JP2007107519A - 外径側シュラウドを備えるタービンエンジンブレードの加工方法 - Google Patents

外径側シュラウドを備えるタービンエンジンブレードの加工方法 Download PDF

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Abstract

【課題】部材の構造的な完全性を損なわないように、タービンエンジンにおけるＯＤシュラウドを備えたブレードを加工する方法を提供する。
【解決手段】シュラウドを洗浄および検査した後、ブレードのＯＤシュラウドの摩耗領域を切削加工する。これにより、シュラウドの最初の外郭に対してノッチが画定され、レーザ被覆用のベース面が形成される。さらに洗浄を施した後、切削加工された切断面上に修復材料を積層させる。シュラウド前縁部および後縁部のノッチにビード２０２，２０４，２０６，２０８，２１０およびビード２２２，２２４，２２６をそれぞれレーザ被覆し、積層２００，２２０を形成して各ノッチを充填する。次いで、最初の外郭をなすように前記積層に対して切削加工を施し、シュラウドを修復する。その後、任意選択で局所的にブレードをコーティングしてもよい。
【選択図】図７

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特に、外径（ＯＤ）シュラウドを備えたタービンブレードを有するガスタービンエンジンに関する。
通常のガスタービンエンジンは、回転式のエアフォイル（ブレード）および非回転式のエアフォイル（ベーン）を有する複数の段を圧縮機およびタービン部に備える。ブレードおよびベーンの形態は様々である。通常のブレード形態には、プラットフォームにおけるエアフォイルの内側端部から自由端である先端部まで延びるエアフォイルが含まれる。取付用のルート部（例えば、波形状、いわゆるモミの木形状の部分）は、ブレードを別体のディスクに取付けるようにプラットフォームから延びている。そのような形態においては、取付けられたブレードの先端部は、エンジンに支持された円周方向のブレード外側エアシール（ＢＯＡＳ）アッセンブリに近接して回転する。
ある形態においては、エアフォイルは、中間（ミッドスパン）シュラウドまたはＯＤシュラウドを備える。「シュラウド」という用語は、個別のブレードにより担持された個別のセグメント自体も指しており、対応するディスクに取付けられた際に、ブレード段における複数のセグメントにより構成される円周方向の完全な構造体と同義的に用いられる。
ＯＤシュラウドを有するブレード段の特定の例としては、ボーイング７２７，７３７およびＤＣ−９／ＭＤ８０などの航空機において長年に亘って用いられている（ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション（米国コネチカット州イーストハートフォード）の一部門である）プラット アンド ホイットニーのＪＴ８Ｄにおける高圧タービン（ＨＰＴ）の第１の段（Ｔ１）が挙げられる。このようなＯＤシュラウドの外面には、破損が認められている。
タービンエンジンの構成部品に対する種々の修復技術が提案されている。そのような技術には、溶接される補填材料、およびろう付け、溶接、堆積などのビルドアップ（積層）修理が含まれる。特許文献１では、特定のプラットフォームを備えるとともに、硫化（ｓｕｌｐｈｉｄａｔｉｏｎ）作用を受けたタービンエンジン部品を修復するレーザクラッディング（被覆）が開示されている。特許文献２では、ガスタービンエンジンにおける破損した固定（非回転型の）シュラウドを修復するレーザ被覆が開示されている。
米国特許出願公開第２００５／０１７８７５０Ａ１号明細書 米国特許出願公開第２００４／００８６６３５Ａ１号明細書
本発明の一態様には、タービンエンジンのブレードを修復する方法が含まれる。ブレードのＯＤシュラウド上の摩耗／破損箇所から材料が取り除かれる。前記箇所に付加的な材料がレーザ被覆され、次いで、切削加工が施されてシュラウドが修復される。
図１では、例示的なシュラウド付ブレード２０が図示されている。例示的なブレードは、
プラット アンド ホイットニー製のＪＴ８Ｄエンジン系の種々のエンジンに用いられている従来のＨＰＴ（高圧タービン）における第１の段のブレードである。しかし、他のブレードに対して後述する方法を用いてもよい。
ブレードは、超合金キャスティング（例えば、ロッキード マーチン社により開発されたＭＡＲ−Ｍ−２００＋Ｈｆまたはプラット アンド ホイットニーのＰＷＡ１４４７などのニッケルベースの超合金）として形成されてもよく、また、（例えば、プラット アンド ホイットニーのＰＷＡ７０／７３デュアルコーティング、ＰＷＡ２７０／２７３デュアルコーティング、またはＰＷＡ３６０９５白金アルミニドなどの断熱コーティングを用いて）任意選択でコーティングされてもよい。例示的なブレード２０は、プラットフォーム２８の外側面２６における内側端部２４から半径方向外側に延びるエアフォイル２２を備える。半径方向は、エアフォイルがディスク（図示せず）に取付けられた際に、エンジンの中心線に対して定まる。ブレードは、プラットフォーム２８の内側面（下面）３２から延びるモミの木形状の取付用ルート部３０を備える。また、ブレードは、エアフォイルの外側端部３６にＯＤ（外径）シュラウド３４を備える。シュラウドの下面３８およびプラットフォームの外側面２６により、エンジンのコア流路の外側および内側の境界がそれぞれ画定される。
エアフォイル２２は、前縁４０および後縁４２を備える。エアフォイルは、前縁４０と後縁４２との間に延びる概ね凹状をなす正圧側４４および概ね凸状をなす負圧側４６を備える。
図２では、後方／概ね下流側の方向５００および半径方向（半径方向外側方向）５０２が示されている。図２を参照すると、シュラウド３４は、環状フランジのセグメントとして形成され、かつ中央部分で半径方向外側に突出したスポイラ５０を備える。スポイラ５０は、外側面５２と、半径方向に延びる前方／上流／前縁面５４と、半径方向に延びる後方／下流／後縁面５６と、を備える。シュラウド３４は、スポイラ５０の前縁側において、前縁リム６２まで延びる前縁部６０と、外側面６４と、を備え、スポイラ５０の後縁側において、後縁リム７２まで延びる後縁部７０と、外側面７４と、を備える。
図３では、外側面５２から半径方向内側に延びる軽量化コンパートメント８０を備えたスポイラ５０が図示されている。さらに、図３を参照すると、シュラウドは、エアフォイルの正圧側４４および負圧側４６にそれぞれ対応する第１および第２の円周方向端部８２，８４を備える。前記円周方向端部８２，８４は、ブレード段において隣接するブレードのシュラウド間に予圧状態のインタロックネスティング（ｐｒｅｌｏａｄｅｄ ｉｎｔｅｒｌｏｃｋｉｎｇ ｎｅｓｔｉｎｇ）を許容するように波形状をなしている。インタロックにより、面５２，５４，５６，６４，７４が、ブレード段における隣接のブレードの対応する面と整列する。複数のシュラウド３４により形成されるシュラウドアッセンブリが、複数のリム６２により形成される環状の前縁リムを備えるように、リム６２は実質的に環状をなしている。リム７２は、大部分が環状（例えば、円周方向のスパンの大部分に沿って環状）であるが、エアフォイルの後縁部において突出し、突出部分９０をなしている。したがって、複数のシュラウド３４により形成されるシュラウドアッセンブリは、突出部分を有する複数のリム７２により形成される概ね環状の後縁リムを備える。また、図３には、ブレード段の回転方向５０４が示されている。
図４では、エンジンケース１００内で組み付けられた状態のブレード２０が図示されている。ケース１００は、円周方向にセグメント化したシールキャリア１０２を担持する。シールキャリア１０２は、前縁リム６２、前縁部の外側面６４、およびスポイラの外側面５２にそれぞれ面してシールするハニカムシールエレメント１０４，１０６，１０８を備える。
図５では、シュラウド３４上に認められる摩耗パターンが図示されている。摩耗が著しい領域は、リム６２および端部８２により形成されたシュラウド前縁部６０の角１１２に近接している面６４上の領域１１０である。領域１１０（破線でおおよその境界を示す）の摩耗は、円周方向の深い摩損（スコーリング：例えば、１２０，１２２）および厚さが減少したより一般的な摩耗１２６の組合せによって特徴づけられる。摩耗の程度があまり著しくない摩耗領域１３０は、リム６２および端部８４により形成されたシュラウド前縁部６０の角１３２に近接している面６４上に位置する。ブレード段が組み付けられると、領域１３０は、隣接するブレードの領域１１０と接する。領域１３０におけるスコーリング１４０，１４２は、隣接するブレードの領域１１０のスコーリングと連続することがある。また、領域１３０において、厚さが減少した摩耗１４４が生じる場合もある。リム７２および端部８４により形成されたシュラウド後縁部７０の角１５２に近接している面７４上にも、摩耗が認められる。
完全には分かっていない種々の要因のため、領域１１０において特に摩耗が著しい。動的な要因によってさらに影響を受けると、前記領域における相対的なシュラウドの厚さの減少に対して何らかの関係が生じる可能性がある。
図６および図７では、例示的な修復プロセスの詳細が図示されている。（例えば、破損状態を判断し、修復可能かを確認するように）洗浄および検査した後、摩耗領域を切削加工して、レーザ被覆用のベース面を形成する。図６では、切削加工により、領域１１０が完全に除去されている（例えば、下面３８まで切削加工する）。例示的な切削加工により、切断面１８０，１８２まで切削して、シュラウドの最初の外郭に対してノッチ１８４を画定する。ノッチ１８４によってリム６２の例えば１０〜３３％（より具体的には１７〜２７％）が除去されるように、例示的な切断面１８０はリム６２まで延びている。同様に、切断面１８２は、面５４の直前の端部８２から切断面１８０まで延びている。ノッチ１８４によって前縁部６０に沿った端部８２の例えば６０〜１００％（より具体的には７５〜９５％）が除去されるように、例示的な切断面１８２が位置している。
また、図６では、切削加工されて除去された領域１５０を図示しているが、これは必ずしも必要ではない。この切削加工により、角の領域が除去された単一の切断面１９０が形成される。
さらに洗浄を施した後、切削加工された切断面上に修復材料を積み重ねる。図７では、ノッチ１８４を充填する積層（ビルドアップ）２００が図示されている。積層２００は、一連のレーザ被覆ビードにより形成されており、最初に第１のビード２０２を切断面１８０，１８２上に適用する。十分な材料が適用されるまで、例示的な第２のビード２０４、第３のビード２０６、第４のビード２０８および第５／最後のビード２１０が、他のビード上にそれぞれ適用される。例示的な修復では、摩耗／破損の程度に応じて、例えば、２〜１０（より具体的には３〜７）のビードが適用される。また、図７を参照すると、ビード２２２，２２４，２２６からなる積層２２０が切断面１９０上に適用されている。
例示的なレーザ被覆技術および装置は、特許文献１に記載されており、本願の参考となる。例示的な被覆材料は、望ましくは、切断面におけるブレードのベース材料と基本的に同じ組成を有する。
積層を形成した後、最初の外郭をなすように積層に切削加工が施される。この切削加工には、積層が形成されていない領域（例えば、連続的に環状をなす面６４，７４における完全な状態の箇所）に沿って僅かに切削加工を施すことが含まれていてもよい。切削加工後、ブレードを局所的にコーティングしてもよい。
タングステンイナートガス（ＴＩＧ）溶接に比べて、レーザ被覆では、修理領域における熱影響域が実質的により小さくなる。その結果、溶接後の応力が減少するため、部材の構造的な完全性が損なわれることがない。また、ＴＩＧ溶接により生じ得る部材のひずみが減少または排除される。レーザ被覆により、サイクル時間が早くなり、再現性が向上する。
本発明の好ましい実施形態が開示されたが、当業者であれば、ある種の変更形態が本発明の範囲内にあることを理解されよう。例えば、特定の破損の性質により、適切な修理に対して影響が及ぶ場合がある。周知または未だ開発されていないレーザ被覆装置の選択により、細部に影響が及ぶ場合がある。したがって、他の実施例が添付の特許請求の範囲の範囲内にある。
従来の高圧タービン（ＨＰＴ）ブレードを示す図。 図１のブレードの側面図。 図１のブレードの外側端部を示す図。 図１のブレードがエンジンに取付けられた状態を示す側方断面図。 摩耗した状態の図１のブレードの外側端部を示す図。 本発明による第１の中間修復状態における図１のブレードの外側端部を示す図。 本発明による第２の中間修復状態における図１のブレードの外側端部を示す図。
符号の説明
２０…シュラウド付ブレード
２２…エアフォイル
２４…内側端部
２６…外側面
２８…プラットフォーム
３２…内側面
３４…ＯＤシュラウド
３６…エアフォイル外側端部
３８…シュラウド下面
４０…前縁
４２…後縁
４４…正圧側
４６…負圧側
５０…スポイラ
５２…スポイラ外側面
５４…スポイラ前縁面
５６…スポイラ後縁面
６０…シュラウド前縁部
６２…前縁リム
６４…前縁部外側面
７０…シュラウド後縁部
７２…後縁リム
７４…後縁部外側面
８０…コンパートメント
８２，８４…円周方向端部
９０…突出部分
１００…エンジンケース
１０２…シールキャリア
１０４，１０６，１０８…ハニカムシールエレメント
１１０，１３０，１５０…領域
１１２，１３２，１５２…角部
１２０，１２２，１４０，１４２…スコーリング
１２６，１４４…摩耗
１８０，１８２，１９０…切断面
１８４…ノッチ
２００，２２０…積層
２０２、２０４，２０６，２０８，２１０，２２２，２２４，２２６…ビード
５００…下流側方向
５０２…半径方向
５０４…回転方向

Claims (12)

  1. 外径側シュラウドを備えるタービンエンジンブレードを加工する方法であって、
    前記ブレードの前記シュラウドの所定の箇所から材料を取り除くことと、
    前記箇所に付加的な材料をレーザ被覆し、少なくともある程度の前記付加的な材料を切削加工することと、
    を含むブレード加工方法。
  2. 前記箇所が、前記シュラウドのスポイラの前縁側にあることを特徴とする請求項１に記載のブレード加工方法。
  3. 前記箇所が、前記ブレードのエアフォイルの正圧側にあることを特徴とする請求項２に記載のブレード加工方法。
  4. 前記箇所が、角部であり、前記スポイラに達していないことを特徴とする請求項３に記載のブレード加工方法。
  5. 前記箇所が、角部であり、前記前縁側の前縁リムの長さの大部分を含んでいないことを特徴とする請求項３に記載のブレード加工方法。
  6. 前記箇所が、前記シュラウドのスポイラの後縁側にあることを特徴とする請求項１に記載のブレード加工方法。
  7. 前記箇所が、前記ブレードのエアフォイルの負圧側にあることを特徴とする請求項６に記載のブレード加工方法。
  8. 前記ブレードが、高圧タービンの第１段のブレードであることを特徴とする請求項１に記載のブレード加工方法。
  9. 前記レーザ被覆により、前記箇所に３〜７のビードが適用されることを特徴とする請求項１に記載のブレード加工方法。
  10. 前記レーザ被覆により、前記箇所に対して実質的に半径方向に積層しない複数のビードが適用されることを特徴とする請求項１に記載のブレード加工方法。
  11. 前記切削加工により、前記箇所を超えた前記シュラウドの残部が局所的に薄くなることを特徴とする請求項１に記載のブレード加工方法。
  12. 前記ブレードは、請求項１の方法により同じ箇所において以前に加工されており、
    前記方法が、前記箇所を超えた前記シュラウドの残部の厚さが十分であるかを決定することをさらに含むことを特徴とする請求項１に記載のブレード加工方法。
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