JP2003120206A - ガスタービンエンジン翼形部の耐用寿命を延ばすための方法及び装置 - Google Patents
ガスタービンエンジン翼形部の耐用寿命を延ばすための方法及び装置Info
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- F01D5/12—Blades
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- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
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- C23C10/06—Solid state diffusion of only metal elements or silicon into metallic material surfaces using gases
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- 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
Abstract
(57)【要約】
【課題】 本発明は、ガスタービンエンジン翼形部の耐
用寿命を延ばすための方法及び装置に関する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン（１０）は、前縁
（４８）と、後縁（５０）と、ブレード根元（５２）と
ブレード先端（５４）の間を半径方向スパンにわたって
延びる第１側壁（４４）と、前縁及び後縁において第１
側壁に接合された第２側壁（４６）とを含む。第１側壁
及び第２側壁はそれぞれ、外面（６０）と内面（７２）
とを含む。冷却空洞（７０）は第１側壁の内面及び第２
側壁の内面により形成される。冷却空洞の少なくとも１
部分が、０．００１５インチ未満の厚さ（１１０）を有
する耐酸化性環境コーティングで被覆されている。
用寿命を延ばすための方法及び装置に関する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン（１０）は、前縁
（４８）と、後縁（５０）と、ブレード根元（５２）と
ブレード先端（５４）の間を半径方向スパンにわたって
延びる第１側壁（４４）と、前縁及び後縁において第１
側壁に接合された第２側壁（４６）とを含む。第１側壁
及び第２側壁はそれぞれ、外面（６０）と内面（７２）
とを含む。冷却空洞（７０）は第１側壁の内面及び第２
側壁の内面により形成される。冷却空洞の少なくとも１
部分が、０．００１５インチ未満の厚さ（１１０）を有
する耐酸化性環境コーティングで被覆されている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的にはガスタ
ービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービン
エンジンに用いられるタービンブレードに関する。
ービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービン
エンジンに用いられるタービンブレードに関する。
【０００２】
【従来の技術】少なくとも一部の公知のガスタービンエ
ンジンは、一般的に、流れに沿って直列配置された、エ
ンジンに流入する空気流を加圧する高圧圧縮機と、燃料
と空気の混合気を燃焼させる燃焼器と、燃焼器から流出
する空気流、即ち燃焼した混合気から回転エネルギーを
取り出す複数のロータブレードを含むタービンとを有す
るコアエンジンを含む。タービンは燃焼器から流出する
高温の空気流に曝されるので、タービン構成部品は、高
温の空気流により生じる可能性がある熱応力を減少させ
るために冷却される。
ンジンは、一般的に、流れに沿って直列配置された、エ
ンジンに流入する空気流を加圧する高圧圧縮機と、燃料
と空気の混合気を燃焼させる燃焼器と、燃焼器から流出
する空気流、即ち燃焼した混合気から回転エネルギーを
取り出す複数のロータブレードを含むタービンとを有す
るコアエンジンを含む。タービンは燃焼器から流出する
高温の空気流に曝されるので、タービン構成部品は、高
温の空気流により生じる可能性がある熱応力を減少させ
るために冷却される。
【０００３】回転ブレードは、冷却回路を通して冷却空
気を供給される中空の翼形部を含む。翼形部は、冷却空
洞を形成する側壁が境界となる冷却空洞を含む。高圧タ
ービンの構成部品のようなエンジン構成部品は、かかる
構成部品の構造に用いられる材料の熱応力を制限するた
めに、冷却される必要がある。一般的には、冷却空気
は、圧縮機の吐出口から取り出される空気であり、また
冷却空気は、例えば、タービン翼形部を冷却するのに用
いられる。冷却空気は、タービン翼形部を冷却した後
に、燃焼器の下流のガス流路に再び入れられる。
気を供給される中空の翼形部を含む。翼形部は、冷却空
洞を形成する側壁が境界となる冷却空洞を含む。高圧タ
ービンの構成部品のようなエンジン構成部品は、かかる
構成部品の構造に用いられる材料の熱応力を制限するた
めに、冷却される必要がある。一般的には、冷却空気
は、圧縮機の吐出口から取り出される空気であり、また
冷却空気は、例えば、タービン翼形部を冷却するのに用
いられる。冷却空気は、タービン翼形部を冷却した後
に、燃焼器の下流のガス流路に再び入れられる。
【０００４】少なくとも一部の公知のタービン翼形部
は、冷却空気流を翼形部の冷却のために流す冷却回路を
含む。より具体的には、翼形部の内部の内部空洞は、冷
却空気を導くための流路を形成する。かかる空洞は、例
えば、多数の通路を有する蛇行形状の通路を形成するこ
とができる。冷却空気は、翼形部の根元部分を通してこ
の蛇行形状の通路中に導かれる。熱応力が内側空洞中に
生じる可能性があるので、空洞を形成する壁は、冷却空
洞の内部における酸化の防止を促進するために、環境コ
ーティングで被覆されることができる。
は、冷却空気流を翼形部の冷却のために流す冷却回路を
含む。より具体的には、翼形部の内部の内部空洞は、冷
却空気を導くための流路を形成する。かかる空洞は、例
えば、多数の通路を有する蛇行形状の通路を形成するこ
とができる。冷却空気は、翼形部の根元部分を通してこ
の蛇行形状の通路中に導かれる。熱応力が内側空洞中に
生じる可能性があるので、空洞を形成する壁は、冷却空
洞の内部における酸化の防止を促進するために、環境コ
ーティングで被覆されることができる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】内部の熱応力に耐える
のを容易にするために、少なくとも一部の公知のブレー
ドは、０．００３インチにほぼ等しい厚さを有する環境
コーティング層で被覆されている。このような厚さで環
境コーティングを施せば、空洞壁の酸化が防止され、翼
形部が、ブレードのより高い作動温度領域内に生じる可
能性がある熱応力及び機械的応力に耐えるのが容易にな
る。しかしながら、かかる厚さで環境コーティングが存
在すれば、より低温で作動するブレードの領域における
材質特性を低下させる可能性があり、それが材料の割れ
発生を招くことになる。そのうちに、連続運転によって
エンジン内部のブレードの割れ発生及び／又はブレード
の早期破損をもたらす可能性がある。
のを容易にするために、少なくとも一部の公知のブレー
ドは、０．００３インチにほぼ等しい厚さを有する環境
コーティング層で被覆されている。このような厚さで環
境コーティングを施せば、空洞壁の酸化が防止され、翼
形部が、ブレードのより高い作動温度領域内に生じる可
能性がある熱応力及び機械的応力に耐えるのが容易にな
る。しかしながら、かかる厚さで環境コーティングが存
在すれば、より低温で作動するブレードの領域における
材質特性を低下させる可能性があり、それが材料の割れ
発生を招くことになる。そのうちに、連続運転によって
エンジン内部のブレードの割れ発生及び／又はブレード
の早期破損をもたらす可能性がある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明の１つの態様にお
いて、ガスタービンエンジン用のブレードが提供され
る。このブレードは、前縁と、後縁と、ブレード根元と
ブレード先端の間を半径方向スパンにわたって延びる第
１側壁と、前縁及び後縁において第１側壁に接合された
第２側壁とを含む。第１側壁及び第２側壁はそれぞれ、
外面と内面とを含む。冷却空洞は、第１側壁の内面及び
第２側壁の内面により形成される。冷却空洞の少なくと
も１部分が、０．００１５インチ未満の厚さを有する耐
酸化性環境コーティングで被覆されている。
いて、ガスタービンエンジン用のブレードが提供され
る。このブレードは、前縁と、後縁と、ブレード根元と
ブレード先端の間を半径方向スパンにわたって延びる第
１側壁と、前縁及び後縁において第１側壁に接合された
第２側壁とを含む。第１側壁及び第２側壁はそれぞれ、
外面と内面とを含む。冷却空洞は、第１側壁の内面及び
第２側壁の内面により形成される。冷却空洞の少なくと
も１部分が、０．００１５インチ未満の厚さを有する耐
酸化性環境コーティングで被覆されている。
【０００７】別の態様において、翼形部を備える複数の
ブレードを含むガスタービンエンジンが、提供される。
各翼形部は、前縁と、後縁と、壁と、壁により形成され
た冷却空洞とを含む。冷却空洞は少なくとも２つのチャ
ンバを含む。チャンバのうちの第１チャンバは前縁が境
界となり、チャンバのうちの第２チャンバは後縁が境界
となっている。冷却空洞の第１の部分は、第１の厚さで
施された耐酸化性環境コーティングで被覆され、冷却空
洞の第２の部分は、第１の部分の第１の厚さより小さい
第２の厚さで施された耐酸化性環境コーティングで被覆
されている。より具体的には、第2の部分の第2の厚さは
０．０１５インチ未満である。
ブレードを含むガスタービンエンジンが、提供される。
各翼形部は、前縁と、後縁と、壁と、壁により形成され
た冷却空洞とを含む。冷却空洞は少なくとも２つのチャ
ンバを含む。チャンバのうちの第１チャンバは前縁が境
界となり、チャンバのうちの第２チャンバは後縁が境界
となっている。冷却空洞の第１の部分は、第１の厚さで
施された耐酸化性環境コーティングで被覆され、冷却空
洞の第２の部分は、第１の部分の第１の厚さより小さい
第２の厚さで施された耐酸化性環境コーティングで被覆
されている。より具体的には、第2の部分の第2の厚さは
０．０１５インチ未満である。
【０００８】別の態様において、ガスタービンエンジン
用のブレードを製造するための方法が提供される。この
方法は、前縁及び後縁において接合された凹状部分と凸
状部分とを含む壁を備えるブレードの中に空洞を形成す
る段階と、少なくとも前縁チャンバと後縁チャンバと
に、前縁チャンバはブレード前縁が境界となり、また、
後縁チャンバは後縁が境界となるように、空洞を分割す
る段階とを含む。この方法はまた、０．００１５インチ
未満の厚さを有する耐酸化性環境コーティング層で壁の
内面の少なくとも１部分を被覆する段階を含む。
用のブレードを製造するための方法が提供される。この
方法は、前縁及び後縁において接合された凹状部分と凸
状部分とを含む壁を備えるブレードの中に空洞を形成す
る段階と、少なくとも前縁チャンバと後縁チャンバと
に、前縁チャンバはブレード前縁が境界となり、また、
後縁チャンバは後縁が境界となるように、空洞を分割す
る段階とを含む。この方法はまた、０．００１５インチ
未満の厚さを有する耐酸化性環境コーティング層で壁の
内面の少なくとも１部分を被覆する段階を含む。
【０００９】
【発明の実施の形態】図１は、ファン組立体１２、高圧
圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジ
ン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧ター
ビン１８、及び低圧タービン２０を含む。エンジン１０
は、吸気側２８及び排気側３０を有する。１つの実施形
態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチに
あるＣＦＭ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎｌ Ｃｏｍｐａｎ
ｙから市販されているＣＦＭ−５６型エンジンである。
圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジ
ン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧ター
ビン１８、及び低圧タービン２０を含む。エンジン１０
は、吸気側２８及び排気側３０を有する。１つの実施形
態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチに
あるＣＦＭ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎｌ Ｃｏｍｐａｎ
ｙから市販されているＣＦＭ−５６型エンジンである。
【００１０】運転中、空気はファン組立体１２を通って
流れ、加圧された空気は高圧圧縮機１４に供給される。
高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送り込まれる。
燃焼器１６からの空気流は、タービン１８及び２０を駆
動し、タービン２０はファン組立体１２を駆動する。タ
ービン１８は高圧圧縮機１４を駆動する。
流れ、加圧された空気は高圧圧縮機１４に供給される。
高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送り込まれる。
燃焼器１６からの空気流は、タービン１８及び２０を駆
動し、タービン２０はファン組立体１２を駆動する。タ
ービン１８は高圧圧縮機１４を駆動する。
【００１１】図２は、ガスタービンエンジン１０（図１
に示す）のようなガスタービンエンジンに用いることが
できるタービンブレード４０の斜視図である。１つの実
施形態において、複数のロータブレード４０が、ガスタ
ービンエンジン１０の高圧タービンロータブレード段
（図示せず）を構成する。各ブレード４０は、中空の翼
形部４２と翼形部４２を既知の方法でロータディスク
（図示せず）に取り付けるために用いられる一体のダブ
テール４３とを含む。若しくは、ブレード４０は、複数
のブレード４０がブリスク（図示せず）を形成するよう
にディスク（図示せず）から半径方向外向きに延びてい
てもよい。
に示す）のようなガスタービンエンジンに用いることが
できるタービンブレード４０の斜視図である。１つの実
施形態において、複数のロータブレード４０が、ガスタ
ービンエンジン１０の高圧タービンロータブレード段
（図示せず）を構成する。各ブレード４０は、中空の翼
形部４２と翼形部４２を既知の方法でロータディスク
（図示せず）に取り付けるために用いられる一体のダブ
テール４３とを含む。若しくは、ブレード４０は、複数
のブレード４０がブリスク（図示せず）を形成するよう
にディスク（図示せず）から半径方向外向きに延びてい
てもよい。
【００１２】各翼形部４２は、第１側壁４４と第２側壁
４６を含む。第１側壁４４は凸状であり、翼形部４２の
負圧側面を形成し、また第２側壁４６は凹状であり、翼
形部４２の正圧側面を形成する。側壁４４及び４６は、
翼形部４２の前縁４８及び軸方向に間隔を置いて配置さ
れた後縁５０において接合される。より具体的には、翼
形部後縁５０は、翼形部前縁４８から翼弦方向にかつ下
流側に間隔を置いて配置される。
４６を含む。第１側壁４４は凸状であり、翼形部４２の
負圧側面を形成し、また第２側壁４６は凹状であり、翼
形部４２の正圧側面を形成する。側壁４４及び４６は、
翼形部４２の前縁４８及び軸方向に間隔を置いて配置さ
れた後縁５０において接合される。より具体的には、翼
形部後縁５０は、翼形部前縁４８から翼弦方向にかつ下
流側に間隔を置いて配置される。
【００１３】第１及び第２側壁４４及び４６は、ダブテ
ール４３に隣接して位置するブレード根元５２から翼形
部先端５４までスパンにわたって長手方向すなわち半径
方向外向きにそれぞれ延びる。翼形部先端５４は内部冷
却チャンバ（図２には示さず）の半径方向外側境界を形
成する。冷却チャンバは、各側壁４４及び４６の間で翼
形部４２の内部に形成される。より具体的には、翼形部
４２は、内面（図２には示さず）及び外面６０を含み、
冷却チャンバは翼形部内面により形成される。１つの実
施形態において、翼形部の第１の側壁４４及び第２の側
壁４６は、それぞれ翼形部の壁の内面と翼形部外面６０
との間で延びる複数の冷却孔（図示せず）を含む。
ール４３に隣接して位置するブレード根元５２から翼形
部先端５４までスパンにわたって長手方向すなわち半径
方向外向きにそれぞれ延びる。翼形部先端５４は内部冷
却チャンバ（図２には示さず）の半径方向外側境界を形
成する。冷却チャンバは、各側壁４４及び４６の間で翼
形部４２の内部に形成される。より具体的には、翼形部
４２は、内面（図２には示さず）及び外面６０を含み、
冷却チャンバは翼形部内面により形成される。１つの実
施形態において、翼形部の第１の側壁４４及び第２の側
壁４６は、それぞれ翼形部の壁の内面と翼形部外面６０
との間で延びる複数の冷却孔（図示せず）を含む。
【００１４】図３は翼形部４２を含むブレード４０の例
示的な断面図である。ブレード４０は、ブレード４０の
内面７２により形成された冷却空洞７０を含む。冷却空
洞７０は、冷却空洞７０を複数の冷却チャンバ７４に分
ける複数の内側の壁７３を含む。チャンバ７４の壁７３
に対する形状寸法及び相互関係は、ブレード４０の使用
の目的に応じて変わる。１つの実施形態においては、内
側の壁７３は翼形部４２と一体に鋳造される。冷却チャ
ンバ７４は、複数の冷却回路７６を通して冷却空気を供
給される。より具体的には、例示的な実施形態において
は、翼形部４２は、前部冷却チャンバ８０、後部冷却チ
ャンバ８２、及び複数の中間冷却チャンバ８４を含む。
示的な断面図である。ブレード４０は、ブレード４０の
内面７２により形成された冷却空洞７０を含む。冷却空
洞７０は、冷却空洞７０を複数の冷却チャンバ７４に分
ける複数の内側の壁７３を含む。チャンバ７４の壁７３
に対する形状寸法及び相互関係は、ブレード４０の使用
の目的に応じて変わる。１つの実施形態においては、内
側の壁７３は翼形部４２と一体に鋳造される。冷却チャ
ンバ７４は、複数の冷却回路７６を通して冷却空気を供
給される。より具体的には、例示的な実施形態において
は、翼形部４２は、前部冷却チャンバ８０、後部冷却チ
ャンバ８２、及び複数の中間冷却チャンバ８４を含む。
【００１５】前部冷却チャンバ８０は、翼形部４２を通
して長手方向すなわち半径方向に翼形部先端５４まで延
びており、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６（図２
に示す）それぞれと翼形部前縁４８とが境界となってい
る。前部冷却チャンバ８０は、前部冷却回路８６により
供給される冷却空気で冷却される。
して長手方向すなわち半径方向に翼形部先端５４まで延
びており、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６（図２
に示す）それぞれと翼形部前縁４８とが境界となってい
る。前部冷却チャンバ８０は、前部冷却回路８６により
供給される冷却空気で冷却される。
【００１６】中間冷却チャンバ８４は、前部冷却チャン
バ８０と後部冷却チャンバ８２との間に位置し、中間回
路冷却回路８８により冷却空気を供給される。より具体
的には、各中間冷却チャンバ８４は流体連通しており、
蛇行した冷却通路を形成する。中間冷却チャンバ８４
は、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６それぞれと、
翼形部先端５４が境界となっている。
バ８０と後部冷却チャンバ８２との間に位置し、中間回
路冷却回路８８により冷却空気を供給される。より具体
的には、各中間冷却チャンバ８４は流体連通しており、
蛇行した冷却通路を形成する。中間冷却チャンバ８４
は、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６それぞれと、
翼形部先端５４が境界となっている。
【００１７】後部冷却チャンバ８２は、翼形部４２を通
して長手方向すなわち半径方向に翼形部先端５４まで延
びており、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６それぞ
れと翼形部後縁５０とが境界となっている。後部冷却チ
ャンバ８２は、後部冷却回路９０により供給される冷却
空気で冷却され、冷却チャンバ８２の半径方向外側境界
を備えている。１つの実施形態において、翼形部４２
は、翼形部外面６０と翼形部内面７２との間で延びる複
数の後縁孔（図示せず）を含む。
して長手方向すなわち半径方向に翼形部先端５４まで延
びており、翼形部第１及び第２側壁４４及び４６それぞ
れと翼形部後縁５０とが境界となっている。後部冷却チ
ャンバ８２は、後部冷却回路９０により供給される冷却
空気で冷却され、冷却チャンバ８２の半径方向外側境界
を備えている。１つの実施形態において、翼形部４２
は、翼形部外面６０と翼形部内面７２との間で延びる複
数の後縁孔（図示せず）を含む。
【００１８】ブレード４０はまた、根元部分１００と翼
形部本体部分1０２とを含む。根元部分１００は、翼形
部根元５２（図２に示す）が境界となり、かつダブテー
ル４３の１部分を貫いて延びる。翼形部本体部分１０２
は、ブレード根元部分１００と流体連通しており、かつ
根元部分１００から翼形部先端５４まで延びる。１つの
実施形態において、根元部分１００を貫いて延びるチャ
ンバ７４の部分は根元通路として知られている。
形部本体部分1０２とを含む。根元部分１００は、翼形
部根元５２（図２に示す）が境界となり、かつダブテー
ル４３の１部分を貫いて延びる。翼形部本体部分１０２
は、ブレード根元部分１００と流体連通しており、かつ
根元部分１００から翼形部先端５４まで延びる。１つの
実施形態において、根元部分１００を貫いて延びるチャ
ンバ７４の部分は根元通路として知られている。
【００１９】翼形部内面７２は、耐酸化性環境コーティ
ングの層１０６で被覆される。１つの実施形態におい
て、耐酸化性環境コーティングは、ミシガン州ホワイト
ホールにあるＨｏｗｍｅｔ Ｔｈｅｍａｔｅｃｈから市
販されているアルミコーティングである。この例示的な
実施形態において、耐酸化性環境コーティングは、気相
アルミナイド蒸着法により翼形部内面７２に施される。
より具体的には、耐酸化性環境コーティングの厚さ１１
０は、翼形部本体部分１０２の内部では０．００３イン
チ未満に制限され、また翼形部本体部分１０２と比較し
てより低温の作動温度で作動するブレード根元部分１０
０の内部では０．００１５インチ未満に制限される。好
ましい実施形態においては、耐酸化性環境コーティング
の厚さ１１０は、ブレード根元部分１００の内部で０．
００１インチ未満に制限される。
ングの層１０６で被覆される。１つの実施形態におい
て、耐酸化性環境コーティングは、ミシガン州ホワイト
ホールにあるＨｏｗｍｅｔ Ｔｈｅｍａｔｅｃｈから市
販されているアルミコーティングである。この例示的な
実施形態において、耐酸化性環境コーティングは、気相
アルミナイド蒸着法により翼形部内面７２に施される。
より具体的には、耐酸化性環境コーティングの厚さ１１
０は、翼形部本体部分１０２の内部では０．００３イン
チ未満に制限され、また翼形部本体部分１０２と比較し
てより低温の作動温度で作動するブレード根元部分１０
０の内部では０．００１５インチ未満に制限される。好
ましい実施形態においては、耐酸化性環境コーティング
の厚さ１１０は、ブレード根元部分１００の内部で０．
００１インチ未満に制限される。
【００２０】空洞７０の製造時に、コア（図示せず）が
翼形部４２内に鋳込まれる。コアは、液体セラミック及
びグラファイトスラリーをコア金型（図示せず）中に射
出することにより製作される。スラリーは加熱されて中
実のセラミック翼形部コアを形成する。翼形部コアは、
翼形部金型（図示せず）中に浮かせて支持され、ホット
ワックスが翼形部金型中に射出されてセラミック翼形部
コアを取り囲む。ホットワックスは凝固して、セラミッ
クコアが翼形部中に支持された状態で翼形部を形成す
る。
翼形部４２内に鋳込まれる。コアは、液体セラミック及
びグラファイトスラリーをコア金型（図示せず）中に射
出することにより製作される。スラリーは加熱されて中
実のセラミック翼形部コアを形成する。翼形部コアは、
翼形部金型（図示せず）中に浮かせて支持され、ホット
ワックスが翼形部金型中に射出されてセラミック翼形部
コアを取り囲む。ホットワックスは凝固して、セラミッ
クコアが翼形部中に支持された状態で翼形部を形成す
る。
【００２１】次にセラミックコアを備えたワックス翼形
部は、セラミックスラリー中に浸漬され、乾燥される。
この処理が、ワックス翼形部の全面にシェルが形成され
るように数回繰り返される。次にコアが内部に浮かせて
支持された型を残してワックスがシェルから溶かし出さ
れ、その型の中に溶融金属が注入される。金属が凝固し
た後に、シェルが取り壊されてコアが除去される。
部は、セラミックスラリー中に浸漬され、乾燥される。
この処理が、ワックス翼形部の全面にシェルが形成され
るように数回繰り返される。次にコアが内部に浮かせて
支持された型を残してワックスがシェルから溶かし出さ
れ、その型の中に溶融金属が注入される。金属が凝固し
た後に、シェルが取り壊されてコアが除去される。
【００２２】エンジン運転中、冷却空気は、冷却回路７
６を通して翼形部４２内に供給される。１つの実施形態
において、冷却空気は、圧縮機１４（図１に示す）のよ
うな圧縮機から翼形部４２内に供給される。ブレード根
元部分１００に流入する冷却空気は、翼形部の冷却チャ
ンバ７４及び翼形部本体部分１０２中に流される。高温
のガスが翼形部本体部分１０２上に衝突するので、ブレ
ード内面７２の作動温度は、上昇する可能性がある。よ
り具体的には、翼形部本体部分１０２の作動温度は、実
際にブレード根元部分１００の作動温度に関連する温度
よりも高い作動温度にまで上昇する可能性がある。耐酸
化性環境コーティングが、作動温度が上昇するにもかか
わらず翼形部内面７２の酸化の減少を促進する。
６を通して翼形部４２内に供給される。１つの実施形態
において、冷却空気は、圧縮機１４（図１に示す）のよ
うな圧縮機から翼形部４２内に供給される。ブレード根
元部分１００に流入する冷却空気は、翼形部の冷却チャ
ンバ７４及び翼形部本体部分１０２中に流される。高温
のガスが翼形部本体部分１０２上に衝突するので、ブレ
ード内面７２の作動温度は、上昇する可能性がある。よ
り具体的には、翼形部本体部分１０２の作動温度は、実
際にブレード根元部分１００の作動温度に関連する温度
よりも高い作動温度にまで上昇する可能性がある。耐酸
化性環境コーティングが、作動温度が上昇するにもかか
わらず翼形部内面７２の酸化の減少を促進する。
【００２３】更に、運転中に、エンジン運転の間に生じ
る応力が、ブレード根元部分１００内に発生する可能性
がある。耐酸化性環境コーティングの厚さ１１０をブレ
ード根元部分１００の内部で０．００１インチ未満に制
限すれば、ブレード根元部分１００の内部の材質劣化の
防止が促進され、従って、ブレード４０の疲労寿命を維
持する。より具体的には、ブレード根元部分１００の内
部の耐酸化性環境コーティングの割れ発生を制限すれ
ば、ブレード根元部分１００内部の疲労寿命を維持し、
従って、ブレード４０の耐用寿命を延ばすことになる。
る応力が、ブレード根元部分１００内に発生する可能性
がある。耐酸化性環境コーティングの厚さ１１０をブレ
ード根元部分１００の内部で０．００１インチ未満に制
限すれば、ブレード根元部分１００の内部の材質劣化の
防止が促進され、従って、ブレード４０の疲労寿命を維
持する。より具体的には、ブレード根元部分１００の内
部の耐酸化性環境コーティングの割れ発生を制限すれ
ば、ブレード根元部分１００内部の疲労寿命を維持し、
従って、ブレード４０の耐用寿命を延ばすことになる。
【００２４】上述のブレードは費用効果が良くかつ高い
信頼性がある。ブレードは、環境コーティング層の厚さ
が０．００１５インチ未満になるように、ブレード内面
に施される耐酸化性環境コーティング層を含む。ブレー
ド根元部分内部の層の厚さが薄ければ薄いほどブレード
根元部分内部の環境コーティングの割れ発生が少なくな
るのを促進し、従って、ブレードの疲労寿命の低下もよ
り少なくなる。その結果、耐酸化性環境コーティングの
厚さを減らすことで、費用効果が良くかつ信頼性のある
方法で熱疲労寿命を維持し翼形部の耐用寿命を延ばすこ
とを可能にする。
信頼性がある。ブレードは、環境コーティング層の厚さ
が０．００１５インチ未満になるように、ブレード内面
に施される耐酸化性環境コーティング層を含む。ブレー
ド根元部分内部の層の厚さが薄ければ薄いほどブレード
根元部分内部の環境コーティングの割れ発生が少なくな
るのを促進し、従って、ブレードの疲労寿命の低下もよ
り少なくなる。その結果、耐酸化性環境コーティングの
厚さを減らすことで、費用効果が良くかつ信頼性のある
方法で熱疲労寿命を維持し翼形部の耐用寿命を延ばすこ
とを可能にする。
【００２５】本発明を、種々の特定の実施形態に関して
説明してきたが、本発明は、特許請求の範囲の技術思想
及び技術的範囲内の変形形態で実施可能であることは当
業者には明らかであろう。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。
説明してきたが、本発明は、特許請求の範囲の技術思想
及び技術的範囲内の変形形態で実施可能であることは当
業者には明らかであろう。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１】 ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】 図１に示すガスタービンエンジンに用いるこ
とができるタービンブレードの斜視図。
とができるタービンブレードの斜視図。
【図３】 図２に示す翼形部の例示的な断面図。
４０ ロータブレード
４２ 翼形部
４８ 翼形部前縁
５０ 翼形部後縁
５４ 翼形部先端
６０ ブレード外面
７０ ブレード冷却空洞
７２ ブレード内面
７３ 壁
７６ 冷却回路
８０ 前部冷却チャンバ
８２ 後部冷却チャンバ
８４ 中間冷却チャンバ
１００ ブレード根元部分
１０２ 翼形部本体部分
１０６ 耐酸化性環境コーティング層
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 ロジャー・デール・ウスツマン
アメリカ合衆国、オハイオ州、メーソン、
スパルディング・ドライブ、3151番
(72)発明者 ティモシー・レーン・ノーリス
アメリカ合衆国、オハイオ州、ハミルト
ン、ハヴァーフォード・ドライブ、7093番
(72)発明者 リチャード・クレイ・ハウベルト
アメリカ合衆国、オハイオ州、ハミルト
ン、モーガン・ロス・ロード、3451番
(72)発明者 ポール・ジョン・フィンク
アメリカ合衆国、オハイオ州、メインビ
ル、ワイルドウッド・ドライブ、3345番
Ｆターム(参考） 3G002 CA07 CA11 CB01
Claims (18)
- 【請求項１】 ガスタービンエンジン（１０）用のブレ
ード（４０）を製造するための方法であって、 前縁（４８）及び後縁（５０）において接合された凹状
部分と凸状部分とを含む壁（４４、４６）を備える前記
ブレードの中に空洞（７０）を形成する段階と、 少なくとも前縁チャンバ（８０）と後縁チャンバ（８
２）とに、前記前縁チャンバは前記ブレード前縁が境界
となり、また、前記後縁チャンバは前記後縁が境界とな
るように、前記空洞を分割する段階と、 ０．００１５インチ未満の厚さ（１１０）を有する耐酸
化性環境コーティング層（１０６）で前記壁の内面の少
なくとも１部分を被覆する段階と、を含むことを特徴と
する方法。 - 【請求項２】 少なくとも１部分を被覆する前記段階
は、０．００１インチ未満の厚さ（１１０）を有する耐
酸化性環境コーティング層（１０６）で前記壁の内面
（７２）の少なくとも１部分を被覆する段階を更に含む
ことを特徴とする、請求項１に記載の方法。 - 【請求項３】 前記ブレード（４０）を根元部分（１０
０）と翼形部本体部分（１０２）とに分割する段階を更
に含み、前記根元部分は、前記翼形部本体部分と流体連
通し、かつ前記ブレードの根元（５２）が境界となり、
また前記翼形部本体部分は前記ブレードの先端（５４）
が境界となっていることを特徴とする、請求項１に記載
の方法。 - 【請求項４】 内面（７２）の少なくとも１部分を被覆
する前記段階は、約０．００１インチの厚さより小さい
厚さ（１１０）を有する耐酸化性環境コーティング層
（１０６）で前記ブレード部分の内壁を被覆する段階を
更に含むことを特徴とする、請求項３に記載の方法。 - 【請求項５】 少なくとも１部分を被覆する前記段階
は、前記ブレード（４０）の疲労寿命の維持を促進する
ために、耐酸化性環境コーティング層（１０６）で前記
ブレード壁の内面（７２）の少なくとも１部分を被覆す
る段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の
方法。 - 【請求項６】 前縁（４８）と、 後縁（５０）と、 ブレード根元（５２）とブレード先端（５４）の間を半
径方向スパンにわたって延び、外面（６０）と内面（７
２）とを含む第１側壁（４４）と、 前記前縁及び前記後縁において前記第１側壁に接合さ
れ、外面と内面とを含む第２側壁（４６）と、 前記第１側壁の内面及び前記第２側壁の内面により形成
された冷却空洞（７０）と、を含み、 該冷却空洞の少なくとも１部分が、０．００１５インチ
未満の厚さ（１１０）を有する耐酸化性環境コーティン
グで被覆されている、ことを特徴とするガスタービンエ
ンジン（１０）用のブレード（４０）。 - 【請求項７】 前記冷却空洞の内部に複数のチャンバ
（７４）を形成する内壁（７３）を更に含むことを特徴
とする、請求項６に記載のブレード（４０）。 - 【請求項８】 前記複数のチャンバ（７４）は流体連通
しており、前記冷却空洞は根元部分（１００）と翼形部
部分（１０２）とを更に含んでおり、前記根元部分は前
記翼形部部分と流体連通していることを特徴とする、請
求項７に記載のブレード（４０）。 - 【請求項９】 前記冷却空洞（７０）は、根元部分の割
れの発生を減少させることを促進できるように構成され
ていることを特徴とする、請求項８に記載のブレード
（４０）。 - 【請求項１０】 前記根元通路部分（１００）は、０．
００１インチ未満の厚さ（１１０）を有する耐酸化性環
境コーティングで被覆されることを特徴とする、請求項
８に記載のブレード（４０）。 - 【請求項１１】 前記冷却空洞（７０）の少なくとも１
部分は、前記ブレードの疲労寿命の維持を促進するため
に、０．００１インチ未満の厚さ（１１０）を有する耐
酸化性環境コーティングで被覆されていることを特徴と
する、請求項６に記載のブレード（４０）。 - 【請求項１２】 複数のブレード（４０）を含むガスタ
ービンエンジン（１０）であって、前記ブレードの各々
は冷却空洞（７０）と翼形部（４２）とを含み、該翼形
部は前縁（４８）と後縁（５０）と壁（４４、４６）と
を含み、前記冷却空洞は、前記壁により形成され、少な
くとも２つのチャンバ（７４）を含み、該チャンバのう
ちの第１チャンバ（８０）は前記前縁が境界となり、該
チャンバのうちの第２チャンバ（８２）は前記後縁が境
界となっており、前記冷却空洞の第１の部分（１０２）
は第１の厚さを有する耐酸化性環境コーティングで被覆
され、前記冷却空洞の第２の部分（１００）は前記第１
の部分の第１の厚さより小さい第２の厚さ（１１０）を
有する耐酸化性環境コーティングで被覆されており、前
記第2の部分の第2の厚さは０．００１５インチ未満であ
ることを特徴とするガスタービンエンジン（１０）。 - 【請求項１３】 前記第2の部分の厚さ（１１０）は、
０．００１インチ未満であることを特徴とする、請求項
１２に記載のガスタービンエンジン（１０）。 - 【請求項１４】 前記冷却空洞（７０）は、前記ブレー
ド（４０）の各々の疲労寿命が低下しないように維持で
きるように構成された厚さ（１１０）を有する耐酸化性
環境コーティングで被覆されていることを特徴とする、
請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１０）。 - 【請求項１５】 前記ブレード（４０）の各々は根元
（５２）と先端（５４）とを含み、壁（７３）が前記根
元から前記先端まで延びており、前記第１の部分（１０
２）は前記ブレード先端と前記壁が境界となり、前記第
２の部分（１００）は前記ブレード根元と前記壁が境界
となることを特徴とする、請求項１２に記載のガスター
ビンエンジン（１０）。 - 【請求項１６】 前記ブレードの第１の部分（１０２）
の各々は、前記ブレードの第2の部分（１００）と流体
連通することを特徴とする、請求項１５に記載のガスタ
ービンエンジン（１０）。 - 【請求項１７】 前記冷却空洞の第2の部分（１００）
に境を接する前記ブレードの壁（７３）は、０．００１
インチ未満の厚さ（１１０）を有する耐酸化性環境コー
ティングで被覆されていることを特徴とする、請求項１
５に記載のガスタービンエンジン（１０）。 - 【請求項１８】 前記ブレードの第2の部分の第2の厚さ
（１１０）は、前記ブレードの第2の部分（１００）の
内部における割れの発生を減少させることを促進できる
ように構成されていることを特徴とする、請求項１２に
記載のガスタービンエンジン（１０）。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/900326 | 2001-07-06 | ||
| US09/900,326 US6485262B1 (en) | 2001-07-06 | 2001-07-06 | Methods and apparatus for extending gas turbine engine airfoils useful life |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003120206A true JP2003120206A (ja) | 2003-04-23 |
| JP2003120206A5 JP2003120206A5 (ja) | 2005-10-20 |
| JP4208504B2 JP4208504B2 (ja) | 2009-01-14 |
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ID=25412332
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|---|---|---|---|
| JP2002196609A Expired - Fee Related JP4208504B2 (ja) | 2001-07-06 | 2002-07-05 | ガスタービンエンジン翼形部の耐用寿命を延ばすための方法及び装置 |
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| EP (1) | EP1273759A1 (ja) |
| JP (1) | JP4208504B2 (ja) |
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- 2002-07-02 EP EP02254626A patent/EP1273759A1/en not_active Withdrawn
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