公开(公告)号：US20160222804A1

公开(公告)日：2016-08-04

申请号：US15026683

申请日：2014-09-03

申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

发明人： Fathi AHMAD ,  Eckart SCHUMANN ,  Werner STAMM

IPC分类号： F01D5/28 ,  F01D9/04 ,  C23C16/44 ,  C23C28/02 ,  C23C14/22 ,  C23C4/134 ,  F01D5/14 ,  F01D25/08

CPC分类号： F01D5/288 ,  C23C4/134 ,  C23C14/221 ,  C23C16/44 ,  C23C28/022 ,  F01D5/147 ,  F01D9/041 ,  F01D25/08 ,  F05D2220/31 ,  F05D2220/32 ,  F05D2230/312 ,  F05D2230/313 ,  F05D2230/90 ,  F05D2300/132 ,  F05D2300/16 ,  F05D2300/177 ,  F05D2300/5023

摘要： A component (1) for a turbomachine and a method for construction thereof: The component includes an inner core (6) and a first thermal bond coating (11) on the inner core (6), and a second thermal bond coating (12) on the first thermal bond coating (11). The first thermal bond coating (11) is sandwiched between the inner core (6) and the second thermal bond coating (12). A second operating temperature (T2max) of the second thermal bond coating (12) is higher than a first operating temperature (T1max) of the first thermal bond coating (11).

摘要翻译： 用于涡轮机的组件（1）及其构造方法：所述部件包括内芯（6）和内芯（6）上的第一热粘合涂层（11），以及第二热粘合涂层（12） 在第一热粘合涂层（11）上。 第一热粘合涂层（11）夹在内芯（6）和第二热粘合涂层（12）之间。 第二热粘合涂层（12）的第二工作温度（T2max）高于第一热粘合涂层（11）的第一工作温度（T1max）。

公开(公告)号：US20160281512A1

公开(公告)日：2016-09-29

申请号：US15031345

申请日：2014-10-27

申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

发明人： Fathi AHMAD ,  Andreas HESELHAUS ,  Radan RADULOVIC

IPC分类号： F01D5/18 ,  F01D25/12 ,  F01D5/28 ,  F01D9/04

CPC分类号： F01D5/187 ,  F01D5/186 ,  F01D5/288 ,  F01D9/041 ,  F01D25/12 ,  F05D2220/32 ,  F05D2240/304 ,  F05D2240/81 ,  F05D2260/202 ,  Y02T50/673 ,  Y02T50/676

摘要： A turbine blade with aerodynamic aerofoil, which extends from a bottom to a top end and has two aerofoil walls extending between, which transversely thereto extend from a common leading to a common trailing edge, and with at least one platform, which extends transversely in relation to the aerofoil and is arranged at one of the two ends of the aerofoil. A number of openings are provided in the trailing edge between the bottom end and the top end. Either the opening in the trailing edge arranged closest to the platform surface extends into the platform surface or the platform surface facing the aerofoil is lowered locally in the region of that opening that is closest to the platform, and the opening opens out into a portion of the trailing edge that has become free as a result of the lowering.

摘要翻译： 具有空气动力学翼面的涡轮机叶片，其从底部延伸到顶端，并且具有两个翼型壁，两个翼面壁在横向从其延伸到共同的后缘之间延伸，并且具有至少一个相对于横向延伸的平台 到机翼并且布置在机翼的两端之一处。 在底端和顶端之间的后缘设有多个开口。 在最靠近平台表面布置的后缘中的开口延伸到平台表面中，或者面向机翼的平台表面在最接近平台的该开口的区域中局部地降低，并且开口打开到 后缘由于降低而变得自由。

公开(公告)号：US20160348250A1

公开(公告)日：2016-12-01

申请号：US15114931

申请日：2015-01-12

申请人： SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT

发明人： Fathi AHMAD

IPC分类号： C23C28/00 ,  C23C4/12 ,  F01D25/00 ,  C23C14/22

CPC分类号： C23C28/321 ,  C23C4/12 ,  C23C14/221 ,  C23C28/322 ,  C23C28/34 ,  F01D5/288 ,  F01D11/122 ,  F01D25/005 ,  F05D2230/90 ,  F05D2260/231 ,  F05D2300/15 ,  F05D2300/175 ,  F05D2300/611

摘要： A component for a turbomachine, the component including a coating for minimizing thermal gradients within the component, the coating including a first coating on at least a portion of a surface of the component, wherein the first coating is substantially free from rhenium. Further, the component includes a second coating on the first coating. The second coating includes rhenium for better thermal resistance. Furthermore, the component includes a homogeneous high porosity (HHP) layer on the second coating. Finally, the component includes an abradable layer on the homogeneous high porosity layer.

摘要翻译： 一种用于涡轮机的部件，所述部件包括用于最小化所述部件内的热梯度的涂层，所述涂层包括在所述部件表面的至少一部分上的第一涂层，其中所述第一涂层基本上不含铼。 此外，该组件包括在第一涂层上的第二涂层。 第二涂层包括用于更好的耐热性的铼。 此外，该组分在第二涂层上包括均匀的高孔隙率（HHP）层。 最后，组分在均匀的高孔隙率层上包括可磨损层。