KR20070026000A - 블레이드용 제조 및 검사 가능한 마이크로회로 냉각 - Google Patents

블레이드용 제조 및 검사 가능한 마이크로회로 냉각 Download PDF

Info

Publication number
KR20070026000A
KR20070026000A KR1020060074027A KR20060074027A KR20070026000A KR 20070026000 A KR20070026000 A KR 20070026000A KR 1020060074027 A KR1020060074027 A KR 1020060074027A KR 20060074027 A KR20060074027 A KR 20060074027A KR 20070026000 A KR20070026000 A KR 20070026000A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
forming
airfoil
cooling
microcircuits
turbine engine
Prior art date
Application number
KR1020060074027A
Other languages
English (en)
Inventor
프랭크 쿤하
옴 파카쉬 샤르마
에드워드 에프. 피트라스즈키비치
Original Assignee
유나이티드 테크놀로지스 코포레이션
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=37199081&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=KR20070026000(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by 유나이티드 테크놀로지스 코포레이션 filed Critical 유나이티드 테크놀로지스 코포레이션
Publication of KR20070026000A publication Critical patent/KR20070026000A/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
    • B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • 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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/003—Arrangements for testing or measuring
    • 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
    • F01D5/005—Repairing methods or 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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F2998/00—Supplementary information concerning processes or compositions relating to powder metallurgy
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • F05D2230/211—Manufacture essentially without removing material by casting by precision casting, e.g. microfusing or investment casting
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • 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
    • F05D2260/203—Heat transfer, e.g. cooling by transpiration cooling
    • 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
    • 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
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

터빈 엔진 구성품의 제조 방법은 터빈 엔진 구성품의 에어포일부의 제1 절반부를 형성하는 단계와, 에어포일부의 제1 절반부의 노출된 내벽에 적어도 하나의 통로를 갖는 복수의 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함한다. 본 방법은 상기 터빈 엔진 구성품의 에어포일부의 제2 절반부를 형성하는 단계와, 에어포일부의 제2 절반부의 노출된 내벽에 적어도 하나의 통로를 갖는 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 더 포함한다. 따라서, 냉각 마이크로회로가 형성되고 검사된 후에 제1 절반부는 제2 절반부와 접촉 관계로 배치된다. 제1 절반부 및 제2 절반부는 함께 결합되어 에어포일부를 형성한다.
터빈 엔진 구성품, 에어포일부, 냉각 마이크로회로, 플랫폼, 주조 유닛

Description

블레이드용 제조 및 검사 가능한 마이크로회로 냉각 {MANUFACTURABLE AND INSPECTABLE MICROCIRCUIT COOLING FOR BLADES}
도1은 본 발명에 따라 형성된 제1 에어포일 절반부를 갖는 터빈 엔진 구성품의 에어포일부를 도시한다.
도2는 복수의 지점에서 도1의 에어포일 절반부 내에 설치될 수 있는 냉각 마이크로회로를 도시한다.
도3은 본 발명에 따라 형성된 제2 에어포일 절반부 및 냉각 마이크로회로용 지점들을 도시한다.
도4a 및 도4b는 본 발명에 따라 형성된 터빈 엔진 구성품 및 구성품의 다양한 부분에 대한 분할선(split line)을 도시한다.
도5는 터빈 엔진 구성품으로 조립될 수 있는 구조물을 도시한다.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
10 : 에어포일부
12, 14 : 에어포일 절반부
20, 22 : 내벽 표면
24 : 주조 유닛
26 : 분할선
102 : 플랫폼
120, 120' : 마이크로회로
128 : 덮개판
본 발명은 복수의 냉각 마이크로회로를 구비하는 에어포일부를 갖는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법 및 그에 의해 형성된 터빈 엔진 구성품에 관한 것이다.
고압 터빈 블레이드 에어포일과 같은 터빈 엔진 구성품은 가혹한 환경에 직면하며, 버너와 같은 다른 구성품으로부터의 극도로 뜨거운 가스에 노출된다. 이러한 구성품의 에어포일부는 다양한 열적 부하를 받게 된다. 그 결과, 에어포일부는 국부적으로 냉각될 필요가 있다. 에어포일부를 냉각하기 위한 기구는 설계에 따라 다양하지만, 냉각 유동을 최소화시키는 어떤 최적의 구성은 있다.
오늘날에, 터빈 엔진 구성품의 에어포일부의 냉각 마이크로회로는 이중벽 설계의 내화 금속 코어를 사용하여 형성될 수 있다. 내화 금속 코어 재료는 높은 용융점을 갖는데, 이것은 내화 금속 코어 재료가 용출되어 주조 구성품의 벽 내에 내부 마이크로회로 통로를 형성하기 전에 정밀 주조(investment casting) 동안에 처리되기에 바람직하도록 만든다. 이러한 기술이 매우 바람직한 냉각 마이크로회로를 형성하는데 효율적이기는 하지만, 냉각 마이크로회로가 에어포일부의 벽 내에 형성되기 때문에 이와 같이 형성된 마이크로회로를 검사하는 것은 곤란하다.
따라서, 본 발명의 일 목적은 큰 어려움 없이 검사될 수 있는 냉각 마이크로회로를 구비하는 에어포일부를 갖는 터빈 엔진 구성품을 형성하기 위한 방법을 제공하기 위한 것이다.
본 발명에 따라, 에어포일부를 갖는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법이 제공된다. 본 방법은 터빈 엔진 구성품의 에어포일부의 제1 절반부를 형성하는 단계와, 에어포일부의 제1 절반부의 노출된 내벽 표면에 적어도 하나의 통로를 갖는 복수의 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 대체로 포함한다. 본 방법은 터빈 엔진 구성품의 에어포일부의 제2 절반부를 형성하는 단계와, 에어포일부의 제2 절반부의 노출된 내벽 표면에 적어도 하나의 통로를 갖는 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계와, 냉각 마이크로회로가 형성되고 검사된 후에 제1 절반부를 제2 절반부와 접촉 관계로 배치하는 단계를 더 포함한다.
본 발명의 방법은 고압 터빈 블레이드와 같은 터빈 엔진 구성품용 에어포일부가 용이하게 검사될 수 있는 마이크로회로 형태의 냉각 형상부를 구비하며 용이하게 제조될 수 있다는 점에서 상당히 유리하다.
또한, 본 발명에 따르면, 터빈 엔진 구성품은 접촉 관계에 있는 제1 에어포일 절반부와 제2 에어포일 절반부를 갖는 에어포일부를 대체로 포함하며, 상기 제1 에어포일 절반부와 상기 제2 에어포일 절반부 각각은 내벽 표면에 복수의 냉각 마이크로회로 형상부를 갖는다.
본 발명의 블레이드용 제조 및 검사가능한 마이크로회로 냉각의 다른 목적 및 그에 수반하는 장점뿐만 아니라 다른 상세한 점은 이하의 상세한 설명과, 동일한 도면 부호가 동일한 요소를 나타내는 첨부하는 도면에 설명된다.
지금부터 도면을 참조하면, 도1은 고압 터빈 블레이드 또는 베인과 같은 터빈 엔진 구성품의 에어포일부(10)의 제1 에어포일 절반부(12)를 도시한다. 에어포일부(10)는 도3에 도시된 것과 같은 제2 절반부(14)를 갖는다. 에어포일 절반부(12, 14)는 임의의 희망 형상을 가질 수 있으며, 리브(16, 18)와 같은 내부 구조물을 포함할 수 있다. 이하에서 설명될 것과 같이, 에어포일 절반부(12, 14)는 각각의 내벽 표면(20, 22)이 노출되도록 형성된다. 함께 결합되는 경우에, 에어포일 절반부(12, 14)는 도4a 및 도4b에 도시된 것과 같은 터빈 엔진 구성품(50)의 에어포일부(10)를 형성한다.
에어포일 절반부(12, 14)는 공지된 임의의 적합한 재료로부터 공지된 임의의 적합한 방식으로 주조될 수 있다. 예컨대, 에어포일 절반부(12, 14)는 니켈계, 코발트계, 철계, 또는 티타늄계 합금 재료로부터 형성될 수 있다.
본 발명의 양호한 실시예에서, 에어포일 절반부(12, 14)는 터빈 엔진 구성품(50)으로 형성될 수 있는 도5에 도시된 것과 같은 구조물(100)로부터 형성될 수 있다. 구조물(100)은 선단 에지(104), 후단 에지(106), 제1 측면 에지(108), 및 제2 측면 에지(110)를 갖는 플랫폼(102)을 포함할 수 있다. 또한, 구조물(100)은 에지(108)를 따라서 제1 에어포일 절반부(12)와, 에지(110)를 따라서 제2 에어포일 절반부(14)를 포함할 수 있다. 또한, 구조물(100)은 플랫폼(102)의 아래쪽에 형성 된 부착부(52)와 같은 형상부와, 에어포일 절반부(12, 14) 각각의 외부 표면(114 또는 116)과 플랫폼(102)의 표면 사이에 형성된 필렛(112)을 가질 수 있다. 구조물(100)에 대한 장점 중 하나는 인접한 구조물(100)의 절반부(12, 14)들이 함께 결합되기 전에 내벽 표면(20, 22)이 노출된다는 것이다. 내벽 표면(20, 22)이 노출되기 때문에, 하나 이상의 냉각 마이크로회로가 내벽 표면(20, 22)에 용이하게 형성될 수 있다. 마이크로회로의 형상 및 개수는 소기의 환경에서의 에어포일부(10)의 냉각 요구를 최적화하도록 선택될 수 있다.
도1은 에어포일 절반부(12, 14)를 형성하도록 본 발명을 실시함에 있어 주조 유닛(24)에서 사용될 수 있는 분할선(26)의 한 형태를 도시한다. 분할선(26)은 에어포일부의 낮은 응력선을 따라서 양호하게는 형성된다.
도1 및 도2를 참조하면, 하나 이상의 마이크로회로(120)가 공지된 임의의 적합한 기술을 사용하여 에어포일 절반부(12)의 내벽 표면(20)에 형성될 수 있다. 예컨대, 각각의 마이크로회로(120)는 필요한 경우에는 통로용 입구(124) 및 출구(126) 뿐만 아니라 냉각 유체용의 하나 이상의 통로를 형성하는, 페데스탈(pedestal) 구조물과 같은 다수의 요소 또는 내부 형상부(122)가 주조된 주조 구조물일 수 있다. 다르게는, 냉각 유체용 통로와 통로용 입구(124) 및 출구(126)를 형성하는 요소 또는 내부 형상부(122)를 형성하기 위해, 각각의 마이크로회로(120)는 임의의 공지된 적합한 기술을 사용하여 기계가공될 수 있다. 또다른 방법에서는, 내부 형상부 또는 요소(122)는 최종 두께에 대한 화학적 밀링(chemical milling), 표면 연삭(surface grinding), 및 열간 가공(hot-working)의 조합 또는 표면 마무리 제어를 수반하는 합금전 분말에 의해 형성된 플라즈마 분무 두께(plasma spraying thickness)를 사용하는 금속 매트릭스 합성물을 사용하여 형성될 수 있다.
전술한 바와 같이, 마이크로회로(120)의 정확한 구성은 터빈 엔진 구성품의 최종 용도의 함수이다. 이러한 방식으로 마이크로회로(120)를 형성하는 하나의 장점은 에어포일부(10)의 조립에 앞서 용이하게 검사될 수 있다는 점이다. 또다른 장점은, 내벽의 전부 노출에 의해 내구성 및 제조의 견지에서 최적 냉각 배열의 추구가 가능하다는 점이다.
각각의 마이크로회로(120)가 검사되기 전에 또는 후에, 덮개판(128)은 각각의 마이크로회로(120) 위에 배치될 수 있고 요소(122)들 중 하나 이상과 결합될 수 있다.
유사한 방식으로, 도1 및 도3에 도시된 바와 같이, 하나 이상의 부가적인 마이크로회로(120')가 에어포일 절반부(14)의 내벽 표면(22)에 형성될 수 있다. 제1 마이크로회로(120)에서와 같이, 각각의 부가적인 마이크로회로(120')는 전술한 바와 같은 공지된 임의의 적합한 기술을 사용하여 형성될 수 있고, 임의의 수의 냉각 통로를 가질 수 있다. 또한, 각각의 마이크로회로(120')는 냉각 유체용의 하나 이상의 통로 및 냉각 유체 통로용 입구(124') 및 출구(126')를 형성하는 복수의 요소 또는 내부 형상부(122')를 가질 수 있다. 각각의 부가적인 마이크로회로(120')가 검사되기 전에 또는 후에, 덮개판(128')은 각각의 마이크로회로(120') 위에 배치될 수 있으며 요소(122')에 결합될 수 있다.
덮개판(128, 128')은 브레이징(brazing), 확산 접합(diffusion bonding), 및 용접(welding)과 같은 임의의 공지된 적합한 기술을 사용하여 각각의 마이크로회로(120, 120')의 요소(122, 122')에 결합될 수 있다. 양호하게는, 덮개판(128, 128')은 고상 접합 기술(solid state bonding technique)을 사용하여 각각의 마이크로회로(120, 120')에 결합될 수 있다. 브레이징이 사용되는 경우에는, 중간층 재료가 함께 결합될 부품들에 인가된다. 중간층 재료는 브레이징 온도에서 녹으며, 결과로서 생기는 액체는 결합될 두 개의 정합 면들 사이의 경계부를 적시고 채운다. 결합되는 부품들은 브레이징 필러 금속의 완전한 용융 및 전개를 보장하기에 충분한 시간 동안만 브레이징 온도에서 유지된다. 이어서, 조립체는 필러 금속을 응고시키도록 냉각되어서 기저 금속과 상당히 다른 조성을 갖는 이음부(joint)가 된다. 필요한 경우에, 브레이징된 이음부의 품질은 사후 브레이즈 확산 열처리(post-braze diffusion heat treatment)에 의해 향상될 수 있다.
냉각 마이크로회로를 형성하기 위한 이러한 접근의 하나의 장점은, 현장에서 오염물에 의한 폐색(plugging)이 문제가 되는 경우에 덮개판(128, 128')이 용이하게 대체될 수 있다는 것이다.
마이크로회로(120, 120')가 형성되어 검사되고 덮개판(128, 128')이 설치된 후에, 구조물(100)은 디스크와 같은 (도시되지 않은) 지지구조물에 설치될 준비가 된다. 인접한 구조물(100)들은 에어포일 절반부(12)를 제2 에어포일 절반부(14)와 접촉 관계로 배치함에 의해 에어포일부(10)를 형성하는데, 에어포일 절반부(12)의 정합면(40)은 에어포일 절반부(14)의 정합면(46)에 접하거나 접촉한다.
터빈 엔진 구성품(50)을 형성하는 구조물(100)은 분할선(26)을 따라 함께 결합될 수 있다. 임의의 공지된 적합한 결합 방식이 사용될 수 있지만, 과도 액상 접합 기술(transient liquid phase bonding technique)을 사용하는 것이 바람직하다. 이러한 과도 액상 접합 기술에서는, 용융점 강하와 함께 모금속의 조성에 가까운 조성을 갖는 합금 금속의 중간층의 얇은 막을 쌓은 포일(74)을 사용하여 정합면 중간층(76)이 생성될 수 있다. 이러한 모 블레이드편을 갖는 얇은 중간층은 동시에 접합되고 가열되어 액체 중간층을 만든다. 열이 남아있는 동안, 빠른 확산이 일어난다. 중간층 조성에 있어서의 결과로서 생기는 변화는 열이 남아있는 동안에 접합의 등온 응고를 야기한다. 사후 접합 열 처리는 추가적인 부가 확산을 허용하여, 기저 모금속에 대한 미세 구조적으로 그리고 화학적으로 이상적으로 등가인 결합을 형성한다. 접합 선의 재용융 온도는 기저 블레이드 재료의 용융점에 필적한다. 효율적으로, 접합 영역의 기계적인 특성은 기저 블레이드 재료의 기계적인 특성과 비슷하다.
도4a 및 도4b는 고압 터빈 블레이드와 같은 터빈 엔진 구성품(50)을 도시한다. 압력측과 흡입측이 그들의 내벽 표면이 노출되도록 독립적으로 주조된다면, 이러한 형태의 구성품은 임의의 공지된 적합한 주조 기술을 사용하여 제조될 수 있다. 압력측 및 흡입측이 주조된 후에, 전술되고 도2에 도시된 것과 같은 하나 이상의 냉각 마이크로회로(120, 120')는 전술한 기술을 사용하여 각각의 내벽 표면에 부가될 수 있다. 냉각 마이크로회로가 부가된 후에, 임의의 플랫폼 구조물과 부착부 뿐만 아니라 압력측과 흡입측을 포함하는 주조 구조물은 전술된 기술과 같은 공 지의 임의의 적합한 기술을 사용하여 함께 결합될 수 있다.
도4a 및 도4b는 블레이드와 같은 다양한 터빈 구성품을 형성하는데 사용될 수 있는 분할선(26, 70, 72)을 도시한다. 분할선(26, 70, 72)은 사용 응력이 최소가 되는 곳에 배치된다. 분할선(26)을 따른 에어포일부(10)의 분할은 접합면에 걸친 응력이 낮은 영역 내에 놓여진다. 플랫폼의 상부 아래에서는 응력 및 온도가 덜 중요하게 되지만, 분할선(70, 72)은 부착부 내에서의 톱날형(fir-tree) 면압 응력(bearing stress)에 조절하는데 사용된다. 후단 에지에서의 분할선(26)은 필요한 경우에 후단 에지 마이크로회로의 전통적인 주조를 고려하여 정해진다.
전술한 논의로부터 알 수 있는 바와 같이, 본 발명에 적용된 기술은 이중 벽 냉각 설계와 관련된 복잡함이 없이 에어포일 설계에 마이크로회로 형상부를 실시하는 간단한 수단을 제공한다. 본 발명은 내부 검사를 용이하게 하고, 폐색 문제를 해결하며, 수많은 누설 경로를 제거함에 의해 성능을 향상시킨다.
또한, 본 명세서에 설명된 방법에 의해, 개선되고 난해하며 복잡한 냉각 마이크로회로가 양호한 접근성과, 양호한 검사성과, 향상된 주조 수율을 갖고 용이하게 만들어진다. 다른 장점은 에어포일 내부에 위치된 구멍 천공을 위한 데이텀 시스템(datum system)을 사용하여 내부로부터 냉각 구멍을 천공할 수 있는 능력이며, 따라서 생산성을 향상시킨다. 주조 분할선은 선단 에지 트렌치(trench)를 형성할 수 있다. 선단 및 후단 에지부는 세라믹 재료로 만들어질 수 있어서, 주조 분할선 개념과 함께 결합하여 냉각 유동을 더 감소시킨다.

Claims (23)

  1. 터빈 엔진 구성품의 에어포일부의 제1 절반부를 형성하는 단계와,
    상기 에어포일부의 상기 제1 절반부의 노출된 내벽 표면에 적어도 하나의 통로를 갖는 복수의 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  2. 제1항에 있어서, 상기 냉각 마이크로회로 형성 단계는 상기 적어도 하나의 통로를 형성하는 복수의 요소를 주조함에 의해 각각의 상기 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  3. 제1항에 있어서, 상기 냉각 마이크로회로 형성 단계는 상기 적어도 하나의 통로를 형성하는 복수의 요소들을 기계 가공함에 의해 각각의 상기 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  4. 제1항에 있어서, 상기 냉각 마이크로회로 형성 단계는 금속 매트릭스 합성물로부터 복수의 요소를 형성함으로써 각각의 상기 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  5. 제1항에 있어서, 상기 냉각 마이크로회로 형성 단계는 입구 및 출구를 갖는 각각의 상기 제1 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  6. 제1항에 있어서, 각각의 상기 냉각 마이크로회로 위에 각각의 덮개판을 배치하는 단계와, 상기 각각의 덮개판을 상기 냉각 마이크로회로에 브레이징 기술 또는 고상 확산 접합 기술에 의하여 결합시키는 단계를 더 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  7. 제1항에 있어서, 상기 터빈 엔진 구성품의 상기 에어포일부의 제2 절반부를 형성하는 단계와,
    상기 에어포일부의 상기 제2 절반부의 노출된 내벽 표면에 적어도 하나의 통로를 갖는 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 더 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  8. 제7항에 있어서, 상기 제1 절반부 및 상기 제2 절반부는 각각 주조에 의해 형성되는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  9. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로 형성 단계는 상기 적어도 하나의 통로를 형성하는 복수의 요소를 주조함으로써 상기 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품 의 제조 방법.
  10. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로 형성 단계는 상기 적어도 하나의 통로를 형성하는 복수의 요소를 기계 가공함으로써 상기 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  11. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로 형성 단계는 금속 매트릭스 합성물로부터 복수의 요소들을 형성함으로써 상기 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  12. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로 형성 단계는 복수의 부가적인 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  13. 제7항에 있어서, 상기 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로 형성 단계는 입구와 출구를 갖는 각각의 상기 부가적인 냉각 마이크로회로를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  14. 제7항에 있어서, 각각의 상기 부가적인 냉각 마이크로회로 위에 각각의 덮개판을 배치하는 단계와, 상기 각각의 덮개판 각각을 각각의 상기 부가적인 냉각 마이크로회로에 브레이징 기술 또는 고상 확산 접합 기술을 사용하여 결합시키는 단계를 더 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  15. 제6항에 있어서, 상기 에어포일부의 상기 제1 절반부를 상기 에어포일부의 상기 제2 절반부에 대해 접촉 관계로 배치하는 단계와,
    상기 제1 절반부를 상기 제2 절반부에 과도 액상 접합 기술을 사용하여 결합하는 단계와,
    상기 제1 절반부를 상기 제2 절반부에 접촉 관계로 배치하는 상기 단계에 앞서 각각의 상기 마이크로회로를 검사하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  16. 제7항에 있어서, 상기 제1 절반부 형성 단계는 제1 플랫폼부와, 상기 에어포일부의 상기 제1 절반부의 외부 표면과 상기 제1 플랫폼부의 표면 사이의 제1 필렛 구조물을 구비하는 상기 제1 절반부를 형성하는 단계를 포함하고,
    상기 제2 절반부 형성 단계는 제2 플랫폼부와, 상기 에어포일부의 상기 제2 절반부의 외부 표면과 상기 제2 플랫폼부의 표면 사이의 제2 필렛 구조물을 갖는 상기 제2 절반부를 형성하는 단계를 포함하는 터빈 엔진 구성품의 제조 방법.
  17. 제2 에어포일 절반부와 접촉 관계에 있는 제1 에어포일 절반부에 의해 형성되는 에어포일부를 포함하며,
    상기 제1 에어포일 절반부는 내벽 표면 및 상기 내벽 표면에 형성된 복수의 냉각 마이크로회로를 갖고,
    상기 제2 에어포일 절반부는 내벽 및 상기 제2 에어포일 절반부의 상기 내벽 표면에 형성된 적어도 하나의 부가적인 냉각 마이크로회로를 갖는 터빈 엔진 구성품.
  18. 제17항에 있어서, 상기 제1 에어포일 절반부 및 상기 제2 에어포일 절반부는 독립적인 주조 구조물인 터빈 엔진 구성품.
  19. 제17항에 있어서, 각각의 상기 마이크로회로 위에 배치된 덮개판을 더 포함하며, 각각의 상기 덮개판은 각각의 냉각 마이크로회로의 내부 형상부에 접합되는 터빈 엔진 구성품.
  20. 제17항에 있어서, 상기 제1 에어포일 절반부에 결합되는 제1 주조 플랫폼부와, 상기 제2 에어포일 절반부에 결합되는 제2 주조 플랫폼부와, 상기 제1 주조 플랫폼부에 결합되는 제1 주조 부착부와, 상기 제2 주조 플랫폼부에 결합되는 제2 주조 부착부를 더 포함하는 터빈 엔진 구성품.
  21. 제20항에 있어서, 상기 제1 에어포일 절반부와, 제1 플랫폼부와, 상기 제1 부착부는 상기 제2 에어포일 절반부와, 상기 제2 플랫폼부와, 상기 제2 부착부에 과도 액상 접합을 이용하여 결합되는 터빈 엔진 구성품.
  22. 제17항에 있어서, 상기 터빈 엔진 구성품은 터빈 블레이드인 터빈 엔진 구성품.
  23. 제17항에 있어서, 상기 제2 에어포일 절반부의 상기 내벽에 형성된 복수의 부가적인 냉각 마이크회로를 더 포함하는 터빈 엔진 구성품.
KR1020060074027A 2005-08-31 2006-08-07 블레이드용 제조 및 검사 가능한 마이크로회로 냉각 KR20070026000A (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/217,560 US7371049B2 (en) 2005-08-31 2005-08-31 Manufacturable and inspectable microcircuit cooling for blades
US11/217,560 2005-08-31

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20070026000A true KR20070026000A (ko) 2007-03-08

Family

ID=37199081

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020060074027A KR20070026000A (ko) 2005-08-31 2006-08-07 블레이드용 제조 및 검사 가능한 마이크로회로 냉각

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7371049B2 (ko)
EP (1) EP1760265B1 (ko)
JP (1) JP2007064214A (ko)
KR (1) KR20070026000A (ko)
CN (1) CN1924298A (ko)
CA (1) CA2557233A1 (ko)
SG (1) SG130131A1 (ko)
TW (1) TW200710320A (ko)

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8157527B2 (en) 2008-07-03 2012-04-17 United Technologies Corporation Airfoil with tapered radial cooling passage
US8572844B2 (en) 2008-08-29 2013-11-05 United Technologies Corporation Airfoil with leading edge cooling passage
US8303252B2 (en) 2008-10-16 2012-11-06 United Technologies Corporation Airfoil with cooling passage providing variable heat transfer rate
US8109725B2 (en) 2008-12-15 2012-02-07 United Technologies Corporation Airfoil with wrapped leading edge cooling passage
US8079821B2 (en) * 2009-05-05 2011-12-20 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with dual wall formed from inner and outer layers separated by a compliant structure
US8511994B2 (en) * 2009-11-23 2013-08-20 United Technologies Corporation Serpentine cored airfoil with body microcircuits
EP2333240B1 (en) * 2009-12-03 2013-02-13 Alstom Technology Ltd Two-part turbine blade with improved cooling and vibrational characteristics
CN102029390B (zh) * 2010-12-27 2012-05-23 西安交通大学 一种薄壁变曲率空心叶片的制造方法
US9915154B2 (en) * 2011-05-26 2018-03-13 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite airfoil structures for a gas turbine engine
US8905714B2 (en) * 2011-12-30 2014-12-09 General Electric Company Turbine rotor blade platform cooling
EP2886798B1 (en) 2013-12-20 2018-10-24 Rolls-Royce Corporation mechanically machined film cooling holes
US9669458B2 (en) 2014-02-06 2017-06-06 General Electric Company Micro channel and methods of manufacturing a micro channel
US9968991B2 (en) 2015-12-17 2018-05-15 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure
US10099276B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US10150158B2 (en) 2015-12-17 2018-12-11 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10099284B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having a catalyzed internal passage defined therein
US10046389B2 (en) 2015-12-17 2018-08-14 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US9987677B2 (en) 2015-12-17 2018-06-05 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US10137499B2 (en) 2015-12-17 2018-11-27 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US10118217B2 (en) 2015-12-17 2018-11-06 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core
US9579714B1 (en) 2015-12-17 2017-02-28 General Electric Company Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure
US10099283B2 (en) 2015-12-17 2018-10-16 General Electric Company Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein
US10335853B2 (en) 2016-04-27 2019-07-02 General Electric Company Method and assembly for forming components using a jacketed core
US10286450B2 (en) 2016-04-27 2019-05-14 General Electric Company Method and assembly for forming components using a jacketed core
US10605096B2 (en) * 2016-05-12 2020-03-31 General Electric Company Flared central cavity aft of airfoil leading edge
CA2977751A1 (en) * 2016-09-22 2018-03-22 Sulzer Management Ag Method for manufacturing or for repairing a component of a rotary machine as well as a component manufactured or repaired using such a method
GB201720829D0 (en) * 2017-12-14 2018-01-31 Rolls Royce Plc Aerofoil and method of manufacture
US10612391B2 (en) * 2018-01-05 2020-04-07 General Electric Company Two portion cooling passage for airfoil
FR3108667B1 (fr) * 2020-03-27 2022-08-12 Safran Ceram Aube de stator de turbine en matériau composite à matrice céramique

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3584972A (en) 1966-02-09 1971-06-15 Gen Motors Corp Laminated porous metal
GB1224521A (en) 1968-03-27 1971-03-10 Rolls Royce Method of making an aerofoil-shaped blade or blade blank
US3700418A (en) 1969-11-24 1972-10-24 Gen Motors Corp Cooled airfoil and method of making it
US3810711A (en) 1972-09-22 1974-05-14 Gen Motors Corp Cooled turbine blade and its manufacture
US4022542A (en) 1974-10-23 1977-05-10 Teledyne Industries, Inc. Turbine blade
GB2096525B (en) 1981-04-14 1984-09-12 Rolls Royce Manufacturing gas turbine engine blades
US4460316A (en) 1982-12-29 1984-07-17 Westinghouse Electric Corp. Blade group with pinned root
US4815939A (en) 1986-11-03 1989-03-28 Airfoil Textron Inc. Twisted hollow airfoil with non-twisted internal support ribs
JPH01313602A (ja) 1988-06-10 1989-12-19 Agency Of Ind Science & Technol 空気穴付タービンブレードの製造方法
US5405242A (en) 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
US5259730A (en) 1991-11-04 1993-11-09 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
GB2262314A (en) 1991-12-10 1993-06-16 Rolls Royce Plc Air cooled gas turbine engine aerofoil.
US5429877A (en) 1993-10-20 1995-07-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Internally reinforced hollow titanium alloy components
JP3651490B2 (ja) 1993-12-28 2005-05-25 株式会社東芝 タービン冷却翼
KR20010031463A (ko) 1997-10-27 2001-04-16 랭크 크리스토퍼 제이 주물 초합금을 접합하는 방법
JPH11323457A (ja) 1998-05-11 1999-11-26 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 繊維強化金属部品及びその製造方法
US6193465B1 (en) 1998-09-28 2001-02-27 General Electric Company Trapped insert turbine airfoil
US6162347A (en) * 1998-09-28 2000-12-19 General Electric Company Co-machined bonded airfoil
DE10005250B4 (de) 1999-02-09 2004-10-28 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zur Herstellung von faserverstärkten metallischen Bauteilen
JP2000248901A (ja) 1999-02-26 2000-09-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 中空ブレードおよびその固有振動数調整方法
US6129257A (en) 1999-12-01 2000-10-10 Allison Engine Company, Inc. High temperature brazing fixture
EP1188902A1 (de) 2000-09-14 2002-03-20 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit einer prallgekühlten Wand
DE10064267A1 (de) 2000-12-22 2002-07-04 Alstom Switzerland Ltd Verfahren zum schnellen Herstellen von hohlen Turbinenschaufeln für die Fertigungsentwicklung und Bauteiltests
WO2003048528A1 (fr) * 2001-11-30 2003-06-12 Hitachi, Ltd. Procede de reparation de pales de rotor de turbines a gaz et pale de rotor reparee
FR2851285B1 (fr) 2003-02-13 2007-03-16 Snecma Moteurs Realisation de turbines pour turbomachines ayant des aubes a frequences de resonance ajustees differentes et procede d'ajustement de la frequence de resonance d'une aube de turbine

Also Published As

Publication number Publication date
EP1760265A2 (en) 2007-03-07
CA2557233A1 (en) 2007-02-28
EP1760265A3 (en) 2010-04-21
US7371049B2 (en) 2008-05-13
SG130131A1 (en) 2007-03-20
TW200710320A (en) 2007-03-16
JP2007064214A (ja) 2007-03-15
EP1760265B1 (en) 2015-07-15
CN1924298A (zh) 2007-03-07
US20070048134A1 (en) 2007-03-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20070026000A (ko) 블레이드용 제조 및 검사 가능한 마이크로회로 냉각
EP1760264B1 (en) Turbine engine component with a cooling microcircuit and corresponding manufacturing method
US7513040B2 (en) Manufacturable and inspectable cooling microcircuits for blade-outer-air-seals
US9422828B2 (en) Bi-cast layered wall with a porous element for component cooling
US8231354B2 (en) Turbine engine airfoil and platform assembly
US8496443B2 (en) Modular turbine airfoil and platform assembly with independent root teeth
US9896943B2 (en) Gas path components of gas turbine engines and methods for cooling the same using porous medium cooling systems
US10415394B2 (en) Gas turbine engine blade with ceramic tip and cooling arrangement
US11788467B2 (en) Bladed rotor wheel
JPH05280301A (ja) 冷却用溝をフォトエッチした拡散結合エアーホイル
EP1953347B1 (en) Non-stablug stator apparatus and assembly method
JP2014139428A (ja) リソグラフィ成形技術を使用して構成要素に表面冷却チャネルを作成する方法
JP2008095693A6 (ja) タービンにおける冷却材通路付きタービン翼
US10844732B2 (en) Aerofoil and method of manufacture
US10689984B2 (en) Cast gas turbine engine cooling components
Campbell et al. Turbine engine airfoil and platform assembly

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E601 Decision to refuse application