KR101811112B1 - 터빈 날개 가공 방법, 가공 공구 및 터빈 날개 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 터빈 날개 표면에서 내부로 관통하는 관통공을 효율 좋게 가공할 수 있는 터빈 날개 가공 방법, 가공 공구 및 터빈 날개를 제공한다. 기체 표면에 보호막이 형성된 터빈 날개 관통공을 가공하는 터빈 날개 가공 방법으로서, 선단에 연마 영역이 설치된 가공 공구를 연마 영역이 관통공 표면과 대면하는 방향으로 관통공에 삽입하는 삽입 공정과, 관통공에 삽입한 가공 공구의 연마 영역에서 관통공에 적층된 보호막을 연마하여 관통공에 적층된 보호막을 제거하는 제거 공정을 갖는다.

Description

터빈 날개 가공 방법, 가공 공구 및 터빈 날개{TURBINE BLADE MACHINING METHOD, MACHINING TOOL, AND TURBINE BLADE}
본 발명은 관통공이 형성된 터빈 날개 가공 방법, 가공 공구 및 터빈 날개 가공 방법 또는 가공 공구로 가공된 터빈 날개에 관한 것이다.
가스 터빈이나 증기 터빈 등은 유체(연소 가스나 증기)가 유통하는 경로에 터빈 고정 날개와 터빈 운동 날개가 배치되어 있다. 고정 날개는 차실 등의 고정 측 부재에 지지되어 있고, 터빈 운동 날개는 회전축 등의 회전 측 부재에 지지되어 있다.
터빈 고정 날개와 터빈 운동 날개를 포함하는 터빈 날개는 표면에 내부 공간까지 연결된 관통공을 설치하는 경우가 있다. 이 관통공은, 예를 들어 내부에서 냉각용 공기를 배출시킴으로써 터빈 날개를 필름 냉각하는 필름 냉각공이다.
이 터빈 날개에 관통공을 형성하는 방법(터빈 날개 가공 방법)으로서는 여러 방법이 제안되어 있다(특허문헌 1, 2 참조). 예를 들어 특허문헌 1에는 날개 기재에 본드 코트를 설치하고 필름 냉각공을 천공하며 탑코트를 형성하고, 냉각공열(列)을 포함하는 영역의 탑코트를 에어 블라스트 혹은 워터 제트로 제거하는 방법이 기재되어 있다. 또한 특허문헌 2에는 조량(調量)공과 냉각공 출구와 트로프(Trough)부로 이루어지는 냉각공을 갖는 가스 터빈 엔진 금속 부품에 차열 코팅을 설치하고, 워터 제트 혹은 레이저에 의해 먼저 조량공에 부착된 코팅을 제거하고, 이어서 냉각공 출구에 부착 분을 제거하며 마지막으로 트로프부 코팅을 제거하는 방법이 기재되어 있다.
일본특허공개 제2012-82700호 공보 일본특허공개 제2012-140952호 공보
특허문헌 1 또는 2에 나타낸 바와 같이, 터빈 날개는 관통공이 형성된 기체(기재) 표면에 용사(Thermal Spraying) 등에 의해 보호막(예를 들어 내열 기능을 향상시키는 막)을 적층시키고, 보호막에 의해 관통공이 막히지 않도록 보호막 중 관통공에 적층되거나 관통공 내부에 들어간 부분을 제거한다. 이때, 특허문헌 1 및 2에서는 에어 블라스트, 워터 제트 및 레이저에 의해 관통공에 영향이 있는 보호막을 제거하고 있다.
그러나 에어 블라스트나 워터 제트를 사용할 경우에는 관통공을 가공할 수 있도록 관통공 패턴을 형성한 마스크(차폐판)을 사용할 필요가 있거나, 기체로의 영향을 억제하기 위해 가공 조건을 조정해야 할 필요가 있다. 또한 가공 시에 부여하는 힘을 작게 하면 가공에 시간이 걸리고, 가공 시에 부여하는 힘을 크게 하면 기체에 영향을 주게 될 우려가 커진다. 또한 레이저를 사용할 경우 관통공 형상에 따른 가공 조건 제정이 곤란해지고, 가공 효율 향상에 한계가 있다.
본 발명은 상술한 과제를 해결하는 것이며, 터빈 날개 표면에서 내부로 관통하는 관통공을 효율 좋게 가공할 수 있는 터빈 날개 가공 방법, 가공 공구 및 터빈 날개를 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 터빈 날개 가공 방법은 기체 표면에 보호막이 형성된 터빈 날개 관통공을 가공하는 터빈 날개 가공 방법으로서, 선단에 연마 영역이 설치된 가공 공구를 상기 연마 영역이 상기 관통공 표면과 대면하는 방향으로 상기 관통공에 삽입하는 삽입 공정과, 상기 관통공에 삽입한 가공 공구의 상기 연마 영역에서 상기 관통공에 적층된 보호막을 연마하여 상기 관통공에 적층된 보호막을 제거하는 제거 공정을 갖는 것을 특징으로 한다.
따라서 연마 영역을 설치한 가공 공구를 관통공에 삽입, 연마하여 관통공에 겹쳐진 보호막을 제거함으로써, 관통공에 겹쳐진 보호막을 선택적으로 제거할 수 있다. 또한 가공 공구를 사용한 연마에 의해 보호막을 제거함으로써, 보호막 제거 상태를 확인하면서 작업이 가능해지므로 효율 좋게 가공을 행할 수 있다. 이것에 의해 터빈 날개 표면에서 내부로 관통하는 관통공을 효율 좋게 가공할 수 있다.
본 발명의 터빈 날개 가공 방법에서는, 상기 가공 공구는 상기 연마 영역이 상기 기체 표면에서 본 상기 관통공 형상에 따른 형상인 것을 특징으로 한다.
따라서 가공 공구 연마 영역을 관통공 형상에 따른 형상으로 함으로써 관통공 기체를 보호하면서 가공을 행할 수 있다. 또한 관통공에 겹쳐진 보호막을 효율 좋게 제거할 수 있다.
본 발명의 터빈 날개 가공 방법에서는, 상기 가공 공구는 상기 연마 영역이 선단으로 향함에 따라 가늘어진 각뿔 형상 중 적어도 1면에 형성되어 있는 것을 특징으로 한다.
따라서 연마 영역을 선단으로 갈수록 가늘어지고 평탄한 면으로 할 수 있으며, 연마 영역 일부가 관통공 기체와 접촉하고 홈 등이 형성되는 것을 억제할 수 있다. 이것에 의해 관통공을 보호하면서 가공을 행하기 쉽게 할 수 있다.
본 발명의 터빈 날개 가공 방법에서는, 상기 제거 공정은 가진부(加振部)에 의해 상기 가공 공구를 진동시킴으로써 상기 연마 영역에서 상기 보호막을 연마하는 것을 특징으로 한다.
따라서 가진부에 의해 진동시킴으로써 연마 처리를 효율 좋게 실행할 수 있다.
본 발명의 터빈 날개 가공 방법에서는 상기 가진부는 상기 연마 영역을 상기 관통공으로의 삽입 방향에 따라 왕복 이동시키는 것을 특징으로 한다.
따라서 상기 관통공으로의 삽입 방향에 따라 왕복 이동시킴으로써 관통공의 기체 등을 보호하면서 가공을 행할 수 있다.
본 발명의 터빈 날개 가공 방법에서는 상기 삽입 공정에 앞서 선단에 봉상(棒狀) 연마 영역이 설치된 봉상 가공 공구를 상기 연마 영역이 상기 관통공 표면과 대면하는 방향으로 상기 관통공에 삽입하고, 상기 관통공에 삽입된 가공 공구의 상기 연마 영역을 회전시키면서 상기 보호막에 접촉시켜 상기 보호막을 연마하며, 상기 관통공에 적층된 보호막 일부를 제거하는 전처리 공정을 더 갖는 것을 특징으로 한다.
따라서 삽입 공정에 앞서 보호막 일부를 제거함으로써 효율 좋게 보호막을 제거할 수 있다.
본 발명의 터빈 날개 가공 방법에서는 상기 제거 공정 후에 선단에 봉상 연마 영역이 설치된 봉상 가공 공구를 상기 연마 영역이 상기 관통공 표면과 대면하는 방향으로 상기 관통공에 삽입하고, 상기 관통공에 삽입된 가공 공구의 상기 연마 영역에서 상기 관통공에 적층된 보호막을 연마하며, 상기 관통공에 적층된 보호막을 제거하는 후처리 공정을 더 갖는 것을 특징으로 한다.
따라서 후처리 공정에 의해 관통공에 보호막이 남은 경우에도 호적하게 제거를 행할 수 있다.
본 발명의 터빈 날개 가공 방법에서는 상기 보호막은 상기 기체 표면에 용사로 형성되어 있는 것을 특징으로 한다.
따라서 용사로 형성된 보호막을 호적하게 제거할 수 있다.
본 발명의 터빈 날개 가공 방법에서는 상기 가공 공구는 상기 연마 영역에 다이아몬드 입자가 접합되어 있는 것을 특징으로 한다.
따라서 보호막을 호적하게 제거할 수 있다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 가공 공구는 다이아몬드 입자가 접합된 연마 영역이 형성된 연마면을 적어도 1면 구비하는 선단부와, 상기 선단부 한쪽 단부에 연결된 지지부를 갖고, 상기 연마면은 상기 지지부로 지지되어 있는 단부와는 반대 측 단부인 상기 선단부로 향함에 따라 폭이 좁아지는 면인 것을 특징으로 한다.
따라서 연마면을 관통공에 호적하게 접촉시킬 수 있어 연마하기 쉬워진다. 이것에 의해 터빈 날개 표면에서 내부로 관통하는 관통공을 효율 좋게 가공할 수 있다.
본 발명의 가공 공구에서는 상기 연마면은 상기 지지부로 지지되어 있는 단부와 상기 선단부를 연결하는 방향에 직교하는 단면이 직선이 되는 것을 특징으로 한다.
따라서 연마면을 평탄한 면으로 함으로써 평탄한 면이 형성된 관통공에 적층된 보호막을 호적하게 제거할 수 있다.
본 발명의 가공 공구에서는 상기 연마면은 상기 지지부로 지지되어 있는 단부와 상기 선단부를 연결하는 방향에 직교하는 단면이 내측으로 볼록해지는 곡선이 되는 것을 특징으로 한다.
따라서 연마면을 내측으로 볼록해지는 곡면으로 함으로써, 외측으로 솟아오른 곡면이 형성된 관통공에 적층된 보호막을 호적하게 제거할 수 있다.
본 발명의 가공 공구에서는 상기 지지부에 연결되어 상기 지지부를 개재하고, 상기 선단부를 상기 지지부로 지지되어 있는 단부와 상기 선단부를 연결하는 방향으로 왕복 운동시키는 가진부를 더 갖는 것을 특징으로 한다.
따라서 지지부로 지지되어 있는 단부와 선단부를 연결하는 방향으로 왕복 이동시킴으로써, 가공 대상인 관통공 기체 등을 보호하면서 가공을 행할 수 있다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 터빈 날개는 상기한 것 중 하나에 기재된 터빈 날개 가공 방법으로 관통공이 가공된 것을 특징으로 한다.
따라서 관통공을 보다 높은 정밀도의 형상으로 할 수 있어, 터빈 날개 성능을 보다 높일 수 있다.
상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 터빈 날개는 상기한 것 중 하나에 기재된 가공 공구로 관통공이 가공된 것을 특징으로 한다.
따라서 관통공을 보다 높은 정밀도의 형상으로 할 수 있어, 터빈 날개 성능을 보다 높일 수 있다.
본 발명의 터빈 날개 가공 방법 및 가공 공구에 의하면 터빈 날개 표면에서 내부로 관통하는 관통공을 효율 좋게 가공할 수 있다. 본 발명의 터빈 날개에 의하면 관통공을 보다 높은 정밀도의 형상으로 할 수 있어, 터빈 날개 성능을 보다 높일 수 있다.
도 1은, 본 실시예에 관한 가공 공구의 개략 구성을 나타내는 사시도이다.
도 2a는, 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 상면도이다.
도 2b는, 도 2a에 나타낸 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 측면도이다.
도 2c는, 도 2a에 나타낸 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 정면도이다.
도 3a는, 변형예의 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 상면도이다.
도 3b는, 도 3a에 나타낸 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 측면도이다.
도 4는, 변형예의 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 정면도이다.
도 5는, 터빈 고정 날개 일례의 개략 구성을 나타내는 횡단면도이다.
도 6a는, 도 5에 나타낸 터빈 고정 날개 냉각공의 개략 구성을 나타내는 사시도이다.
도 6b는, 도 6a에 나타낸 냉각공의 개략 구성을 나타내는 정면도이다.
도 6c는, 도 6a에 나타낸 냉각공의 개략 구성을 나타내는 단면도이다.
도 7은, 터빈 날개 가공 방법의 일례를 설명하기 위한 설명도이다.
도 8은, 터빈 날개 가공 방법의 다른 예를 설명하기 위한 설명도이다.
아래의 첨부 도면을 참조하여 본 발명에 관한 터빈 날개 가공 방법 및 가공 공구의 호적한 실시예를 상세하게 설명한다. 또한, 이 실시예에 의해 본 발명이 한정되는 것은 아니며, 또한 실시예가 여러 개인 경우에는 각 실시예를 조합하여 구성하는 것도 포함하도록 한다.
실시예
도 1은 본 실시예에 관한 가공 공구의 개략 구성을 나타내는 사시도이다. 도 2a는 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 상면도이다. 도 2b는 도 2a에 나타낸 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 측면도이다. 도 2c는 도 2a에 나타낸 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 정면도이다. 가공 공구(10)는 공구 본체(12)와 가진부(13)를 갖는다.
공구 본체(12)는 도 1 및 도 2a~도 2c에 나타낸 바와 같이, 지지부(14)와 지지부(14)의 한쪽 선단에 고정된 선단부(16)를 갖는다. 지지부(14)는 봉상 부재이며, 선단부(16)가 고정되어 있지 않은 측 단부가 가진부(13)에 장착되어 있다. 선단부(16)는 선단으로 향함에 따라, 다시 말해 지지부(14)와 연결되어 있는 부분에서 반대 측 단부로 향함에 따라 단면이 작아지는 형상이다.
선단부(16)는 선단 측 일정 범위가 연마 영역(18)이 된다. 연마 영역(18)은 표면에 다이아몬드 입자가 접합되어 있다. 다이아몬드 입자는 선단부(16)에 전착 등으로 접합시킨다. 선단부(16)의 연마 영역(18)은 사각뿔 형상이 된다. 또한 본 실시예의 선단부(16)는 정확하게 사각뿔 선단이 떨어져 나간 형상, 다시 말해 선단이 면으로 된 형상이다. 따라서 연마 영역(18)도 선단으로 향함에 따라, 다시 말해 지지부(14)와 연결되어 있는 부분에서 반대 측 단부로 향함에 따라 단면이 작아지는 형상이다. 연마 영역(18)은 면적이 가장 넓은 한쪽 면을 상면(18a)으로 하고, 상면(18a)과는 반대 측 면을 저면(18b)으로 하며, 상면(18a)과 저면(18b) 사이에 끼워져, 지지부(14)의 연재(Extending) 방향으로 연재하는 면을 측면(18c)으로 하고 선단의 면을 선단(18d)으로 한다. 본 실시예의 연마 영역(18)은 도 2a에 나타낸 바와 같이 상면(18a) 및 저면(18b)이 선단(18d)을 향함에 따라 폭이 좁아지는 사다리꼴 형상이다. 상면(18a) 및 저면(18b)은 등변 사다리꼴이며 빗변이 이루는 각이 θ1이 된다. 상면(18a)은 지지부(14) 연재 방향에 평행한 면이고, 저면(18b)은 지지부(14) 연재 방향에 대하여 소정 각도로 경사진 면이다. 이것에 의해 상면(18a)과 저면(18b)은 선단(18d)에서 멀어짐에 따라 간격이 넓어진다. 또한 상면(18a)과 저면(18b)은 각각 지지부(14)의 연재 방향에 직교하는 단면이 직선인 평탄한 면(평면)이 된다.
가진부(13)는 공구 본체(12)를 연재 방향(화살표A 방향)으로 진동시키는 기기다. 연재 방향이란 지지부(14)가 신장되어 있는 방향이고, 선단부(16) 선단(지지부(14)와 연결되어 있는 단부와 반대 측의 가늘어져 있는 부분)과 지지부(14)와 연결되어 있는 단부를 연결하는 방향이다. 가진부(13)로는 각종 구동원을 사용할 수 있어, 예를 들어 전동 연마기(전동으로 가공 공구를 왕복 운동시키는 기계), 초음파 연마기의 가진원(加振源)을 사용할 수 있다.
가공 공구(10)는 이와 같은 구성이고, 공구 본체(12)의 선단부(16) 선단 측에 연마 영역(18)을 형성하고, 연마하는 대상에 연마 영역(18)을 접촉시켜 접동시킴으로써 연마하는 대상을 연마할 수 있다. 여기서 본 실시예의 연마 영역(18)은 주로 저면(18b)이 연마하는 대상에 접촉되는 면 다시 말해 연마면이 된다.
또한 가공 공구(10)는 연마 영역(18)의 연마면인 저면(18b)을 선단(18d)에서 멀어짐에 따라 폭이 커지는 형상, 다시 말해 테이퍼 형상이고, 또한 면(본 실시예에서는 평탄한 면)으로 함으로써 선단(18d)이 가늘어지고 평탄한 면 형상의 가공 대상을 호적하게 가공할 수 있다. 또한 가공 공구(10)는 연마면을 사용하여 호적하게 가공을 행할 수 있으므로 가공 수명도 길어질 수 있다.
또한 가공 공구(10)는 가진부(13)로 공구 본체(12)를 연재 방향으로 진동시킴으로써 연마 영역(18)을 연재 방향으로 진동시킬 수 있다. 가공 공구(10)는 연마 영역(18)을 연마하는 대상에 접촉시키면서 가진부(13)로 연마 영역(18)을 연재 방향으로 진동시킴으로써 연마하는 대상에 대하여 연마 영역(18)을 호적하게 진동시킬 수 있다. 이것에 의해 연마를 효율 좋게 실행할 수 있다. 또한 가진부(13)로 연마 영역(18)을 연재 방향으로 진동시킴으로써 연마하는 대상이 선단으로 향할수록 가늘어지는 형상인 경우에 해당 연마하는 대상 측벽 등에 연마 영역(18)이 접촉하는 것을 억제할 수 있다.
여기서 가공 공구(10) 공구 본체(12)의 형상, 보다 구체적으로는 연마 영역(18)의 연마면 형상은 이것에 한정되지 않는다. 연마면은 테이퍼 형상이고 또한 면이면 된다. 도 3a는 변형예의 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 상면도이다. 도 3b는 도 3a에 나타낸 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 측면도이다. 도 3a 및 도 3b에 나타낸 공구 본체(22)는 지지부(24)와 선단부(26)를 갖는다. 선단부(26)에는 연마 영역(28)이 설치되어 있다. 도 3a 및 도 3b에 나타낸 연마 영역(28)은 상면(28a) 및 저면(28b)(연마면)이 선단으로 향함에 따라 폭이 좁아지는 사다리꼴 형상이다. 또한 상면(28a) 및 저면(28b)은 등변 사다리꼴이며 빗변이 이루는 각이 θ2가 된다. 여기서 θ2는 θ1보다도 작은 각도이다. 이와 같이 가공 공구(10)는 연마면의 테이퍼 형상의 각도를 여러 각도로 할 수 있다. 예를 들어, θ1을 30°로 하고, θ2를 15°로 한 경우, 공구 본체(12, 22) 중 어느 하나를 사용해도 가공 대상을 호적하게 가공할 수 있다.
이어서 도 4는 변형예의 공구 본체의 개략 구성을 나타내는 정면도이다. 도 4에 나타낸 공구 본체(32)의 연마 영역(38)은 상면(38a), 측면(38c) 및 선단부(38d)가 평탄한 면으로 형성되어 있다. 또한 연마 영역(38)의 저면(38b)은 연재 방향에 직교하는 단면(지지부로 지지되어 있는 단부와 선단부를 연결하는 방향에 직교하는 단면)이 내측으로 볼록해지는 곡선이 된다. 이와 같이 공구 본체(32)는 저면(38b), 다시 말해 연마면을 곡면 형상으로 해도 된다. 이와 같이 내측으로 볼록해진 곡면 형상으로 함으로써 외측으로 솟아 오른 곡면이 형성된 가공 대상을 호적하게 연마할 수 있다.
또한 본 실시예에서는 연마면을 면하고 있으므로 선단부(16)(연마 영역(18))를 사각뿔 형상, 사각뿔의 한면이 곡면이 되는 형상으로 하였으나, 이것에 한정되지 않는다. 예를 들어, 선단부(16)(연마 영역(18))는 삼각뿔, 육각형 각뿔 등 다각형인 각뿔로 함으로써 연마면을 형성할 수 있다. 또한 사각뿔로 함으로써 가공 대상 측벽에 주는 영향을 적게 할 수 있다.
또한 본 실시예의 가공 공구(10)는 가진부(13)를 사용하여 공구 본체(12)를 연재 방향으로 진동시킴으로써 상술한 바와 같이 호적한 가공을 행할 수 있으나 이것에 한정되지 않는다. 가공 공구(10)는 공구 본체(12)를 연재 방향에 직교하는 방향으로 진동시켜도 되고 회전시켜도 된다. 또한 여러 방향으로의 진동을 조합해도 된다. 또한 가공 공구(10)는 공구 본체(12)를 진동시키는 구동원을 구비하지 않아도 된다. 구체적으로는 수동으로 가공 대상에 대하여 연마 영역(18)을 접동시키도록 해도 된다.
또한 가공 공구(10)는 터빈 날개 관통공, 예를 들어 필름 냉각공을 호적하게 가공할 수 있다. 보다 구체적으로 가공 공구(10)는 관통공을 구비하는 터빈 날개 작성 시에 터빈 날개 기체 표면에 보호막, 예를 들어 TBC(Thermal Barrier Coating, 가스 터빈용 고성능 차열 코팅)을 형성한 후, 관통공에 겹쳐진 부분에 형성된 보호막이나 관통공 내부에 형성된 보호막을 제거하는 처리에 호적하게 사용할 수 있다.
이어서 도 5 내지 도 8을 사용하여 터빈 날개 가공 방법에 대하여 설명한다.
먼저 도 5, 도 6a 내지 도 6c를 사용하여 가공 대상이 되는 터빈 날개 관통공에 대하여 설명한다. 도 5는 터빈 고정 날개 일례의 개략 구성을 나타내는 횡단면도이다. 도 6a는 도 5에 나타낸 터빈 고정 날개 냉각공의 개략 구성을 나타내는 사시도이다. 도 6b는 도 6a에 나타낸 냉각공의 개략 구성을 나타내는 정면도이다. 도 6c는 도 6a에 나타낸 냉각공의 개략 구성을 나타내는 단면도이다. 또한 아래에서는 터빈 고정 날개에 설치된 냉각공에 대하여 설명하지만, 터빈 운동 날개의 경우에도 동일하다. 다시 말해 터빈 날개는 터빈 고정 날개와 터빈 운동 날개 양쪽을 포함한다.
터빈 고정 날개(43)는 날개 본체(날개 구조부)(44)를 갖는다. 또한 날개 본체(44)는 길이 방향(로터의 직경 방향)에 따른 일단부(직경 방향의 외측)에 외측 슈라우드(단벽 구조부)가 고정되고, 타단부(직경 방향의 내측)에 내측 슈라우드(단벽 구조부)가 고정되어 있다.
날개 본체(44)는 중공 형상을 이루고, 연소 가스 유동 방향의 상류측(도 5에서 좌측)이 완곡 단면 형상을 이루며, 연소 가스 유동 방향의 하류측(도 5에서 우측)이 테이퍼 단면 형상을 이루고 있다. 그리고 날개 본체(44)는 내부가 2개의 격벽(51)에 의해 3개의 중공부로 구획되어 있다. 또한 날개 본체(44)는 소정 위치에 각각 내부와 외부를 관통하는 냉각공(52)이 여러 개 형성되어 있다.
날개 본체(44)는 그 내측에 칸막이 판(55a, 55b, 55c)이 고정되어 있다. 이 칸막이 판(55a, 55b, 55c)은 통 형상을 이루고, 각 슈라우드 측 단부가 직경 확장하여 이 각 슈라우드에 고정되어 있다. 날개 본체(44)는 내측에 이 칸막이 판(55a, 55b, 55c)이 고정됨으로써 캐비티(58)가 구획 형성되어 있다. 칸막이 판(55a, 55b, 55c)은 그 전 영역에 걸쳐서 거의 균등한 간격으로 다수의 관통공(59)이 형성되어 있다.
터빈 고정 날개(43)는 냉각 통로로부터의 냉각 공기(냉각 매체)가 공급되면, 이 냉각 공기가 우선 날개 본체(44)의 내측, 다시 말해 칸막이 판(55) 내측에 도입된다. 그리고 칸막이 판(55) 내의 냉각 공기는 이어서 이 칸막이 판(55)에 형성된 여러 개의 관통공(59)을 통하여 캐비티(58)에 분사되고, 여기서 날개 본체(44) 내벽면을 고속분사 냉각(Impingement Cooling)한다. 그 다음 캐비티(58)의 냉각 공기는 여러 개의 냉각공(52)을 통하여 외부(연소 가스 통로)로 배출되고, 날개 본체(44), 등측(背側) 프로파일(45), 배측(腹側) 프로파일(46) 외벽면을 따라 흐름으로써 이 외벽면을 막 냉각(필름 냉각)한다.
이어서 냉각공(관통공)(52)에 대하여 설명한다. 냉각공(52)은 상술한 바와 같이 날개 본체(44)에 형성되어 있다. 여기서 날개 본체(44)는 기체(70) 표면에 보호막(72)이 형성되어 있다. 보호막(72)은 날개 본체(44) 표면 냉각공(52)이 형성되어 있지 않은 영역에 설치되어 있다. 보호막(72)은 기체(70) 표면을 보호하는 기능을 구비하는 막이고, 예를 들어 TBC로 형성되어 있다. 날개 본체(44)는 보호막(72)이 배치되어 있음으로써 표면 내구성을 향상시킬 수 있어, 터빈 고정 날개로서의 내구성을 높일 수 있다.
냉각공(52)은 날개 본체(44) 내부에서 표면(보호막이 형성되어 있는 면)에 대하여 경사진 원통부(62)를 갖고, 원통부(62) 표면 측 단부가 개구부(63)가 된다. 원통부(62)는 중심 축(62a)이 표면에 직교하는 방향에 대하여 경사져 있다. 냉각공(52)은 개구부(63) 중에 날개 본체(44) 내부에서 표면에 흐르는 냉각 공기 하류측, 다시 말해 경사진 원통부(62)의 수직선에 대하여 경사진 측 단부에 확장부(66)가 형성되어 있다.
확장부(66)는 도 6a 및 도 6b에 나타낸 바와 같이 표면에 직교하는 방향과 이루어지는 각이 원통부(62)보다도 커지는, 다시 말해 경사가 완만해지는 면이 형성되어 있다. 확장부(66)는 면이 평면으로 되어 있다. 또한 확장부(66)는 개구 부분이 도 6b에 나타낸 바와 같이, 개구부(63)에서 멀어짐에 따라 폭이 넓어지는 형상이다.
터빈 고정 날개(43)는 냉각공(52)을 원통부(62)와 확장부(66)를 연결한 형상으로 함으로써 날개 본체(44) 내부에서 표면에 배출된 냉각 공기를 날개 본체(44) 표면을 따라 흐르기 쉽게 할 수 있다.
이어서 도 7을 사용하여 터빈 날개 가공 방법, 구체적으로는 터빈 고정 날개 냉각공을 상술한 냉각공으로 가공하는 방법에 대하여 설명한다. 도 7은 터빈 날개 가공 방법의 일례를 설명하기 위한 설명도이다.
본 실시예의 가공 방법은 스텝S12에 나타낸 바와 같이 냉각공이 되는 관통공(103)이 형성된 기체(102)를 작성하고, 스텝S14에 나타낸 바와 같이 기체(102) 표면에 보호막(104)을 형성한다. 여기서 보호막(104)은, 예를 들어 용사로 기체(102) 표면에 형성할 수 있다. 이때 가공 방법은 기체(102) 표면에 균일하게 보호막(104)을 형성하므로 관통공(103)과 겹치는 영역에도 보호막(104)이 형성된다.
이어서 가공 방법은 스텝S16에 나타낸 바와 같이 관통공(103)이 형성되어 있는 영역에 가공 공구(10)의 선단부(16)를 삽입한다(삽입 공정). 이때 선단부(16)의 연마 영역(18)의 저면(18b)(연마면)이 관통공(103)(관통공(103)과 겹치는 보호막(104))과 대면하는 방향으로 선단부(16)를 삽입한다. 가공 방법은 선단부(16)를 삽입시킬 시에 가진부(13)에 의해 선단부(16)를 진동시킨다. 이때 삽입 전부터 진동시켜두어도 되고 삽입 후에 진동시켜도 된다. 가공 방법은 스텝S18에 나타낸 바와 같이 선단부(16)의 연마 영역(18)을 관통공(103)과 겹치는 보호막(104)과 접촉시키면서, 가진부(13)에 의해 선단부(16)를 진동시킴으로써 관통공(103)과 겹치는 보호막(104)을 연마하고 제거한다(제거 공정).
가공 방법은 가공 공구(10)를 사용하고, 관통공(103)에 겹치는 보호막(104)을 제거함으로써, 스텝S20에 나타낸 바와 같이 원통부(62)의 개구부(63) 및 확장부(66)에 겹치지 않는 위치에 보호막(72)이 형성된 터빈 고정 날개를 작성할 수 있다.
이와 같이 본 실시예의 가공 방법은 가공 공구(10)를 사용한 연마에 의해 관통공(103)에 겹치는 보호막(104)을 제거함으로써 효율 좋게 냉각공(52)이 보호막(72)으로 덮이지 않은 상태로 할 수 있다.
또한 가공 공구(10)의 연마면을 관통공(103) 형상에 따라 평탄하며 또한 테이퍼 형상으로 함으로써, 관통공(103)과 연마면을 대략 평행하게 할 수 있어, 가공 시에 연마면이 관통공(103)과 접촉하고 관통공(103)을 깎는 것을 억제할 수 있다. 또한 관통공(103) 중 동시에 가공할 수 있는 범위를 보다 넓게 할 수 있으므로, 보호막(104) 제거에 걸리는 시간을 짧게 할 수 있다.
또한 상술한 바와 같이 연마면을 연재 방향으로 이동시킴으로써, 관통공(103)의 경사 방향(테이퍼가 되어 있는 형상)을 따라 연마면을 이동시킬 수 있다. 이것에 의해 관통공(103) 측벽 등에 연마면이 접촉하는 것을 억제할 수 있다.
가공 방법은 본 실시예와 같이 냉각공(52)의 기체(102)를 보호하면서, 효율 좋게 가공을 행할 수 있으므로, 상술한 형상의 가공 공구(10), 구체적으로는 연마면이 면 형상이며 또한 테이퍼 형상인 가공 공구를 사용하는 것이 바람직하나 이것에 한정되지 않는다. 보호막을 연마하는 공구의 형상은 여러 가지 형상으로 할 수 있다. 예를 들어, 선단부가 원주, 원뿔 형상인 공구 본체를 사용해도 되고, 선단부가 평판 형상인 공구 본체를 사용해도 된다. 또한 여러 가지 형상 공구 본체를 조합해도 된다.
이어서 도 8을 사용하여 가공 방법의 다른 예에 대하서 설명한다. 또한 도 8에 나타낸 처리 중에 도 7에 나타낸 처리와 동일한 공정에 대해서는 상세한 설명을 생략한다.
도 8에 나타낸 가공 방법은 스텝S12에 나타낸 바와 같이 냉각공이 되는 관통공(103)이 형성된 기체(102)를 작성하고, 스텝S14에 나타낸 바와 같이 기체(102) 표면에 보호막(104)을 형성한다.
이어서 가공 방법은 스텝S32에 나타낸 바와 같이 관통공(103)이 형성되어 있는 영역에 가공 공구(90)의 선단부(92)를 삽입하고, 선단부(92)의 연마 영역을 관통공(103)과 겹치는 보호막(104)과 접촉시키면서, 가진부에 의해 선단부(92)를 진동시킴으로써, 관통공(103)과 겹치는 보호막(104)을 연마하고 일부를 제거한다(전처리 공정). 여기서 가공 공구(90)은 선단부(92)의 연마 영역이 원주 형상이 된다. 또한 가공 공구(90)는 진동시키지 않고 포터블 그라인더 등의 회전 기기로 선단부(92)를 회전시켜도 된다.
이어서 가공 방법은 스텝S18에 나타낸 바와 같이 가공 공구(10)의 선단부(16)의 연마 영역(18)의 저면(18b)이 관통공(103)과 대면하는 방향으로 선단부(16)를 삽입하고, 연마 영역(18)을 관통공(103)과 겹치는 보호막(104)과 접촉시키면서, 가진부(13)에 의해 선단부(16)를 진동시키는, 다시 말해 연마 영역(18)의 저면(18b)을 삽입 방향에 따라 왕복 운동시킴으로써 관통공(103)과 겹치는 보호막(104)을 연마하고 제거한다(삽입 공정, 제거 공정).
이어서 스텝S33에 나타낸 바와 같이 관통공(103)이 형성되어 있는 영역에, 보다 구체적으로는 원통부가 형성되어 있는 영역에 가공 공구(90)의 선단부(92a)를 삽입하고, 선단부(92a)의 연마 영역을 관통공(103)과 겹치는 보호막(104)과 접촉시키면서, 가진부에 의해 선단부(92)를 진동시킴으로써 관통공(103)과 겹치는 보호막(104)을 연마하고 제거한다(후처리 공정). 선단부(92a)는 연마 영역이 원통부보다 직경이 작은 원주 형상이다. 가공 방법은 선단부(92a)를 원통부에 삽입하고, 관통공(103)과 겹치는 보호막(104)을 연마하고 제거함으로써, 원통부 내부에 부착된 보호막(104)을 보다 확실하게 제거할 수 있다.
가공 방법은 이와 같이 가공 공구(10, 90)를 사용하고, 관통공(103)에 겹치는 보호막(104)을 제거함으로써, 스텝S20에 나타낸 바와 같이 원통부(62)의 개구부(63) 및 확장부(66)에 겹치지 않는 위치에 보호막(72)이 형성된 터빈 고정 날개를 작성할 수 있다.
도 8에 나타낸 가공 방법은 가공 공구(90)를 사용하고, 관통공(103)에 겹치는 보호막(104)을 제거하고(조가공하고), 가공 공구(10)를 사용하여 면이 평탄해지는 확장부에 상당하는 영역에 겹치는 보호막(104)을 제거하며, 가공 공구(90)를 사용하여 원통부에 부착된 보호막(104)을 제거할 수 있다. 이것에 의해 효율 좋게 또한 높은 정밀도로 냉각공에서 보호막(104)을 제거할 수 있다. 또한 보호막(104) 제거를 여러 공정으로 구분함으로써 각부 가공에 적합한 공구를 사용할 수 있다. 이것에 의해 관통공(103)을 연마하는 것을 억제하면서 가공을 행할 수 있다.
또한 상술한 가공 공구로 가공을 행하여 제조한 터빈 날개, 또한 상술한 가공 방법으로 가공을 행하여 제조한 터빈 날개는 보다 높은 정밀도로 냉각공 등의 관통공이 되어 있으므로 관통공 성능을 보다 높일 수 있다. 이것에 의해 터빈 날개 성능을 높일 수 있다. 구체적으로 터빈 날개는 관통공(103) 내부에 나쁜 영향을 주는 것을 억제하면서 용사막 등의 보호막(104)이 제거되어 있다. 이것에 의해 보호막(104)이 적절하게 형성되어 있음으로써 내구성을 높일 수 있고, 관통공(103) 형상을 유지하면서 보호막(104)이 높은 정밀도로 제거되어 있으므로, 관통공(103)을 냉각공으로서 사용한 경우의 냉각 성능을 높일 수 있다.
10 : 가공 공구 12, 22 : 공구 본체
13 : 가진부 14, 24 : 지지부
16, 26 : 선단부 18, 28 : 연마 영역
18a : 상면 18b : 저면(연마면)
18c : 측면 18d : 선단
43 : 터빈 고정 날개(터빈 날개) 44 : 날개 본체
52 : 냉각공(관통공) 70 : 기체
72 : 보호막 102 : 기체
103 : 관통공 104 : 보호막

Claims (15)

  1. 기체 표면에 보호막이 형성된 터빈 날개의 관통공을 가공하는 터빈 날개 가공 방법으로서,
    선단에 연마 영역이 설치된 가공 공구를 상기 연마 영역이 상기 관통공의 표면과 대면하는 방향으로 상기 관통공에 삽입하는 삽입 공정과,
    상기 관통공에 삽입한 가공 공구의 상기 연마 영역으로, 상기 관통공에 적층된 보호막을 연마하여, 상기 관통공에 적층된 보호막을 제거하는 제거 공정과,
    상기 삽입 공정에 앞서, 선단에 연마 영역이 설치된 봉상(棒狀) 가공 공구를, 상기 연마 영역이 상기 관통공의 표면과 대면하는 방향으로 상기 관통공에 삽입하고, 상기 관통공에 삽입한 봉상 가공 공구의 상기 연마 영역을 회전시키면서 상기 보호막에 접촉시켜 상기 보호막을 연마하여, 상기 관통공에 적층된 보호막의 일부인 상기 관통공과 겹치는 상기 보호막을 제거하는 전처리 공정을 갖는 것을 특징으로 하는, 터빈 날개 가공 방법.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 제거 공정 후에, 선단에 연마 영역이 설치된 봉상 가공 공구를, 상기 연마 영역이 상기 관통공의 표면과 대면하는 방향으로 상기 관통공에 삽입하고, 상기 관통공에 삽입한 봉상 가공 공구의 상기 연마 영역으로, 상기 관통공에 적층된 보호막을 연마하여, 상기 관통공에 적층된 보호막을 제거하는 후처리 공정을 더 갖는 것을 특징으로 하는, 터빈 날개 가공 방법.
  3. 기체 표면에 보호막이 형성된 터빈 날개의 관통공을 가공하는 터빈 날개 가공 방법으로서,
    선단에 연마 영역이 설치된 가공 공구를 상기 연마 영역이 상기 관통공의 표면과 대면하는 방향으로 상기 관통공에 삽입하는 삽입 공정과,
    상기 관통공에 삽입한 가공 공구의 상기 연마 영역으로, 상기 관통공에 적층된 보호막을 연마하여, 상기 관통공에 적층된 보호막을 제거하는 제거 공정과,
    상기 제거 공정 후에, 선단에 연마 영역이 설치된 봉상 가공 공구를, 상기 연마 영역이 상기 관통공의 표면과 대면하는 방향으로 상기 관통공에 삽입하고, 상기 관통공에 삽입한 봉상 가공 공구의 상기 연마 영역으로, 상기 관통공에 적층된 보호막을 연마하여, 상기 관통공에 적층된 상기 관통공과 겹치는 상기 보호막을 제거하는 후처리 공정을 갖는 것을 특징으로 하는, 터빈 날개 가공 방법.
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 가공 공구는 상기 연마 영역이 상기 기체 표면에서 본 상기 관통공의 형상에 따른 형상인 것을 특징으로 하는, 터빈 날개 가공 방법.
  5. 제 4 항에 있어서, 상기 가공 공구는 상기 연마 영역이 선단으로 향함에 따라 가늘어지는 각뿔 형상 중 적어도 1면에 형성되어 있는 것을 특징으로 하는, 터빈 날개 가공 방법.
  6. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 제거 공정은 가진부(加振部)에 의해 상기 가공 공구를 진동시킴으로써 상기 연마 영역에서 상기 보호막을 연마하는 것을 특징으로 하는, 터빈 날개 가공 방법.
  7. 제 6 항에 있어서, 상기 가진부는 상기 연마 영역을 상기 관통공으로의 삽입 방향에 따라 왕복 이동시키는 것을 특징으로 하는, 터빈 날개 가공 방법.
  8. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 보호막은 상기 기체 표면에 용사(Thermal Spraying)로 형성되어 있는 것을 특징으로 하는, 터빈 날개 가공 방법.
  9. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 가공 공구는 상기 연마 영역에 다이아몬드 입자가 접합되어 있는 것을 특징으로 하는, 터빈 날개 가공 방법.
  10. 다이아몬드 입자가 접합된 연마 영역이 형성된 연마면을 적어도 1면 구비하는 선단부와,
    상기 선단부의 한쪽 단부에 연결된 지지부를 갖고,
    상기 연마면은 상기 지지부로 지지되어 있는 단부와는 반대 측 단부인 선단으로 향함에 따라 폭이 좁아지는 면이며,
    상기 연마면은 상기 지지부로 지지되어 있는 단부와 상기 선단을 연결하는 방향에 직교하는 면에서 횡단하여 얻어진 횡단 형상이 내측으로 볼록해지는 곡선이 되는 것을 특징으로 하는, 가공 공구.
  11. 제 10 항에 있어서, 상기 지지부에 연결되며, 상기 지지부를 개재하여, 상기 선단부를, 상기 지지부로 지지되어 있는 단부와 상기 선단을 연결하는 방향으로 왕복 운동시키는 가진부를 더 갖는 것을 특징으로 하는, 가공 공구.
  12. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 기재된 터빈 날개 가공 방법으로 관통공이 가공된 것을 특징으로 하는, 터빈 날개.
  13. 제 10 항 또는 제 11 항에 기재된 가공 공구로 관통공이 가공된 것을 특징으로 하는, 터빈 날개.
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BR112013001186A2 (pt) 2010-07-16 2016-05-31 Michael Arnouse sistema de computação e comunicação
JP2015196228A (ja) * 2014-04-02 2015-11-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 先端工具、切削機械、部品及び膜体の切削方法
CN107685220B (zh) * 2016-08-04 2019-06-07 中国科学院金属研究所 一种复杂薄壁高温合金热端部件裂纹的修复方法
CN108115481A (zh) * 2016-11-29 2018-06-05 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种解决气冷涡轮叶片热障涂层堵孔的方法
CN110945210B (zh) * 2017-08-14 2022-05-24 西门子能源全球两合公司 涡轮叶片以及对应的维护方法
US10774656B2 (en) * 2018-04-09 2020-09-15 General Electric Company Turbine airfoil multilayer exterior wall
US10995621B2 (en) * 2018-11-06 2021-05-04 General Electric Company Turbine airfoil with multiple walls and internal thermal barrier coating
US12123839B2 (en) 2021-08-13 2024-10-22 Rtx Corporation Forming and/or inspecting cooling aperture(s) in a turbine engine component
US11603769B2 (en) 2021-08-13 2023-03-14 Raytheon Technologies Corporation Forming lined cooling aperture(s) in a turbine engine component
US20230193772A1 (en) * 2021-12-21 2023-06-22 Raytheon Technologies Corporation Fabrication of cooling holes using laser machining and ultrasonic machining

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009510302A (ja) * 2005-09-26 2009-03-12 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 露出した開口部を備えるコーティングされるべきガスタービン構成部品を製造する方法、この方法を実施する装置、およびフィルム冷却開口部を備えるコーティング可能なタービン羽根

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2452211A (en) * 1944-10-17 1948-10-26 Scophony Corp Of America Machine for mechanically working materials
JPS61144947A (ja) 1984-12-19 1986-07-02 Hitachi Ltd 通信制御装置
JPS61144947U (ko) * 1985-03-01 1986-09-06
US4743462A (en) * 1986-07-14 1988-05-10 United Technologies Corporation Method for preventing closure of cooling holes in hollow, air cooled turbine engine components during application of a plasma spray coating
JPS63216676A (ja) 1987-03-06 1988-09-08 Y K Trading Kk 加工用粒体
JPH03234451A (ja) * 1990-02-09 1991-10-18 Res Dev Corp Of Japan ねじり振動を利用した研摩法
JPH0430956A (ja) * 1990-05-25 1992-02-03 Nippon Electric Ind Co Ltd 超音波振動研磨装置
US5216808A (en) * 1990-11-13 1993-06-08 General Electric Company Method for making or repairing a gas turbine engine component
US5702288A (en) * 1995-08-30 1997-12-30 United Technologies Corporation Method of removing excess overlay coating from within cooling holes of aluminide coated gas turbine engine components
US5749770A (en) * 1996-07-08 1998-05-12 S-B Power Tool Company Method and apparatus for sanding a plurality of work-pieces having respective surfaces of varying contours
JP2810023B2 (ja) 1996-09-18 1998-10-15 株式会社東芝 高温部材冷却装置
US5902647A (en) * 1996-12-03 1999-05-11 General Electric Company Method for protecting passage holes in a metal-based substrate from becoming obstructed, and related compositions
US6544346B1 (en) * 1997-07-01 2003-04-08 General Electric Company Method for repairing a thermal barrier coating
US6042879A (en) * 1997-07-02 2000-03-28 United Technologies Corporation Method for preparing an apertured article to be recoated
GB9723762D0 (en) * 1997-11-12 1998-01-07 Rolls Royce Plc A method of coating a component
DE19859763A1 (de) * 1998-12-23 2000-06-29 Abb Alstom Power Ch Ag Verfahren zum Unschädlichmachen von beim Beschichten mit einer Schutzschicht entstehenden Verengungen in den Kühllöchern von gasgekühlten Teilen
DE69911948T2 (de) * 1999-08-09 2004-11-04 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Verschliessen von Kühlungsöffnungen eines Gasturbinebauteils
JP3564376B2 (ja) * 2000-09-28 2004-09-08 三菱重工業株式会社 研磨層、燃焼エンジン、ガスタービン、及び、その製造方法
JP2002256808A (ja) 2001-02-28 2002-09-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼エンジン、ガスタービン及び研磨層
US7204019B2 (en) * 2001-08-23 2007-04-17 United Technologies Corporation Method for repairing an apertured gas turbine component
US6663919B2 (en) * 2002-03-01 2003-12-16 General Electric Company Process of removing a coating deposit from a through-hole in a component and component processed thereby
EP1365039A1 (en) * 2002-05-24 2003-11-26 ALSTOM (Switzerland) Ltd Process of masking colling holes of a gas turbine component
JP4031794B2 (ja) * 2002-08-02 2008-01-09 三菱重工業株式会社 遮熱皮膜施工方法，マスキングピン及び燃焼器尾筒
DE60310168T2 (de) * 2002-08-02 2007-09-13 Alstom Technology Ltd. Verfahren zum Schutz von Teilflächen eines Werkstücks
US7101263B2 (en) * 2002-11-06 2006-09-05 United Technologies Corporation Flank superabrasive machining
US7805822B2 (en) * 2003-12-15 2010-10-05 Turbocombustor Technology, Inc. Process for removing thermal barrier coatings
JP5039837B2 (ja) 2005-03-30 2012-10-03 三菱重工業株式会社 ガスタービン用高温部材
EP1868766A1 (de) * 2005-04-07 2007-12-26 Alstom Technology Ltd Verfahren zum reparieren oder erneuern von kühllöchern einer beschichteten komponente einer gasturbine
US20060264162A1 (en) * 2005-05-23 2006-11-23 Roger Yu Fine abrasive tool and method of making same
EP1772594A1 (de) * 2005-10-04 2007-04-11 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Schützen von Öffnungen eines Bauteils bei einem Bearbeitungsprozess gegen ein Eindringen von Material und Polysiloxan enthaltende keramische Zusammensetzung
GB0610578D0 (en) * 2006-05-27 2006-07-05 Rolls Royce Plc Method of removing deposits
US20090142548A1 (en) * 2007-10-18 2009-06-04 David Bruce Patterson Air cooled gas turbine components and methods of manufacturing and repairing the same
FR2949204B1 (fr) * 2009-08-21 2011-10-14 Snecma Machine d'usinage pour cmc par fraisage et abrasion par ultrasons
JP5517163B2 (ja) 2010-10-07 2014-06-11 株式会社日立製作所 タービン翼の冷却孔加工方法
US9696035B2 (en) * 2010-10-29 2017-07-04 General Electric Company Method of forming a cooling hole by laser drilling
JP2012140952A (ja) 2011-01-04 2012-07-26 General Electric Co <Ge> フィルム冷却製品を提供する方法
US20120167389A1 (en) * 2011-01-04 2012-07-05 General Electric Company Method for providing a film cooled article
US9598979B2 (en) * 2012-02-15 2017-03-21 United Technologies Corporation Manufacturing methods for multi-lobed cooling holes
US9523287B2 (en) * 2013-01-18 2016-12-20 General Electric Company Cooling hole cleaning method and apparatus

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009510302A (ja) * 2005-09-26 2009-03-12 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 露出した開口部を備えるコーティングされるべきガスタービン構成部品を製造する方法、この方法を実施する装置、およびフィルム冷却開口部を備えるコーティング可能なタービン羽根

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