JP2007064214A - タービンエンジン部材およびその製造方法 - Google Patents

Abstract

【課題】タービンエンジンの構成要素の内部検査を行い、目詰まり問題を解決し、多数のもれ流路を除去することにより耐久性および生産性を改善する。
【解決手段】タービンエンジンの構成要素の製造方法は、タービンエンジンの構成要素の第１のエアフォイル半部１２，１４を別々に鋳造成形し、かつエアフォイルの第１および第２の半部の露出される内部壁表面２０，２２に少なくとも１つの通路を有する複数の冷却用微細回路１２０，１２０´を形成するステップを備える。さらに、本発明は、第１のエアフォイル半部１２と第２のエアフォイル半部１４を、ろう付け接合、固相拡散接合、液相拡散接合により接合するステップと、第１のエアフォイル半部を第２のエアフォイル半部に突き合わせる前に各冷却用微細回路を点検するステップを備える。
【選択図】図３

Description

本発明は、複数の冷却用微細回路を備えたエアフォイル部分を有するタービンエンジン部材の製造方法、およびこの方法により形成されるタービンエンジン部材に関する。

高圧タービンブレードエアフォイルなどのタービンエンジンの構成要素は、苛酷な環境におかれ、バーナーなどの他の構成要素からの非常に高温のガスに晒される。これらの構成要素のエアフォイル部分は、様々な熱負荷を経験する。結果として、エアフォイル部分は、局所的に冷却を必要とする。エアフォイル部分の冷却機構は、設計により変化するが、冷却流を最小化する最適な配置がある。

今日では、タービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分に、二重壁の設計として、耐熱金属コアを用いて冷却用微細回路が形成されることがある。耐熱金属コア材料は、溶け出す前にインベストメント鋳造の間の処理に適するように、高い融点を有し、鋳造される構成要素の壁内に、内部微細回路の通路を形成する。

この技術は、非常に望ましい冷却用微細回路を形成するためには効果的である一方、冷却用微細回路がエアフォイル壁内に形成されるので、形成された微細回路を点検するのは困難である。

本発明の１つの目的は、多大な労力を要さずに点検することが可能な冷却用微細回路を有するエアフォイル部分を備えるタービンエンジンの構成要素を形成する方法を提供する。

本発明では、エアフォイル部分を有するタービンエンジンの構成要素の製造方法が提供される。この方法は、タービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分の第１の半部を形成するステップと、エアフォイル部分の第１の半部の露出される内部壁表面の少なくとも１つの通路を有する複数の冷却用微細回路を形成するステップと、を備える。さらにこの方法は、タービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分の第２の半部を形成し、エアフォイル部分の第２の半部の露出される内部壁表面に少なくとも１つの通路を有する少なくとも１つの付加的な冷却用微細回路を形成し、冷却用微細回路の形成および点検後に、エアフォイルの第１の半部を第２の半部と突き合わせるように配置することを備える。

本発明の方法は、高圧タービンブレードなどのタービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分が、簡単に点検可能な微細回路型冷却構造の形式で簡単に製造される点において大きな利点がある。

さらに、本発明では、タービンエンジンの構成要素が、第１のエアフォイル半部と、これに突き合わされたエアフォイルの第２の半部と、を有しており、これらの第１のエアフォイル半部および第２のエアフォイル半部は、内部壁表面に複数の冷却用微細回路の形状を有する。

本発明の製造可能かつ検査可能なブレード用冷却用微細回路の他の詳細や、他の目的とこれらに付随する利点は、詳細な説明および添付の図面により明らかになる。同様の符号は、同様の要素を表す。

図面を参照すると、図１は、高圧タービンブレードやベーンなどのタービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分１０の第１のエアフォイル半部１２を示す。エアフォイル部分１０は、図３に示されるような第２の半部１４を有する。エアフォイル半部１２，１４は、所望の形状を有し、リブ１６，１８などの内部構造を備える。後述するように、エアフォイル半部１２，１４は、各々の内部壁表面２０，２２が露出されるように形成される。エアフォイル半部１２，１４を接合して、図４（Ａ）および図４（Ｂ）に示されるようにタービンエンジンの構成要素５０のエアフォイル部分１０を形成する。

エアフォイル半部１２，１４は、公知の適宜な方法により、公知の適宜な材料から鋳造することができる。例えば、エアフォイル半部１２，１４は、ニッケル基、コバルト基、鉄基、チタニウム基の合金材料から形成することができる。

本発明の好適な実施例では、エアフォイル半部１２，１４は、図５に示されるような構造体１００から形成することができる。この構造体１００によってタービンエンジンの構成要素５０を形成することができる。この構造体１００は、前縁１０４、後縁１０６、第１の側端１０８、第２の側端１１０を有するプラットフォーム１０２を備える。この構造体１００は、第１の側端１０８に沿って第１のエアフォイル半部１２を有し、第２の側端１１０に沿って第２のエアフォイル半部１４を有する。さらに構造体１００は、プラットフォーム１０２の下側に形成される取付部分５２の形状や、エアフォイル半部１２，１４の外表面１１４，１１６とプラットフォーム１０２の表面との間に形成されるフィレット１１２などの形状を有する。構造体１００の利点の１つは、隣接する構造体１００のエアフォイル半部１２，１４同士が接合される前に、内部壁表面２０，２２が露出されることである。内部壁表面２０，２２が露出されるので、１つまたは複数の冷却用微細回路を内部壁表面２０，２２に簡単に形成することができる。冷却用微細回路の形状と数量は、目標環境におけるエアフォイル部分１０の必要な冷却量が最適となるように選択する。

図１は、エアフォイル半部１２，１４を形成する本発明の鋳造ユニット２４において実施可能なスプリットライン２６の１つの形状を例示する。このスプリットライン２６は、好適には、エアフォイル部分の応力の小さい線に沿って形成される。

図１および図２では、１つまたは複数の冷却用微細回路１２０は、公知の適宜な技術を用いて、内部壁表面２０に形成することができる。例えば、必要に応じて、各微細回路１２０は鋳造組織にすることができ、１つまたは複数の冷却流の通路を形成するペデスタル構造など、多数のエレメントつまり内部特徴部１２２ならびに通路用の入口１２４および出口１２６が鋳造される。代替としては、各微細回路１２０は、公知の適宜な技術を用いて、冷却流の通路を形成するエレメントつまり内部特徴部１２２ならびに通路用の入口１２４および出口１２６を形成するように機械加工できる。他の代替手段としては、内部特徴部つまりエレメント１２２は、金属マトリックス複合材を用いて形成される。金属マトリックス複合材は、予め合金化した粉末でプラズマ溶射して蓄積され、続いて、表面仕上げを制御することにより、または熱間加工、表面研削、化学的切削加工を組み合わせることにより、その厚さが最終的な厚さに形成される。

上述したように、冷却用微細回路１２０の正確な配置は、タービンエンジンの構成要素の最終的な用途に関係する。このように冷却用微細回路１２０を形成する利点は、エアフォイル部分１０を組立てる前に容易に点検することができる点である。他の利点は、内部壁全体が露出することで、耐久性と生産性に関して最適な冷却配置を調査することができる。

各微細回路が検査される前または後に、カバープレート１２８が、各微細回路１２０上に配置され、１つまたは複数のエレメント１２２に接合される。

同様に、図１および図３に示すように、１つまたは複数の付加的な冷却用微細回路１２０´が、エアフォイル半部１４の内部壁表面２２に形成される。第１の冷却用微細回路１２０のように、各々の付加的な微細回路１２０´は、上述したような適宜な技術を用いて形成され、多数の冷却通路を有する。さらに各微細回路１２０´は、１つまたは複数の冷却流の通路を形成する複数のエレメントつまり内部特徴部１２２´ならびに冷却流の通路の入口１２４´および出口１２６´を有する。各々の付加的な微細回路１２０´が点検される前または後に、カバープレート１２８´が、各微細回路１２０´上に配置され、エレメント１２２´に接合される。

カバープレート１２８，１２８´は、ろう付け、拡散接合、溶接などの公知の適宜な技術を用いて、各微細回路１２０，１２０´のエレメント１２２，１２２´に接合される。好適には、カバープレート１２８，１２８´は、固相拡散接合（ｓｏｌｉｄ ｓｔａｔｅ ｂｏｎｄｉｎｇ）技術を用いて各微細回路１２０，１２０´に接合される。ろう付けが使用される場合、中間層の材料が、互いに接合されるべき部品に塗布される。中間層は、接合温度（ｂｒａｚｉｎｇ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ）で溶融し、液体となって、接合されるべき２つの接合表面の間の境界面をぬらして、かつ満たす。接合される部品は、ろう付け材料が完全に溶融し、かつ拡散するのに十分な時間だけ、接合温度に保持される。組立てられた部品は、続いて冷却され、ろう材が固化し、母体金属とはかなり組成の異なる接合部となる。必要であれば、ろう付け接合部の特性を、ろう付け後拡散熱処理（ｐｏｓｔ‐ｂｒａｚｅ ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ ｈｅａｔ ｔｒｅａｔｍｅｎｔ）により改善することができる。

冷却用微細回路を形成するためのこの方法の１つの利点は、もし、目詰まりがその領域において問題になった場合、カバープレート１２８，１２８´を簡単に交換できる点である。

冷却用微細回路１２０，１２０´が形成され、点検されて、カバープレート１２８，１２８´が取付けられた後で、構造体１００は、ディスクなどの支持構造（図示せず）に取付けられるようになっている。隣接している構造体１００は、第１のエアフォイル半部１２を第２のエアフォイル半部１４に突き合わせるように配置することにより、エアフォイル部分１０が形成される。ここで、第１のエアフォイル半部１２の接合表面４０は、第２のエアフォイル半部１４の接合表面４６に接触つまり突き合わされている。

タービンエンジンの構成要素５０を形成している構造体１００は、スプリットライン２６に沿って互いに接合される。公知の適宜な接合技術を用いることができるが、好適には、液相拡散接合（ｔｒａｎｓｉｅｎｔ ｌｉｑｕｉｄ ｐｈａｓｅ ｂｏｎｄｉｎｇ）を用いる。この技術において、接合面の中間層７６は、フォイル７４を用いて形成される。フォイル７４は、融点降下剤とともに母体金属に近い組成を有する合金化金属の薄いフィルム状の中間層を堆積させる。母体ブレード片に設けられた薄い中間層が同時に接合および加熱され、液体の中間層となる。この温度で、急速な拡散が生じる。結果として、中間層の組成の変化により、この温度において、接合部が、等温凝固する。接合後の熱処理により、さらなる拡散が生じ、接合部は、理想的には母体のベース金属と微細構造的にかつ化学的に等しいものとなる。接合線の再融解（ｒｅ‐ｍｅｌｔ）する温度は、母体ブレード材料の融点と同等である。実際に、接合領域の機械的性質は、母体ブレード材料のものに近づく。

図４（Ａ）および図４（Ｂ）は、高圧タービンブレードなどのタービンエンジンの構成要素５０を例示する。この種の構成要素は、公知の適宜な鋳造技術を用いて製造されるが、それぞれの内部壁表面が露出されるように正圧面および負圧面が別々に鋳造される。正圧側および負圧側が鋳造された後に、上述のように、かつ図２に示されるように、１つまたは複数の冷却用微細回路１２０，１２０´は、上述の技術を用いて各内部壁表面に付加することができる。冷却用微細回路が付加された後、正圧面と負圧面を備える鋳造構造体が、プラットフォーム構造や取付部分とともに、上述したように公知の適宜な技術を用いて、互いに接合される。

図４（Ａ）および図４（Ｂ）は、ブレードのような種々のタービン部材を形成するために使用可能なスプリットライン２６，７０，７２を示す。スプリットライン２６，７０，７２は、応力が最小になるところに配置される。スプリットライン２６に沿ったエアフォイル部分１０のセグメント化は、接合表面にかかる応力が小さくなるような領域に配置される。プラットフォームの頂面より下では、応力と温度は大きな問題とならないが、しかしながら、スプリットライン７０，７２は、もみの木状の取付部分の応力に対応するように設定されている。後縁のスプリットライン２６は、必要であれば、後縁の冷却用微細回路を従来の鋳造方法で鋳造することができるように設定されている。

上述してきた説明から理解されるように、本発明に使用される技術は、二重壁冷却の設計に伴った複雑な構造を伴わないエアフォイルの設計の微細回路形状を適用する単純な手段を提供する。本発明は、内部検査を行い、目詰まり問題を解決し、多数のもれ流路を除去することにより性能を改善する。

さらにここで記載された方法により、入り組んでいて複雑な進歩した冷却用微細回路が、簡単に利用しやすく、点検しやすいように製造されるので、従って、鋳造の歩留まりが改善される。さらに別の利点は、エアフォイル内側に穿孔する孔に関するデータシステムを用いて、内部から冷却孔を穿孔（ｄｒｉｌｌｉｎｇ）できる点であり、従って、生産性が改善される。また鋳造のスプリットラインによって、前縁の溝（ｔｒｅｎｃｈ）を形成する。冷却流をさらに減少させるために、鋳造のスプリットラインの概念と組み合わせて、前縁部分および後縁部分を、セラミック材料から形成することもできる。

本発明に従って形成された第１のエアフォイル半部を有するタービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分を示す図。 複数の位置において、図１のエアフォイル半部に設けることができる冷却用微細回路を示す図。 本発明に従って形成される第２のエアフォイル半部と、冷却用微細回路の位置を示す図。 本発明に従って形成されるタービンエンジンの構成要素と、様々な構成要素部分のスプリットラインを示す図。 タービンエンジンの構成要素を組立てることができる構造を示す図。

符号の説明

１２…第１のエーロフォイル半部
１４…第２のエーロフォイル半部
２６…スプリットライン
１２０…冷却用微細回路
１２２…エレメント

Claims (23)

1. タービンエンジン部材のエアフォイル部分の第１の半部を形成するステップと、
   このエアフォイル部分の第１の半部の露出された内部壁表面に少なくとも１つの通路を有する複数の冷却用微細回路を形成するステップと、
   を備えることを特徴とするタービンエンジン部材の製造方法。
2. 上記冷却用微細回路を形成するステップが、上記の少なくとも１つの通路を形成する複数のエレメントを鋳造することにより、各冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
3. 上記冷却用微細回路を形成するステップが、上記の少なくとも１つの通路を形成する複数のエレメントを機械加工することにより各冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
4. 上記冷却用微細回路を形成するステップが、金属マトリックス複合材から複数のエレメントを形成することにより各冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
5. 上記冷却用微細回路を形成するステップが、入口および出口を有する第１の冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
6. 各冷却用微細回路を覆うカバープレートを各々配置するステップと、ろう付け技術もしくは固相拡散接合技術を用いて、カバープレートを冷却用微細回路に接合するステップと、をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
7. タービンエンジン部材のエアフォイル部分の第２の半部を形成するステップと、
   エアフォイル部分の第２の半部の露出される内部壁表面に少なくとも１つの通路を有する少なくとも１つの付加的な冷却用微細回路を形成するステップと、
   をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
8. 上記第１のエアフォイル半部および上記第２のエアフォイル半部が、鋳造により形成されることを特徴とする請求項７に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
9. 少なくとも１つの付加的な冷却用微細回路を形成するステップが、上記の少なくとも１つの通路を形成する複数のエレメントを鋳造することにより、少なくとも１つの付加的な冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項７に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
10. 少なくとも１つの付加的な冷却用微細回路を形成するステップが、上記の少なくとも１つの通路を形成する複数のエレメントを機械加工することにより、少なくとも１つの上記付加的な冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項７に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
11. 少なくとも1つの付加的な冷却用微細回路を形成するステップが、金属マトリックス複合材から複数のエレメントを形成することにより、少なくとも１つの上記付加的な冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項７に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
12. 少なくとも１つの付加的な冷却用微細回路を形成するステップが、上記の複数の付加的な冷却用微細回路を形成することを含むことを特徴とする請求項７に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
13. 少なくとも１つの付加的な冷却用微細回路を形成するステップが、入口および出口を有する付加的な冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項７に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
14. 各付加的な冷却用微細回路を覆うカバープレートを各々配置するステップと、ろう付け技術もしくは固相接合技術を用いて、カバープレートを付加的な微細回路に接合するステップと、をさらに備えることを特徴とする請求項７に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
15. 第１のエアフォイル半部を第２のエアフォイル半部に突き合わせるように配置するステップと、この第１のエアフォイル半部および第２のエアフォイル半部を液相拡散接合により接合するステップと、第１のエアフォイル半部を第２のエアフォイル半部に突き合わせる前に各冷却用微細回路を点検するステップと、をさらに備えることを特徴とする請求項６に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
16. 上記第１のエアフォイル半部を形成するステップが、第１のプラットフォーム部分と、第１の半部の外表面と第１のプラットフォーム部分の表面との間にある第１のフィレットと、を有する第１のエアフォイル半部を形成するステップと、
    上記第２のエアフォイル半部を形成するステップが、第２のプラットフォーム部分と、第２のエアフォイル部分の半部と第２のプラットフォーム部分との間にある第２のフィレットと、を有する第２のエアフォイル半部を形成するステップと、をさらに備えることを特徴とする請求項７に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
17. 第１のエアフォイル半部を第２のエアフォイル半部に突き合わせるように形成されたエアフォイル部分を備え、
    第１のエアフォイル半部は、内部壁表面およびこの内部壁表面に形成された複数の冷却用微細回路を有し、
    第２のエアフォイル半部は、内部壁表面およびこの内部壁表面に形成された少なくとも１つの付加的な冷却用微細回路と、を有することを特徴とするガスタービンエンジン部材。
18. 上記第１のエアフォイル半部および上記第２のエアフォイル半部が別々に鋳造された構造体であることを特徴とする請求項１７に記載のタービンエンジン部材。
19. カバープレートが、各冷却用微細回路上に配置され、上記カバープレートが、冷却用微細回路の内部特徴部に接合されることを備えること特徴とする請求項１７に記載のタービンエンジン部材。
20. 第１のエアフォイル半部に接合された第１の鋳造プラットフォーム部分と、第２のエアフォイル半部に接合された第２の鋳造プラットフォーム部分と、第１のプラットフォーム部分に接合された第１の鋳造された取付部分と、第２の鋳造されたプラットフォーム部分に接合された第２の鋳造された取付部分と、を備えることを特徴とする請求項１７に記載のタービンエンジン部材。
21. さらに、液相拡散接合を用いて、第１のエアフォイル半部、第１の鋳造プラットフォーム半部および第１の取付部分を、第２のエアフォイル半部、第２のプラットフォーム部分および第２の取付部分と接合することを特徴とする請求項１７に記載のタービンエンジン部材。
22. 上記タービンエンジン部材がタービンブレードであることを特徴とする請求項１７に記載のタービンエンジン部材。
23. 第２のエアフォイル半部の内部壁に形成された複数の付加的な冷却用微細回路を、さらに備えることを特徴とする請求項１７に記載のタービンエンジン部材。
    

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