JP2003056302A - タービン翼形部並びにその製造及び修理方法 - Google Patents

タービン翼形部並びにその製造及び修理方法

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ガスタービンエンジン用の翼形部、その翼形
部を製造及び修理するための方法を提供する。 【解決手段】 該翼形部は、翼形部本体（１０）、一体
の部分高さスクイーラ先端（１４）、及び翼形部本体と
一体の部分高さスクイーラ先端（１４）との間の一体の
先端キャップ（１２）を有するコア本体と、部分高さス
クイーラ先端（１４）に接合されたスクイーラ先端延長
部（１６）とを有する。また、これらは、翼形部本体
（１０）、一体の部分高さスクイーラ先端（１４）、及
び前記翼形部本体（１０）と前記一体の部分高さスクイ
ーラ先端（１４）との間の一体の先端キャップ（１２）
を含む一体形コア本体を形成し、スクイーラ先端延長部
（１６）を前記部分高さスクイーラ先端（１４）に接合
することにより製造する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、翼形部本体と別個
に形成された翼形部先端とを有するガスタービンエンジ
ン用の翼形部に関し、より具体的には、鋳込み(cast-i
n)先端キャップを有する翼形部、インピンジメント冷却
されるスクイーラ先端を有する翼形部、バイメタルの翼
形部、並びに翼形部を製造及び修理するための方法に関
する。
【０００２】
【発明の背景】ガスタービンエンジンにおける翼形部
は、熱によって発生する応力による亀裂発生及び酸化に
よる材料損失の形で現れる、翼形部の先端における耐久
性の問題を生じる。この問題は、環境による酸化及び腐
食に対して高い耐性を有する合金を用いることにより対
処することができる。しかしながら、翼形部全体をより
高い耐熱性及び耐酸化性の合金に格上げすることは、構
成部品の費用及びおそらく重量を増大させることになる
ので、望ましくない。
【０００３】Ｂｏｗｄｅｎ，Ｊｒ．他の米国特許第５，
７９４，３３８号には、単一の超合金からなる一体形本
体を備えるように最初に製造されたブレードが開示され
ており、該ブレードは、損傷を受けると使用状態から外
される。ブレード先端は、損傷を受けた合金材料を除去
してそれを環境による酸化に対してより耐性がある異な
る合金と取り換えることにより修理される。
【０００４】Ｌｅｅ他の米国特許第５，３４８，４４６
号には、第１の合金からなるコア本体と該コア本体の平
坦な頂部に接合された第２の合金からなるＵ字形のブレ
ード先端とを有する翼形部が開示されている。
【０００５】また、先端の摩耗は、先端における冷却効
率を高めることにより対処されてきた。Ｌｅｅ他の米国
特許第５，１８３，３８５号には、図３に示すような、
ろう付けされた先端キャップ中の傾斜したインピンジメ
ント冷却孔によってスクイーラ先端をインピンジメント
冷却するものを含む様々な冷却構成が開示されている。
Ｄｅｎｎｉｓ他の米国特許第３，８９９，２６７号に
は、別のインピンジメント冷却構成が開示されている。
【０００６】
【発明の概要】従って、手短に言えば、本発明は、翼形
部本体、一体の部分高さスクイーラ先端、及び翼形部本
体と一体の部分高さスクイーラ先端との間の一体の先端
キャップを最初の製造時に有する一体形コア本体と、部
分高さスクイーラ先端に接合されたスクイーラ先端延長
部とを有する翼形部に関する。
【０００７】本発明はまた、翼形部本体及び一体の先端
キャップを最初の製造時に含む、第１の超合金で形成さ
れた一体形コア本体を有する翼形部に関する。また、最
初の製造時にコア本体に接合され、かつ少なくともその
一部分が第１の超合金とは異なる第2の超合金で形成さ
れたスクイーラ先端がある。第２の超合金は、およその
重量パーセントで、０．１〜０．１５％の炭素、６．０
〜７．０％のクロム、０．０１〜０．０２％のホウ素、
５．５〜６．５％のアルミニウム、２．５〜３．５％の
レニウム、４．５〜５．５％のタングステン、１〜２％
のモリブデン、１１〜１３％のコバルト、６〜７％のタ
ンタル、１〜２％のハフニウム、及び残部ニッケルを含
む。
【０００８】別の態様では、本発明は、翼形部本体、一
体の部分高さスクイーラ先端、及び翼形部本体と一体の
部分高さスクイーラ先端との間の一体の先端キャップを
有する一体形コア本体を含む翼形部である。部分高さス
クイーラ先端に接合されたスクイーラ先端延長部があ
り、スクイーラ先端延長部の方向に冷却剤を向けるよう
に傾斜させた、一体の先端キャップ中の冷却孔がある。
【０００９】本発明は更に、翼形部本体、一体の部分高
さスクイーラ先端、及び翼形部本体と一体の部分高さス
クイーラ先端との間の一体の先端キャップを含む一体形
コア本体を形成する段階と、スクイーラ先端延長部を部
分高さスクイーラ先端に接合する段階と、冷却孔を、該
冷却孔が冷却剤をスクイーラ先端延長部に向けるように
傾斜させて、先端キャップ中に孔あけ加工する段階とに
より製造される翼形部に関する。
【００１０】別の態様では、本発明は、翼形部本体、先
端キャップ、及びスクイーラ先端を有し、翼形部がスク
イーラ先端の少なくとも一部分を除去する段階と、イン
ピンジメント冷却孔を、該冷却孔がインピンジメント冷
却をもたらすように傾斜させて先端キャップ中に孔あけ
加工する段階と、スクイーラ先端の少なくとも一部分を
取り換える段階とにより修理される形式の翼形部であ
る。
【００１１】本発明はまた、翼形部本体、その中にフィ
ルム冷却孔を有する先端キャップ、及びスクイーラ先端
を有する形式のガスタービンエンジン翼形部を製造する
ための方法である。該方法は、翼形部本体、一体の部分
高さスクイーラ先端、及び翼形部本体と一体の部分高さ
スクイーラ先端との間の一体の先端キャップを含む一体
形コア本体を形成段階と、スクイーラ先端延長部を部分
高さスクイーラ先端に接合する段階とである。
【００１２】更に、本発明は、翼形部本体、先端キャッ
プ、及びスクイーラ先端を有する形式のガスタービンエ
ンジン翼形部を修理するための方法に関する。該方法
は、スクイーラ先端の少なくとも一部分を除去する段階
と、インピンジメント冷却孔を、該冷却孔がインピンジ
メント冷却をもたらすように傾斜させて、先端キャップ
中に孔あけ加工する段階と、スクイーラ先端の少なくと
も一部分を取り換える段階とを含む。
【００１３】他の態様は、一部は明らかであり、また一
部は以下に指摘する。
【００１４】
【発明の実施の形態】図１、図２及び図３に示すような
本発明は、翼形部本体１０、一体に鋳込まれた(cast-i
n)先端キャップ１２、及び一体の部分高さに鋳込まれた
スクイーラ先端１４を備えるコア本体を有する翼形部１
を含む。また、鋳込まれたスクイーラ先端から上向きに
延びるスクイーラ先端延長部１６がある。
【００１５】翼形部を製造する時に、翼形部本体１０、
先端キャップ１２、及び部分高さスクイーラ先端１４
が、図２に示すように単一鋳物品として一体に形成され
る。これらは、翼形部本体、一体の部分高さスクイーラ
先端、及び部分高さスクイーラ先端と翼形部本体との間
の一体の先端キャップを有する一体形コア本体を形成す
る。次に、インピンジメント冷却孔１８が、例えばレー
ザ孔あけ加工又は他の方法により先端キャップ１２中に
孔あけ加工される。冷却孔は、図２に一点鎖線で示すよ
うに、部分高さスクイーラ先端１４の末端より上方に向
けられるようにある角度になっている。このインピンジ
メント冷却孔により冷却が強められる。
【００１６】スクイーラ先端延長部１６が、図３に示す
ように部分高さスクイーラ先端１４に接合される。延長
部は、肉盛り溶接されるか、或いは、溶接、拡散接合、
又は他の技法により取り付けられる別個の鋳物品とされ
ることができる。スクイーラ先端延長部は、例えばＨｏ
ｒｖａｔｈによる米国特許第４，５４０，３３９号にお
けるような鋳込み先端キャップに重なっているＵ字形の
構成部品とは異なり、上向きにのみ延びている。‘３３
９特許の構成と比較したこの構成の利点は、この構成は
‘３３９特許の構成の有効二重先端キャップを持たない
ので、重さがより軽くなることである。
【００１７】本発明の利点の１つは、図２及び図３を従
来技術の図５と比較した場合に特に明らかである。スク
イーラ先端の全長が先端キャップとコア本体とに一体に
鋳造されている図５では、スクイーラ先端の全体高さが
冷却孔を孔あけ加工するための通視線を妨げるので、傾
斜したインピンジメント冷却孔を先端キャップ中に孔あ
け加工できないことは明白である。全体高さのスクイー
ラ先端ではなくて部分高さスクイーラ先端を鋳込むこと
により、図２の一点鎖線で示すように、傾斜したインピ
ンジメント冷却孔を孔あけ加工するための通視線が存在
する。このことの技術的効果は、効率的なインピンジメ
ント冷却が先端に与えられることである。更に、ブレー
ドの残りの部分と同じ合金で又は異なる合金でスクイー
ラ先端延長部１６を形成する自由度が得られる。
【００１８】本発明の特徴は、先端キャップがろう付け
(Brazed-on)されるのではなく鋳込み(Cast-in)されるこ
とである。本体中に先端キャップを鋳込むことにより、
余分のろう付け製造作業とろう付け表面処理が避けられ
る。また、更なる接合及びそれに対応する耐久性の問題
が回避される。部分高さスクイーラ先端及び別個の先端
延長部を含む本発明は、この点で、傾斜したインピンジ
メント冷却孔を可能にするろう付けされる先端キャップ
の利点をろう付けされる先端キャップの欠点が無い設計
中に組み込むのを容易にするという技術的効果を有する
ので好都合である。
【００１９】本発明の１つの態様は、コア本体が形成さ
れる合金（第１の超合金）の耐性と比較して、翼形部先
端がうけるより厳しい酸化及び腐食条件に対する耐性を
強めた合金（第２の超合金）でスクイーラ先端の少なく
とも一部分を製造することである。利点のある組合せの
実例は次の通りである（公称組成）。
【００２０】
【表１】
【００２１】
【表２】
【００２２】「Ｒｅｎｅ」は、米国カリフォルニア州ロ
サンゼルスにあるＴｅｌｅｄｙｎｅＩｎｄｕｓｔｒｉｅ
ｓ， Ｉｎｃ．が所有する米国登録商標である。
【００２３】スクイーラ先端の全て又は一部分を除去
し、それを酸化及び腐食に対してより耐性がある第２の
合金からなる先端と取り換えることにより、図５及び図
６に示すように、損傷を受けたブレードを修理すること
が知られている。しかしながら、図５及び図６に示すよ
うな、又は米国特許第５，７４９，３３８号に記載され
ているような修理の場合と比較して、この第２の超合金
を最初の製造時の翼形部の先端に組み込むことには、著
しい利点がある。具体的には、最初の製造時の先端の耐
久性をこのように高める技術的効果は、運転中の亀裂発
生の数が減少することである。このことは、修理の歩留
まりを高め、かつ構成部品が最初の製造後のその最初の
実地飛行中に修理不可能なほどに損傷をうける構成部品
の数を減少させる。その上、酸化及び腐食による劣化も
減少するので、酸化により先端間隙が増大することが少
なくなり、その結果、先端間隙に起因する性能低下によ
るエンジン取り外しの間の実働時間を延ばすことにな
る。
【００２４】第２の超合金で先端を製造することの別の
利点は、翼形部全体の合金を修正するのに比べて、先端
合金のみを修正することは重量変化を非常に少なくする
ことになり、従って、重量変化がどのように振動数又は
ディスク寿命に影響するかについての懸念を最小限にす
るか又は無くすことである。
【００２５】本発明は、図２及び図３に示されており、
スクイーラ先端高さの部分高さ、例えばこの特定の実施
形態において示すようにほぼ半分が、翼形部本体と同じ
合金で形成され、スクイーラ先端の延長部のみが異なる
合金で形成されている。図４に示す実施形態において
は、第２の合金で形成されたスクイーラ先端の部分は、
半分よりずっと大きく、先端キャップの上方のスクイー
ラ先端の全体と同じくらいの大きさであり、これが第２
の合金で形成される。
【００２６】１つの実施形態において、本発明は、フィ
ルム冷却される先端キャップを備えて最初に製造された
ブレードを修理することを含む。スクイーラ先端の一部
分又は全てが除去される。先端キャップ中のフィルム冷
却孔は、図５中の先端キャップ孔２２と同様に翼形部の
主寸法に平行であり、溶接などで閉じられるか又はその
他の方法で永久に塞がれる。図２及び図３中の符号１８
のような新しいインピンジメント冷却孔が孔あけ加工さ
れるが、スクイーラ先端を部分的に又は完全に除去する
ことによりそれが容易になる。また、新しいスクイーラ
先端又はスクイーラ先端延長部が、拡散接合、溶接、又
は他の技法により取り付けられる別個の鋳造品として或
いは肉盛り溶接として取り付けられる。
【００２７】本発明の技術的範囲から逸脱することなく
上記の構成に様々な変更を加えることが可能であるの
で、上記の説明に含まれるか又は添付の図面に示される
すべての事項は、例示として解釈されるべきであって、
限定する意味で解釈されてはならない。特許請求の範囲
に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発
明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 ガスタービンエンジン翼形部の斜視図。
【図２】 部分的に製造されたガスタービンエンジン翼
形部の概略断面図。
【図３】 ガスタービンエンジン翼形部の概略断面図。
【図４】 ガスタービンエンジン翼形部の概略断面図。
【図５】 従来技術の翼形部を示す概略断面図。
【図６】 修理作業後の従来技術の翼形部を示す概略断
面図。
【符号の説明】
１ 翼形部 １０ 翼形部本体 １２ 一体の先端キャップ １４ 一体の部分高さスクイーラ先端 １６ スクイーラ先端延長部 １８ インピンジメント冷却孔
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｆ０２Ｃ 7/16 Ｆ０２Ｃ 7/16 Ａ 7/18 7/18 Ｅ (72)発明者 ジョナサン・ジェームズ・ストウ アメリカ合衆国、オハイオ州、ハミルト ン、シンシナティ−ブルックビル・ロー ド、4777番 (72)発明者 ジョン・ピーター・ヘイワード アメリカ合衆国、オハイオ州、ラブラン ド、ウッドレイク・コート、3373番 (72)発明者 ジョン・ハワード・スタークウェザー アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、サブリン・ドライブ、5945番 (72)発明者 ローレンス・ジョセフ・ロードル アメリカ合衆国、オハイオ州、ウエスト・ チェスター、カスカラ・ドライブ、9074番 (72)発明者 ジョセフ・ハウェル・ボーデン，ジュニア アメリカ合衆国、オハイオ州、メーソン、 ヒラリー・レーン、1428番 Ｆターム(参考） 3G002 CA05 CA06 CA07 CA11 CB01

Claims (15)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンエンジン用の翼形部であっ
    て、 翼形部本体（１０）、一体の部分高さスクイーラ先端
    （１４）、及び前記翼形部本体（１０）と前記一体の部
    分高さスクイーラ先端（１４）との間の一体の先端キャ
    ップ（１２）を最初の製造時に含む、第１の超合金で形
    成された一体形コア本体と、 前記部分高さスクイーラ先端（１４）に接合されたスク
    イーラ先端延長部（１６）と、を含むことを特徴とする
    翼形部。
  2. 【請求項２】 前記スクイーラ先端延長部（１６）は、
    前記第１の超合金とは異なる第２の超合金で形成される
    ことを特徴とする、請求項１に記載の翼形部。
  3. 【請求項３】 前記一体の先端キャップ中に冷却孔（１
    ８）を更に含み、該冷却孔は、該孔から流出する冷却剤
    を前記スクイーラ先端延長部（１６）の方向に向けるよ
    うに傾斜していることを特徴とする、請求項１又は請求
    項２のいずれか１項に記載の翼形部。
  4. 【請求項４】 前記第２の超合金は、およその公称重量
    パーセントで、０．１〜０．１５％の炭素、６．０〜
    ７．０％のクロム、０．０１〜０．０２％のホウ素、
    ５．５〜６．５％のアルミニウム、２．５〜３．５％の
    レニウム、４．５〜５．５％のタングステン、１〜２％
    のモリブデン、１１〜１３％のコバルト、６〜７％のタ
    ンタル、１〜２％のハフニウム、及び残部のニッケルを
    含むことを特徴とする、請求項２又は請求項３のいずれ
    か１項に記載の翼形部。
  5. 【請求項５】 前記第１の超合金は、およその公称重量
    パーセントで、０．１％の炭素、９％のクロム、２．５
    ％のチタン、０．０１％のホウ素、４．８％のアルミニ
    ウム、７％のタングステン、２．５％のモリブデン、１
    ０％のコバルト、３．５％のタンタル、１．５％のハフ
    ニウムを含むことを特徴とする、請求項２、請求項３又
    は請求項４のいずれか１項に記載の翼形部。
  6. 【請求項６】 前記第１の超合金は、およその公称重量
    ％で、０．１５〜０．２％の炭素、１３．５〜１４．５
    ％のクロム、４．５〜５．５％のチタン、０．０１〜
    ０．０２％のホウ素、２．５〜３．５％のアルミニウ
    ム、３．５〜４．５％のタングステン、３．５〜４．５
    ％のモリブデン、７．５〜１２．５％のコバルト、及び
    残部ニッケルを含むことを特徴とする、請求項２、請求
    項３、又は請求項４のいずれか１項に記載の翼形部。
  7. 【請求項７】 ガスタービンエンジン用の翼形部であっ
    て、 翼形部本体（１０）、一体の部分高さスクイーラ先端
    （１４）、及び前記翼形部本体（１０）と前記一体の部
    分高さスクイーラ先端（１４）との間の一体の先端キャ
    ップ（１２）を含む、第１の超合金で形成された一体形
    コア本体と、 前記部分高さスクイーラ先端（１４）に接合されたスク
    イーラ先端延長部（１６）と、 前記一体の先端キャップ中の冷却孔（１８）と、を含
    み、 該冷却孔は、該孔から流出する冷却剤を前記スクイーラ
    先端延長部（１６）の方向に向けるように傾斜してい
    る、ことを特徴とする翼形部。
  8. 【請求項８】 前記スクイーラ先端延長部（１６）は、
    前記一体形コア本体と同じ超合金で形成されることを特
    徴とする、請求項７に記載の翼形部。
  9. 【請求項９】 前記スクイーラ先端延長部（１６）は、
    前記第１の超合金とは異なる第２の超合金で形成される
    ことを特徴とする、請求項７に記載の翼形部。
  10. 【請求項１０】 翼形部本体、その中にフィルム冷却孔
    を有する先端キャップ、及びスクイーラ先端を有する形
    式のガスタービンエンジン翼形部を製造するための方法
    であって、 翼形部本体（１０）、一体の部分高さスクイーラ先端
    （１４）、及び前記翼形部本体（１０）と前記一体の部
    分高さスクイーラ先端（１４）との間の一体の先端キャ
    ップ（１２）を含む一体形コア本体を形成する段階と、 スクイーラ先端延長部（１６）を前記部分高さスクイー
    ラ先端（１４）に接合する段階と、を含むことを特徴と
    する方法。
  11. 【請求項１１】 スクイーラ先端延長部（１６）を前記
    部分高さスクイーラ先端（１４）に接合する前記段階に
    先立って、冷却孔（１８）を、該冷却孔（１８）が冷却
    剤を前記スクイーラ先端延長部（１６）に向けるように
    傾斜させて、前記先端キャップ中に孔あけ加工する段階
    を含むことを特徴とする、請求項１０に記載の方法。
  12. 【請求項１２】 前記コア本体を第１の超合金で形成す
    る段階と、前記スクイーラ先端延長部（１６）を前記第
    １の超合金とは異なる第２の超合金で形成する段階とを
    含むことを特徴とする、請求項１０又は請求項１１のい
    ずれか１項に記載の方法。
  13. 【請求項１３】 前記部分高さスクイーラ先端（１４）
    上に肉盛り溶接することにより前記スクイーラ先端延長
    部を形成する段階を含むことを特徴とする、請求項１
    ０、請求項１１、または請求項１２のいずれか１項に記
    載の方法。
  14. 【請求項１４】 翼形部本体、先端キャップ、及びスク
    イーラ先端を有する形式のガスタービンエンジン翼形部
    を修理するための方法であって、 前記スクイーラ先端の少なくとも一部分を除去する段階
    と、 インピンジメント冷却孔を、該冷却孔がインピンジメン
    ト冷却をもたらすように傾斜させて前記先端キャップ中
    に孔あけ加工する段階と、 前記スクイーラ先端の前記少なくとも一部分を取り換え
    る段階と、を含むことを特徴とする、方法。
  15. 【請求項１５】 前記ガスタービンエンジンは、修理の
    前には前記先端キャップ中にフィルム冷却孔を有してお
    り、前記方法は、該フィルム冷却孔を塞ぐ段階を含むこ
    とを特徴とする、請求項１４に記載の方法。
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