JP2008138675A - タービンエンジンコンポーネントおよびその製造方法 - Google Patents

Abstract

【課題】タービンブレードなどタービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分を製造する方法を提供する。
【解決手段】本方法は、エアフォイル部分内に形成される通路の形状を有するセラミックコア１４を鋳型内に配置するステップと、セラミックコア１４の先端領域１２を安定させるために、耐熱金属コア要素１０をセラミックコア１４に取り付けるステップと、エアフォイル部分を鋳造するステップと、を含む。
【選択図】図２

Description

本発明は、ブレード先端領域内に複数の鋳放し吹出しスロット（ａｓ−ｃａｓｔ ｂｌｏｗｉｎｇ ｓｌｏｔｓ）を有する、タービンブレードなどタービンエンジンコンポーネントを、耐熱コア要素を使用して製造するための方法に関する。

高圧タービン（ＨＰＴ）のロータエアフォイル（ブレード）に関する典型的な故障の１つは、酸化およびエロージョンによるブレード先端の疲労である。ブレード先端領域のための冷却構造を設計することは、様々な理由でとりわけ難しい。まず、ガス経路流の３次元性が高いために、外部熱境界条件を決定することが非常に困難である。また、タービンブレードの先端領域は、一般にエアフォイルの最も薄い部分であり、これにより所望の冷却特徴部をまとめることがより困難になる。さらに、通常、ブレード先端付近で内部のセラミックコアが薄く弱いため、タービンブレードの先端領域は、インベストメント鋳造を用いて正確に生産することが困難である。さらに、先端領域は、ブレード根部のコア配置用固定具から片持ち状態で比較的遠くまで飛び出ている。これらの点を考慮すると、熱負荷の高い領域を標的とすることが可能な一方、インベストメント鋳造中に、より優れた制御も可能にする、ブレード先端付近の入り組んだ冷却特徴部を形成するための方法を有することが望ましい。

既存のＨＰＴブレード先端冷却設計が図１に示されている。半径方向に配向されたキャビティが、前縁インピンジメント冷却機構ならびに横方向に配向されたキャビティに冷却空気を供給する。この横方向に配向されたキャビティは、ブレード先端フラッグ（ｔｉｐ ｆｌａｇ）として知られ、後縁部のブレード先端付近から冷却空気がブレードを出る前にブレード先端部の冷却を補助する。図１はまた、本体中央部の３路のサーペンタイン冷却構成および後縁ダブルインピンジメント冷却システムを示す。

図１のコアの先端は、スクウィラーポケット（ｓｑｕｅａｌｅｒ ｐｏｃｋｅｔ）として知られるブレード先端の凹部を形成する付属物を含む。この付属物は、２つの円筒形連結部（「プリントアウト部」）によって、前縁およびブレード先端フラッグコアに連結され、これらのプリントアウト部は、完成した鋳造物内に開いた孔（プリントアウト孔）を形成する。このコアは、鋳造工程中、ブレードの根部で固定される。スクウィーラポケットコアは、鋳造工程中、横方向に位置し、先端プリントアウト部がコアの先端領域を安定させることを可能にする。鋳造工程中のコアの破損を防止するためには、これらのプリントアウト部は、脆いセラミックコアから構築されることを特に考慮して、可能な限り大きくすべきである。スクウィーラポケットの主な目的の１つは、ブレード先端のプリントアウト部が延在する距離をより短くすることである。

しかし、完成部品におけるブレード先端のプリントアウト孔から、過剰な量の冷却空気が流れ、冷却設計において非効率的となるので、タービン性能の効率が下がらないように、プリントアウト孔をより小さくすることが望ましい。

本発明によれば、冷却空気をより効率的に使用し、鋳造工程の信頼性をより高めることが可能な、タービンエンジンコンポーネント用のブレード先端冷却機構を形成するために、耐熱金属コア（ＲＭＣ）技術を使用する新規のブレード先端冷却設計が提供される。

本発明によれば、タービンエンジンコンポーネント用のエアフォイル部分を製造する方法が提供される。本方法は、エアフォイル部分内に形成される通路の形状を有するセラミックコアを鋳型内に配置するステップと、鋳造中にセラミックコアの先端領域を安定させるために、耐熱金属コア要素をセラミックコアに取り付けるステップと、エアフォイル部分を鋳造するステップと、を含む。

さらに、本発明によれば、鋳造エアフォイル部分内で通路を形成するセラミックコアと、セラミックコアの先端領域を安定させる手段とを、組合せる。安定させる手段は、耐熱金属コア要素を備える。

さらに、本発明によれば、中実部分と、中実部分と接続する複数の離間した脚部と、を備える耐熱金属コア要素が提供される。脚部のそれぞれは、中実部分に隣接する第１の部分と、ベース部分と、第１の部分とベース部分との間にある角度をなす部分と、を有し、ベース部分が中実部分から横方向にオフセットされる。脚部のベース部分は、下側部分（ｌｏｗｅｒ ｐｏｒｔｉｏｎ）によって共に接合されることが好ましい。

さらに、本発明によれば、ブレード先端領域を有するエアフォイル部分と、前記ブレード先端領域内の棚部と、棚部内において冷却流体が流れる複数の鋳放しスロットと、を有するタービンエンジンコンポーネントが提供される。スロットは、ブレード先端領域の正圧面に沿って位置する。

本発明のタービンブレード用の、耐熱金属コアによって画定された先端吹出しスロットの他の詳細、ならびにそれに伴う他の目的および利点は、以下の詳細な説明、および同様の符号が同様の要素を示す添付の図面に述べる。

前述のように、冷却空気をより効率的に使用し、かつ鋳造工程の信頼性をより高めることが可能なブレード先端冷却機構の形成を補助するために耐熱金属コア技術を使用したタービンブレード用の新規のブレード先端冷却設計を提案する。

次に図２を参照すると、比較的薄い、約０．３８ｍｍ（０．０１５インチ）の耐熱金属コア要素１０が、鋳造中にセラミックコア１４の先端領域１２を安定させるために使用されている。セラミックコア１４は、鋳型８０内で位置決めされ、その一部分だけが示されている。セラミックコア１４は、エアフォイルの先端領域３４内に形成しようとする、横方向に配向された通路１５の形状を有することができる。耐熱金属コア要素１０は、鋳造中にエアフォイルの先端領域３４から突出（プリントアウト）し、セラミックコア１４の横方向に位置する。好ましくは、耐熱金属コア要素１０は、エアフォイル部分４２の正圧面４０を形成する鋳型の面に隣接して位置決めされる。耐熱金属コア要素１０は、典型的な従来の脆いコアプリントアウト部よりはるかに丈夫な金属片である。したがって、比較的大きなコアプリントアウト部に対する製造要件はない。コアプリントアウト孔（図示せず）が冷却のために必要とされる場合も含まれる。この場合には、コアプリントアウト孔は、それほど高い強度を必要としないため、従来可能であったものより小さくすることができる。このような構成はまた、同一の耐熱金属コア要素を用いることによって、複数のセラミックコア特徴部を安定させることを可能にする。さらに、この新規なブレード先端設計は、ブレード先端付近でセラミックコア１４に、より高い安定性と強度をもたらすため、ブレード先端のフラッグキャビティの後縁プリントアウト部のサイズを縮小することができ、ブレード先端フラッグ出口を出る冷却空気流を少なくすることができる。

耐熱金属コア要素１０は、モリブデンまたはモリブデン合金など、当技術分野で周知の、任意の好適な耐熱材料から形成することができる。図２、図４、図５に示されている耐熱金属コア要素１０は、中実部分４６と、中実部分４６から下向きに接続する複数の離間した脚部４８と、を有することができる。各脚部４８は、第１の部分５０と、ベース部分５２と、第１の部分５０とベース部分５２との間の角度をなす部分５４と、を有することが好ましい。脚部のベース部分５２は、下側部分５３によって共に接合することができる。耐熱金属コア要素１０は、接着剤、または機械的な嵌合接続など、当技術分野で周知の任意の好適な手段を使用して取り付けることができる。耐熱金属コア要素１０とセラミックコア１４とが接続されるため、鋳型内で、耐熱金属コア要素を使用し、耐熱金属コア要素およびセラミックコア双方の位置を制御することができる。耐熱金属コア要素１０の代替の実施形態では、角度をなす部分５４を省略することができる。さらに、脚部４８は、冷却設計に適合する任意の方法で構成することもできる。また、脚部４８は、冷却設計および鋳造工程に適合するように、（鋳造物の内側または外側において）一端で接続されることのみを必要とする。

図３に示されているように、耐熱金属コア要素１０は、完成した鋳造物内にブレード先端３４の正圧面縁部３２に沿って、整列されたオープンスロット３０の列を形成するように突出（プリントアウト）される。冷却空気は、スロット３０が配向されるどの方向でも、スロット３０から放出させることができる。図３に示されているように、スロット３０は、外周のガス経路に向かって、主に半径方向外向きに配向することができる。スロット３０はまた、タービンブレードのエアフォイル部分４２の正圧面４０に向かって、わずかに角度をなしてもよい。スロット３０は、純粋に半径方向であってもよく、前方または後方、および／または正圧面または負圧面の任意の組合せによって傾けることもできる。スロット３０は、通路１５と流体連通することができる。図３に示されているように、スロット３０は、ブレード先端３４内の凹んだ棚部３６内に位置することができる。凹んだ棚部３６は、鋳造特徴部とすることができ、あるいは、後の工程で、機械加工して仕上げることもできる。

冷却空気が、耐熱金属コアによって画定されたブレード先端スロット３０を出るとき、エアフォイル部分４２の負圧面６０に向かう強い圧力勾配により、冷却空気は、ブレード先端３４とブレード外周側空気シール（ＢＯＡＳ）（図示せず）との間のブレード先端間隙に直ちに流れ込む。冷却空気をブレード先端間隙に入れることにより、スロット３０の下流のブレード先端間隙内でガス経路の温度が著しく低下し、ブレード先端領域に対する熱負荷が低下する。これは、エアフォイルの本体に対するフィルム冷却と同様の効果である。従来のブレード先端のプリントアウト孔は、従来の先端プリントアウト孔が非常に大きく、ブレード先端の厚い中央部（ｍｉｄ−ｔｈｉｃｋｎｅｓｓ）に沿って１カ所または２カ所に配置することができるにすぎないので、先端表面に対する何らかのフィルム冷却の利益をもたらすが、この新規の設計より著しく効率が低かった。

耐熱金属コアによって画定された先端スロット３０の、別の冷却の利益は、先端スロット３０を流通する高速の冷却空気による、ブレード先端３４の正圧面領域の実質的な対流冷却である。この対流冷却は、ブレード先端疲労の一般的な位置であるブレード先端３４の正圧面縁部３２に沿って酸化およびエロージョンを防止する際に、非常に効果的である。ブレード先端３４の正圧面縁部３２に沿った、この増大された対流冷却の結果として、ブレード先端付近において、エアフォイルの正圧面縁部で、フィルム冷却口をより少なくすることが実現可能になる。従来技術の設計では、２列の形状化された冷却口が、ブレード先端付近において、正圧面に沿って設けられる。これらの孔の目的は、フィルム冷却および対流冷却を介してブレード先端領域を冷却することである。図３は、１列の形状化された冷却口７０を有する本発明によるブレード先端冷却設計を示す。正圧面フィルム冷却口の２列を１列に削減することは、本発明の利益であるが、本発明の必要な実施態様ではない。

耐熱金属コアによって画定されたブレード先端スロットの対流冷却およびフィルム冷却の態様の柔軟性は、外部境界条件を決定するのが困難なとき、ブレード先端冷却形状を設計するという課題に十分に役立つ。さらに、鋳造工程中の耐熱金属コア要素１０の固有の強度は、ブレード先端領域における設計のフレキシビリティを高めることを可能にする。その結果、この新規の冷却機構によって、冷却空気のより効率的な使用が可能となり、鋳造物の降伏を予測することができ、より経済的な製品が得られる。

このようなブレード先端冷却機構の他の利点は、空力性能の利益に対して、ブレード先端吹出し技術が相補的である点である。ブレード先端吹出し機構は、ブレード先端３４の正圧面縁部３２に沿った１列の冷却空気ジェットすわなち孔３０を利用し、ブレード先端間隙に亘るガス経路のリークに伴う端壁損失（ｅｎｄｗａｌｌ ｌｏｓｓｅｓ）を低減することによって、空力効率を改善するように働く。冷却口７０は、ブレード、および冷却口のエアフォイル部分が鋳造された後で、正圧面縁部３２内に機械加工することができる。冷却口７０は、当技術分野で周知の、任意の好適な技法を使用して機械加工することができる。冷却口７０は、通路１５と流体連通することが好ましい。耐熱金属コアによって画定された冷却スロット３０は、ブレード先端３４の正圧面に沿った凹んだ棚部３６に沿って位置することができる。凹んだ棚部３６によって、エンジン動作中にブレード先端３４が外周側のガス経路と擦れ合ったとき、冷却スロット３０が閉じられてしまうのを防止される。凹んだ棚部３６はまた、アブレイダブルコーティングを先端表面に適用するとき、より容易なマスキングを可能にする。

タービンエンジンブレードのエアフォイル部分４２の先端部分３４は、鋳造構造物であり、タービンエンジンブレードの残りの鋳造部分と同時に形成される。簡略化のために、エアフォイル部分４２の先端領域３４を形成する鋳型８０の一部分だけが図面に示されている。鋳型８０はエアフォイルの正圧面の形状にある部分を有することを理解されたい。

ブレード先端部分３４は、セラミックコア１４を鋳型８０内に配置することによって形成することができる。セラミックコア１４、ならびに必要とされる任意の他のセラミックコアまたはシリカコアが位置決めされた後で、耐熱金属コア要素１０を、接着剤またはピンなど、当技術分野で周知の任意の好適な手段を使用してセラミックコア１４に取り付けることができる。鋳型８０は、セラミックコア１４および耐熱金属コア１０が組み立てられた後で作成される。好ましくは、まず、セラミックコア１４および耐熱金属コア１０を組み立て、次いで、ワックスダイ（ｗａｘ ｄｉｅ）を使用して、ワックスをコア１０およびコア１４の周りに注入し、ワックスの外部表面が、最終的な鋳造物の外部表面と同じ幾何形状になる。それから、セラミックシェルが、ワックスパターンの外部表面に適用される。次いで、ワックスが溶出され、コア１４、耐熱金属コア１０、およびセラミックシェル（図示せず）を残す。前述のように、耐熱金属コア要素１０は、セラミックコア１４の先端領域を安定させるように働く。その後で、エアフォイル部分を有するブレードを、当技術分野で周知の任意の好適な技法を使用して鋳造することができる。鋳造が完了した後で、セラミックコア１４を、周知で任意の好適な技法を使用して除去し、通路１５を残すことができる。同様に、耐熱金属コア要素１０が除去され、したがってスロット３０が残る。耐熱金属コア１０は、セラミックコアが浸出される方法に非常によく似た、周知で任意の好適な薬浴（ｃｈｅｍｉｃａｌ ｂａｔｈ）を使用して、鋳造物から浸出させることができる。その後で、複数の冷却口７０を、エアフォイル部分４２の先端領域に機械加工することができる。

従来技術のタービンブレードにおいて使用されている冷却設計の概略図である。 鋳造物の先端領域の斜視図である。 タービンブレードの鋳造エアフォイル部分の先端領域の概略図である。 正圧面からの耐熱金属コア要素の図である。 後縁からの耐熱金属コア要素の図である。

Claims (17)

1. エアフォイル部分内に形成される通路の形状を有するセラミックコアを位置決めするステップと、
   前記セラミックコアの先端領域を安定させるために、耐熱金属コア要素を前記セラミックコアに取り付けるステップと、
   前記セラミックコアおよび耐熱金属コア要素の周りに鋳型を作成するステップと、
   前記エアフォイル部分を鋳造するステップと、
   を含むことを特徴とするタービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の製造方法。
2. 前記耐熱金属コア要素を用いて、前記鋳型に対して前記セラミックコアを配置するステップをさらに含むことを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の製造方法。
3. 前記配置するステップが、少なくとも１つの脚部を有する耐熱金属コア要素を用意するステップを含むことを特徴とする請求項２に記載のタービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の製造方法。
4. 前記耐熱金属コア要素を用意するステップが、複数の脚部を有する耐熱金属コア要素を用意するステップを含むことを特徴とする請求項３に記載のタービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の製造方法。
5. 前記通路を形成するように前記セラミックコアを除去し、その後で、前記耐熱金属コア要素を除去し、それにより、前記エアフォイル部分の先端領域内に少なくとも１つの冷却スロットを残す、除去ステップをさらに含むことを特徴とする請求項３に記載のタービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の製造方法。
6. 前記除去ステップが、前記先端領域内に複数の冷却スロットを残すステップを含むことを特徴とする請求項５に記載のタービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の製造方法。
7. 前記エアフォイル部分内で、前記セラミックコアによって形成された前記通路に近接して複数のフィルム冷却口を機械加工するステップをさらに含むことを特徴とする請求項５に記載のタービンエンジンコンポーネントのエアフォイル部分の製造方法。
8. 鋳造エアフォイル部分内に通路を形成するセラミックコアとこのセラミックコアの先端領域を安定させる安定化手段との組合せであって、前記安定化手段が、耐熱金属コア要素を含むことを特徴とするセラミックコアと安定化手段との組合せ。
9. 前記耐熱金属コア要素が、中実部分と、この中実部分と接続する複数の脚部と、を備えることを特徴とする請求項８に記載のセラミックコアと安定化手段との組合せ。
10. 前記脚部の各々が、角度をなす部分と、ベース部分と、を有し、前記脚部の前記ベース部分は、下側部分によって共に接合されることを特徴とする請求項９に記載のセラミックコアと安定化手段との組合せ。
11. 中実部分と、前記中実部分と接続する複数の離間した脚部と、を備える耐熱金属コア要素であって、前記脚部のそれぞれが、前記中実部分に隣接する第１の部分と、ベース部分と、前記第１の部分と前記ベース部分との間にある角度をなす部分と、を有し、前記ベース部分が前記中実部分から横方向にオフセットされることを特徴とする耐熱金属コア要素。
12. 前記ベース部分に接続する下側部分をさらに備えることを特徴とする請求項１１に記載の耐熱金属コア要素。
13. 先端領域を有するエアフォイル部分と、前記先端領域内の凹んだ棚部と、冷却流体が流れる前記凹んだ棚部内の複数のスロットと、を有するタービンエンジンコンポーネントであって、前記スロットが、前記先端領域の正圧面に沿って位置することを特徴とするタービンエンジンコンポーネント。
14. 前記スロットが、主に半径方向外向きに配向されるとともに、前記正圧面に向かって角度をなすことを特徴とする請求項１３に記載のタービンエンジンコンポーネント。
15. 前記先端領域内の通路をさらに備え、前記スロットのそれぞれが前記通路と連通することを特徴とする請求項１３に記載のタービンエンジンコンポーネント。
16. 前記正圧面内に機械加工され、前記通路と連通する複数の冷却口をさらに備えることを特徴とする請求項１５に記載のタービンエンジンコンポーネント。
17. 前記通路が、横方向に配向されたキャビティを備えることを特徴とする請求項１５に記載のタービンエンジンコンポーネント。

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