JP2009144722A - エアフォイルの断面を局部的に肥大させて鋳造されたターボ機械ブレード - Google Patents

Abstract

【課題】根元部と呼ばれるエアフォイル断面に局部的な肥大部を配置し、上記基準に対して好ましいブレードを製造すること。
【解決手段】鋳造され指向性固化された本発明による単結晶ターボ機械ブレードは、
前縁（ＢＡ）と、圧力面（ＦＩ）と、吸引面（ＦＥ）と、後縁（ＢＦ）と、スケルトン（Ｓ）とを有し、長手軸（ＺＺ）を有し、面（ＦＩ）および（ＦＥ）がネック線を有し、それぞれターボ機械ロータ中の隣接ブレードに対してその圧力面ネック（ＣＩ）および吸引面ネック（ＣＥ）で要素を形成するエアフォイル（１１）と、
流れ側にエアフォイル端部面（２１）を有し、軸ＺＺと角度を形成するヒールまたはプラットフォームなどのエアフォイルの端部片（２０）と、
エアフォイル（１１）と上記エアフォイル端部面との間のエアフォイルの肥大部を形成する接続ゾーン（１１Ｅ）とを含む。
【選択図】図３

Description

本発明は、ターボ機械ブレードに関する。本発明は、圧縮機またはタービンモジュールなどの鋳造されたターボ機械ブレードまたはターボ機械モジュールに関し、詳細にはエアフォイルとそのヒール、またはエアフォイルと付属プラットフォームの間の接続ゾーンの肥大化に関する。

ニッケル系またはコバルト系超合金で鋳造されたブレードはロストワックス法と呼ばれる技術によって製造される。これらのブレードは、指向性固化法によって得られた柱状または単結晶の金属冶金学的構造を有する。この方法は、特に中空の大きな三次元部品にとっては制御することが困難である。

そのようなブレードの製造は鋳造コアを形成しブレードの空洞を描く内部分を含むワックスまたは同等の材料で作られたモデルの製造を含む。モデルを形成するには、ワックス用の注入金型が用いられ、コアが配置されワックスがその中に注入される。次いで、ワックスモデルは、シェル金型を形成するためにセラミック粒子の懸濁物から作られたスラリーに数回浸漬される。ワックスは取り除かれ、シェル金型は焼成される。ブレードは、溶融金属を注ぎ、シェル金型の内部壁とコアとの間の空の空間を占めることによって得られる。核または適切な選択装置、および制御された冷却によって、金属は所望の結晶構造に固化する。合金の性質および鋳造から得られる予期される部品の特性に応じて、それらは柱状構造の指向性固化、単結晶構造の指向性固化、または等軸（ＥＸ）固化とすることができる。合金の固化の後、シェルおよびコアは取り外され、所望のブレードが現れる。

固化は金属が大きな熱応力を受ける期間であり、これらの応力はしばしば金属を再結晶化させる。特に、未処理の鋳造単結晶中実ブレードには十分明らかな再結晶化ゾーンが多く見られる。例えば、ブレードがヒールを有するとき、図１に示すように、エアフォイルにはエアフォイルとヒールとの接続の下、ヒール下、約１０ｍｍに再結晶化ゾーンが存在する。これらのブレードの再結晶化の原因は、固化の間に金属が受ける過剰な応力である。

この問題を解消し再結晶化の欠陥を取り除くことを試みるために、いくつかの試験が行われたが、完全な解決は提供しなかった。鋳造原料のサイズが減少され、またはシェル金型の壁が軽量化された。この問題を解消するために試験された他の方法は、ヒール直下のエアフォイルの周辺全体にさまざまな種類の追加の厚さ、または局部的な肥大部を加えることであった。そのような肥大部は、モデルが作られるワックスモデルを変化させることによって得られる。根元部への変化の例は、図２ａ、図２ｂ、および図２ｃに示される。

根元部または追加の厚さは、圧力側および吸引側の高さと厚さによって定義される。接続ゾーンはエアフォイル周辺全体に延在する。試験は、再結晶化に対する根元部の幾何形状の影響を見出すことを可能にした。図２ａは、２ｍｍの厚さａおよび５ｍｍの高さｈを有する根元部を示す。図２ｂは、２ｍｍの厚さａと１０ｍｍの高さ２ｈを有する根元部を示す。図２ｃは、３ｍｍの厚さａ’と１０ｍｍの高さ２ｈを有する根元部を示す。エアフォイルとヒールとの間に溶融金属を鋳造することを容易にする比較的大きなサイズの根元部だけ、再結晶化現象を除くことが可能であった。

欧州特許第０８３３０６０号明細書 欧州特許第０４４１０９７号明細書 欧州特許第１６８８５８６号明細書

しかし、このサイズのため、根元部は空気力学的な観点から満足できず、一方で、流れの中に外側の流れ半径の切頭（ｔｒｕｎｃａｔｉｏｎ）により形成された僅かな接線方向の段差を形成し、他方では、それが輪郭全体に存在することでターボ機械の空気力学的性能を大きく損なう。

さらに、そのような根元は、少なからず重量を増加させ、断面法則での急激な増加を誘起する。主な結果は、一方で、エアフォイル上の遠心力的な応力の増加、したがって、クリープとして認められる動作寿命が急激に短縮することであり、他方では、ヒール断面の重心が不正確に配置されることであり、これはヒール下またはディスク上のエアフォイルの局部的応力の増加を意味し、動作寿命の短縮および過剰速度に対する余裕の低下を招く。

また、ＥＰ０８３３０６０、ＥＰ０４４１０９７、ＥＰ１６８８５８６に発行された特許出願が知られており、ブレードの間の空気力学的流れを改善するためにエアフォイルの厚さまたは横方向拡大部を有する圧縮機またはタービンブレードを開示する。

これらの欠点を解消するために、本出願人は、溶融金属のシェル金型中への流動性、および観察される空気力学的応力、およびターボ機械の使用中の部品の機械的挙動のいずれに関しても満足することのできる根元部を製造することを目的に設定した。

したがって、本発明の目的は、根元部と呼ばれるエアフォイル断面に局部的な肥大部を配置し、上記基準に対して好ましいブレードを製造することである。これらの基準を満たすために、肥大部は、主として前縁、圧力面および吸引面上のエアフォイルの特定の表面に所定高さで加えられる。

本発明によれば、
前縁ＢＡと、圧力面ＦＩと、吸引面ＦＥと、後縁ＢＦと、スケルトンＳとを備え、長手軸ＺＺを有し、面ＦＩおよびＦＥが、ターボ機械ロータ中の隣接ブレードに対してそれぞれ要素を形成する圧力面ネックＣＩおよび吸引面ネックＣＥのネック線を有するエアフォイルと、
流れ側にエアフォイル端部面を有し、軸ＺＺと角度を形成するヒールまたはプラットフォームなどのエアフォイルの端部片と、
エアフォイルと上記エアフォイル端部面との間にエアフォイルの肥大部を形成する接続ゾーンとを含む、鋳造され指向性固化されたターボ機械のタービンロータ用の単結晶タービンブレードは、
この接続ゾーンが、エアフォイルの吸引面ＦＥ上および流体の流れ方向に対して吸引面ネックＣＥの上流のヒールの端部面上に位置する点Ｐ１と、エアフォイルの圧力面ＦＩ上および圧力面ネックＣＩの上流のヒールの端部面上に位置する点Ｐ３との間で前縁ＢＡの周りに延在することを特徴とする。

したがって、このようにして、本発明は、空気力学的性能と機械的強度の両方を確保しながら溶融金属の流動性の問題を解決することを可能にする。本発明は、エアフォイルの特定の表面、主として前縁、圧力面および吸引面上に所定高さで材料の肥大部を画定することから構成され、業際的な基準を遵守することを可能にする。

本発明の利点は、空気力学的基準に従いながら再結晶化を防止し、エアフォイルの寿命を強化することを可能にする。

本発明は、非円筒状流れ中に配置された、固定または可動の全ての粗鋳造されたターボ機械ブレードに適用される。本発明はエアフォイルと上部流れとの間の前縁上の肥大について説明されるが、必要とされる流れの円錐形を意味するならば、エアフォイルと下部流れとの間の前縁上の肥大にも適用することができる。

有利には、上記エアフォイルの接続ゾーンでの断面は、理論的な輪郭の前縁に直角に測定して、上記ヒールに向かうときその下部部分のブレードの断面よりも小さく保ちながら増加する。

これはエアフォイルの端部で重量増加を制限し、その機械的強度をわずかに低下させる。

本発明の他の特徴によれば、接続ゾーン中の流体の流れ方向に対して上流最も遠く位置する点Ｐ２の線は、スケルトンＳ上のエアフォイルの前縁ＢＡに合わせて配置される。

他の特徴によれば、エアフォイル端部面およびブレードの前縁ＢＡに接続するためのフィレットを除くエアフォイル端部面は直線状であり、エアフォイル端部面と点Ｐ２の線で角度αを形成し、それは少なくとも７５°および９０°未満である。

また、本発明の他の特徴によれば、接続ゾーンの曲率は、理論的輪郭の前縁に直角の少なくとも１つの断面中の点Ｐ２の線の対応する点で、前縁の曲率と上記断面中の点Ｐ２の線２の点をエアフォイルの前縁から分離する距離の関数である。注記として、点での曲率は点での輪郭に内接する円の半径に等しい。

点Ｐ２の線の上記点での曲率の半径は、理論的輪郭ＢＡｖ上の曲率の相当する半径プラス以下に画定する長さＩＩの１／３に等しいことが好ましい。

他の特徴によれば、一方で、吸引面ＦＥ上に位置するＰ１での接続ゾーンの表面、および他方では、圧力面ＦＩ上に位置するＰ３での接続ゾーンの表面はエアフォイルに正接する。

他の特徴によれば、接続ゾーンの表面は、吸引面ＦＥ上に位置する点Ｐ２と点Ｐ１の線の間に輪郭Ｃ１を有し、これは少なくとも部分的に、理論的エアフォイルの吸引表面ＦＥｖの輪郭から、移動（ｔｒａｎｓｌａｔｉｏｎ）の幾何形状的変換、スケールの変更、および／またはエアフォイルの残りの輪郭との連続性を確実にする結合部分との親和性の組み合わせによって導出される。

他の特徴によれば、接続ゾーンの表面は、圧力面ＦＩ上に位置する点Ｐ２と点Ｐ３の線の間に輪郭Ｃ３を有し、これは少なくとも部分的に、理論的エアフォイルの圧力表面ＦＩｖの輪郭から、移動の幾何形状的変換、スケールの変更、および／またはエアフォイルの残りの輪郭との連続性を確実にする結合部分との親和性の組み合わせによって導出される。

他の特徴によれば、圧力面上に位置する点Ｐ３の位置は、接続ゾーンの重心の位置を最適化するように決定される。理論的輪郭の前縁に直角の少なくとも１つの断面において、流体の流れ方向に対して点Ｐ１とＰ３の上流に位置する表面によって画定される接続ゾーンの重心は、理論的輪郭の表面の最小慣性の軸上にあり、この断面の重心にできるかぎり近いことが好ましい。

本発明の他の特徴および利点は、制限することなくその例示的実施形態を図示する添付図面を参照して以下の説明から明らかになる。

粗鋳造単結晶中実ブレード上の圧力面および吸引面の再結晶ゾーンの位置を示す図である。 輪郭の周辺全体にわたる根元部の肥大化の試験を示す図である。 輪郭の周辺全体にわたる根元部の肥大化の試験を示す図である。 輪郭の周辺全体にわたる根元部の肥大化の試験を示す図である。 本発明によってその接続ゾーンを肥大化したヒールを有するブレードの端部の輪郭を概略的に示す図である。 図３のブレードをヒールの直下平行に配置された方向４−４の断面を表す図である。 輪郭の周辺全体に延在する最適化されない根元部のものと比較した、軸ＺＺに沿う本発明によるブレードの断面の面積法のグラフである。

図３および図４は、エアフォイル１１および端部片２０（この場合ヒール）を含むブレード１０の概略図を示す。径方向内側端部の場合にはプラットフォームとすることができ、説明の残りではエアフォイルの径方向外側端部のヒールの状態が与えられる。エアフォイル１１の端部のヒールは流れを封止する機能を有し、その外側表面に図示されない封止リップを含む。端部片２０は、エアフォイルに向かって戻るエアフォイル端部面２１を有する。この面は、エアフォイルの軸ＺＺとゼロではない角度θを形成する。示された実施例において、角度θは約５０°である。ターボ機械のエアフォイル１１は、圧力面ＦＩおよび前縁ＢＡと後縁ＢＦとの間を延在する吸引面ＦＥを含む。

ブレード１０は、エアフォイルと、吸引面ＦＥ上の点Ｐ１および圧力面ＦＩ上の点Ｐ３から追加の厚さまたは肥大部１１Ｅを形成するヒールとの間の接続ゾーンを含む。この肥大部はエアフォイルの理論的輪郭に対する過剰の材料であり、すなわち本発明によって解決される技術的問題を考慮せずに端部表面２１の直下に有し、図３および図４の中で点線ＢＡｖ、ＦＩｖ、およびＦＥｖで表わされる。

肥大化は、以下に説明する法則によって定められる。点Ｐ１は吸引ネック線ＣＥの上流に位置し、ネックは２つの隣接するブレードを分離する最小距離である。Ｐ１での接続ゾーンは、ブレード１１に正接する。表面２１に平行な方向の断面に見える、接続ゾーン１１Ｅの吸引面の輪郭Ｃ１は、理論的エアフォイルの吸引面ゾーンＦＥｖの輪郭と少なくとも部分的に実質的に同じであり、連結部分はエアフォイルの輪郭の残りと連続性を確保する。この類似性は、輪郭Ｃ１が、ゾーンＦＥｖの輪郭から移動の幾何形状的変換、スケールの変更、および／または親和性の種類の組み合わせによって導出されることによって画定される。吸引面上の接続ゾーン１１Ｅの厚さは、最小でなければならない。この厚さは鋳造実験によって定められ、空気力学的性能の損失を最小にすることが必要である。

圧力面材料の追加は、以下に説明される法則によって定められる。点Ｐ３は、圧力面ネック線ＣＩの上流に位置する。また、Ｐ３での接続ゾーンはエアフォイル１１に正接する。接続ゾーン１１Ｅの圧力面の輪郭Ｃ３は、理論的エアフォイルの圧力面ゾーンＦＩｖの輪郭に類似し、そこから吸引面について同じ種類の幾何形状的移動の組み合わせによって導出される。

点Ｐ３の位置決めは、接続ゾーン１１Ｅの重心の位置を最適化する目的で、ある余裕をもって決定される。点ＣＩに向かう点Ｐ３の動きは、接続ゾーンの重心を点ＣＩに向かって動かすことを可能にし、また逆も可能である。接続ゾーンの重心の位置の最適化は、エアフォイルの機械的強度の維持を可能にする。接続ゾーンの重心は理論的輪郭の表面の最小慣性の軸上にあるのが有利であり、理論的輪郭の表面の重心にできる限り近いことが好ましい。

圧力面での接続ゾーンの肥大は、一方で、流動性基準に従うために鋳造実験によって定められる最小厚さで決定され、他方では、機械的強度の制約に従うために断面／重量の目標から得られる最大厚さによって決定される。

上述のように、肥大部は主としてエアフォイルの前縁ＢＡに配置される。前縁ＢＡは、エアフォイルの輪郭上の最も遠い上流点で形成される線であり、後縁ＢＦは、最も遠い下流の点で形成される線である。上流および下流は、エアフォイル周囲のガスの流れに対して定義される。エアフォイル上の最も上流に位置する接続ゾーンの点Ｐ２の線は、前縁ＢＡおよびエアフォイルのスケルトンＳに合わせて配置される。フレームワークまたは中心線（ｍｉｄｌｉｎｅ）とも呼ばれるエアフォイルのスケルトンは、吸引面ＦＥと圧力面ＦＩから等距離にある全ての点である。

好ましくは直線状の点Ｐ２の線が位置する接続ゾーンは、エアフォイルの端部面２１および前縁との接続のためのフィレットを与えまたは取り、角度αおよびβで画定される。角度αは、エアフォイルの端部面と点Ｐ２の線との間の角度に相当する。角度βは点Ｐ２と前縁ＢＡとの間の角度である。これらの２つの角度は、流動性の基準に従うように鋳造実験によって定められる。角度αは７５°〜９０°の範囲に位置する。角度βについては、角度αに連結される。ゾーン１１Ｅと表面２１との間の接続は、交差しないが漸進的に丸められる。

面２１上の点Ｐ２の線の点は、理論的前縁ＢＡｖから距離Ｉ１にある。長さＩ１は、エアフォイルの空気力学的基準を維持するように決定される。その長さはヒールの機械的強度を保持するのに十分である。

高さＩ２は、前縁に近い接続ゾーンの高さを表す。この高さは最小値と最大値との間である。最小値は、流動性基準を満足しなければならず、最小値は鋳造実験によって決定される。さらに、最大値は、機械的強度を保持するために断面／重量の関係の目標に従うことを目的とする。

図５は、横座標軸が理論的輪郭の前縁に直角な面に沿うエアフォイルの断面積であり、縦座標軸が前縁の対応する点での半径であるグラフであり、流れに沿う断面／重量の変化の法則を表す。本発明の根元の幾何形状は断面を顕著に縮小し、それに伴う問題を軽減することに留意されたい。重量節約ＧＭは、本発明を適用しないで作られた、すなわち、エアフォイルの周辺部全体にわたって肥大化された初期の根元ＲＩを通る断面積を表す曲線部分と、本発明による根元部ＲＯとの間の表面積によって示される。エアフォイルの断面は、それがヒールに近づくと縮小し、接続ゾーンで増加するが、エアフォイルの下部部分の値よりも小さく保たれることに留意されたい。

１０ ブレード
１１ エアフォイル
１１Ｅ 接続ゾーン
２０ 端部片
２１ エアフォイル端部面
ＢＡ 前縁
ＢＡｖ 理論的前縁
ＢＦ 後縁
Ｃ１、Ｃ３ 輪郭
ＣＥ 吸引面ネック
ＣＩ 圧力面ネック
ＦＥ 吸引面
ＦＥｖ 吸引面ゾーン
ＦＩ 圧力面
ＦＩｖ 圧力面ゾーン
ＧＭ 重量節約
Ｉ２ 高さ
ＲＩ 初期の根元
ＲＯ 根元部
Ｓ スケルトン
ＺＺ 長手軸

Claims (14)

1. ターボ機械タービンロータ用の単結晶タービンブレードであって、前記ブレードが鋳造され指向性固化され、
   前縁と、圧力面と、吸引面と、後縁と、スケルトンとを有し、長手軸を有し、前記面がネック線を有し、それぞれターボ機械ロータ中の隣接ブレードに対する圧力面ネックおよび吸引面ネックで要素を形成するエアフォイルと、
   流れ側にエアフォイル端部面を有し、軸と角度を形成するヒールまたはプラットフォームなどのエアフォイルの端部片と、
   エアフォイルと前記エアフォイル端部面との間のエアフォイルの肥大部を形成する接続ゾーンと、を含み、
   前記接続ゾーンが、エアフォイルの吸引面と流体の流れ方向に対して吸引面ネックの上流のヒールの端部面に位置する点Ｐ１と、エアフォイルの圧力面と圧力面ネックの上流のヒールの端部面に位置する点Ｐ３との間の前縁の周りに延在する、ブレード。
2. 前記エアフォイルの接続ゾーン中の断面が、理論的輪郭の前縁に直角に測定して、前記ヒールに向かって増加し、その下部部分でブレードの断面よりも小さく保たれる、請求項１に記載のブレード。
3. 接続ゾーン中の流体の流れ方向に対して最も上流に位置する点Ｐ２の線が、スケルトン上のエアフォイルの前縁に合わせて配置される、請求項１または２に記載のブレード。
4. エアフォイル端部面およびブレードの前縁に接続するためのフィレットを除いて、点Ｐ２の線が直線状であり、エアフォイル端部面と少なくとも７５°の角度αを形成する、請求項３に記載のブレード。
5. 前記角度αが９０°未満である、請求項４に記載のブレード。
6. 理論的輪郭の前縁に直角の少なくとも１つの断面において、点Ｐ２の線に対応する点で、接続ゾーンの曲率が理論的前縁の曲率、および前記断面において点Ｐ２の線の点をエアフォイルの理論的前縁から分離する距離の関数である、請求項１から５のいずれか一項に記載のブレード。
7. 点Ｐ２の線の前記点での曲率半径が、理論的輪郭上の対応する曲率半径プラス前記距離の１／３に等しい、請求項６に記載のブレード。
8. 点Ｐ１への接続ゾーンの表面が、ブレードの吸引面と端部に沿って正接する、請求項１から７のいずれか一項に記載のブレード。
9. Ｐ３での接続ゾーンの表面が、ブレードの圧力面とその端部に沿って正接する、請求項１から８のいずれか一項に記載のブレード。
10. 接続ゾーンの表面が点Ｐ２と点Ｐ１との線の間に輪郭Ｃ１を有し、これは少なくとも部分的に理論的エアフォイルの吸引面表面の輪郭から、移動の幾何形状的変換、スケールの変更、および／または親和性の種類の組み合わせによって導出される、請求項１から９のいずれか一項に記載のブレード。
11. 接続ゾーンの表面が点Ｐ２と点Ｐ３の線の間に輪郭Ｃ３を有し、これは少なくとも部分的に理論的エアフォイルの圧力面表面ＦＩの輪郭から、移動の幾何形状的変換、スケールの変更、および／または親和性の種類の組み合わせによって導出される、請求項１から１０のいずれか一項に記載のブレード。
12. 理論的輪郭の前縁に直角の少なくとも１つの断面において、流体の流れ方向に対して点Ｐ１とＰ３の上流に位置する表面によって画定される接続ゾーンの重心が理論的輪郭の表面の最小慣性の軸上にあり、好ましくは理論的輪郭の前記表面の重心にできるかぎり近い、請求項１から１１のいずれか一項に記載のブレード。
13. 請求項１から１２のいずれか一項に記載の少なくとも１つのブレードを含む、ターボ機械モジュール。
14. 請求項１から１２のいずれか一項に記載の少なくとも１つのブレードを含む、ターボ機械。

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