JP2008163951A - 翼形部の疲労切欠き性能を高めるための方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】翼形部（２２）内における割れ伝播を減少させる方法を提供する。
【解決手段】本方法は、先端（３４）から間隔を置いた根元（３６）、間隔を置いた前縁及び後縁（３０、３２）、前縁（３０）から後縁（３２）まで延びる負圧側面（４０）、並びに前縁（３０）及び後縁（３２）から延びる対向する正圧側面（３８）を有する翼形部（２２）を準備する段階と、曲げ荷重に対して翼形部（２２）を支持する段階とを含む。翼形部（２２）は、バニシング要素（４２）を使用してバニシング加工されて、少なくとも１つの残留圧縮応力のバニシング加工セクション（６８）を形成する。少なくとも１つのバニシング加工セクション（６８）は、前縁（３０）に隣接して位置しかつ該前縁（３０）の変形を回避するように選択したオフセット距離だけ該前縁（３０）から間隔を置いている。
【選択図】 図５

Description

本発明は、総括的には耐疲労性及び耐損傷性構成部品並びにそのような構成部品を製造する方法に関する。

ガスタービンエンジンファン及び圧縮機ブレードのような様々な金属、セラミック及び複合材構成部品は、疲労及び損傷による（例えば、異物衝突による）割れ発生を受けやすい。この損傷は、部品の寿命を短縮させ、修理又は交換を必要とする。

その中に残留圧縮応力を生じさせることによって、構成部品を割れ伝播から保護することは知られている。これらの応力を与える方法には、ショットピーニング、レーザショックピーニング（ＬＳＰ）、ピンチピーニング及び低塑性バニシング加工（ＬＰＢ）が含まれる。これら方法は一般的に、割れ伝播から保護しようとする領域、例えばガスタービンエンジン圧縮機ブレードの前縁上に残留圧縮応力の「パッチ」を適用することによって行われる。しかしながら、ショットピーニングは、表面仕上げに有害であり、適所で工業規格制御システムを使用したとしてもその強度に多くのばらつきを有する。圧縮機翼形部のような部品は、ショットピーニングによって生成された粗面仕上げによりその有効機能を喪失する。またショットピーニングによって与えられた残留応力は、部品の表面に非常に近接している。レーザショックピーニングは、必要な試料調製、使用する設備、及び人材訓練の必要性のために費用がかかるものとなる可能性がある。さらにショットピーニング及びレーザショックピーニングは両方とも、比較的緩慢な加工処理方法であるといえる。

とりわけ従来技術の上記の欠点は、本発明によって解決され、１つの態様によると本発明は、翼形部内における割れ伝播を減少させる方法を提供し、本方法は、先端から間隔を置いた根元、間隔を置いた前縁及び後縁、前縁から後縁まで延びる負圧側面、並びに前縁及び後縁から延びる対向する正圧側面を有する翼形部を準備する段階と、曲げ荷重に対して翼形部を支持する段階と、バニシング要素を使用して翼形部をバニシング加工して、前縁に隣接して位置しかつ該前縁の変形を回避するように選択したオフセット距離だけ該前縁から間隔を置いた少なくとも１つの残留圧縮応力のバニシング加工セクションを形成する段階とを含む。

本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジン用の翼形部は、先端から間隔を置いた根元と、間隔を置いた前縁及び後縁と、前縁から後縁まで延びる負圧側面と、前縁及び後縁から延びる対向する正圧側面とを含み、翼形部の厚さは、正圧側面及び負圧側面間に形成され、翼形部は、正圧側面及び負圧側面の選択した１つから内向きに延びる少なくとも１つの残留圧縮応力のバニシング加工セクションを含む。バニシング加工セクションは、前縁に隣接して位置しかつ該前縁の変形を回避するように選択したオフセット距離だけ該前縁から間隔を置いている。

本発明のさらに別の態様によると、ダブテールと該ダブテールから半径方向外側に延びる翼形部とを有し、翼形部が根元と先端との間で延びる対向する前縁及び後縁を有するガスタービンブレードをバニシング加工するための装置を提供する。本装置は、圧縮機ブレードのダブテールに相補形の横方向ダブテールスロットがその上面に形成された基台と、ダブテールスロットの後方に配置され、基台から上向きに延びかつ全体的にダブテールスロットに面した支持面を含むビームであって、ブレードを固定具内に装填した時に、支持面が翼形部の後縁に接触しかつ該後縁に対して支持を与えることになるように、ダブテールスロットに対して配置されたビームと、ビームに対して翼形部を固定するためのクランプ装置とを含む。

本発明は、添付図面の図と関連させて行った以下の説明を参照することによって最もよく理解することができる。

様々な図全体を通して同じ参照符号が同様な要素を示す図を参照すると、図１は、処理前の例示的なガスタービンエンジン圧縮機ブレード２０を示している。この構成部品は、単に本発明の方法を適用することができる部品の実施例として用いるものである。本発明は、圧縮機ステータベーン、ファンブレード、タービンブレード、シャフト及びロータ、固定フレーム、アクチュエータハードウェアなどのような疲労又は損傷により割れ発生を受けやすい他のタイプの構成部品にも同様に適用可能である。そのような構成部品は、金属合金、セラミック又は複合材料（例えば、炭素繊維複合材）で製造することができる。一般的に、そのようなブレードは、チタン、鉄又はニッケル基合金で製造される。市場で入手可能であるそのような合金の実施例には、Ｔｉ６−４、Ｔｉ６−２−４−２、Ａ−２８６、Ｃ４５０及びＩｎ７１８が含まれる。圧縮機ブレード２０は、翼形部２２、プラットフォーム２４及びシャンク２６を含む。この特定の実施例では、シャンク２６は、回転ディスク（図示せず）のスロット内に受けられるようになったダブテール２８を含む。翼形部２２は、前縁３０、後縁３２、先端３４、根元３６、正圧側面３８及び該正圧側面３８に対向する負圧側面４０を有する。

図２は、本発明による、圧縮機ブレード２０を処理するための装置を示す。本装置は、バニシング要素４２を含み、この実施例では、バニシング要素４２は、炭化タングステンで作られた約６ｍｍ（０．２インチ）直径の球である。円筒ローラのような他の寸法及び形状並びに異なる材料もまた、使用することができる。公知のタイプのバニシング加工ヘッド４４が、バニシング要素４２を対向関係に保持する。油圧パイプ４６を通してバニシング加工ヘッドに供給された加圧流体を使用して、バニシング要素４２に静水圧を加える。バニシング要素４２はまた、機械的に荷重を加えることもできる。バニシング加工ヘッド４４は、スピンドル４８に取付けられ、スピンドルは次に、公知のタイプの多軸数値又はコンピュータ制御マニピュレータ５０によって支持される。

図３は、バニシング加工作業の間にその中に曲げ応力が生じるのを回避するように翼形部２２を支持するために使用する固定具５２を示す。固定具５２は、圧縮機ブレード２０のダブテール２８に相補形の横方向ダブテールスロット５６を備えた基台５４を含む。ダブテールスロット５６は、基台５４の前方端部５８近くでその上面内に形成される。ビーム６０は、ダブテールスロット５６の後方に配置され、基台５４から上向きに延びる。ビーム６０は、前面及び後面６１及び６３を有し、その前方端部に面取りした又は傾斜した支持面６２を含む。支持面６２は、全体的に前面６１に対して鋭角で配置される。ビーム６０は、翼形部２２を固定具５２内に装填した時に、支持面６２が該翼形部２２の後縁３２に接触しかつ該後縁３２に対して支持を与えることになるように配置される。ビーム６０に対して翼形部２２をクランプするための手段が設けられる。この例示した実施例では、Ｌ字形クランプバー６４が、ボルト６６でビーム６０の上端部に固定される。クランプバー６４は、バニシング加工作業の間に、翼形部２２の後縁３２が図３に示すように支持面６２に接触した状態になることを保証する。

バニシング加工作業は、バニシング要素４２を使用して圧縮機ブレード２０の表面上の線又はトレースをバニシング加工することによって達成され、図５に示す、残留圧縮応力を有するバニシング加工セクション６８を形成する。この例示した実施例では、バニシング加工セクション６８は、翼形部２２の前縁３０の先端部分近くに位置し、その外縁は先端３４から約３．１８ｍｍ（０．１２５インチ）である。バニシング加工セクション６８は、約５８．７５ｍｍ（２．３１３インチ）の半径方向長さ「Ｒ」及び約６．４ｍｍ（０．２５０インチ）の軸方向長さ「Ａ」を有する。翼形部２２の前縁３０の輪郭は、空気力学的効率に対する重大な影響を有する。従って、前縁３０の変形を回避するために、バニシング加工セクション６８の境界は、前縁３０から事前選択した距離「Ｄ」、例えば約０．７６ｍｍ（０．０３０インチ）だけオフセットされる。この距離「Ｄ」は、図５には縮尺どおりに示していない。このバニシング加工セクション６８の位置は、前縁輪郭を妨げずに疲労切欠き性能を強化することが判った。

所定の材料の場合に、バニシング加工圧力、バニシング要素の寸法、ステップオーバ、ツール経路、バニシング加工方法及びバニシング加工セクション６８の位置の組合せにより、疲労切欠き性能が決定することになる。図４において、バニシング要素４２は、翼形部２２の表面に沿ったバニシング加工経路「Ｐ」を描くように示している。経路Ｐは例示を目的として非常に誇張して示していることに留意されたい。この実施例では、経路「Ｐ」は、一連のＳ字回転として配列した複数の線形セグメント７０を含む。経路は、バニシング要素４２の幅及び付加圧力によって定まる幅「Ｗ」を備えたフットプリントを有する。線形セグメント７０は、ステップオーバ距離「Ｓ」によって分離される。ステップオーバ距離Ｓが幅Ｗより小さい場合には、セグメント７０のオーバラップが発生することになる。この例示した実施例で用いたバニシング加工圧力は約１５０バール（２１７５ｐｓｉ）であり、またステップオーバ距離Ｓは約０．０７６ｍｍ（０．００３インチ）であった。バニシング加工ツール１４の速度は、全加工処理時間が約１分になるように選択された。翼形部２２は、その歪みを最小限にするために、固定具５２内に固定した状態でその両側面を同時にバニシング加工した。固定具によって得られた支持と２つの側面の同時バニシング加工との組合せにより、加工処理中の歪みが減少する。より具体的には、支持面６２に対する翼形部２２の拘束により、バニシング要素のあらゆる非対称荷重付加が翼形部２２内に曲げ応力を与えることが防止された。

上記の方法によって加工処理した圧縮機ブレード２０の最終疲労試験は、基準（非加工処理）よりほぼ５倍の疲労切欠き性能の増加を示し、その場合、翼形部翼弦角度歪みが約０．７５度よりも小さくまた表面冷間加工測定値が少なくとも約９％であった。

以上は、耐疲労性及び耐損傷性構成部品並びにそのような構成部品を製造する方法について説明した。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなく本発明に対して様々な変更を加えることがきることは、当業者には明らかであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態の前述の説明は、例示目的のためのみに示したものであって限定を目的として示したものではなく、本発明は特許請求の範囲によって定まる。

従来技術の圧縮機ブレードの斜視図。 本発明で使用するためのバニシング加工装置の斜視図。 その中に圧縮機ブレードを取付けた、本発明の態様によって構成した固定具の斜視図。 本発明の態様によって処理した圧縮機ブレードの一部分の拡大側面図。 本発明の態様によって処理した圧縮機ブレードの斜視図。

符号の説明

２０ タービンエンジン圧縮機ブレード
２２ 翼形部
２４ プラットフォーム
２６ シャンク
２８ ダブテール
３０ 前縁
３２ 後縁
３４ 先端
３６ 根元
３８ 正圧側面
４０ 負圧側面
４２ バニシング要素
４４ バニシング加工ヘッド
４６ 油圧パイプ
４８ スピンドル
５０ 多軸数値又はコンピュータ制御マニピュレータ
５２ 固定具
５４ 基台
５６ 横方向ダブテールスロット
５８ 前方端部
６０ ビーム
６１ 前面
６２ 傾斜支持面
６３ 後面
６４ Ｌ字形クランプバー
６６ ボルト
６８ バニシング加工セクション
７０ 線形セグメント

Claims (10)

1. 翼形部（２２）内における割れ伝播を減少させる方法であって、
   先端（３４）から間隔を置いた根元（３６）、間隔を置いた前縁及び後縁（３０、３２）、前記前縁（３０）から前記後縁（３２）まで延びる負圧側面（４０）、並びに前記前縁（３０）及び後縁（３２）から延びる対向する正圧側面（３８）を有する翼形部（２２）を準備する段階と、
   曲げ荷重に対して前記翼形部（２２）を支持する段階と、
   バニシング要素（４２）を使用して前記翼形部（２２）をバニシング加工して、前記前縁（３０）に隣接して位置しかつ該前縁（３０）の変形を回避するように選択したオフセット距離だけ該前縁（３０）から間隔を置いた少なくとも１つの残留圧縮応力のバニシング加工セクション（６８）を形成する段階と、
   を含む方法。
2. 前記オフセット距離が、少なくとも０．７６ｍｍである、請求項１記載の方法。
3. 前記バニシング加工する段階の間に、曲げ応力に対して前記翼形部（２２）を支持する段階をさらに含む、請求項１記載の方法。
4. 前記翼形部（２２）が、該翼形部（２２）の端縁に接触する実質的に剛性のビーム（６０）を含む固定具によって支持される、請求項３記載の方法。
5. 前記バニシング要素（４２）が、静水圧によって前記翼形部（２２）に対して荷重を加える回転球である、請求項１記載の方法。
6. ガスタービンエンジン用の翼形部（２２）であって、
   先端（３４）から間隔を置いた根元（３６）と、間隔を置いた前縁及び後縁（３０、３２）と、前記前縁（３０）から前記後縁（３２）まで延びる負圧側面（４０）と、前記前縁（３０）及び後縁（３２）から延びる対向する正圧側面（３８）とを含み、
   該翼形部（２２）の厚さが、前記正圧側面（３８）及び負圧側面（４０）間に形成され、
   該翼形部（２２）が、前記正圧側面（３８）及び負圧側面（４０）の選択した１つから内向きに延びる少なくとも１つの残留圧縮応力のバニシング加工セクション（６８）を含み、
   前記バニシング加工セクション（６８）が、前記前縁（３０）に隣接して位置しかつ該前縁（３０）の変形を回避するように選択したオフセット距離だけ該前縁（３０）から間隔を置いている、
   翼形部（２２）。
7. 前記オフセット距離が、少なくとも０．７６ｍｍである、請求項６記載の翼形部（２２）。
8. 前記バニシング加工セクション（６８）が、約６．４ｍｍの軸方向長さを有する、請求項６記載の翼形部（２２）。
9. ダブテール（２８）と前記ダブテール（２８）から半径方向外側に延びる翼形部（２２）とを有し、前記翼形部（２２）が根元（３６）と先端（３４）との間で延びる対向する前縁及び後縁（３０、３２）を有するガスタービンブレードをバニシング加工するための装置であって、
   前記圧縮機ブレード（２０）のダブテール（２８）に相補形の横方向ダブテールスロット（５６）がその上面に形成された基台（５４）と、
   前記ダブテールスロット（５６）の後方に配置され、前記基台（５４）から上向きに延びかつ全体的に前記ダブテールスロット（５６）に面した支持面（６２）を含むビーム（６０）であって、前記ブレード（２０）を固定具（５２）内に装填した時に、前記支持面（６２）が前記翼形部（２２）の後縁（３２）に接触しかつ該後縁（３２）に対して支持を与えることになるように、前記ダブテールスロット（５６）に対して配置されたビーム（６０）と、
   前記ビーム（６０）に対して前記翼形部（２２）を固定するためのクランプ装置と、
   を含む装置。
10. 前記クランプ装置が、前記ビーム（６０）の上端部に取付けられたＬ字形クランプバー（６４）を含む、請求項９記載の装置。

Images