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61. 发明申请

WO2017009051A1 SCHAUFEL FÜR EINE STRÖMUNGSKRAFTMASCHINE UND VERFAHREN ZU DEREN HERSTELLUNG 审中-公开
标题翻译：舀FOR流引擎和方法及其
公开(公告)号：WO2017009051A1
公开(公告)日：2017-01-19
申请号：PCT/EP2016/065243
申请日：2016-06-30
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
发明人： KIENER, Christoph , KÜSTERS, Yves
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/187 , F01D5/186 , F05D2260/201 , F05D2260/202 , F05D2260/204 , Y02T50/671 , Y02T50/676
摘要： Die Erfindung betrifft eine Schaufel (11) für eine Strömungskraftmaschine, beispielsweise eine Gasturbine oder eine Flugzeugturbine. Diese weist einen Innenraum (29) auf, durch den Kühlgas über Kanäle (25) an die Oberfläche (23) der Schaufel (11) transportiert werden kann. Hierdurch soll ein Film von Kühlgas auf der Oberfläche (23) ausgebildet werden, um die Schaufel (11) thermisch zu schützen. Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass es sich bei den Kanälen (25) um Mikrokanäle handelt, deren Querschnittsfläche kleiner als 0,8 mm 2 ist. Deswegen können vorteilhaft eine Vielzahl von Mikrokanälen (25) über die Oberfläche (23) der Schaufel (11) verteilt werden, wodurch sich zuverlässig ein geschlossener Kühlfilm auf der Schaufel ausbilden lässt. Um eine derartige Vielzahl von Mikrokanälen in der Schaufel zu verwirklichen, wird die Schaufel vorteilhaft mit einem additiven Fertigungsverfahren wie dem Laserschmelzen hergestellt, wobei dieses Verfahren ebenfalls Gegenstand der Erfindung ist.
摘要翻译：本发明涉及一种用于涡轮机的叶片（11），诸如燃气涡轮机或飞机涡轮机。这具有内部空间（29），通过经由通道（25）连接到叶片（11）的表面（23），该冷却气体可以被输送。这是将要形成的表面（23）上的冷却气体，以保护所述叶片（11）热的膜。根据本发明，它在通道（25）是微通道，所述横截面面积小于0.8 2。因此，多个微通道（25）的叶片（11）的表面（23）上的可有利地分布，从而能够可靠地可在叶片上形成，封闭的冷却膜。为了实现这样的多个叶片微通道，所述叶片被有利地与添加剂的制造工艺如激光熔化产生的，这一过程也在本发明的主题。

62. 发明申请

WO2017003457A1 TURBINE BLADE WITH INTEGRATED MULTIPLE PASS COOLING CIRCUITS 审中-公开
标题翻译：涡轮叶片与一体化多通道冷却电路
公开(公告)号：WO2017003457A1
公开(公告)日：2017-01-05
申请号：PCT/US2015/038566
申请日：2015-06-30
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , SIEMENS ENERGY, INC.
发明人： LEE, Ching-Pang
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/18 , F05D2240/307 , F05D2250/185
摘要： A turbine blade (10) and method of cooling. The turbine blade (10) having multiple aft flowing cooling circuits formed within the blade (10) including at least a leading edge circuit (12) and a trailing edge circuit (14). Each cooling circuit includes a first pass channel (16) flowing aft with two substantially 180-degree turns at a tip end (44) and a root end (42) of the blade (10) providing a second pass channel (18), and a third pass channel (20). The leading edge circuit (12) starts along a leading edge (24) of the blade (10) and the trailing edge circuit (14) starts along a mid-chord area (46) of the blade (10) with the third pass channel (20) located along a trailing edge (26) of the blade (10). A tip axial cooling passage (22) comprising a first opening (48) and a second opening (50) connects the leading edge circuit (12) to the trailing edge circuit (14), integrating the at least two multiple pass serpentine flow cooling circuits.
摘要翻译：涡轮叶片（10）和冷却方法。涡轮叶片（10）具有形成在叶片（10）内的至少包括前缘电路（12）和后缘电路（14）的多个后向流动的冷却回路。每个冷却回路包括在末端（44）和叶片（10）的根端（42）处两个基本上180度的匝流动的第一通道（16），提供第二通道（18），以及第三通道（20）。前沿电路（12）沿着刀片（10）的前缘（24）开始，并且后缘电路（14）沿着刀片（10）的中和弦区域（46）开始，具有第三通道（20）沿着叶片（10）的后缘（26）定位。包括第一开口（48）和第二开口（50）的尖端轴向冷却通道（22）将前缘电路（12）连接到后缘电路（14），将至少两个多通道蛇形流冷却回路。

63. 发明申请

WO2017001139A1 ANORDNUNG FÜR EINE TURBINE 审中-公开
标题翻译：安排用于涡轮
公开(公告)号：WO2017001139A1
公开(公告)日：2017-01-05
申请号：PCT/EP2016/062508
申请日：2016-06-02
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
发明人： BURBAUM, Bernd
IPC分类号： F01D5/14 , F01D5/28 , F01D5/18
CPC分类号： F01D5/147 , B22F5/04 , F01D5/18 , F01D5/282 , F01D5/284 , F05D2220/32 , F05D2230/31 , F05D2230/311 , F05D2230/51 , F05D2230/64 , F05D2260/30 , F05D2300/603 , F05D2300/6032 , F05D2300/614
摘要： Die Erfindung betrifft eine Anordnung (1) für eine Turbine umfassend eine metallische Stützstruktur, die zumindest eine sich in einer radialen Richtung erstreckende Stützstrebe (3,4,5) aufweist, und eine Vielzahl von an der Stützstruktur übereinander angeordneten, plattenförmig ausgebildeten und aus einem keramischen Faserverbundwerkstoff hergestellten Segmenten (6), die gemeinsam die Umfangskontur definieren, wobei die Segmente (6) mit Durchgangsöffnungen (12) versehen sind, durch die sich die zumindest eine Stützstrebe (3,4,5) erstreckt, wobei die zumindest eine Stützstrebe (3,4,5) auswärts vorstehende, sich quer zur radialen Richtung erstreckende Vorsprünge (9) aufweist, die in an den Segmenten (6) korrespondierend ausgebildete Aussparungen (13) greifen.
摘要翻译：本发明涉及（1），包括一个金属支撑结构，其具有至少一个在所述支撑支柱（3,4,5）的径向方向上延伸，以及多个在所述支撑结构的涡轮布置成一个在另一个之上，板形的布置和构成的段由陶瓷纤维复合出品（6）一起限定圆周轮廓，所述部段（6）设置有通道开口（12），通过该至少一个支撑柱（3,4,5），其特征在于，所述至少一个支撑柱（ 3,4,5）向外突出的，横向延伸的突起的径向方向（9），该把手的（在（上段6）对应地形成的凹部13）。

64. 发明申请

WO2016160030A1 TURBINE AIRFOIL WITH INTERNAL COOLING SYSTEM INCLUDING FEATURES TAKING ADVANTAGE OF ROTATING CORIOLIS FORCE 审中-公开
标题翻译：具有内部冷却系统的涡轮机空气包括具有旋转角力的优点的特征
公开(公告)号：WO2016160030A1
公开(公告)日：2016-10-06
申请号：PCT/US2015/024227
申请日：2015-04-03
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , SIEMENS ENERGY, INC.
发明人： LEE, Ching-Pang , JOHNSON, Erik , KOESTER, Steven , UM, Jae Y.
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/181 , F01D5/185 , F01D5/187 , F05D2240/127 , F05D2260/2212
摘要： A turbine airfoil (10) with an internal cooling system (12) including features, such as, but not limited to, turbulators (16), mini-grooves (18) and mini-ribs (20), taking advantage of cooling fluid flow characteristics due to rotating Coriolis force is disclosed. The cooling system (12) may include one or more generally spanwise extending cooling channels (22) including at least one turbulator (16) positioned on a surface of an internal rib (26) and extending between outer walls (28, 30) forming suction and pressure sides (32, 34) of the airfoil (40). The internal cooling system (12) may also include a plurality of turbulators (16) extending from an inner surface (36) of the suction side (32) of the airfoil (40) and one or more mini-grooves (18) positioned between adjacent turbulators (16) on the inner surface (36) of the suction side (32). Such cooling features of the internal cooling system (12) may increase heat transfer by nearly 80 percent.
摘要翻译：具有内部冷却系统（12）的涡轮机翼型件（10），其包括诸如但不限于湍流器（16），微型凹槽（18）和微型肋（20）的特征，利用冷却流体流动公开了由旋转科里奥利力引起的特性。冷却系统（12）可以包括一个或多个大体上翼展延伸的冷却通道（22），其包括至少一个位于内部肋（26）的表面上并在外壁（28,30）之间延伸的湍流器（16）和翼型件（40）的压力侧（32,34）。内部冷却系统（12）还可以包括从翼型件（40）的吸力侧（32）的内表面（36）和一个或多个微型槽（18）延伸的多个湍流器（16）在吸入侧（32）的内表面（36）上的相邻的湍流器（16）。内部冷却系统（12）的这种冷却特征可将热量传递增加近80％。

65. 发明申请

WO2016157127A1 SANDWICH ARRANGEMENT WITH CERAMIC PANELS AND CERAMIC FELTS 审中-公开
标题翻译：陶瓷面板和陶瓷纤维的三面配置
公开(公告)号：WO2016157127A1
公开(公告)日：2016-10-06
申请号：PCT/IB2016/051851
申请日：2016-03-31
申请人： ANSALDO ENERGIA IP UK LIMITED
发明人： GRASSO, Piero-Daniele , STANKOWSKI, Alexander , PUIDOKAS, Sabrina
IPC分类号： B32B18/00 , B32B5/02 , F01D5/28 , F01D9/00 , F01D11/00 , F01D25/00 , F01D5/18 , C04B37/00 , B32B9/00
CPC分类号： B32B5/024 , B32B1/00 , B32B3/04 , B32B3/28 , B32B5/022 , B32B5/08 , B32B5/142 , B32B5/145 , B32B5/26 , B32B7/12 , B32B15/02 , B32B15/04 , B32B15/14 , B32B18/00 , B32B2250/40 , B32B2255/02 , B32B2260/021 , B32B2260/023 , B32B2262/105 , B32B2262/106 , B32B2262/14 , B32B2307/304 , B32B2307/306 , B32B2307/546 , B32B2307/714 , B32B2307/724 , B32B2603/00 , B32B2607/00 , C04B37/005 , C04B37/008 , C04B2235/5256 , C04B2235/6028 , C04B2237/04 , C04B2237/38 , C04B2237/597 , C04B2237/62 , F01D5/186 , F01D5/189 , F01D5/282 , F01D5/284 , F05D2300/6012 , F05D2300/6033 , F05D2300/613 , Y02T50/672 , Y02T50/673 , Y02T50/676
摘要： The invention refers to a sandwich arrangement comprising at least two peripheral disposed ceramic panels (101a, 101b) and a ceramic felt (110) which is inserted be- tween a first and second ceramic panel, The material of the first ceramic panel being equal or different to the material of the second panel, wherein the ceramic felt is formed by a textile structure with a regularly or quasi-regularly structured woven fi- bres. The fibres are made of at least one material and/or composition, wherein at least one adhesive mean is provided between the underside of the panels and adja- cent fibres.
摘要翻译：本发明涉及一种三明治布置，其包括至少两个外围设置的陶瓷面板（101a，101b）和陶瓷毡（110），该陶瓷毡插入第一和第二陶瓷面板之间。第一陶瓷面板的材料相等或不同于第二面板的材料，其中陶瓷毡由具有规则或准规则结构的织造纤维的织物结构形成。纤维由至少一种材料和/或组合物制成，其中在面板的下侧和相邻纤维之间提供至少一种粘合剂平均值。

66. 发明申请

WO2016133987A2 FORMING COOLING PASSAGES IN COMBUSTION TURBINE SUPERALLOY CASTINGS 审中-公开
标题翻译：在燃烧涡轮机超级铸造中形成冷却通道
公开(公告)号：WO2016133987A2
公开(公告)日：2016-08-25
申请号：PCT/US2016/018215
申请日：2016-02-17
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , SIEMENS ENERGY, INC.
发明人： MERRILL, Gary B. , SHIPPER, JR., Jonathan E. , HITCHMAN, Cora
IPC分类号： F01D11/08 , F01D5/18 , F01D11/12
CPC分类号： F01D11/122 , B22C7/02 , B22C9/24 , B22D25/02 , B22D29/001 , B23H1/00 , B23K26/382 , B23P15/02 , C23C4/02 , C23C4/073 , C23C4/18 , C23C28/3215 , C23C28/3455 , F01D5/14 , F01D5/18 , F01D5/186 , F01D5/28 , F01D5/288 , F01D11/08 , F01D11/127 , F04D29/526 , F04D29/685 , F05D2230/10 , F05D2230/30 , F05D2230/90 , F05D2250/12 , F05D2250/15 , F05D2250/182 , F05D2250/183 , F05D2250/184 , F05D2250/185 , F05D2250/23 , F05D2250/282 , F05D2250/292 , F05D2250/294 , F05D2250/75 , F05D2260/202 , F05D2260/22141 , F05D2300/175 , F05D2300/611
摘要： Cooling passages (99, 105) are formed in components for combustion turbine engines, such as blades (92), vanes (104, 106), ring segments (110) or castings in transitions (85), during investment casting, through use of ceramic shell inserts (130) within the casting mold (152). Ceramic posts (134) formed in the ceramic shell insert (130) have profiles conforming to corresponding profiles of partially completed cooling passages (156). Posts (134) are removed after superalloy component casting, forming the partially completed cooling passages, which are subsequently completed by removing remaining superalloy material along the cooling passage path.
摘要翻译：冷却通道（99,105）形成在用于燃料涡轮发动机的部件中，例如叶片（92），叶片（104,106），环形段（110）或过渡（85）中的铸件）铸模（152）内的陶瓷壳体嵌件（130）。形成在陶瓷壳体插入件（130）中的陶瓷柱（134）具有符合部分完成的冷却通道（156）的对应轮廓的轮廓。在超合金部件铸造之后移除柱（134），形成部分完成的冷却通道，随后通过沿着冷却通道路径除去剩余的超合金材料而完成。

67. 发明申请

WO2016133487A1 COOLING CONFIGURATION FOR A TURBINE BLADE INCLUDING A SERIES OF SERPENTINE COOLING PATHS 审中-公开
标题翻译：涡轮叶片的冷却配置，包括一系列SERPENTINE冷却塔
公开(公告)号：WO2016133487A1
公开(公告)日：2016-08-25
申请号：PCT/US2015/016002
申请日：2015-02-16
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT , SIEMENS ENERGY, INC.
发明人： LIANG, George , JIANG, Nan , LEE, Ching-Pang , UM, Jae Y.
IPC分类号： F01D5/18
CPC分类号： F01D5/187 , F01D5/186 , F05D2240/127 , F05D2250/185 , F05D2260/201 , F05D2260/202 , F05D2260/22141
摘要： A turbine blade includes an airfoil having an outer wall extending radially outwardly from a platform to a blade tip. The outer wall includes a pressure sidewall and a suction sidewall, which are joined together at chordally spaced apart leading and trailing edges of the airfoil. A pressure side serpentine cooling path includes a plurality of radially extending pressure side cooling channels and receives cooling fluid from a cooling fluid feed chamber located at least partially radially inwardly from the platform. A suction side serpentine cooling path includes a plurality of radially extending suction side cooling channels and receives cooling fluid from the pressure side serpentine cooling path. An intermediate serpentine cooling path includes a plurality of radially extending intermediate cooling channels located between the pressure and suction side cooling channels. The intermediate serpentine cooling path receives cooling fluid from the suction side serpentine cooling path.
摘要翻译：涡轮机叶片包括具有从平台径向向外延伸到叶片尖端的外壁的翼型件。外壁包括压力侧壁和吸力侧壁，其在翼型的弦向间隔开的前缘和后缘处连接在一起。压力侧蛇形冷却路径包括多个径向延伸的压力侧冷却通道，并且从至少部分地从平台径向向内定位的冷却流体供给室接收冷却流体。吸入侧蛇形冷却路径包括多个径向延伸的吸入侧冷却通道，并从压力侧蛇形冷却通道接收冷却流体。中间蛇形冷却路径包括位于压力侧和吸入侧冷却通道之间的多个径向延伸的中间冷却通道。中间蛇形冷却路径从吸入侧蛇形冷却路径接收冷却流体。

68. 发明申请

WO2016110387A1 FILMGEKÜHLTES GASTURBINENBAUTEIL 审中-公开
标题翻译：薄膜冷却燃气涡轮机部件
公开(公告)号：WO2016110387A1
公开(公告)日：2016-07-14
申请号：PCT/EP2015/079998
申请日：2015-12-16
申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT
发明人： HESELHAUS, Andreas
IPC分类号： F01D5/18 , F01D5/20
CPC分类号： F01D5/186 , F01D5/20 , F01D11/10 , F05D2220/32 , F05D2240/24 , F05D2240/304 , F05D2240/305 , F05D2240/307 , F05D2240/55 , F05D2250/13 , F05D2250/21 , F05D2250/38 , F05D2260/202 , Y02T50/673 , Y02T50/676
摘要： Die Erfindung betrifft ein filmgekühltes Gasturbinenbauteil (8) für eine Gasturbine, mit einer einem Heißgas (39) aussetzbaren Oberfläche (38), in der eine Anzahl von Filmkühlöffnungen (36) münden, wobei jede der betreffenden Filmkühlöffnungen (36) längs ihrer Durchströmungsrichtung einen Kanalabschnitt (48) und einen sich an den Kanalabschnitt unmittelbar anschließenden Diffusorabschnitt (46) umfassend eine stromauf angeordnete Diffusorkante (44), zwei Längskanten (42) und eine stromab angeordnete Diffusorkante (40) aufweisen, wobei jede Längskante (42) mit der stromab angeordnete Diffusorkante (44) in einem Eckbereich (54) zusammentrifft. Um eine wirksame Anordnung von Filmkühlöffnungen (36) bereit zu stellen, dessen Kühlfilm sich näher als bisher hinter der stromab angeordneten Diffusorkante geschlossen ausbildet, wird vorgeschlagen, dass zumindest zwei unmittelbar benachbarte, vorzugsweise alle Filmkühlöffnungen (36) der Reihe (30, 34) so ausgestaltet sind, dass deren Kanalachsen (50) der jeweiligen Kanalabschnitte (48) gegenüber der lokalen Strömungsrichtung (52) des Heißgases (39) geneigt sind und deren Diffusorabschnitte (46) jeweils derart asymmetrisch ausgebildet sind, dass die unmittelbar benachbarten Eckbereiche (54) der betreffenden Filmkühlöffnungen (36) in Strömungsrichtung (52) des Heißgases (39) betrachtet fluchten.
摘要翻译：本发明涉及一种用于燃气涡轮机的薄膜冷却的燃气涡轮机部件（8），具有沿其流动方向，信道部分中的热气体（39）可以暴露于该表面（38），其中多个薄膜冷却开口（36）打开时，每个所述的相应的薄膜冷却孔（36）（48）和直接邻接包括上游布置扩散器边缘（44），两个纵向边缘（42）和下游布置扩散器边缘（40），所述通道部分扩散器部分（46），其特征在于，每个纵向边缘（42）到下游布置扩散器边缘（44）在角部区域（54）重合。为了提供的薄膜冷却孔的有效阵列（36）准备好，冷却膜形成为比以前的位于下游扩散器边缘后面关闭近，所以建议至少两个直接相邻的，优选全部的薄膜冷却的一系列孔（36）（30，34），以便被配置为使得各个通道部分（48）相对于的信道轴（50）到热气体（39）的局部流动方向（52）是倾斜的和扩散部（46）分别形成非对称，使得所述直接相邻的角部区域（54）膜在热气体（39）的流动方向（52）观察对准问题（36）的冷却孔。

69. 发明申请

WO2015130526A3 TURBINE COMPONENT THERMAL BARRIER COATING WITH CRACK ISOLATING ENGINEERED GROOVE FEATURES 审中-公开
标题翻译：涡轮部件热障涂层与裂缝分离工程设计特点
公开(公告)号：WO2015130526A3
公开(公告)日：2016-06-16
申请号：PCT/US2015016318
申请日：2015-02-18
申请人： SIEMENS AG
发明人： SUBRAMANIAN RAMESH , HITCHMAN NEIL , ZOIS DIMITRIOS , SHIPPER JR JONATHAN E , HITCHMAN CORA
IPC分类号： F01D11/08 , F01D5/18 , F01D11/12
CPC分类号： F01D11/122 , B22C7/02 , B22C9/24 , B22D25/02 , B22D29/001 , C23C4/02 , C23C4/073 , C23C4/18 , C23C28/3215 , C23C28/3455 , F01D5/18 , F01D5/186 , F01D5/187 , F01D9/023 , F01D11/08 , F01D11/127 , F01D25/12 , F04D29/526 , F04D29/685 , F05D2220/32 , F05D2230/00 , F05D2230/211 , F05D2230/30 , F05D2230/90 , F05D2240/11 , F05D2250/12 , F05D2250/15 , F05D2250/182 , F05D2250/183 , F05D2250/184 , F05D2250/185 , F05D2250/23 , F05D2250/282 , F05D2250/292 , F05D2250/294 , F05D2250/60 , F05D2250/75 , F05D2260/202 , F05D2260/22141 , F05D2300/175
摘要： Engineered groove features (EGFs) are formed within thermal barrier coatings (TBCs) of turbine engine components. The EGFs are advantageously aligned with likely stress zones within the TBC or randomly aligned in a convenient two-dimensional or polygonal planform pattern on the TBC surface and into the TBC layer. The EGFs localize thermal stress- or foreign object damage (FOD)-induced crack propagation within the TBC that might otherwise allow excessive TBC spallation and subsequent thermal exposure damage to the turbine component underlying substrate. Propagation of a crack is arrested when it reaches an EGF, so that it does not cross over the groove to otherwise undamaged zones of the TBC layer. In some embodiments, the EGFs are combined with engineered surface features (ESFs) that are formed in the component substrate or within intermediate layers applied between the substrate and the TBC.
摘要翻译：在涡轮发动机部件的热障涂层（TBC）内形成工程槽特征（EGF）。 EGF有利地与TBC内的可能的应力区域对准，或者以TBC表面和TBC层中的方便的二维或多边形平面图案随机排列。 EGF将局部热应激或异物损伤（FOD）引起TBC内的裂纹扩展，否则可能会导致过度的TBC剥落和随后对基底下的涡轮部件的热暴露损伤。裂缝的传播在到达EGF时被阻止，使得它不会越过沟槽到TBC层的未损坏的区域。在一些实施方案中，EGF与在组分衬底中形成的工程化表面特征（ESF）或施加在衬底和TBC之间的中间层内组合。

70. 发明申请

WO2015130521A3 TURBINE COMPONENT COOLING HOLE WITHIN A MICROSURFACE FEATURE THAT PROTECTS ADJOINING THERMAL BARRIER COATING 审中-公开
标题翻译：涡轮组件冷却孔在保护加热热障涂层的微波表面特征
公开(公告)号：WO2015130521A3
公开(公告)日：2016-06-16
申请号：PCT/US2015016288
申请日：2015-02-18
申请人： SIEMENS AG , SIEMENS ENERGY INC
发明人： MERRILL GARY B , THOMAIDIS DIMITRIOS , SHIPPER JONATHAN E JR
IPC分类号： F01D11/12 , F01D5/18 , F01D11/08
CPC分类号： F01D11/122 , B22C7/02 , B22C9/24 , B22D25/02 , B22D29/001 , C23C4/02 , C23C4/073 , C23C4/18 , C23C28/3215 , C23C28/3455 , F01D5/18 , F01D5/186 , F01D5/187 , F01D9/023 , F01D11/08 , F01D11/127 , F01D25/12 , F04D29/526 , F04D29/685 , F05D2220/32 , F05D2230/00 , F05D2230/211 , F05D2230/30 , F05D2230/90 , F05D2240/11 , F05D2250/12 , F05D2250/15 , F05D2250/182 , F05D2250/183 , F05D2250/184 , F05D2250/185 , F05D2250/23 , F05D2250/282 , F05D2250/292 , F05D2250/294 , F05D2250/60 , F05D2250/75 , F05D2260/202 , F05D2260/22141 , F05D2300/175
摘要： Cooling holes in a turbine component, such as a blade, vane or combustor transition, are formed in and surrounded by a micro surface feature (MSF) that protects the adjoining thermal barrier coating (TBC) from delamination or crack propagation during the hole formation or during engine operation. The MSF effectively functions as a circumferential sleeve around the cooling hole margin so that relatively more friable TBC material that would otherwise define the cooling hole margin is not directly exposed to coolant fluid exhausting the hole, foreign object damage (FOD) or contact with cooling hole formation tooling when fabricating the hole through the TBC layer. The MSF is formed as a projection from the component substrate or during subsequent application of a metallic bond coat (BC) layer.
摘要翻译：在诸如叶片，叶片或燃烧器过渡部分的涡轮机部件中的冷却孔形成并由微表面特征（MSF）围绕，微表面特征（MSF）保护相邻的热障涂层（TBC）在孔形成过程中不发生分层或裂纹扩展，在发动机运转时。 MSF有效地用作围绕冷却孔边缘的周向套筒，使得否则将限定冷却孔边缘的相对更易碎的TBC材料不直接暴露于排出孔的冷却剂流体，异物损坏（FOD）或与冷却孔接触在通过TBC层制造孔时形成工具。 MSF形成为从组件衬底的突出部分或随后施加金属粘结涂层（BC）层。

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