전술한 모놀리스 삽입물(26)은 중간 적층 장력 및 터뷸레이터(18)상의 전단 응력을 감소시키는 하중 실드 메커니즘을 제공하도록 프리폼(28)의 직조 섬유 망상 조직에 의해 보유된 CMC의 영구적인 일체식 표면 형상부이다. 결과적으로, 터뷸레이터(18)는 제 2 부착 기술에 의해 부가된 터뷸레이터에 비해 보다 나은 구조적인 무결성을 나타낸다.
본 발명은 바람직한 실시예의 관점에서 설명되었지만, 당업자에 의해 다른 형태가 적용될 수 있다는 것은 명백하다. 예를 들면, 용어 "터뷸레이터"는 도면을 참조하여 사용되었으며, 본 발명의 기술은 CMC 재료내의 다른 표면 형상부의 제조에 적용 가능하다. 따라서, 본 발명의 범위는 다음의 청구범위에 의해서만 제한될 것이다.
본 발명에 의하면, CMC 재료를 제공하여 터빈 및 다른 고온 구성부품에 의해 견딜 수 있는 최대 작동 온도를 상당히 증가시키는 능력을 제공하며, 공냉식 CMC 구성부품내의 기류 증강 형상부를 결합시켜 구성부품의 수명을 더 연장시키고 엔진 효율을 증가시키는 효과가 있다.

Claims (20)

  1. 공냉식 구성부품(10)에 있어서,
    상기 구성부품(10)의 표면(14)에 의해 형성된 적어도 하나의 냉각 통로(10)로서, 상기 표면(14)의 적어도 하나의 부분은 매트릭스 재료내에 함께 직조된 적어도 제 1 및 제 2 세트의 토우(toe)(20, 22)를 포함하는 복합 재료에 의해 형성되고, 상기 제 1 세트의 토우(20)는 서로 나란하며, 상기 제 2 세트의 토우(22)는 서로 나란하고 상기 제 1 세트의 토우(20)와 교차하며, 상기 제 1 세트의 토우(20)는 상기 제 2 세트의 토우(22)를 위와 아래로 횡단하여 통과하는, 상기 적어도 하나의 냉각 통로(10)와,
    적어도 상기 제 1 세트의 토우(20)의 인접한 토우(20) 사이에 배치된 삽입 부재(24, 26)에 의해 상기 냉각 통로(12)의 상기 표면(14)에서 일체식으로 형성되는 표면 형상부(18)로서, 상기 삽입 부재(24, 26)가 상기 제 1 세트의 인접한 토우(20)보다 큰 단면 크기를 가짐으로써, 상기 삽입 부재(24, 26)는 상기 표면 형상부(18)가 직접 둘러싸는 상기 표면(14)의 표면 영역에 대하여 상기 냉각 통로(12)내로 돌출하도록 하는, 상기 표면 형상부(18)를 포함하는
    공냉식 구성부품.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 삽입 부재(24, 26)는 상기 인접한 토우(20)에 평행하게 그 사이에 배치된 주형 세라믹 삽입물(26)이고, 상기 제 2 세트의 토우(22)의 횡방향 토우(22)의 위와 아래를 통과하는
    공냉식 구성부품.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 주형 세라믹 삽입물(26) 및 상기 매트릭스 재료는 동일 재료로 형성된
    공냉식 구성부품.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 삽입 부재(24, 26)는 상기 인접한 토우(20)에 평행하게 그 사이에 배치된 토우 부재(24)이고, 상기 제 2 세트의 토우(22)의 횡방향 토우(22)의 위와 아래를 통과하는
    공냉식 구성부품.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 토우 부재(24)는 상기 제 1 및 제 2 세트의 토우(20, 22)와 동일한 재료로 형성되는
    공냉식 구성부품.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 삽입 부재(24, 26)는 상기 제 1 세트의 토우(20)의 토우(20) 대신에 상기 복합 재료내에 존재하며, 상기 제 2 세트의 토우(22)의 횡방향 토우(22)의 위와 아래를 통과하는
    공냉식 구성부품.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 삽입 부재(24, 26)는 상기 냉각 통로(12)를 관통하는 기류 방향에 대해 경사져서 배향되는
    공냉식 구성부품.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 구성부품(10)은 가스 터빈 엔진의 연소기 라이너(10)인
    공냉식 구성부품.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 구성부품(10)는 상기 가스 터빈 엔진의 에어포일인
    공냉식 구성부품.
  10. 제 1 항에 있어서,
    상기 복합 재료는 세라믹 매트릭스 복합 재료인
    공냉식 구성부품.
  11. 구성부품(10)의 표면(14)에 의해 형성된 적어도 하나의 냉각 통로(12)를 구비하는 공냉식 구성부품(10)내에 일체식 표면 형상부(18)를 형성하는 방법으로서, 상기 표면(14)의 적어도 하나의 부분은 매트릭스 재료내에 프리폼(28)을 포함하는 복합 재료에 의해 형성되고, 상기 프리폼(28)는 서로 직조된 적어도 제 1 및 제 2 세트의 토우(20, 22)를 포함하며, 상기 제 1 세트의 토우(20)는 서로 나란하며, 상기 제 2 세트의 토우(22)는 서로 나란하고 상기 제 1 세트의 토우(20)를 횡단하며, 상기 제 1 세트의 토우(20)는 상기 제 2 세트의 토우(22)를 위와 아래로 횡단하여 통과하는, 일체식 표면 형상부 형성 방법에 있어서,
    적어도 상기 제 1 세트의 토우(20)의 인접한 토우(20) 사이에 삽입 부재(24, 26)를 위치시킴으로써 상기 냉각 통로(12)의 표면(14)에 상기 일체식 표면 형상부(18)를 형성하는 단계를 포함하며, 상기 삽입 부재(24, 26)는 프리폼(28)내에 돌출부(30)를 형성하고 상기 복합 재료내에 상기 표면 형상부(18)를 형성하도록 상기 인접한 제 1 세트의 인접한 토우(20)보다 큰 단면 크기를 가지며, 상기 표면 형상부(18)는 직접 둘러싸는 상기 표면(14)의 표면 영역에 대하여 상기 냉각 통로(12)내로 돌출하는
    일체식 표면 형상부 형성 방법.
  12. 제 11 항에 있어서,
    상기 삽입 부재(24, 26)는 상기 인접한 토우(20)와 평행하게 그 사이에 배치된 주형 세라믹 삽입물(26)로 형성되고, 상기 제 2 세트의 토우(22)의 횡방향 토우(22)의 위와 아래를 통과하는
    일체식 표면 형상부 형성 방법.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 주형 세라믹 삽입물(26) 및 상기 매트릭스 재료는 동일 재료로 형성된
    일체식 표면 형상부 형성 방법.
  14. 제 11 항에 있어서,
    상기 삽입 부재(24, 26)는 상기 인접한 토우(20)와 평행하게 그 사이에 배치된 토우 부재(24)이고, 상기 제 2 세트의 토우(22)의 횡방향 토우(22)의 위와 아래를 통과하는
    일체식 표면 형상부 형성 방법.
  15. 제 14 항에 있어서,
    상기 토우 부재(24)는 상기 제 1 및 제 2 세트의 토우(20, 22)와 동일한 재료로 형성되는
    일체식 표면 형상부 형성 방법.
  16. 제 11 항에 있어서,
    상기 삽입 부재(24, 26)는 상기 제 1 세트의 토우(20)의 토우(20) 대신에 상기 복합 재료내에 존재하며, 상기 제 2 세트의 토우(22)의 횡방향 토우(22)의 위와 아래를 통과하는
    일체식 표면 형상부 형성 방법.
  17. 제 11 항에 있어서,
    상기 삽입 부재(24, 26)는 상기 냉각 통로(12)를 관통하는 기류 방향에 대해 경사지게 배향되는
    일체식 표면 형상부 형성 방법.
  18. 제 11 항에 있어서,
    상기 구성부품(10)는 가스 터빈 엔진의 연소기 라이너(10)인
    일체식 표면 형상부 형성 방법.
  19. 제 11 항에 있어서,
    상기 구성부품(10)는 상기 가스 터빈 엔진의 에어포일인
    일체식 표면 형상부 형성 방법.
  20. 제 11 항에 있어서,
    상기 복합 재료는 세라믹 매트릭스 복합 재료인
    일체식 표면 형상부 형성 방법.
KR1020020081090A 2001-12-20 2002-12-18 공냉식 구성부품 및 일체식 표면 형상부 형성 방법 KR100676000B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/683,384 2001-12-20
US09/683,384 US6610385B2 (en) 2001-12-20 2001-12-20 Integral surface features for CMC components and method therefor

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20030053013A KR20030053013A (ko) 2003-06-27
KR100676000B1 true KR100676000B1 (ko) 2007-01-29

Family

ID=24743821

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020020081090A KR100676000B1 (ko) 2001-12-20 2002-12-18 공냉식 구성부품 및 일체식 표면 형상부 형성 방법

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6610385B2 (ko)
EP (1) EP1321712B1 (ko)
JP (1) JP4307059B2 (ko)
KR (1) KR100676000B1 (ko)
DE (1) DE60201406T2 (ko)

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7104067B2 (en) * 2002-10-24 2006-09-12 General Electric Company Combustor liner with inverted turbulators
US6984277B2 (en) * 2003-07-31 2006-01-10 Siemens Westinghouse Power Corporation Bond enhancement for thermally insulated ceramic matrix composite materials
US20050113229A1 (en) * 2003-11-25 2005-05-26 General Electric Company Universal mandrel
US20050158171A1 (en) * 2004-01-15 2005-07-21 General Electric Company Hybrid ceramic matrix composite turbine blades for improved processibility and performance
US7435058B2 (en) 2005-01-18 2008-10-14 Siemens Power Generation, Inc. Ceramic matrix composite vane with chordwise stiffener
US7776404B2 (en) * 2006-11-30 2010-08-17 General Electric Company Methods for forming thermal oxidative barrier coatings on organic matrix composite substrates
US7600979B2 (en) 2006-11-28 2009-10-13 General Electric Company CMC articles having small complex features
US20090165924A1 (en) * 2006-11-28 2009-07-02 General Electric Company Method of manufacturing cmc articles having small complex features
JP5378676B2 (ja) * 2006-11-30 2013-12-25 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 有機マトリックス複合材基材用の遮熱酸化防止コーティング及び被覆物品
US7837914B2 (en) * 2006-12-04 2010-11-23 General Electric Company Process of producing a composite component and intermediate product thereof
FR2912469B1 (fr) * 2007-02-12 2009-05-08 Snecma Propulsion Solide Sa Procede de fabrication d'une structure a lobes de melangeur de flux en cmc pour moteur aeronautique a turbine de gaz.
FR2929690B1 (fr) * 2008-04-03 2012-08-17 Snecma Propulsion Solide Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz
FR2929689B1 (fr) * 2008-04-03 2013-04-12 Snecma Propulsion Solide Chambre de combustion de turbine a gaz a parois interne et externe sectorisees
CA2731373C (en) * 2008-08-22 2014-07-08 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Heat exchange bulkhead
US8801886B2 (en) * 2010-04-16 2014-08-12 General Electric Company Ceramic composite components and methods of fabricating the same
JP5455962B2 (ja) * 2011-04-06 2014-03-26 三菱重工業株式会社 冷却構造の製造方法
DE102011103106A1 (de) * 2011-05-25 2012-11-29 Erbicol S.A. Wärmeübertrager aus keramischem Material, insbesondere für Rekuperatorbrenner, und Verfahren zu dessen Herstellung
EP2584145A1 (en) 2011-10-20 2013-04-24 Siemens Aktiengesellschaft A cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine
US8967974B2 (en) 2012-01-03 2015-03-03 General Electric Company Composite airfoil assembly
US10100664B2 (en) 2012-07-31 2018-10-16 General Electric Company Ceramic centerbody and method of making
EP2971584B1 (en) 2013-03-11 2019-08-28 Rolls-Royce Corporation Compliant intermediate component of a gas turbine engine and method of assembling this component
US9896954B2 (en) 2014-10-14 2018-02-20 Rolls-Royce Corporation Dual-walled ceramic matrix composite (CMC) component with integral cooling and method of making a CMC component with integral cooling
US10309257B2 (en) 2015-03-02 2019-06-04 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine assembly with load pads
US20170159487A1 (en) * 2015-12-02 2017-06-08 General Electric Company HT Enhancement Bumps/Features on Cold Side
US10436062B2 (en) * 2016-11-17 2019-10-08 United Technologies Corporation Article having ceramic wall with flow turbulators
WO2019194860A2 (en) * 2017-09-27 2019-10-10 Siemens Aktiengesellschaft 3d cmc material having a thermal protection layer
US11402097B2 (en) 2018-01-03 2022-08-02 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine
US11820716B2 (en) 2018-10-18 2023-11-21 Rolls Royce North American Technologies Inc. Method of fabricating cooling features on a ceramic matrix composite (CMC) component

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5184455A (en) * 1991-07-09 1993-02-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Ceramic blanket augmentor liner
US5331816A (en) * 1992-10-13 1994-07-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor fiber reinforced glass ceramic matrix liner with embedded refractory ceramic tiles
DE4343120A1 (de) * 1993-12-17 1995-06-22 Abb Patent Gmbh Thermische Isolation
WO1999006771A1 (en) * 1997-07-31 1999-02-11 Alliedsignal Inc. Rib turbulators for combustor external cooling
US6468669B1 (en) * 1999-05-03 2002-10-22 General Electric Company Article having turbulation and method of providing turbulation on an article
US6277313B1 (en) * 1999-08-23 2001-08-21 Northrop Grumman Corporation Combination continuous woven-fiber and discontinuous ceramic-fiber structure

Also Published As

Publication number Publication date
US20030129338A1 (en) 2003-07-10
JP4307059B2 (ja) 2009-08-05
KR20030053013A (ko) 2003-06-27
DE60201406T2 (de) 2006-03-09
JP2003214186A (ja) 2003-07-30
EP1321712B1 (en) 2004-09-29
DE60201406D1 (de) 2004-11-04
US6610385B2 (en) 2003-08-26
EP1321712A1 (en) 2003-06-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR100676000B1 (ko) 공냉식 구성부품 및 일체식 표면 형상부 형성 방법
US6709230B2 (en) Ceramic matrix composite gas turbine vane
US20230304408A1 (en) Component for a gas turbine engine
US7255535B2 (en) Cooling systems for stacked laminate CMC vane
US7658590B1 (en) Turbine airfoil with micro-tubes embedded with a TBC
US7579094B2 (en) Use of biased fabric to improve properties of SiC/SiC ceramic composites for turbine engine components
US7754126B2 (en) Interlaminar tensile reinforcement of SiC/SiC CMC's using fugitive fibers
US8272843B1 (en) TBC with fibrous reinforcement
EP1826362B1 (en) Manufacture of CMC articles having small complex features
US10472972B2 (en) Thermal management of CMC articles having film holes
US20100074726A1 (en) Gas turbine airfoil
US8202588B2 (en) Hybrid ceramic structure with internal cooling arrangements
EP3150801A1 (en) Cmc film cooled gas turbine engine component
US20170328223A1 (en) Hybrid ceramic matrix composite materials
US10767494B2 (en) CMC aerofoil
EP3150802A1 (en) Film cooled gas turbine engine component made of cmc
US20170198911A1 (en) CMC Articles Having Small Complex Features for Advanced Film Cooling
US11149553B2 (en) Ceramic matrix composite components with heat transfer augmentation features

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20130109

Year of fee payment: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20140108

Year of fee payment: 8

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20150107

Year of fee payment: 9

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20160111

Year of fee payment: 10

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170116

Year of fee payment: 11

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20180109

Year of fee payment: 12

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190102

Year of fee payment: 13