[특허]Thermal barrier coating of a combustor dilution hole

Thermal barrier coating of a combustor dilution hole 원문보기

IPC분류정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	F23R-003/04 F23R-003/00 F23R-003/06 F23R-003/50
출원번호	US-0601037 (2015-01-20)
등록번호	US-10132498 (2018-11-20)
발명자 / 주소	Burd, Steven W.
출원인 / 주소	United Technologies Corporation
대리인 / 주소	O'Shea Getz P.C.
인용정보	피인용 횟수 : 0 인용 특허 : 31

초록 ▼

Aspects of the disclosure are directed to a liner associated with a combustor of an aircraft engine, comprising: a thermal barrier coating, and a base metal, wherein the thermal barrier coating comprises a contoured surface on a flowpath side proximate to an exit of a hole formed by the thermal barr

대표청구항 ▼

1. A liner associated with a combustor of an aircraft engine, comprising: a panel composed of a thermal barrier coating and a base metal; anda shell coupled to the panel;wherein the thermal barrier coating comprises a contoured surface on a combustion flowpath side proximate to an exit of a hole defined by the thermal barrier coating and the base metal;wherein the contoured surface is defined by the base metal having a first material thickness adjacent to the hole and a second material thickness further from the hole;wherein the contoured surface is defined by a ramp between the first thickness and the second thickness;wherein the first thickness is greater than the second thickness; andwherein the ramp projects away from the shell in transitioning from the second thickness to the first thickness. 2. The liner of claim 1, wherein the first thickness defines a maximum thickness of the liner in a contour region and the second thickness defines a base thickness of the liner. 3. The liner of claim 1, wherein the contoured surface is defined by the thermal barrier coating have a first thickness adjacent to the hole and a second thickness further from the hole. 4. The liner of claim 1, wherein the thermal barrier coating comprises a top coat and a bond coat. 5. The liner of claim 4, wherein the contoured surface is defined by the bond coat having a first thickness adjacent to the hole and a second thickness further from the hole. 6. The liner of claim 4, wherein the contoured surface is defined by the top coat having a first thickness adjacent to the hole and a second thickness further from the hole. 7. The liner of claim 1, wherein the hole is one of an air feed hole, a dilution hole, or a trim hole. 8. The liner of claim 1, further comprising: a grommet that is defined by a surface of the base metal and a shell. 9. The liner of claim 8, wherein the grommet is integral with a panel. 10. The liner of claim 1, wherein the contoured surface is formed during a casting or fabrication of a panel. 11. The liner of claim 1, wherein the contoured surface includes a transition of 0.25 millimeters. 12. The liner of claim 1, wherein the contoured surface is defined by a material that is present in substantially equal amounts relative to a first side and a second side of the hole. 13. The liner of claim 1, wherein the contoured surface is defined by material that is included in a three-dimensional pattern about the hole to provide a three-dimensional contoured surface. 14. A method for forming a liner of a combustor of an aircraft engine, the method comprising: providing a base metal;coupling a thermal barrier coating to the base metal, wherein the base metal and the thermal barrier coating are included in a panel; andcoupling the panel to a shell;wherein the thermal barrier coating comprises a contoured surface on a combustion flowpath side proximate to an exit of a hole formed by the thermal barrier coating and the base metal;wherein the contoured surface is defined by the base metal having a first material thickness adjacent to the hole and a second material thickness further from the hole;wherein the contoured surface is defined by a ramp between the first thickness and the second thickness;wherein the first thickness is greater than the second thickness; andwherein the ramp projects away from the shell in transitioning from the second thickness to the first thickness. 15. The method of claim 14, wherein the hole is one of a dilution hole or an air feed hole.

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