CN111335961B - 形成增材制造的构件的方法 - Google Patents

形成增材制造的构件的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN111335961B
CN111335961B CN201911309052.6A CN201911309052A CN111335961B CN 111335961 B CN111335961 B CN 111335961B CN 201911309052 A CN201911309052 A CN 201911309052A CN 111335961 B CN111335961 B CN 111335961B
Authority
CN
China
Prior art keywords
network
forming
fluid
fluid passage
overhang
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201911309052.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111335961A (zh
Inventor
D.E.奥斯古德
Z.D.韦伯斯特
G.T.加雷
庞廷范
K.D.加利尔
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN111335961A publication Critical patent/CN111335961A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111335961B publication Critical patent/CN111335961B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C64/00—Additive manufacturing, i.e. manufacturing of three-dimensional [3D] objects by additive deposition, additive agglomeration or additive layering, e.g. by 3D printing, stereolithography or selective laser sintering
    • B29C64/40—Structures for supporting 3D objects during manufacture and intended to be sacrificed after completion thereof
    • 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
    • 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
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/30—Process control
    • B22F10/38—Process control to achieve specific product aspects, e.g. surface smoothness, density, porosity or hollow structures
    • B22F10/385—Overhang structures
    • 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
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y80/00—Products made by additive manufacturing
    • 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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow 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
    • 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
    • F01D5/14—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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • 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
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/20—Direct sintering or melting
    • B22F10/25—Direct deposition of metal particles, e.g. direct metal deposition [DMD] or laser engineered net shaping [LENS]
    • 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
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/20—Direct sintering or melting
    • B22F10/28—Powder bed fusion, e.g. selective laser melting [SLM] or electron beam melting [EBM]
    • 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
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/10—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of articles with cavities or holes, not otherwise provided for in the preceding subgroups
    • B22F2005/103—Cavity made by removal of insert
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B33—ADDITIVE MANUFACTURING TECHNOLOGY
    • B33Y—ADDITIVE MANUFACTURING, i.e. MANUFACTURING OF THREE-DIMENSIONAL [3-D] OBJECTS BY ADDITIVE DEPOSITION, ADDITIVE AGGLOMERATION OR ADDITIVE LAYERING, e.g. BY 3-D PRINTING, STEREOLITHOGRAPHY OR SELECTIVE LASER SINTERING
    • B33Y10/00—Processes of additive manufacturing
    • 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
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P10/00—Technologies related to metal processing
    • Y02P10/25—Process efficiency
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

各方面大体上涉及在增材制造的构件内形成网路的方法。该方法包括：通过下者来在网路中形成流体通路：沿着构造方向连续地形成材料层，以在涡轮发动机构件的内部内形成沿着第一方向限定流体通路的柱。

Description

形成增材制造的构件的方法
技术领域
本公开涉及在诸如例如用于飞行器的翼型件之类的构件中增材制造流体通路。
背景技术
增材制造过程或***能够用于根据数字模型印刷或构造三维零件或构件，这能够对快速原型开发和制造有益。在制造构件的期间，支撑结构能够被包括在零件内，以为部分地形成的部分(尤其是与构造方向成直角的形成物)提供增加的刚度。在其中相继地形成材料层的构造过程的期间，这样的直角形成物受到重力。
发明内容
在一个方面，本公开涉及一种在增材制造的构件内形成网路(plexus)的方法。该方法包括：通过下者来在网路中形成第一流体通路：沿着构造方向连续地添加材料层，以在涡轮发动机构件的内部内形成沿着第一方向限定第一流体通路的柱，第一方向平行于构造方向；和通过下者来在网路中形成第二流体通路：沿着构造方向连续地添加材料层，以在内部内形成与柱相交并且沿着第二方向限定第二流体通路的外伸部。
技术方案1. 一种在增材制造的构件内形成网路的方法，所述方法包括：
通过下者来在所述网路中形成第一流体通路：沿着构造方向连续地添加材料层，以在涡轮发动机构件的内部内形成沿着第一方向限定所述第一流体通路的柱，所述第一方向平行于所述构造方向；和
通过下者来在所述网路中形成第二流体通路：沿着所述构造方向连续地添加材料层，以在所述内部内形成与所述柱相交并且沿着第二方向限定所述第二流体通路的外伸部。
技术方案2. 根据技术方案1所述的方法，进一步包括形成包括牺牲芯部的前体通路。
技术方案3. 根据技术方案2所述的方法，进一步包括：遍于所述牺牲芯部上形成金属层；和移除所述牺牲芯部，以限定所述第一流体通路或所述第二流体通路中的至少一个。
技术方案4. 根据技术方案1-3中的任一项所述的方法，其中，所述柱或所述外伸部中的至少一个包括限定对应的所述第一或第二流体通路的空心壁。
技术方案5. 根据技术方案1-3中的任一项所述的方法，其中，所述形成第二流体通路包括遍于多个层上将所述外伸部形成为弧或直线中的至少一个。
技术方案6. 根据技术方案1-3中的任一项所述的方法，其中，所述第一方向与所述第二方向未对准。
技术方案7. 根据技术方案1-3中的任一项所述的方法，进一步包括重复所述形成第一流体通路和所述形成第二流体通路，以在所述网路中形成多个流体通路。
技术方案8. 根据技术方案7所述的方法，其中，所述多个通路形成遍及所述网路而完全相同的几何轮廓。
技术方案9. 根据技术方案7所述的方法，其中，所述多个通路形成几何轮廓，所述几何轮廓为卵形或多边形中的至少一个。
技术方案10. 根据技术方案7所述的方法，其中，所述多个通路布置成与所述构造方向正交的排。
技术方案11. 根据技术方案1-3中的任一项所述的方法，其中，所述第一和第二流体通路为所述网路限定有效表面。
技术方案12. 根据技术方案11所述的方法，其中，所述有效表面是非线性的。
技术方案13. 根据技术方案11所述的方法，其中，所述有效表面限定至少一个S形部。
技术方案14. 根据技术方案13所述的方法，其中，所述至少一个S形部包括一系列的局部地并且相对地隔开的S形物。
技术方案15. 根据技术方案1-3中的任一项所述的方法，进一步包括同时地形成所述第一流体通路和所述第二流体通路。
技术方案16. 一种在增材制造的涡轮发动机构件内形成网路的方法，所述方法包括：
通过下者来在所述网路中形成第一流体通路：沿着构造方向连续地形成材料层，以在所述涡轮发动机构件的内部内形成沿着第一方向限定第一流体通路的柱；和
通过下者来在所述网路中形成第二流体通路：沿着所述构造方向连续地形成材料层，以在所述内部内形成沿着第二方向限定所述第二流体通路的外伸部，所述第二方向与所述第一方向未对准。
技术方案17. 根据技术方案16所述的方法，进一步包括同时地形成所述第一流体通路和形成所述第二流体通路。
技术方案18. 根据技术方案16-17中的任一项所述的方法，进一步包括形成包括牺牲芯部的前体通路。
技术方案19. 根据技术方案18所述的方法，进一步包括：遍于所述牺牲芯部上形成金属层；和移除所述牺牲芯部，以限定所述第一流体通路或所述第二流体通路中的至少一个。
技术方案20. 根据技术方案16-17中的任一项所述的方法，其中，所述柱或所述外伸部中的至少一个包括限定对应的所述第一或第二流体通路的空心壁。
附图描述
在附图中：
图1是根据本文中所描述的各种方面的包括增材制造的构件的用于飞行器的涡轮发动机的示意横截面图。
图2是呈包括冷却通路的示范性的网路的翼型件的形式的图1的增材制造的构件的透视图。
图3是图2的翼型件和网路的一部分的透视图。
图4是能够在图1的涡轮发动机构件中利用的带有矩形的几何轮廓的网路的横截面正视图。
图5是能够在图1的涡轮发动机构件中利用的带有多边形的几何轮廓的另一网路的示意正视图。
图6是能够在图1的涡轮发动机构件中利用的带有弯曲的几何轮廓的另一网路的示意正视图。
图7是能够在图1的涡轮发动机构件中利用的带有线性几何轮廓的另一网路的示意侧视图。
图8是能够在图1的涡轮发动机构件中利用的带有具有单条曲线的几何轮廓的另一网路的示意侧视图。
图9是能够在图1的涡轮发动机构件中利用的带有S形几何轮廓的另一网路的示意侧视图。
图10是能够在图1的涡轮发动机构件中利用的带有具有多个S形部的几何轮廓的另一网路的示意侧视图。
图11是带有形成壁的柱通路和形成销的外伸部通路的另一网路的横截面侧视图。
图12是能够在图1的涡轮发动机构件中利用的带有牺牲芯部的另一网路的横截面正视图。
图13是带有遍于牺牲芯部上的金属层的图12的网路的横截面正视图。
图14是移除牺牲芯部之后的图13的网路的横截面正视图。
图15是示出形成网路的方法的流程图。
具体实施方式
本公开涉及形成增材制造的构件的方法。如本文中所使用的，“增材制造的”构件将指通过增材制造(AM)过程而形成的构件，其中，该构件通过材料连续沉积而逐层构造。AM是适于描述通过材料逐层添加(不论该材料是塑料、金属、复合材料还是其它)而构造3D物体的技术的名称。AM技术能够利用计算机、3D建模软件(计算机辅助设计或CAD)、机器设备以及层铺材料。一旦产生CAD草图，AM设备就能够从CAD文件读入数据，并且以逐层方式铺设或添加连续的多层液体、粉末、片材或其它材料，以制备3D物体。应当理解，术语“增材制造”包含包括如3D印刷、快速原型开发(RP)、直接数字制造(DDM)、分层制造以及增材制备那样的子集的许多项技术。能够被利用来形成增材制造的构件的增材制造的非限制性示例包括粉末床融合、光聚合固化、粘结剂喷射、材料挤制、定向能沉积、材料喷射、片材层压或陶瓷层铺或堆叠。
增材制造的构件往往沿着选取为使构造过程期间的构件内的应力最小化的预选的构造方向构造。带有相对于构造方向而侧向地突出的特征的构件可能在制造期间经历内应力，这可能引起不合需要的构件翘曲。
出于示出目的，将在受冷却的构件(诸如，涡轮发动机内的受冷却的翼型件)的情境下描述本公开。将理解，本公开可以普遍适用于发动机(包括涡轮和压缩机以及非翼型件的发动机构件)内以及非飞行器的应用(诸如，其它移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用)中。
如本文中所使用的，术语“前部”或“上游”指沿朝向发动机入口或与另一构件相比而相对地更接近发动机入口的构件的方向移动。联合“前部”或“上游”而使用的术语“后部”或“下游”指朝向发动机的后方或出口或与另一构件相比而相对地更接近发动机出口的方向。
如本文中所使用的，“一组”能够包括任何数量的相应地描述的元件(包括仅一个元件)。另外，如本文中所使用的术语“径向的”或“径向地”指在发动机的中心纵轴与发动机外周之间延伸的维度。
所有的方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上部、下部、向上、向下、左边、右边、侧向、前面、背面、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前部、后部等)都仅出于标示目的而使用，以帮助读者理解本公开，而不造成限制(具体地，关于本公开的位置、取向或使用的限制)。除非另外指示，否则连接参考(例如，附接、联接、连接以及联结)将被广义地解释，并且能够在一批元件之间包括中间部件和在元件之间包括相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接地连接并且彼此处于固定关系。示范性的附图仅出于示出目的，并且，附图中所反映的尺寸、位置、顺序以及相对大小可能变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意横截面图。发动机10具有从前部14延伸到后部16的大体上纵向地延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串行流的关系包括风扇区段18(包括风扇20)、压缩机区段22(包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26)、燃烧区段28(包括燃烧器30)、涡轮区段32(包括HP涡轮34和LP涡轮36)以及排气区段38。
风扇区段18包括环绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括关于中心线12径向地设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30以及 HP涡轮34形成发动机10的芯部44，芯部44生成燃烧气体。芯部44被芯部外壳46环绕，芯部外壳46能够与风扇外壳40联接。
关于发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。在直径较大的环形HP转轴48内关于发动机10的中心线12同轴地设置的LP轴或转轴50将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50可围绕发动机中心线旋转，并且联接到多个可旋转元件，这些可旋转元件能够共同地限定转子51。
LP压缩机24和 HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中，一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静压缩机导叶60、62而旋转，以使经过该级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58能够设置成环，并且能够相对于中心线12而从叶片平台径向地向外延伸到叶片末梢，而对应的静压缩机导叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游并且定位成与其相邻。注意到，图1中所显示的叶片、导叶以及压缩机级的数量仅出于说明性目的而选择，并且其它数量是可行的。
用于压缩机的级的叶片56、58能够安装到盘61(或与盘61形成一体)，盘61安装到HP和LP转轴48、50中的对应的一个。用于压缩机的级的导叶60、62能够按周向布置安装到芯部外壳46上。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中，一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静涡轮导叶72、74(也称为喷嘴)而旋转，以从经过该级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70能够设成环，并且能够相对于中心线12而径向地向外延伸，而对应的静涡轮导叶72、74定位于旋转叶片68、70的上游并且定位成与其相邻。注意到，图1中所显示的叶片、导叶以及涡轮级的数量仅出于说明性目的而选择，并且其它数量是可行的。
用于涡轮的级的叶片68、70能够安装到盘71，盘71安装到HP和LP转轴48、50中的对应的一个。用于压缩机的级的导叶72、74能够按周向布置安装到芯部外壳46。
与转子部分互补，发动机10的固定部分(诸如，压缩机中的静导叶60、62、72、74、以及涡轮区段22、32)也单独地或共同地被称为定子63。因此，定子63能够指整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的空气流被分割，使得空气流的一部分被导引到LP压缩机24中，LP压缩机24然后将加压的空气76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步使空气加压。来自HP压缩机26的加压的空气76在燃烧器30中与燃料混合并且被点燃，由此生成燃烧气体。由HP涡轮34从这些气体提取一些功，这些功驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功，以驱动LP压缩机24，并且，排出气体最后从发动机10经由排气区段38来排放。LP涡轮36的驱动对LP转轴50进行驱动，以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压的空气流76的一部分能够作为放出空气77而从压缩机区段22抽出。放出空气77能够从加压的空气流76抽出，并且提供给要求冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压的空气流76的温度显著地提高。因此，由放出空气77提供的冷却对于在升高的温度环境下操作这样的发动机构件是必要的。
空气流的剩余部分78绕过LP压缩机24和发动机芯部44，并且在风扇排气侧84处通过包括多个翼型件导向导叶82的固定导叶排(以及更具体地，出口导向导叶组件80)而离开发动机组件10。更具体地，周向的一排径向地延伸的翼型件导向导叶82与风扇区段18相邻而利用，以对空气流78施加一定程度的方向控制。
由风扇20供应的一些空气能够绕过发动机芯部44，并且用于发动机10的多部分(尤其是热部分)的冷却，和/或用于使飞行器的其它方面冷却或给其提供动力。在涡轮发动机的情境下，发动机的热部分一般位于燃烧器30(尤其是涡轮区段32)的下游，HP涡轮34是最热部分，因为，HP涡轮34位于燃烧区段28的正下游。其它冷却流体源能够是(但不限于)从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
现在参考图2，显示能够在图1的涡轮发动机10中利用的呈翼型件组件90的形式的增材制造的发动机构件。翼型件组件90包括翼型件100，翼型件100能够如期望那样是诸如风扇区段18、压缩机区段22或涡轮区段32中的叶片或导叶之类的任何翼型件。
翼型件100包括限定外表面103并且界定内部104的外壁102(以虚线显示)。外壁102限定压力侧106和吸力侧108，并且在前缘110与后缘112之间轴向地延伸以限定弦向方向C(参见图3)，并且还在根部114与末梢116之间径向地延伸以限定展向方向S。另外，如所显示的，与弦向方向C垂直的横向方向R能够被限定在压力侧106与吸力侧108之间。
翼型件100示出为如所显示的那样从联接到根部114的燕尾件118(以虚线表示)延伸的叶片。燕尾件118能够配置成安装到发动机10上的涡轮转子盘71。燕尾件118包括至少一个入口通路119(其示范性地显示为三个入口通路119)，这些入口通路119各自延伸穿过燕尾件118，以提供与翼型件100的内部流体连通。应当意识到，燕尾件118以横截面显示，使得入口通路119容纳于燕尾件118的主体内。在备选示例中，翼型件100能够是在内带与外带(未显示)之间沿展向方向延伸的导叶。
翼型件100进一步包括流通地互连的冷却通路122(其以实线显示，并且表示翼型件100的内侧的开放空间或空腔)的三维网路120(在本文中也被称为“网路120”)。能够使用各种各样的方法来在翼型件100内形成冷却通路122的网路120，在非限制性示例中，这些方法包括增材制造、铸造、电铸或直接金属激光熔融。
网路120能够在流通地联接到位于翼型件内部104内的冷却空气源(诸如，至少一个入口通路119)的至少一个入口124与流通地联接到外壁的至少冷却孔或出口126之间延伸。入口124能够如期望那样包括狭槽、孔或其组合。预期到，入口124能够从翼型件组件90内的任何期望位置(诸如，燕尾件118的内部通路或位于翼型件内部104内的中心气室或供应通路(未显示))接收冷却流体。出口126能够包括顺列式扩散器、扩散狭槽、膜孔、喷射孔、通道以及类似物或以上项的组合。出口126能够位于任何合适的位置(包括前缘110、根部114、末梢116或沿着压力侧106或吸力侧108的其它位置)处。出口126也能够形成于翼型件组件90的其它部分(诸如，燕尾件118)中，并且流通地联接到网路120。
预期到，网路120能够在包括展向方向S、弦向方向C或横向方向R的至少两个维度上延伸。例如，网路120能够具有与身体中的静脉网路或网络的总体轮廓或形式类似的总体轮廓或形式。网路120能够包括流通地互连的冷却通路122之间的多个相交部。还应当理解，网路120能够具有多个几何轮廓、分支或相交部。带有多个互连的冷却通路122的三维网路120能够被利用来针对翼型件100的内部或外部内的各种各样的位置而定制冷却空气的供应。
现在参考图3，沿着后缘112显示冷却通路的网路120的部分 128(图2)。示出弦向方向C、展向方向S以及横向方向R以供参考。在其中翼型件100包括叶片的示例中，根部114与联接到叶片的燕尾件118相邻。在备选示例(其中，翼型件100包括导叶)中，根部114能够与联接到导叶的内带或外带相邻。
相交部130能够位于翼型件100的根部114处。相交部130能够使冷却通路的第一组131沿着展向方向S流通地联接到冷却通路的第二组132和第三组133。第二组132从相交部130朝向压力侧106分支，并且，第三组133从相交部130朝向吸力侧108分支。箭头示出流过网路120并且经由出口126离开的冷却空气。以此方式，流通地互连的冷却通路122的三维网路120能够沿第一、第二以及第三方向(诸如，弦向方向C、展向方向S或横向方向R)延伸并且流通地联接到翼型件100的外表面103上的出口126(图2)。
柱140能够在网路120中沿着第一方向142限定第一流体通路148。外伸部144能够在网路120中沿着第二方向146限定第二流体通路146。外伸部144能够与柱140相交并且一体地形成，使得第一和第二流体通路148、150能够在网路120中流通地联接。第一和第二方向142、146能够沿着弦向方向C、展向方向S或横向方向R或以上项的任何组合中的任一个或全部。另外，第一方向142能够与第二方向146未对准，以在其间形成任何合适的角，在非限制性示例中，该角包括小于20度或高达90度并且包括90度。在所示出的示例中，第一方向142显示为与第二方向146垂直。
预期到，第一和第二流体通路148、150能够同时地形成(即，沿构造方向175沿着单程形成)。备选地，第一和第二流体通路148、150能够单独地形成或构建。第一和第二流体通路148、150能够沿着未对准的第一和第二方向142、146形成(包括在网路120内同时地或单独地形成)。在再另一示例中，第一和第二流体通路148、150能够由实心芯部限定(诸如，在一个非限制性示例中，通过陶瓷芯部的增材制造而限定)，其中，在铸造过程中遍于实心芯部上形成金属层并且移除实心芯部能够产生带有第一或第二流体通路148、150的空心柱或外伸部。
转到图4，示意性地示出能够在翼型件100中利用的网路220，其中，为了清楚起见而省略翼型件100。网路220类似于网路120；因此，相似部分将用增大100的相似标号标示，理解到，除了特别提到的地方之外，网路120的相似部分的描述都适用于网路220。
应当理解，虽然以“扁平”通路示出，但网路220表示翼型件100内的三维空腔(图3)。具有空心柱壁241的柱240能够限定沿着第一方向242延伸的第一流体通路248。带有空心外伸部壁245的外伸部244能够限定沿着第二方向246延伸的第二流体通路250。第一和第二流体通路248、250能够在网路220中流通地联接。在所示出的示例中，第二方向246垂直于第一方向242。
网路220能够通过增材制造(包括通过连续地对材料进行印刷、融合或堆叠以形成层)而形成。构造方向275沿与第一方向242平行的方向显示。在一个非限制性示例中，构造方向275能够与展向方向S对准(图2)。网路220能够通过沿着构造方向275连续地形成材料层而形成。第一层261和第二层262示出柱241能够构建并且形成为限定第一流体通路248。为了清楚起见，第一和第二层261、262以夸大的厚度显示，并且，第二层262显示为与第一层261间隔开。应当理解，层261、262能够具有任何合适的厚度，并且，第二层262能够直接地形成到第一层261上，使得构建多个层，以形成柱240。第三层263和第四层264示出外伸部245能够沿同一构造方向275构建，由柱241支撑，以限定对应的第二流体通路250。第五层265示出额外的柱240能够遍于至少一个外伸部244上构造。以此方式，外伸部244和柱240能够连续地遍于多个层上构造，以在增材制造的构件(诸如，翼型件100)内形成网路220。
流体通路248、250能够在网路220内限定或形成几何轮廓280。在一个示例中，几何轮廓280能够遍及整个网路220而完全相同。备选地，几何轮廓280能够在网路220的不同区域中变化。在所示出的示例中，几何轮廓280是矩形的。在这样的情况下，外伸部244能够遍于多个层上形成为直线(例如，如由第三和第四层263、264显示)，其中，多个流体通路248、250布置成排282。例如，排282能够正交于构造方向275。还预期到，相邻的排282的流体通路248、250能够横向地偏移，这能够改进翼型件100内的网路220的结构稳定性(图3)。
现在参考图5，示意性地示出能够在翼型件100中利用的另一网路320，其中，为了清楚起见而省略翼型件100。网路320类似于网路120、220；因此，相似部分将用进一步增大100的相似标号标示，理解到，除了特别提到的地方之外，网路120、220的相似部分的描述都适用于网路320。
应当理解，虽然以表示流体通路的线示出，但网路320表示翼型件100内的三维空腔(图3)。柱340限定沿着与构造方向375平行的第一方向342延伸的第一流体通路348。外伸部344限定沿着第二方向346延伸的第二流体通路350。一个差异是，第二方向346并非正交于第一方向342。
另一个差异是，流体通路348、350能够限定多边形的几何轮廓380，几何轮廓380是多边形的。在非限制性示例中，多边形的几何轮廓380示出为六边形。预期到，多个外伸部344能够在相邻的柱340之间流通地联接，以形成几何轮廓380。
外伸部344能够遍于以沿构造方向375构建的第一层361、第二层362、第三层363以及第四层364示出的多个层上构造为直线。另一个差异是，外伸部344能够以与构造方向375非正交的角构建。能够意识到，多边形的几何轮廓380的益处是，由于外伸部344相对于构造方向375而非正交的取向，外伸部344内的内应力能够减小。例如，非正交的角或取向能够提供能够减小构造过程期间的内应力的更短的外伸部344。
图6示意性地示出能够在翼型件100中利用的另一网路420，其中，为了清楚起见而省略翼型件100。网路420类似于网路120、220、320；因此，相似部分将用进一步增大100的相似标号标示，理解到，除了特别提到的地方之外，网路120、220、320的相似部分的描述都适用于网路420。
应当理解，虽然以表示流体通路的线示出，但网路420表示翼型件100内的三维空腔(图3)。柱440限定沿着与构造方向475平行的第一方向442延伸的第一流体通路448。外伸部444限定沿着第二方向446延伸的第二流体通路450。
一个差异是，外伸部444能够是弯曲的，使得第二方向446是非线性的，使得流体通路448、450能够限定卵形的几何轮廓480。任选地，线性柱440能够在沿构造方向475彼此偏移的弯曲的外伸部444之间联接。在备选示例(未显示)中，弯曲的外伸部能够沿着构造方向直接地联接。
外伸部344能够遍于以沿构造方向375构建的第一层461、第二层462以及第三层463示出的多个层上构造为弧。能够意识到，卵形的几何轮廓480的益处是，由于外伸部444的相对于构造方向475而非正交的取向，外伸部444内的内应力能够减小，并且，弯曲的外伸部444能够使应力遍及整个外伸部壁444以连续的方式分布，在相邻的柱440之间不存在离散的结。
在再另一示例(未显示)中，额外的流体通路能够沿着与第一和第二方向未对准的第三方向形成。例如，网路中的第一群外伸部能够与柱垂直而形成，而网路中的第二群外伸部能够参考柱而以锐角形成。结果得到的由流体通路形成的几何结构能够在网路内具有变化、不对称或不规则的几何轮廓。
图7示意性地示出能够在翼型件100中利用的另一网路520，其中，为了清楚起见而省略翼型件100。网路520类似于网路120、220、320、420；因此，相似部分将用进一步增大100的相似标号标示，理解到，除了特别提到的地方之外，网路120、220、320、420的相似部分的描述都适用于网路520。
应当理解，虽然以表示流体通路的线示出，但网路520表示翼型件100内的三维空腔(图3)。示出横向方向R以供参考，并且应当理解，网路520能够沿包括展向方向S、弦向方向C或以上项的任何组合的任何方向取向。
另外，网路520在“侧面(edge-on)”图中示出。柱540和外伸部544限定相应的第一流体通路548和第二流体通路550。预期到，第一和第二流体通路548、550能够为网路520限定有效表面585。在图7的示例中，有效表面585是平面的，并且与构造方向575对准。当从图7的侧面透视图观察时，柱540、外伸部544以及流体通路548、550在视觉上重叠，并且由沿着构造方向575取向的单条线表示。
图8示意性地示出能够在翼型件100中利用的另一网路620，其中，为了清楚起见而省略翼型件100。网路620类似于网路120、220、320、420、520；因此，相似部分将用进一步增大100的相似标号标示，理解到，除了特别提到的地方之外，网路120、220、320、420、520的相似部分的描述都适用于网路620。
应当理解，虽然以表示流体通路的线示出，但网路620表示翼型件100内的三维空腔(图3)。示出弦向方向C以供参考，并且应当理解，网路620能够沿包括展向方向S、横向方向R或以上项的任何组合的任何方向取向。
网路620在“侧面”图中示出。柱640和外伸部644限定相应的第一流体通路648和第二流体通路650。流体通路648、650能够为网路620限定有效表面685。在该侧面透视图中，柱640、外伸部644以及流体通路648、650在视觉上重叠，并且由单条线表示。一个差异是，该有效表面的至少部分能够是弯曲的；在所显示的示例中，有效表面685沿弦向方向C弯曲。预期到，该有效表面能够具有遍于网路620的任何部分或整体上的任何形式的弯曲部。该有效表面还能够包括恒定或变化的曲率半径。
图9示意性地示出能够在翼型件100中利用的另一网路720，其中，为了清楚起见而省略翼型件100。网路720类似于网路120、220、320、420、520、620；因此，相似部分将用进一步增大100的相似标号标示，理解到，除了特别提到的地方之外，网路120、220、320、420、520、620的相似部分的描述都适用于网路720。
应当理解，虽然以表示流体通路的线示出，但网路720表示翼型件100内的三维空腔(图3)。示出展向方向S以供参考，并且应当理解，网路720能够沿包括弦向方向C，横向方向R或以上项的任何组合的任何方向取向。
网路720在“侧面”图中示出。柱740和外伸部744限定相应的第一流体通路748和第二流体通路750。流体通路748、750能够为网路720限定有效表面785。在该侧面透视图中，柱740、外伸部744以及流体通路748、750在视觉上重叠，并且由单条线表示。
一个差异是，有效表面785包括至少一个S形部，并且以沿展向方向S来回地弯曲的一系列的S形物示出。预期到，S形物能够具有完全相同的曲率半径，或交替的S形物能够具有交替的曲率半径(诸如，“长-短-长”)，或弯曲S形部的任何合适的几何布置都能够由有效表面785形成。
图10示意性地示出能够在翼型件100中利用的另一网路820，其中，为了清楚起见而省略翼型件100。网路820类似于网路120、220、320、420、520、620、720；因此，相似部分将用进一步增大100的相似标号标示，理解到，除了特别提到的地方之外，网路120、220、320、420、520、620、720的相似部分的描述都适用于网路820。
应当理解，虽然以表示流体通路的线示出，但网路820表示翼型件100内的三维空腔(图3)。示出横向方向R以供参考，并且应当理解，网路820能够沿包括弦向方向C、展向方向S或以上项的任何组合的任何方向取向。
网路820在“侧面”图中示出。柱840和外伸部844限定相应的第一流体通路848和第二流体通路850。一个差异是，流体通路848、850能够限定网路820的多个有效表面，其以网路820的第一有效表面885A和第二有效表面885B示出。在该侧面透视图中，柱840、外伸部844以及流体通路848、850在视觉上重叠，并且由两条实线表示。
第一和第二有效表面885A、885B形成一系列的局部地并且相对地隔开的S形物，并且示出为沿横向方向R来回地弯曲。第一有效表面885A能够具有与第二有效表面885B相比而相对的总体弯曲部，使得第一有效表面885A和第二有效表面885B共有由第一和第二有效表面885A、885B之间的相交部886形成的共同接触点。
图11示意性地示出能够在翼型件100中利用的另一网路920，其中，为了清楚起见而省略翼型件100。网路920类似于网路120、220、320、420、520、620、720、820；因此，相似部分将用进一步增大100的相似标号标示，理解到，除了特别提到的地方之外，网路120、220、320、420、520、620、720、820的相似部分的描述都适用于网路920。
网路920表示翼型件100内的三维空腔(图3)。示出弦向方向C以供参考，并且应当理解，网路920能够沿包括展向方向S、横向方向R或以上项的任何组合的任何方向取向。
网路920在“侧面”图中示出。柱940和外伸部944限定相应的第一流体通路948和第二流体通路950。流体通路948、950为网路920限定第一有效表面985A和第二有效表面985B。在该侧面透视图中，柱940、外伸部944以及流体通路948、950在视觉上重叠，并且由两条实线表示。
一个差异是，第一和第二有效表面985A、985B能够通过某一结构沿与表面985A、985B未对准的方向连接。在所示出的示例中，第一结构991限定带有弯曲的下表面的销，并且，第二结构992限定带有倾斜的下表面的销。结构991、992能够是对称或不对称的，并且能够包括使有效表面985A、985B的相邻的壁连接以改进可构造性的线性或非线性的上表面或下表面。结构991、992能够在相邻的有效表面985A、985B之间为网路920提供额外的刚度。另外，虽然结构991、992示出为在横截面上是实心的，但还预期到，第一或第二结构中的任一个能够是空心的。在这样的情况下，第一或第二结构能够任选地在网路920内形成额外的流体通路。在再另一示例中，第一或第二结构能够被利用来在翼型件100(图3)内将网路920联接到另一冷却通路或气室(未显示)，从而在提供空心第一或第二结构的示例中实现结构稳定性或实现流体联接。
转到图12，示意性地示出能够在翼型件100中利用的另一网路1020，其中，为了清楚起见而省略翼型件100。网路1020类似于网路120、220、320、420、520、620、720、820、920；因此，相似部分将用进一步增大100的相似标号标示，理解到，除了特别提到的地方之外，网路120、220、320、420、520、620、720、820、920的相似部分的描述都适用于网路1020。
网路1020能够包括沿着第一方向1042延伸的柱1040和沿着第二方向1046延伸的外伸部1044。一个差异是，网路1020(包括柱1040或外伸部1044)能够限定具有牺牲芯部1095的至少一个前体通路1094。在一个非限制性示例中，牺牲芯部1095能够包括陶瓷(包括能够在陶瓷层铺过程或陶瓷印刷过程中利用的陶瓷)。如所显示的，柱1040和外伸部1044中的全部都限定带有实心牺牲芯部1095的前体通路1094。虽然示出为“扁平的”，但柱1040和外伸部1044能够形成如上文中所描述的三维结构和厚度。
预期到，牺牲芯部1095能够通过增材制造(包括通过连续地对材料进行印刷、融合或堆叠以形成层)而形成。第一层1061和第二层1062示出柱能够通过沿着构造方向1075连续地形成材料层而形成。外伸部1044能够在构造过程(包括连续地形成材料层以如所显示的那样成一直线地形成外伸部1044)期间由柱1040支撑。
图13示出金属层1096能够遍于前体通路1094上(包括遍于形成柱1040和外伸部1044的牺牲芯部1095的任何或所有外表面上)形成。例如，金属层1096能够完全地环绕前体通路1094。金属层1096能够具有任何合适的厚度，并且，任何合适的制造方法都能够被利用来形成金属层1096，在非限制性示例中，这些制造方法包括铸造或电沉积)。
图14示出牺牲芯部1095能够从前体通路1094移除。在非限制性示例中，牺牲芯部能够经由热应用、化学冲洗、物理移除或以上项的组合来移除。在移除之后，金属层1096能够针对每个柱1040而形成空心柱壁1041，以限定第一流体通路1048。金属层1096还能够针对每个外伸部1044而形成空心外伸部壁1045，以限定第二流体通路1048、1050。以此方式，柱1040和外伸部1044能够限定相应的第一和第二流体通路1048、1050。
转到图15，流程图示出在增材制造的构件(诸如，翼型件100)内形成网路(诸如，网路120、220、320、420、520、620、720、820、920、1020)的方法1200。将理解，下文中所描述的方法步骤能够按任何顺序执行。
任选地，方法1200能够包括：在1202，如上文中所描述的那样形成前体通路。方法1200能够包括：在1204，在网路中形成第一流体通路。形成第一流体通路能够包括：沿着构造方向连续地形成材料层，以在翼型件的内部内形成沿着第一方向限定第一流体通路的柱。第一方向能够如上文中所描述的那样平行于构造方向。方法1200还能够包括：在1206，通过下者来在网路中形成第二流体通路：沿着构造方向连续地形成材料层，以形成与柱相交的外伸部。外伸部能够在构件的内部内沿着第二方向限定第二流体通路。该方法能够包括：同时地形成第一和第二流体通路(包括沿着未对准的第一和第二方向同时地形成第一和第二流体通路)。该方法能够进一步包括：如上文中所描述的那样重复地形成第一和第二流体通路，以形成具有多个流通地连接的通路的网路。该方法还能够包括：形成具有任何合适的几何轮廓(其在非限制性示例中包括矩形、多边形、六边形、卵形、不对称、不规则、弯曲、S形或线性)的多个通路。还预期到，网路中的多个通路能够同时地在多个平面或维度上具有弯曲部(诸如，在一个非限制性示例中，当沿着展向方向S观察时，具有S形弯曲部，并且，当沿着弦向方向C观察时，具有C形弯曲部)。弯曲部能够在网路或其中的构件的任何期望的部分(诸如，在非限制性示例中，在翼型件的与倒角相邻的根部附近或在导叶的内带或外带附近)中利用。
上述的各方面的益处包括改进具有网路的增材制造的构件的可生产性。例如，与柱正交地形成的外伸部由于外伸部壁上的重力而可能存在对其最大长度或在相邻的柱之间的翼展的限制，其中，超过最大长度可能引起增材制造过程期间的不合需要的翘曲或未成功的层铺。弯曲、成角度或非正交的外伸部的使用提供更短的侧向地偏移的通路，并且与正交的外伸部相比而遍于更多数量的层上构建外伸部壁，这减小通路壁中的内应力并且至少在制造期间改进构件的稳定性。与不具有额外的结构支撑件的冷却通路的扁平或平面布置相比，弯曲的有效表面或诸如如上文中所描述的销之类的结构或以上项的任何组合的使用提供提高的刚度或稳定性。另外，与在未利用这样的结构支撑件的设计中可能存在的壁翼展限制相比，结构支撑件(诸如，销)能够通过在遍于多个层上构建壁期间支撑该壁来提供增加的通路长度。本文中所描述的三维网路的各方面允许紧密地依随翼型件内的多个轮廓，实现重量减轻，提供可制造性改进以及提供针对定制的位置的改进的冷却。
应当理解，所公开的设计的应用不限于带有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是同样地可适用于涡喷发动机和涡轴发动机。
在尚未描述的范围内，能够如期望那样将各种实施例的不同的特征和结构彼此组合或替代而使用。未在所有的实施例中示出一个特征不旨在被解释为不能如此示出，而是为了使描述简洁而这样做。因而，能够如期望那样使不同的实施例的各种特征混合并且匹配，从而形成新的实施例，无论是否明确地描述新的实施例。本公开涵盖本文中所描述的特征的所有的组合或置换。
本发明的另外的方面由以下条款的主题提供：
1. 一种在增材制造的构件内形成网路的方法，该方法包括：通过下者来在网路中形成第一流体通路：沿着构造方向连续地添加材料层，以在涡轮发动机构件的内部内形成沿着第一方向限定第一流体通路的柱，第一方向平行于构造方向；和通过下者来在网路中形成第二流体通路：沿着构造方向连续地添加材料层，以在内部内形成与柱相交并且沿着第二方向限定第二流体通路的外伸部。
2. 根据任何前述条款的方法进一步包括形成包括牺牲芯部的前体通路。
3. 根据任何前述条款的方法进一步包括：遍于牺牲芯部上形成金属层；和移除牺牲芯部，以限定第一流体通路或第二流体通路中的至少一个。
4. 根据任何前述条款的方法，其中，柱或外伸部中的至少一个包括限定对应的第一或第二流体通路的空心壁。
5. 根据任何前述条款的方法，其中，形成第二流体通路包括遍于多个层上将外伸部形成为弧或直线中的至少一个。
6. 根据任何前述条款的方法，其中，第一方向与第二方向未对准。
7. 根据任何前述条款的方法进一步包括：重复形成第一流体通路和形成第二流体通路，以在网路中形成多个流体通路。
8. 根据任何前述条款的方法，其中，多个通路形成遍及网路而完全相同的几何轮廓。
9. 根据任何前述条款的方法，其中，多个通路形成几何轮廓，该几何轮廓为卵形或多边形中的至少一个。
10. 根据任何前述条款的方法，其中，多个通路布置成与构造方向正交的排。
11. 根据任何前述条款的方法，其中，第一和第二流体通路为网路限定有效表面。
12. 根据任何前述条款的方法，其中，有效表面是非线性的。
13. 根据任何前述条款的方法，其中，有效表面限定至少一个S形部。
14. 根据任何前述条款的方法，其中，至少一个S形部包括一系列的局部地并且相对地隔开的S形物。
15. 根据任何前述条款的方法进一步包括同时地形成第一流体通路和第二流体通路。
16. 一种在增材制造的涡轮发动机构件内形成网路的方法，该方法包括：
通过下者来在网路中形成第一流体通路：沿着构造方向连续地形成材料层，以在涡轮发动机构件的内部内形成沿着第一方向限定第一流体通路的柱；和
通过下者来在网路中形成第二流体通路：沿着构造方向连续地形成材料层，以在内部内形成沿着第二方向限定第二流体通路的外伸部，第二方向与第一方向未对准。
17. 根据任何前述条款的方法进一步包括同时地形成第一流体通路和形成第二流体通路。
18. 根据任何前述条款的方法进一步包括形成包括牺牲芯部的前体通路。
19. 根据任何前述条款的方法进一步包括：遍于牺牲芯部上形成金属层；和移除牺牲芯部，以限定第一流体通路或第二流体通路中的至少一个。
20. 根据任何前述条款的方法，其中，柱或外伸部中的至少一个包括限定对应的第一或第二流体通路的空心壁。
本书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，并且还允许本领域任何技术人员实践本发明(包括制作并且使用任何装置或***和执行任何合并的方法)。本发明的专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员所想到的其它示例。如果这样的其它示例具有并非与权利要求书的字面语言不同的结构元件，或如果这些示例包括相对于权利要求书的字面语言具有非实质性差异的等同结构元件，则这些示例旨在属于权利要求书的范围内。

Claims (18)

1.一种在增材制造的构件内形成网路的方法，所述方法包括：
通过下者来在所述网路中形成第一流体通路：沿着构造方向连续地添加材料层，以在涡轮发动机构件的内部内形成沿着第一方向限定所述第一流体通路的柱，所述第一方向平行于所述构造方向；和
通过下者来在所述网路中形成第二流体通路：沿着所述构造方向连续地添加材料层，以在所述内部内形成与所述柱相交并且沿着第二方向限定所述第二流体通路的外伸部，其中所述第二流体通路流通地联接到所述第一流体通路；
其中，所述柱或所述外伸部中的至少一个包括限定对应的所述第一或第二流体通路的空心壁。
2.根据权利要求1所述的方法，进一步包括形成包括牺牲芯部的前体通路。
3.根据权利要求2所述的方法，进一步包括：遍于所述牺牲芯部上形成金属层；和移除所述牺牲芯部，以限定所述第一流体通路或所述第二流体通路中的至少一个。
4.根据权利要求1-3中的任一项所述的方法，其中，所述形成第二流体通路包括遍于多个层上将所述外伸部形成为弧或直线中的至少一个。
5.根据权利要求1-3中的任一项所述的方法，其中，所述第一方向与所述第二方向未对准。
6.根据权利要求1-3中的任一项所述的方法，进一步包括重复所述形成第一流体通路和所述形成第二流体通路，以在所述网路中形成多个流体通路。
7.根据权利要求6所述的方法，其中，所述多个通路形成遍及所述网路而完全相同的几何轮廓。
8.根据权利要求6所述的方法，其中，所述多个通路形成几何轮廓，所述几何轮廓为卵形或多边形中的至少一个。
9.根据权利要求6所述的方法，其中，所述多个通路布置成与所述构造方向正交的排。
10.根据权利要求1-3中的任一项所述的方法，其中，所述第一和第二流体通路为所述网路限定有效表面。
11.根据权利要求10所述的方法，其中，所述有效表面是非线性的。
12.根据权利要求10所述的方法，其中，所述有效表面限定至少一个S形部。
13.根据权利要求12所述的方法，其中，所述至少一个S形部包括一系列的局部地并且相对地隔开的S形物。
14.根据权利要求1-3中的任一项所述的方法，进一步包括同时地形成所述第一流体通路和所述第二流体通路。
15.一种在增材制造的涡轮发动机构件内形成网路的方法，所述方法包括：
通过下者来在所述网路中形成第一流体通路：沿着构造方向连续地形成材料层，以在所述涡轮发动机构件的内部内形成沿着第一方向限定第一流体通路的柱；和
通过下者来在所述网路中形成第二流体通路：沿着所述构造方向连续地形成材料层，以在所述内部内形成沿着第二方向限定所述第二流体通路的外伸部，所述第二方向与所述第一方向未对准，其中所述第二流体通路流通地联接到所述第一流体通路；
其中，所述柱或所述外伸部中的至少一个包括限定对应的所述第一或第二流体通路的空心壁。
16.根据权利要求15所述的方法，进一步包括同时地形成所述第一流体通路和形成所述第二流体通路。
17.根据权利要求15-16中的任一项所述的方法，进一步包括形成包括牺牲芯部的前体通路。
18.根据权利要求17所述的方法，进一步包括：遍于所述牺牲芯部上形成金属层；和移除所述牺牲芯部，以限定所述第一流体通路或所述第二流体通路中的至少一个。
CN201911309052.6A 2018-12-18 2019-12-18 形成增材制造的构件的方法 Active CN111335961B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/224,065 US11174736B2 (en) 2018-12-18 2018-12-18 Method of forming an additively manufactured component
US16/224065 2018-12-18

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111335961A CN111335961A (zh) 2020-06-26
CN111335961B true CN111335961B (zh) 2023-06-09

Family

ID=71071134

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911309052.6A Active CN111335961B (zh) 2018-12-18 2019-12-18 形成增材制造的构件的方法

Country Status (2)

Country Link
US (1) US11174736B2 (zh)
CN (1) CN111335961B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111890061B (zh) * 2020-07-31 2021-08-10 华中科技大学 飞行器过渡端框架高精度电弧熔丝增材制造方法及其产品
US11794255B2 (en) * 2021-01-27 2023-10-24 Xerox Corporation Method and apparatus for forming overhang structures with a metal drop ejecting three-dimensional (3D) object printer
GB202216739D0 (en) * 2022-11-10 2022-12-28 Rolls Royce Plc Tie for a component

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105019950A (zh) * 2015-06-25 2015-11-04 西安理工大学 透平叶片前缘仿生微细通道内冷结构及其成形方法
CN106801622A (zh) * 2015-10-15 2017-06-06 通用电气公司 涡轮叶片
EP3199270A1 (en) * 2016-02-01 2017-08-02 United Technologies Corporation Additive manufactured conglomerated powder removal from internal passages with co-built agitation solids
EP3246110A1 (en) * 2016-05-20 2017-11-22 United Technologies Corporation Refractory metal core and components formed thereby
CN108026775A (zh) * 2015-08-28 2018-05-11 西门子公司 具有流动移位特征件的内部冷却的涡轮翼型件

Family Cites Families (118)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4142824A (en) 1977-09-02 1979-03-06 General Electric Company Tip cooling for turbine blades
US4203706A (en) 1977-12-28 1980-05-20 United Technologies Corporation Radial wafer airfoil construction
DE3211139C1 (de) 1982-03-26 1983-08-11 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Axialturbinenschaufel,insbesondere Axialturbinenlaufschaufel fuer Gasturbinentriebwerke
US4487550A (en) 1983-01-27 1984-12-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Cooled turbine blade tip closure
US4672727A (en) 1985-12-23 1987-06-16 United Technologies Corporation Method of fabricating film cooling slot in a hollow airfoil
US4669957A (en) 1985-12-23 1987-06-02 United Technologies Corporation Film coolant passage with swirl diffuser
US4726735A (en) 1985-12-23 1988-02-23 United Technologies Corporation Film cooling slot with metered flow
US4859147A (en) 1988-01-25 1989-08-22 United Technologies Corporation Cooled gas turbine blade
US5667359A (en) 1988-08-24 1997-09-16 United Technologies Corp. Clearance control for the turbine of a gas turbine engine
US5720431A (en) 1988-08-24 1998-02-24 United Technologies Corporation Cooled blades for a gas turbine engine
GB2244673B (en) 1990-06-05 1993-09-01 Rolls Royce Plc A perforated sheet and a method of making the same
US5383766A (en) 1990-07-09 1995-01-24 United Technologies Corporation Cooled vane
US5405242A (en) 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
US5660523A (en) 1992-02-03 1997-08-26 General Electric Company Turbine blade squealer tip peripheral end wall with cooling passage arrangement
US5356265A (en) 1992-08-25 1994-10-18 General Electric Company Chordally bifurcated turbine blade
US5486093A (en) 1993-09-08 1996-01-23 United Technologies Corporation Leading edge cooling of turbine airfoils
US5387085A (en) 1994-01-07 1995-02-07 General Electric Company Turbine blade composite cooling circuit
US5503529A (en) 1994-12-08 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having angled ejection slot
US5702232A (en) 1994-12-13 1997-12-30 United Technologies Corporation Cooled airfoils for a gas turbine engine
US5931638A (en) 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
US6099251A (en) 1998-07-06 2000-08-08 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a gas turbine engine
GB9821639D0 (en) 1998-10-06 1998-11-25 Rolls Royce Plc Coolant passages for gas turbine components
US6086328A (en) 1998-12-21 2000-07-11 General Electric Company Tapered tip turbine blade
US6254334B1 (en) 1999-10-05 2001-07-03 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6402470B1 (en) 1999-10-05 2002-06-11 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
DE10001109B4 (de) 2000-01-13 2012-01-19 Alstom Technology Ltd. Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine
US6402471B1 (en) 2000-11-03 2002-06-11 General Electric Company Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same
US6478537B2 (en) 2001-02-16 2002-11-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Pre-segmented squealer tip for turbine blades
US6551062B2 (en) 2001-08-30 2003-04-22 General Electric Company Turbine airfoil for gas turbine engine
US6773231B2 (en) 2002-06-06 2004-08-10 General Electric Company Turbine blade core cooling apparatus and method of fabrication
US6869270B2 (en) 2002-06-06 2005-03-22 General Electric Company Turbine blade cover cooling apparatus and method of fabrication
EP1418319A1 (de) 2002-11-11 2004-05-12 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine
US6994514B2 (en) 2002-11-20 2006-02-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine
US6790005B2 (en) 2002-12-30 2004-09-14 General Electric Company Compound tip notched blade
US6971851B2 (en) 2003-03-12 2005-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Multi-metered film cooled blade tip
US7014424B2 (en) 2003-04-08 2006-03-21 United Technologies Corporation Turbine element
US6832889B1 (en) 2003-07-09 2004-12-21 General Electric Company Integrated bridge turbine blade
GB2413160B (en) 2004-04-17 2006-08-09 Rolls Royce Plc Turbine rotor blades
US7121787B2 (en) 2004-04-29 2006-10-17 General Electric Company Turbine nozzle trailing edge cooling configuration
US7255534B2 (en) 2004-07-02 2007-08-14 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine vane with integral cooling system
US7467922B2 (en) 2005-07-25 2008-12-23 Siemens Aktiengesellschaft Cooled turbine blade or vane for a gas turbine, and use of a turbine blade or vane of this type
GB0521826D0 (en) 2005-10-26 2005-12-07 Rolls Royce Plc Wall cooling arrangement
WO2007052337A1 (ja) 2005-11-01 2007-05-10 Ihi Corporation タービン部品
US7364405B2 (en) 2005-11-23 2008-04-29 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for vanes
US7686582B2 (en) 2006-07-28 2010-03-30 United Technologies Corporation Radial split serpentine microcircuits
US9133715B2 (en) 2006-09-20 2015-09-15 United Technologies Corporation Structural members in a pedestal array
US7563072B1 (en) 2006-09-25 2009-07-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with near-wall spiral flow cooling circuit
US7789626B1 (en) 2007-05-31 2010-09-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with showerhead film cooling holes
US7785071B1 (en) 2007-05-31 2010-08-31 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with spiral trailing edge cooling passages
US7815414B2 (en) 2007-07-27 2010-10-19 United Technologies Corporation Airfoil mini-core plugging devices
JP2009221995A (ja) 2008-03-18 2009-10-01 Ihi Corp 高温部品の内面冷却構造
US8105030B2 (en) 2008-08-14 2012-01-31 United Technologies Corporation Cooled airfoils and gas turbine engine systems involving such airfoils
US8043058B1 (en) 2008-08-21 2011-10-25 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with curved tip cooling holes
US8469666B1 (en) 2008-08-21 2013-06-25 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade tip portion with trenched cooling holes
US8092176B2 (en) 2008-09-16 2012-01-10 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with curved diffusion film cooling hole
US8057182B2 (en) 2008-11-21 2011-11-15 General Electric Company Metered cooling slots for turbine blades
US8109726B2 (en) 2009-01-19 2012-02-07 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with micro channel cooling system
US8172534B2 (en) 2009-01-21 2012-05-08 General Electric Company Turbine blade or vane with improved cooling
US8262357B2 (en) 2009-05-15 2012-09-11 Siemens Energy, Inc. Extended length holes for tip film and tip floor cooling
US8066485B1 (en) 2009-05-15 2011-11-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip section cooling
US8313287B2 (en) 2009-06-17 2012-11-20 Siemens Energy, Inc. Turbine blade squealer tip rail with fence members
US8454310B1 (en) 2009-07-21 2013-06-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Compressor blade with tip sealing
US8449254B2 (en) * 2010-03-29 2013-05-28 United Technologies Corporation Branched airfoil core cooling arrangement
US8894363B2 (en) 2011-02-09 2014-11-25 Siemens Energy, Inc. Cooling module design and method for cooling components of a gas turbine system
US8651805B2 (en) 2010-04-22 2014-02-18 General Electric Company Hot gas path component cooling system
US8317476B1 (en) 2010-07-12 2012-11-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip cooling circuit
US8647053B2 (en) 2010-08-09 2014-02-11 Siemens Energy, Inc. Cooling arrangement for a turbine component
US8714926B2 (en) 2010-09-17 2014-05-06 Siemens Energy, Inc. Turbine component cooling channel mesh with intersection chambers
US9085988B2 (en) 2010-12-24 2015-07-21 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine flow path member
DE102011080187A1 (de) 2011-08-01 2013-02-07 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Erzeugen einer Schaufel für eine Strömungskraftmaschine und Schaufel für eine Strömungskraftmaschine
US8840363B2 (en) 2011-09-09 2014-09-23 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly
EP2584145A1 (en) 2011-10-20 2013-04-24 Siemens Aktiengesellschaft A cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine
FR2982903B1 (fr) 2011-11-17 2014-02-21 Snecma Aube de turbine a gaz a decalage vers l'intrados des sections de tete et a canaux de refroidissement
US9249670B2 (en) 2011-12-15 2016-02-02 General Electric Company Components with microchannel cooling
US9279330B2 (en) 2012-02-15 2016-03-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with converging/diverging cooling passage
CH706107A1 (de) 2012-02-17 2013-08-30 Alstom Technology Ltd Bauteil für eine thermische Maschine, insbesondere eine Gasturbine.
US8851848B1 (en) 2012-02-20 2014-10-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with showerhead film cooling slots
FR2986982B1 (fr) 2012-02-22 2024-07-05 Snecma Ensemble de noyau de fonderie pour la fabrication d'une aube de turbomachine, procede de fabrication d'une aube et aube associes
US9470095B2 (en) 2012-04-24 2016-10-18 United Technologies Corporation Airfoil having internal lattice network
US9234438B2 (en) 2012-05-04 2016-01-12 Siemens Aktiengesellschaft Turbine engine component wall having branched cooling passages
US9297262B2 (en) 2012-05-24 2016-03-29 General Electric Company Cooling structures in the tips of turbine rotor blades
US9879546B2 (en) 2012-06-21 2018-01-30 United Technologies Corporation Airfoil cooling circuits
US9777582B2 (en) 2012-07-03 2017-10-03 United Technologies Corporation Tip leakage flow directionality control
US9957817B2 (en) 2012-07-03 2018-05-01 United Technologies Corporation Tip leakage flow directionality control
US9260972B2 (en) 2012-07-03 2016-02-16 United Technologies Corporation Tip leakage flow directionality control
US10100646B2 (en) 2012-08-03 2018-10-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling circuit
US9273561B2 (en) 2012-08-03 2016-03-01 General Electric Company Cooling structures for turbine rotor blade tips
US9447692B1 (en) 2012-11-28 2016-09-20 S&J Design Llc Turbine rotor blade with tip cooling
US10018052B2 (en) * 2012-12-28 2018-07-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having engineered vascular structure
US10036258B2 (en) 2012-12-28 2018-07-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure
WO2014137470A1 (en) 2013-03-05 2014-09-12 Vandervaart Peter L Gas turbine engine component arrangement
US20170007824A1 (en) 2013-07-05 2017-01-12 Trustees Of Boston University Minimally invasive splaying microfiber electrode array and methods of fabricating and implanting the same
US9394796B2 (en) 2013-07-12 2016-07-19 General Electric Company Turbine component and methods of assembling the same
CN103470312B (zh) * 2013-09-06 2015-03-04 北京航空航天大学 一种具有网格内部结构的燃气涡轮发动机叶片
US9856739B2 (en) 2013-09-18 2018-01-02 Honeywell International Inc. Turbine blades with tip portions having converging cooling holes
WO2015053941A1 (en) 2013-10-07 2015-04-16 United Technologies Corporation Article with internal structure
US8864469B1 (en) 2014-01-20 2014-10-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with super cooling
US9151175B2 (en) 2014-02-25 2015-10-06 Siemens Aktiengesellschaft Turbine abradable layer with progressive wear zone multi level ridge arrays
EP3189214A1 (en) 2014-09-04 2017-07-12 Siemens Aktiengesellschaft Internal cooling system with insert forming nearwall cooling channels in midchord cooling cavities of a gas turbine airfoil
US10099434B2 (en) 2014-09-16 2018-10-16 General Electric Company Composite airfoil structures
US9896954B2 (en) 2014-10-14 2018-02-20 Rolls-Royce Corporation Dual-walled ceramic matrix composite (CMC) component with integral cooling and method of making a CMC component with integral cooling
US10450852B2 (en) 2014-12-11 2019-10-22 Halliburton Energy Services, Inc. Formation monitoring through the casing
GB2533315B (en) 2014-12-16 2017-04-12 Rolls Royce Plc Cooling of engine components
US9938899B2 (en) 2015-06-15 2018-04-10 General Electric Company Hot gas path component having cast-in features for near wall cooling
GB201511776D0 (en) * 2015-07-06 2015-08-19 Rolls Royce Plc Manufacture of component with cooling channels
DE102015213090A1 (de) 2015-07-13 2017-01-19 Siemens Aktiengesellschaft Schaufel für eine Strömungskraftmaschine und Verfahren zu deren Herstellung
EP3124745B1 (en) 2015-07-29 2018-03-28 Ansaldo Energia IP UK Limited Turbo-engine component with film cooled wall
EP3124746B1 (en) 2015-07-29 2018-12-26 Ansaldo Energia IP UK Limited Method for cooling a turbo-engine component and turbo-engine component
GB201514977D0 (en) 2015-08-24 2015-10-07 Rolls Royce Plc Additive layer manufacturing
GB201521077D0 (en) 2015-11-30 2016-01-13 Rolls Royce A cooled component
US10450867B2 (en) 2016-02-12 2019-10-22 General Electric Company Riblets for a flowpath surface of a turbomachine
GB201614428D0 (en) 2016-08-24 2016-10-05 Rolls Royce Plc A dual walled component for a gas turbine engine
US10577942B2 (en) 2016-11-17 2020-03-03 General Electric Company Double impingement slot cap assembly
US10563521B2 (en) 2016-12-05 2020-02-18 United Technologies Corporation Aft flowing serpentine cavities and cores for airfoils of gas turbine engines
US20180171872A1 (en) 2016-12-15 2018-06-21 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly
US11015529B2 (en) 2016-12-23 2021-05-25 General Electric Company Feature based cooling using in wall contoured cooling passage
US10415403B2 (en) 2017-01-13 2019-09-17 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Cooled blisk for gas turbine engine
JP6718477B2 (ja) * 2018-03-08 2020-07-08 三菱重工業株式会社 積層造形方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105019950A (zh) * 2015-06-25 2015-11-04 西安理工大学 透平叶片前缘仿生微细通道内冷结构及其成形方法
CN108026775A (zh) * 2015-08-28 2018-05-11 西门子公司 具有流动移位特征件的内部冷却的涡轮翼型件
CN106801622A (zh) * 2015-10-15 2017-06-06 通用电气公司 涡轮叶片
EP3199270A1 (en) * 2016-02-01 2017-08-02 United Technologies Corporation Additive manufactured conglomerated powder removal from internal passages with co-built agitation solids
EP3246110A1 (en) * 2016-05-20 2017-11-22 United Technologies Corporation Refractory metal core and components formed thereby

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
肖雄亮等.基于增材制造特性的带气膜孔叶片快速成型工艺技术研究.制造技术与机床.2018,(第10期),全文. *
陶云亚等.激光增材制造技术在涡轮叶片中的应用.燃气涡轮试验与研究.2016,(第06期),全文. *

Also Published As

Publication number Publication date
US11174736B2 (en) 2021-11-16
CN111335961A (zh) 2020-06-26
US20200190988A1 (en) 2020-06-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111335961B (zh) 形成增材制造的构件的方法
CN111335972B (zh) 涡轮发动机翼型件
CN111335960B (zh) 涡轮发动机翼型件及冷却方法
CN111441829B (zh) 具有冷却孔的涡轮发动机的部件
EP3211179B1 (en) Airfoil having pedestals in trailing edge cavity
US11359494B2 (en) Engine component with cooling hole
US11988109B2 (en) Component with cooling passage for a turbine engine
CN111335962B (zh) 涡轮发动机构件及冷却方法
US11053809B2 (en) Turbine engine airfoil
CN112483197B (zh) 具有挡板的涡轮发动机构件
US11560803B1 (en) Component with cooling passage for a turbine engine
US20240117743A1 (en) Turbine engine with component having a cooling hole with a layback surface
US11885236B2 (en) Airfoil tip rail and method of cooling
US11998974B2 (en) Casting core for a cast engine component

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant