PL200739B1 - Sposób wiercenia otworów w metalowym elemencie posiadającym powłokę bariery cieplnej - Google Patents

Sposób wiercenia otworów w metalowym elemencie posiadającym powłokę bariery cieplnej

Info

Publication number
PL200739B1
PL200739B1 PL360905A PL36090501A PL200739B1 PL 200739 B1 PL200739 B1 PL 200739B1 PL 360905 A PL360905 A PL 360905A PL 36090501 A PL36090501 A PL 36090501A PL 200739 B1 PL200739 B1 PL 200739B1
Authority
PL
Poland
Prior art keywords
hole
drilled
laser
drilling
coating
Prior art date
Application number
PL360905A
Other languages
English (en)
Other versions
PL360905A1 (pl
Inventor
Gary Loringer
Original Assignee
Turbocombustor Technology
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=24777889&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=PL200739(B1) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Turbocombustor Technology filed Critical Turbocombustor Technology
Publication of PL360905A1 publication Critical patent/PL360905A1/pl
Publication of PL200739B1 publication Critical patent/PL200739B1/pl

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/40—Removing material taking account of the properties of the material involved
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/20—Bonding
    • B23K26/32—Bonding taking account of the properties of the material involved
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/38—Removing material by boring or cutting
    • B23K26/382—Removing material by boring or cutting by boring
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/38—Removing material by boring or cutting
    • B23K26/382—Removing material by boring or cutting by boring
    • B23K26/384—Removing material by boring or cutting by boring of specially shaped holes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/38—Removing material by boring or cutting
    • B23K26/382—Removing material by boring or cutting by boring
    • B23K26/389—Removing material by boring or cutting by boring of fluid openings, e.g. nozzles, jets
    • 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
    • F01D5/186—Film 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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/001—Turbines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/34—Coated articles, e.g. plated or painted; Surface treated articles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/34—Coated articles, e.g. plated or painted; Surface treated articles
    • B23K2101/35—Surface treated articles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/08—Non-ferrous metals or alloys
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/18—Dissimilar materials
    • B23K2103/26—Alloys of Nickel and Cobalt and Chromium
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • B23K2103/50—Inorganic material, e.g. metals, not provided for in B23K2103/02 – B23K2103/26
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P2700/00—Indexing scheme relating to the articles being treated, e.g. manufactured, repaired, assembled, connected or other operations covered in the subgroups
    • B23P2700/06—Cooling passages of turbine components, e.g. unblocking or preventing blocking of cooling passages of turbine components
    • 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
    • F05D2230/10—Manufacture by removing material
    • F05D2230/13—Manufacture by removing material using lasers
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49339—Hollow blade
    • Y10T29/49341—Hollow blade with cooling passage

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Laser Beam Processing (AREA)
  • Coating By Spraying Or Casting (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Details Of Cutting Devices (AREA)

Abstract

Zapewniony jest sposób wiercenia otworu w metalowym elemencie obrabianym (1) posia- daj acym pow lok e bariery cieplnej (3) z cera- miczna pow lok a wierzchnia (2) poprzez wierce- nie laserowe otworu przeciwnego do g leboko- sci, która przechodzi przez ceramiczna pow lok e wierzchni a, ale zasadniczo nie wchodzi w g lab metalowego elementu obrabianego, a nast ep- nie wiercenie laserowe otworu w elemencie obrabianym ustawionego w jednej linii z otwór przeciwny, ma srednic e wi eksz a ni z ten otwór. PL PL PL PL PL PL PL

Description

Opis wynalazku
Przedmiotem wynalazku jest sposób wiercenia otworów w metalowym elemencie posiadającym powłokę bariery cieplnej, zwłaszcza w okładzinach komory spalania.
Okładzina komory spalania, która jest wykorzystywana w lotnictwie albo w turbinach naziemnych posiada szereg wywierconych laserowo otworów, wykonanych pod kątem, w celu wytwarzania podczas pracy efektu chłodzącego. Laserowo wywiercone otwory chłodzące są nazywane otworami efuzyjnymi. Typowy element posiada kilka tysięcy otworów efuzyjnych, w celu ułatwienia powstania odpowiedniego układu chłodzącego. Otwory efuzyjne są charakterystycznie wiercone pod bardzo stromymi kątami względem powierzchni elementu, na przykład pod kątem zawartym między 17° - 25°. Otwory efuzyjne mogą być wiercone laserowo z zastosowaniem trzech różnych sposobów takich jak wiercenie trepanacyjne; wiercenie udarowe, albo wiercenie „Laser-on-the-Fly”. Wiercenie laserowe trepanacyjne, które przebija materiał za pomocą zogniskowanej wiązki, a następnie przechodzi dookoła całego obwodu w celu wykonania otworu, jest jak dotąd najbardziej czasochłonne. Laserowa trepanacja może zabrać od 8 do 12 sekund na otwór, w zależności od grubości materiału i kąta wejścia. Sposób udarowego wiercenia laserowego wykorzystuje rozogniskowaną wiązkę laserową do wykonania otworu poprzez zastosowanie szeregu impulsowych strzałów laserowych w metal, do czasu aż otwór zostanie w całości wykonany. Wiercenie udarowe może zabrać od 1 do 5 sekund na otwór, w zależności od grubości materiału i kąta wejścia. Sposób wiercenia laserowego „Laser-on-the-Fly” jest znany z patentu USA nr 6130405 i wykorzystuje rozogniskowaną wiązkę laserową, równocześnie synchronizując prędkość urządzenia obrotowego i impulsy lasera, w celu wywiercenia wielu otworów podczas cyklu obrotowego, przy jednym impulsie występującym w każdym momencie. Wykonanie otworu sposobem „Laser-on-the-Fly” może zabrać od 0,3 do 2 sekund na otwór, w zależności od grubości materiału i kąta wejścia.
Typowym materiałem wykorzystywanym do wytwarzania okładziny komory spalania jest stop stali nierdzewnej o temperaturze topnienia około 1315,5°C (1588,7°K, 2400°F). W celu wydłużenia czasu użytkowania komory spalania, dodano powłokę bariery cieplnej (TBC) posiadającą ceramiczną warstwę wierzchnią. Jak pokazano na pos. 1. TBC zawiera zwykle powłokę wiążącą 3, która wiąże ceramiczną powłokę wierzchnią 2 z metalowym podłożem 1. Powłoką wiążącą 3 może być powłoka wiążąca 3 typu MCrAlY, gdzie M oznacza Ni, Co albo Fe albo kombinację Co i Ni; aluminitowa powłoka wiążąca; albo powłoka wiążąca platynowo-aluminitowa. Powłoką wierzchnią 2 bazującą na ceramice może być na przykład tlenek cyrkonowy stabilizowany itrem. Powłoka wiążąca 3 MCrAlY może być nakładana za pomocą różnych procesów, obejmujących napylanie plazmowe, fizyczne osadzanie pary za pomocą wiązki elektronowej albo napylanie katodowe, podczas gdy ceramiczna powłoka wierzchnia 2 może być nakładana za pomocą różnych procesów, obejmujących napylanie plazmowe, fizyczne osadzanie pary za pomocą wiązki elektronowej, napylanie katodowe i chemiczne osadzanie pary. Ceramiczna powłoka wierzchnia 2 posiada wysoką temperaturę topnienia, na przykład 3482,2°C (2755,35°K, 4500°F).
Dodanie tej powłoki bariery cieplnej, polepszając czas użytkowania i osiągi silnika, stanowi problem dla operacji wiercenia laserowego. Podczas wiercenia laserowego przez powłokę ceramiczną w głąb metalowego podłoża 1, (pos. 1) przedstawiająca schematycznie element obrabiany z otworem wywierconym zgodnie z rozwiązaniami wcześniejszymi), wytwarza się duży obszar przetopu 4 na przecięciu bazowego metalu podłoża 1 i powłoki bariery cieplnej. Ten obszar przetopu 4 został zmierzony jako wynoszący do 0,61 mm (0,024 cala) grubości. Wymagania projektowe dla okładzin komór spalania kilku określiły maksymalny poziom przetopu o grubości 0,10 mm (0,004 cala). Warstwa przetopu większa od dopuszczalnych limitów jest szkodliwa dla okresu użytkowania, ponieważ w warstwie przetopu mogą się ostatecznie wytworzyć pęknięcia naprężeniowe. Zagłębienie przetopu jest bezpośrednim wynikiem oddziaływania laserowego w miejscu gdzie TBC spotyka się z metalem bazowym. Ponieważ metal bazowy posiada temperaturę topnienia wynoszącą 1315,5°C (1588,7°K, 2400°F), o wiele niższą niż 2482,2°C (28755,35°K, 4500°F) dla ceramicznej powłoki wierzchniej, to stopiony materiał ma tendencję do wytwarzania małych zagłębień w punkcie połączenia. Kiedy zastosuje się sposób wiercenia udarowego albo „Laser-on-the-Fly”, zagłębienie wytwarza się pomiędzy pierwszym i drugim impulsem. Podczas następnych impulsów laserowych, które są wymagane do całkowitego wytworzenia otworu, stopiony materiał jest przemieszczany na zewnątrz. Kiedy materiał jest przemieszczany na zewnątrz, część stopionego materiału jest ponownie osadzania w zagłębieniu, które zostało wytworzone. Przejście w stan stały tego materiału w zagłębieniu tworzy „pęcherz” przetopu.
PL 200 739 B1
W celu zmniejszenia „pęcherza” przetopu próbowano stosować wiele różnych ustawień parametrów i kombinacji gazów wspomagających. Wyniki były podobne dla wszystkich kombinacji, które były testowane, z wyraźnie widocznym „pęcherzem” przetopu. Przy stosowaniu sposobu trepanacyjnego wiercenia laserowego „pęcherz” przetopu był eliminowany wraz z przemieszczaniem się wiązki laserowej dookoła obwodu. Jednak z powodu niezwykle długich czasów trwania cykli, które byłyby wymagane do wykonania elementów za pomocą sposobu trepanacyjnego, nie było to możliwe do przyjęcia rozwiązania.
Celem wynalazku jest opracowanie sposobu wiercenia otworów, w którym zmniejsza się albo eliminuje zagłębienie laserowego przetopu.
Sposób wiercenia otworu w metalowym elemencie obrabianym posiadającym powłokę bariery cieplnej z ceramiczną powłoką wierzchnią, według wynalazku charakteryzuje się tym, że wierci się laserowo otwór przeciwny do głębokości, która przechodzi przez ceramiczną powłokę wierzchnią, ale zasadniczo nie wchodzi w głąb metalowego elementu, a następnie wierci się laserowo otwór główny w elemencie obrabianym, ustawiony w jednej linii z otworem przeciwnym, przy czym otwór przeciwny ma średnicę większą niż otwór główny.
Korzystnie, obrabia się metalowy element stanowiący okładzinę komory spalania turbiny gazowej, a otwory główne są otworami chłodzącymi.
Korzystnie, otwór przeciwny i otwór główny wierci się za pomocą wiercenia udarowego.
Korzystnie, otwór przeciwny i otwór główny wierci się za pomocą procesu Laser-on-the-Fly.
Korzystnie, powłoką wiążącą powłoki bariery cieplnej wiąże się ceramiczną powłokę wierzchnią z metalowym elementem obrabianym.
Korzystnie, metalowy element obrabiany zawiera stop stali nierdzewnej.
Korzystnie, otwór przeciwny i otwór główny wierci się pod kątem 17 do 25 stopni względem powierzchni elementu obrabianego.
Korzystnie, stosuje się średnicę otworu przeciwnego od około 50% do 150% większą niż średnica otworu głównego.
Korzystnie, otwór przeciwny wchodzi w głąb powłoki wiążącej.
Korzystnie, stosuje się otwór przeciwny o zakrzywionej powierzchni.
Korzystnie, na ceramiczną powłokę wierzchnią stosuje się tlenek cyrkonowy stabilizowany itrem.
Korzystnie, na powłokę wiążącą stosuje się materiały wybrane z grupy składającej się z MCrAlY, gdzie M oznacza Ni, Co, Fe albo kombinację Ni i Co, aluminitu platyny i aluminitu.
Przedmiot wynalazku jest przedstawiony w przykładzie wykonania na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia schematycznie element obrabiany z wywierconym w nim otworem przeciwnym, fig. 2 schematycznie element obrabiany z otworem wywierconym według niniejszego wynalazku, fig. 3 widok pomocniczy zorientowany patrząc w dół wzdłuż linii środkowej otworu z fig. 2, fig. 4 - widok pomocniczy zorientowany patrząc w dół wzdłuż linii środkowej otworu z fig. 2.
Wiercenie laserowe (przy zastosowaniu zarówno sposobu wiercenia udarowego jak i „Laser-on-the-Fly” (LOF)) elementów do wykorzystania w lotnictwie, które zostały uprzednio powleczone powłoką bariery cieplnej (TBC), wytwarza zagłębienie laserowego przetopu, który może mieć do 0,61 mm (0,024 cala) grubości. Sposób według niniejszego wynalazku znacznie zmniejsza albo eliminuje zagłębienie laserowego obszaru przetopu 4 poprzez wykorzystanie wiązki laserowej do wykonania otworu przeciwnego 5 w powłoce bariery cieplnej, przed wywierceniem efuzyjnego chłodzącego 6.
Sposób ten umożliwia wywiercenie otworu w metalowym elemencie obrabianym posiadającym powłokę bariery cieplnej z ceramiczną powłoką wierzchnią 2. Chociaż podane są tu konkretne przykłady dotyczące okładzin komory spalania turbin gazowych wykonanych ze stopu stali nierdzewnej (na przykład GTD 222, Haynes 188 albo AMS 5878), to za pomocą tego sposobu mogą być wiercone otwory w innych elementach turbiny gazowej, takie, jak na przykład łopatki turbiny oraz dysze wyrzutowe spalin. Elementy wykonane z innych stopów, bazujących na niklu albo kobalcie, także mogą być obrabiane niniejszym sposobem. Jak pokazano na figurach, powłoka bariery cieplnej na elemencie obrabianym zawiera powłokę wiążącą 3 służącą do wiązania ceramicznej powłoki wierzchniej 2 z metalowym podłożem 1, oraz może zawierać elementy składowe powłoki wiążącej 3 i ceramicznej powłoki wierzchniej 2, które są nakładane za pomocą procesów znanych w tej dziedzinie techniki. Typowo grubość TBC dla okładziny komory spalania może wynosić od około 0,076 mm do około 0,254 mm (od około 0,003 do 0,010 cala) dla powłoki wiążącej 3 i około 0,23 mm do około 0,508 mm (około 0,009 do 0,020 cala) dla ceramicznej powłoki wierzchniej 2.
PL 200 739 B1
Podczas wiercenia otworów najpierw wiercony jest otwór przeciwny 5 (patrz fig. 1). Otwór przeciwny 5 ma większą średnicę niż otwór główny 6, o linii środkowej 7, ale jest z nim współosiowy albo też ustawiony z nim w jednej linii. Otwór przeciwny 5 wykonany za pomocą wiercenia laserowego posiada zakrzywioną albo soczewkową powierzchnię, jak pokazano na fig. 1. Średnica otworu przeciwnego 5 jest większa niż otworu głównego 6, który ma być wywiercony, w celu uniknięcia tworzenia się „pęcherza” przetopu podczas wiercenia otworu 6. Otwór przeciwny 5 rozciąga się albo przechodzi przez ceramiczną powłokę wierzchnią 2, ale zasadniczo nie wchodzi w głąb metalowego podłoża 1. Typowo otwór przeciwny 5 rozciąga się w głąb powłoki wiążącej 3, przy czym powłoka wiążąca 3 działa jako warstwa buforowa zapobiegająca uszkodzeniu metalowego podłoża 1 podczas wiercenia otworu przeciwnego 5. Średnica otworu przeciwnego 5 jest zwykle o około 50% do 150% większa od średnicy otworu głównego 6, a korzystnie większa o około 75% do 125%. Typowo dla chłodzącego otworu głównego 6 dla okładziny komory spalania jego średnica wynosi od około 0,48 mm do około 0,61 mm (od około 0,019 do 0,024 cala), podczas gdy średnica otworu przeciwnego 5 wynosi od około 1,02 mm do 1,27 mm (od około 0,040 do 0,050 cala).
Po wywierceniu otworu przeciwnego 5, otwór główny 6 jest wiercony laserowo jako ustawiony w jednej linii z otworem przeciwnym 5 (patrz fig. 2). Ponieważ otwór przeciwny 5 jest większy niż otwór główny 6, tworzenie się pęcherza przetopu na przecięciu TBC i podłoża 1 jest znacznie zmniejszone albo też się go unika.
Cylindryczna okładzina komory spalania ze stopu stali nierdzewnej (AMS 5878) została powleczona powłoką bariery cieplnej (TBC) zawierającą 0,076 mm do 0,020 mm (0,003 do 0,008 cala) powłoki wiążącej NiCrAlY (Mectco Amdry 964) i 0,23 mm do 0,355 mm (0,009 do 0,014 cala) ceramicznej powłoki wierzchniej z tlenku cyrkonowego stabilizowanego itrem (Mectco 204 NS) nałożonego poprzez napylanie plazmowe. Okładzina komory spalania wymagająca szeregu efuzyjnych otworów chłodzących została przymocowana do urządzenia obrotowego. Urządzenie obrotowe było częścią laserowego urządzenia obróbczego, które było sterowane przez urządzenie sterujące CNC i było połączone z impulsowym laserem ND:YAC. Wierceniem laserowym może być zarówno wiercenie udarowe jak i wiercenie Laser-on-the-Fly, w zależności od projektu układu otworów. Strona elementu z TBC była stroną wejściową otworu efuzyjnego.
Głowica lasera została ustawiona z wymaganym kątem (20°) wejściowym otworu efuzyjnego. Głowica lasera została rozogniskowana o określoną wielkość, w celu wykonania otworu przeciwnego 5 o średnicy 1,02 mm (0,040 cala) dla otworu efuzyjnego o średnicy 0,51 mm (0,020 cala). Zastosowano laser Lumonics JK-704 ND:YAG, którego ustawiono w tryb pracy LD1, z 200 mm soczewkami ogniskującymi. Początkowo w operacji wykonywania otworu przeciwnego 5 został wykorzystany gaz wspomagający w postaci sprężonego powietrza. Poprzez rozogniskowanie o około 12,7 mm (0,500 cala) dla dwóch impulsów laserowych wykonana została pożądana średnica 1,02 mm (0,040 cala) i głębokość 0,254 mm do 0,381 mm (0,010 do 0,015 cala) otworu przeciwnego 5, penetrującego ceramiczną powłokę wierzchnią 2 i wchodzącego w głąb warstwy powłoki wiążącej 3, ale nie w głąb podłoża 1. Wykonany został otwór przeciwny 5 taki jak pokazano na fig. 1. Wiercenie laserowe było wykonane jedynie w celu usunięcia ceramicznej powłoki wierzchniej 2 do większej średnicy niż średnica otworu efuzyjnego. Po zakończeniu wykonywania całego szeregu otworów z odpowiednimi ustawieniami otworów przeciwnych 5, głowica lasera została następnie z powrotem rozogniskowana do określonego położenia, w celu wykonania efuzyjnego chłodzącego otworu głównego 6 o pożądanej średnicy 0,51 mm (0,020 cala). Gazem wspomagającym dla operacji wiercenia otworu efuzyjnego był tlen. Następnie zostały wywiercone otwory efuzyjne ustawione w jednej linii z otworami przeciwnymi 5, za pomocą procesu udarowego wiercenia laserowego albo wiercenia laserowego „Laser-on-the-Fly”. Wykonane efuzyjne chłodzące otwory główne 6 miały zredukowany obszar przetopu 4 o około 0,025 mm do 0,05 mm (0,001 do 0,002 cala) grubości.
Porównawcza operacja wiercenia otworu chłodzącego przeprowadzona bez otworu przeciwnego 5 spowodowała powstanie pęcherza obszaru przetopu 4 o grubości około 0,254 mm do 0,51 mm (0,010 do 0,020 cala) i długości około 1,27 mm (0,050 cala).

Claims (12)

1. Sposób wiercenia otworu w metalowym elemencie obrabianym posiadającym powłokę bariery cieplnej z eerbmiezcą obwłbką wierzehcią, znamienny tym, że wierci się lbóerbwb otwór przeciwny (5) do głębokości, która przechodzi przez ceramiczną powłokę wierzchnią (2), ale zbóbaniczb nie wchodzi w głąb metalowego elementu, a następnie wierci się lbóerowo otwór główny (6) w elemencie oaraaibnym, ustawiony w jednej linii z otworem przeciwnym (5), przy czym otwór przeciwny (5) ma średnicę większą niż otwór główny (6).
2. weeduu ζθ^γζ 1, tym, że obrabia się metalowy element stancwiącc okładzinę komory spalania turbiny gazowej, a otwory główne (6) są otworami chłodzącymi.
3. Sposóbwonługzantrz.2,zznmieenn tym> żż otwOb oczeeiwoc(5) i otwOó główoc (6)wierci się za pomocą wiercenia udarowego.
4. Sposóbwonługzantrz.2,zznmieeny ttm, żż otwOb oczeeiwoc (5) i otwOb główoc (6)wierci się za pomocą procesu Laser-on-the-Fly.
5. Sposóbwonługzantrz. o, zzamieenn tt/m, żż oob/łoSą wiążącą (3) oowłoSi 0aπerccienlnct wiąże się ceramiczną powłokę wierzchnią (2) z metalowym elementem oaraaianym.
6. wedłuu ζθ-ϊγέ. 2, znnmiennn ttim, że metalowy element obrabianc zawiera stop stali nierdzewnej.
7. Sposób wonługzantrz.2, z znmieenn ttm, żż oOrwó oczeeiwoc ( (5 i otwOó główoc ( 3)wierci się pod kątem 17 do 25 stopni względem powierzchni elementu oaraaianego.
8. Sposób wonłuuzantrz. 0, oznmieenytym, żż otossje oię śreedicc cSworc oczeeiwocno ((5 od około 50% do 150% większą niż średnica otworu głównego (6).
9. Sposób wonług za^rz. 0, oznmieenytym, żż cSwOó oczeeiwoc (3)wyeoSdi w głąb oowłoSi wiążącej (3).
10. Sposób wonłuuzantrz. 0,zznmieenn ttni, 2ż stossje się cSwOó oczaeiwoc ((5 o załzawionej powierzchni.
11. Sposób wonług zantrz. (0, o znmieenn ttin, 0ż on ceramiccac oowłoSk wierzaenią (() obrysuje się tlenek cyrkonowy stabilizowany itrem.
12. Sposóbwonługzantrz. 1 zznmieenytym, żż nn powłoSk wiąbąbe ( 3)stossjesięme-erlały wybrane z grupy składającej się z MCrAlY, gdzie M oznacza Ni, Co, Fe albo kombinację Ni i Co, aluminitu platyny i aluminitu.
PL360905A 2000-10-18 2001-10-03 Sposób wiercenia otworów w metalowym elemencie posiadającym powłokę bariery cieplnej PL200739B1 (pl)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/691,767 US6573474B1 (en) 2000-10-18 2000-10-18 Process for drilling holes through a thermal barrier coating

Publications (2)

Publication Number Publication Date
PL360905A1 PL360905A1 (pl) 2004-09-20
PL200739B1 true PL200739B1 (pl) 2009-01-30

Family

ID=24777889

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PL360905A PL200739B1 (pl) 2000-10-18 2001-10-03 Sposób wiercenia otworów w metalowym elemencie posiadającym powłokę bariery cieplnej

Country Status (13)

Country Link
US (1) US6573474B1 (pl)
EP (1) EP1332016B2 (pl)
JP (1) JP3825748B2 (pl)
CN (1) CN100374242C (pl)
AT (1) ATE461005T1 (pl)
AU (1) AU2002214548A1 (pl)
CA (1) CA2425895C (pl)
CZ (1) CZ301856B6 (pl)
DE (1) DE60141593D1 (pl)
HK (1) HK1062282A1 (pl)
MX (1) MXPA03003337A (pl)
PL (1) PL200739B1 (pl)
WO (1) WO2002032614A1 (pl)

Families Citing this family (57)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2351765A3 (en) 2001-07-10 2012-02-22 Lakewood-Amedex, Inc Oligonucleotide-containing pharmacological compositions and their use
GB2381489B (en) 2001-10-30 2004-11-17 Rolls Royce Plc Method of forming a shaped hole
US7411150B2 (en) * 2002-06-12 2008-08-12 Alstom Technology Ltd. Method of producing a composite component
CN100368588C (zh) 2002-08-02 2008-02-13 三菱重工业株式会社 热障涂层形成方法、掩蔽销以及燃烧室过渡连接件
ATE375841T1 (de) 2003-08-27 2007-11-15 Alstom Technology Ltd Adaptive automatisierte bearbeitung von überfüllten kanälen
EP2168711A3 (de) * 2003-10-06 2012-01-25 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Herstellung eines Lochs
US7805822B2 (en) * 2003-12-15 2010-10-05 Turbocombustor Technology, Inc. Process for removing thermal barrier coatings
US20050219327A1 (en) * 2004-03-31 2005-10-06 Clarke Leo C Features in substrates and methods of forming
DE102004034721A1 (de) * 2004-07-17 2006-02-16 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Ausbilden einer Bohrung
US20060016191A1 (en) * 2004-07-23 2006-01-26 Honeywell International Inc. Combined effusion and thick TBC cooling method
US7216485B2 (en) * 2004-09-03 2007-05-15 General Electric Company Adjusting airflow in turbine component by depositing overlay metallic coating
EP1712739A1 (de) * 2005-04-12 2006-10-18 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit Filmkühlloch
JP4931507B2 (ja) * 2005-07-26 2012-05-16 スネクマ 壁内に形成された冷却流路
EP1942250A1 (de) * 2007-01-05 2008-07-09 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit schräg verlaufenden Vertiefungen in der Oberfläche und Verfahren zum Betreiben einer Turbine
US7992272B2 (en) 2007-05-29 2011-08-09 Metem Corporation Method and apparatus for milling thermal barrier coated metals
US7820267B2 (en) * 2007-08-20 2010-10-26 Honeywell International Inc. Percussion drilled shaped through hole and method of forming
US20090142548A1 (en) * 2007-10-18 2009-06-04 David Bruce Patterson Air cooled gas turbine components and methods of manufacturing and repairing the same
DE102009007164A1 (de) * 2009-02-03 2010-08-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zum Ausbilden einer Kühlluftöffnung in einer Wand einer Gasturbinenbrennkammer sowie nach dem Verfahren hergestellte Brennkammerwand
US8857055B2 (en) * 2010-01-29 2014-10-14 General Electric Company Process and system for forming shaped air holes
US8905713B2 (en) 2010-05-28 2014-12-09 General Electric Company Articles which include chevron film cooling holes, and related processes
US8673397B2 (en) * 2010-11-10 2014-03-18 General Electric Company Methods of fabricating and coating a component
US20120164376A1 (en) * 2010-12-23 2012-06-28 General Electric Company Method of modifying a substrate for passage hole formation therein, and related articles
FR2970666B1 (fr) * 2011-01-24 2013-01-18 Snecma Procede de perforation d'au moins une paroi d'une chambre de combustion
US10113435B2 (en) 2011-07-15 2018-10-30 United Technologies Corporation Coated gas turbine components
US9434025B2 (en) 2011-07-19 2016-09-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US8631557B2 (en) 2011-07-19 2014-01-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US20130020291A1 (en) * 2011-07-19 2013-01-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US8624151B2 (en) 2011-07-19 2014-01-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Laser drilling methods of shallow-angled holes
US9052707B2 (en) * 2011-12-02 2015-06-09 United Technologies Corporation Turbomachine component machining method
EP2602352A1 (de) 2011-12-05 2013-06-12 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit Filmkühlloch
JP6212051B2 (ja) * 2011-12-20 2017-10-11 アイピージー フォトニクス コーポレーション 高出力ファイバーレーザー流出孔穿孔装置、および高出力ファイバーレーザー流出孔穿孔装置を使用する方法
GB201205011D0 (en) * 2012-03-22 2012-05-09 Rolls Royce Plc A thermal barrier coated article and a method of manufacturing a thermal barrier coated article
EP2872286B1 (en) * 2012-07-12 2018-09-19 Ansaldo Energia IP UK Limited Method for repairing a single crystal turbine blade
CN102880116B (zh) * 2012-08-27 2014-09-17 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种用于激光加工多波群孔的数据采集及优化方法
CN102794618A (zh) * 2012-09-12 2012-11-28 沈阳飞机工业（集团）有限公司 型胎侧面斜切口的加工方法
US20140126995A1 (en) * 2012-11-06 2014-05-08 General Electric Company Microchannel cooled turbine component and method of forming a microchannel cooled turbine component
JP6057778B2 (ja) 2013-02-27 2017-01-11 本田技研工業株式会社 レーザ加工装置
JP5908009B2 (ja) * 2013-08-20 2016-04-26 三菱重工業株式会社 レーザ加工方法及びレーザ加工装置
US9410702B2 (en) 2014-02-10 2016-08-09 Honeywell International Inc. Gas turbine engine combustors with effusion and impingement cooling and methods for manufacturing the same using additive manufacturing techniques
CN103990910B (zh) * 2014-05-20 2015-08-05 西安交通大学 一种带热障涂层涡轮叶片气膜冷却孔的制备方法
US11280214B2 (en) * 2014-10-20 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component
KR102405991B1 (ko) * 2014-11-21 2022-06-10 에이치2 아이피 유케이 리미티드 화염시트 연소기 윤곽형 라이너
US10533749B2 (en) 2015-10-27 2020-01-14 Pratt & Whitney Cananda Corp. Effusion cooling holes
US10871075B2 (en) 2015-10-27 2020-12-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling passages in a turbine component
JP6647888B2 (ja) * 2016-01-29 2020-02-14 ビアメカニクス株式会社 レーザ加工方法及びレーザ加工装置
US10458251B2 (en) * 2016-04-15 2019-10-29 General Electric Company Airfoil cooling using non-line of sight holes
US10415396B2 (en) * 2016-05-10 2019-09-17 General Electric Company Airfoil having cooling circuit
CN106640424A (zh) * 2016-10-26 2017-05-10 湖北航天技术研究院总体设计所 一种液体火箭发动机燃烧室
US20180128177A1 (en) * 2016-11-07 2018-05-10 General Electric Company Method for forming a hole in an engine component
US11187105B2 (en) * 2017-02-09 2021-11-30 General Electric Company Apparatus with thermal break
US10895157B2 (en) * 2017-04-24 2021-01-19 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with air-cooling features, and related methods of manufacturing the same
US10722982B2 (en) * 2017-08-03 2020-07-28 General Electric Company Method of forming a hole in a coated component
US10399158B2 (en) * 2017-08-28 2019-09-03 United Technologies Corporation Entrance and exit chip rings for balancing broach forces
SG10201708210PA (en) * 2017-10-05 2019-05-30 United Technologies Corp Multi-step clearance of coating
US11407067B2 (en) * 2018-06-29 2022-08-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for repairing a part
CN110561055A (zh) * 2019-10-08 2019-12-13 山东红旗机电集团股份有限公司 飞行器发动机排气管加工成套设备以及加工工艺
US11585224B2 (en) 2020-08-07 2023-02-21 General Electric Company Gas turbine engines and methods associated therewith

Family Cites Families (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4169976A (en) 1976-02-27 1979-10-02 Valfivre S.P.A. Process for cutting or shaping of a substrate by laser
US4756765A (en) 1982-01-26 1988-07-12 Avco Research Laboratory, Inc. Laser removal of poor thermally-conductive materials
US4808785A (en) * 1986-11-13 1989-02-28 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method and apparatus for making diffused cooling holes in an airfoil
US4818834A (en) † 1988-03-21 1989-04-04 Raycon Corporation Process for drilling chamfered holes
GB8809666D0 (en) * 1988-04-23 1988-05-25 Amchem Co Ltd Machining method & apparatus
JPH03142090A (ja) * 1989-10-27 1991-06-17 Canon Inc プリント配線基板の穴明け加工装置
GB8918606D0 (en) 1989-08-15 1989-09-27 Amchem Co Ltd Laser machining of holes
US5216808A (en) 1990-11-13 1993-06-08 General Electric Company Method for making or repairing a gas turbine engine component
US5181379A (en) * 1990-11-15 1993-01-26 General Electric Company Gas turbine engine multi-hole film cooled combustor liner and method of manufacture
US5683600A (en) * 1993-03-17 1997-11-04 General Electric Company Gas turbine engine component with compound cooling holes and method for making the same
JP3611607B2 (ja) * 1994-10-12 2005-01-19 石川島播磨重工業株式会社 エンジン部品のクーリングホール再加工方法
JPH08278029A (ja) 1995-02-06 1996-10-22 Toshiba Corp 燃焼器用ライナー及びその製造方法
JPH08323488A (ja) * 1995-05-31 1996-12-10 Shinozaki Seisakusho:Kk レーザ光によるプリント配線板の孔あけ加工方法
US5747769A (en) * 1995-11-13 1998-05-05 General Electric Company Method of laser forming a slot
US5609779A (en) * 1996-05-15 1997-03-11 General Electric Company Laser drilling of non-circular apertures
US5771577A (en) * 1996-05-17 1998-06-30 General Electric Company Method for making a fluid cooled article with protective coating
JPH106059A (ja) * 1996-06-25 1998-01-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd シェイプド冷却穴加工方法
GB9617093D0 (en) 1996-08-14 1996-09-25 Rolls Royce Plc A method of drilling a hole in a workpiece
US5760369A (en) * 1996-09-20 1998-06-02 Uniek, Inc. Method of laser cutting paper cards for use in paper sculpture
US6383602B1 (en) 1996-12-23 2002-05-07 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture
US6172331B1 (en) * 1997-09-17 2001-01-09 General Electric Company Method and apparatus for laser drilling
US6365013B1 (en) * 1997-11-03 2002-04-02 Siemens Aktiengesellschaft Coating method and device
GB9723762D0 (en) * 1997-11-12 1998-01-07 Rolls Royce Plc A method of coating a component
EP0950463B1 (de) * 1998-03-23 2002-01-23 Alstom Nichtkreisförmige Kühlbohrung und Verfahren zur Herstellung derselben
FR2781707B1 (fr) * 1998-07-30 2000-09-08 Snecma Procede d'usinage par laser excimere de trous ou de formes a profil variable
US6130405A (en) 1998-09-10 2000-10-10 Chromalloy Gas Turbine Corporation Laser drilling holes in a cylindrical workpiece
US6234755B1 (en) * 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture
US6243948B1 (en) * 1999-11-18 2001-06-12 General Electric Company Modification and repair of film cooling holes in gas turbine engine components

Also Published As

Publication number Publication date
MXPA03003337A (es) 2003-06-19
WO2002032614A1 (en) 2002-04-25
ATE461005T1 (de) 2010-04-15
JP3825748B2 (ja) 2006-09-27
PL360905A1 (pl) 2004-09-20
CN100374242C (zh) 2008-03-12
CA2425895A1 (en) 2002-04-25
US6573474B1 (en) 2003-06-03
EP1332016A1 (en) 2003-08-06
EP1332016B2 (en) 2015-07-15
CZ20031343A3 (cs) 2004-01-14
EP1332016B1 (en) 2010-03-17
EP1332016A4 (en) 2008-02-06
HK1062282A1 (en) 2004-10-29
CN1469792A (zh) 2004-01-21
AU2002214548A1 (en) 2002-04-29
JP2004511350A (ja) 2004-04-15
CA2425895C (en) 2007-04-24
DE60141593D1 (de) 2010-04-29
CZ301856B6 (cs) 2010-07-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
PL200739B1 (pl) Sposób wiercenia otworów w metalowym elemencie posiadającym powłokę bariery cieplnej
Gautam et al. Pulsed Nd: YAG laser beam drilling: A review
EP1062070B1 (en) Combined percussion and trepan laser drilling
US6420677B1 (en) Laser machining cooling holes in gas turbine components
US8153923B2 (en) Method for producing a hole
US6914214B2 (en) Method of forming a shaped hole
Corcoran et al. The laser drilling of multi-layer aerospace material systems
JP2009523616A (ja) 孔の製造方法
US7837925B2 (en) Method for laser drilling a component made of a ceramic matrix composite, the method including a step of trepanning and a step of removing slag by enlarging the laser beam, hold obtained by this method, component made of a ceramic matrix composite containing it, and turbojet comprising such a component
EP2322762A1 (de) Modulares Turbinenbauteil und Verfahren zu dessen Herstellung
Horn et al. Microholes in zirconia-coated Ni-superalloys for transpiration cooling of turbine blades
Naeem et al. Laser percussion drilling of coated and uncoated aerospace materials with a high beam quality and high peak power lamp pumped pusled Nd: YAG laser
Perveen et al. Pulsed laser machining of high-performance engineering and biomedical alloys
Corcoran et al. The laser drilling of multi-layer Rene80 and X40 material systems
Forget et al. Laser-drilling application to a ceramic-coated alloy
Duvall The Use of Lasers in Gas Turbine Manufacturing
Naeem et al. 2D and 3D Flexible Laser System for Precision Cutting, Welding and Drilling Applications
Naeem et al. Dual mode high brightness fiber laser for ablation and drilling of aerospace superalloys