JP2010127280A

JP2010127280A - 応力を低下させたベーン

Info

Publication number: JP2010127280A
Application number: JP2009263435A
Authority: JP
Inventors: Mitchell Jay Headley; ミッチェル・ジェイ・ヘッドレー; Stephen Joseph Gruber; スティーブン・ジョセフ・グルーバー
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2008-11-25
Filing date: 2009-11-19
Publication date: 2010-06-10
Also published as: CA2685995A1; EP2189662A3; EP2189662A2

Abstract

【課題】圧縮機のステータ組立体に関し、翼形部を支持するバンドとの接合部付近の翼形部内の応力を低下させると同時に、ベーンセクタにおける漏洩を最小にする翼形部組立体を得る。
【解決手段】翼形部組立体４８は、翼形部５０と、翼形部に結合されて、翼形部組立体内での翼形部５０に対する支持を行なうようになったバンド６１と、翼形部内の応力を低下させることができるスロット７０とを含み、スロットは、翼形部の一部分に近接してバンド６１内に設置される。
【選択図】図３

Description

本発明は、総括的には圧縮機に関し、より具体的には、加圧システム内で使用するブレード及びベーンに関する。本明細書で使用する場合、「流体」という用語には、気体及び液体が含まれる。

ガスタービンエンジンでは、空気が、作動時に圧縮（加圧）モジュール内で加圧される。圧縮モジュールを通して送られた空気は、燃焼器内で燃料と混合されかつ点火されて、高温燃焼ガスを発生し、この高温燃焼ガスがタービン段を通って流れ、これらのタービン段が、高温燃焼ガスからエネルギーを抽出してファン及び圧縮機ロータに動力を供給するようにすると共に、飛行中の航空機を推進するエンジン推力を発生させるか又は発電機のような負荷に動力を供給する。

圧縮機は、ロータ組立体とステータ組立体とを含む。ロータ組立体は、ディスクから半径方向外向きに延びる複数のロータブレードを含む。より具体的には、各ロータブレードは、ディスクに隣接したプラットフォームから先端までの間で半径方向に延びる。ロータ組立体を貫通したガス流路は、半径方向内側をロータブレードプラットフォームによって境界付けられ、また半径方向外側を複数のシュラウドによって境界付けられる。

ステータ組立体は、圧縮機に流入する加圧ガスをロータブレードに導く複数の円周方向に間隔を置いて配置されたステータベーンつまり翼形部を含む。ステータベーンは、内側バンドと外側バンドとの間で半径方向に延びる。ステータ組立体を貫通したガス流路は、半径方向内側を内側バンドによって境界付けられ、また半径方向外側を外側バンドによって境界付けられる。ベーンは一般的に、弓形の外側及び内側バンドセグメントを備えた弓形セグメントとして作られ、各外側及び内側バンドセグメントは、セグメント毎に１つ又はそれ以上のベーン翼形部を有する。セグメントは、従来通りに互いに結合されて、全体で１つの完全な３６０°のステータベーン段を形成する。ステータベーンセグメントは、圧縮機ケーシング内に取付けられる。ベーン段は、複数の円周方向に配列されたベーンセグメントを含み、各セグメントは、弓形内側バンドと弓形外側バンドとの間で延びる複数のベーン翼形部を有する。

幾つかの設計では、従来通りの環状シール部材がロータ段との間に配置されて、内側バンドの固定支持をも妨げるので、ベーンセグメントは、その外側バンドにおいてのみ支持される。従って、それらのベーンセグメント内のベーン翼形部は、外側バンド支持により片持ち支持され、ベーン間を流れる流体により曲げモーメントを生じることになり、この曲げモーメントは、外側バンドにより適切に反力支持され又は適応されなくてはならない。これらの翼形部の幾つかにおける曲げモーメントは、それら翼形部がその外側バンドにおいてのみ支持され、それらの内側バンドでは支持されていないので、大きなものとなる可能性がある。

エンジン作動時に、流路を通るガス流は、翼形部上に機械的、熱的及び空気力学的荷重を生じる。これらの荷重の一部は、翼形部によって、該翼形部に結合され外側バンドを通してエンジン内の支持構造体に伝達され、かつ該支持構造体によって反力支持される。幾つかの設計では、内側バンドもまた、同様にガス流によって翼形部に加えられた荷重の一部を伝達し、かつ別の支持構造体によって反力支持されるようにすることができる。少なくとも幾つかの従来型のガスタービンエンジン内では、外側バンドとの接合部付近の翼形部及び支持構造体に近接した翼形部内の応力は、該翼形部内に損傷を引き起こすのに十分なほど大きくなる場合がある。十分に大きな応力下では、ガス流によりベーンセクタ内のベーン翼形部に加えられる荷重を反力支持する支持構造体部位に近接したベーンセクタの翼形部内に割れが発生するおそれがある。そのような危険性がある部位に付加的な厚さをもたせる設計は、ベーンの空気力学的な見地、流れの変更、付加的重量及び力学的特性の変化並びに／或いはベーンセクタにおける過度な漏洩のような幾つかの理由により実施可能にすることができない。

米国特許第５，３３２，３６０号公報米国特許第５，４６２，４０３号公報米国特許第５，８４６，０５０号公報米国特許第６，６４９，８８７号公報

従って、翼形部を支持するバンドとの接合部付近の翼形部内の応力を低下させると同時にベーンセクタにおける漏洩を最少にする特徴形状部を有する翼形部組立体を得ることは、望ましいと言える。それを支持するバンドとの接合部を有する翼形部内の応力を低下させる特徴形状部を有する翼形部組立体を製造する方法を得ることは、望ましいと言える。

上記の要求は、翼形部組立体を提供する例示的な実施形態によって満たすことができ、本翼形部組立体は、翼形部と、翼形部に結合されて、該翼形部組立体内での該翼形部に対する支持の少なくとも一部分を行なうようになったバンドと、翼形部内の応力を低下させることができるスロットとを含み、スロットは、翼形部の一部分に近接してバンド内に設置される。

本発明の別の態様では、加圧システムは、ステータ組立体を含み、ステータ組立体は、長手方向軸線の周りで円周方向に配列された複数の弓形ベーンセクタを含み、各ベーンセクタは、翼形部と、該翼形部に結合された弓形内側バンド及び弓形外側バンドと、該翼形部内の応力を低下させることができるスロットとを含み、スロットは、翼形部の一部分に近接してベーンセクタ内に設置される。

本発明と見なされる主題は、本明細書と共に提出した特許請求の範囲において具体的に指摘しかつ明確に特許請求している。しかしながら、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り最もよく理解することができる。

本発明の例示的な実施形態による加圧システムを含む例示的なガスタービンエンジン組立体の断面図。本発明の例示的な実施形態による翼形部組立体を有する加圧システムの一部分の軸方向断面図。本発明の例示的な実施形態による翼形部組立体の斜視図。図３に示す例示的な翼形部組立体の一部分の斜視（半径方向内向きに見た）図。図３に示す例示的な翼形部組立体の一部分の斜視（半径方向外向きに見た）図。本発明の例示的な実施形態による翼形部組立体内の翼形部の後縁に隣接した外側バンド内の例示的なスロットの概略図。翼形部組立体を製造する方法の例示的な実施形態を示すフロー図。

様々な図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を指している図面を参照すると、図１は、長手方向軸線１１を有するガスタービンエンジン組立体１０の断面図を示している。ガスタービンエンジン組立体１０は、高圧圧縮機１４、燃焼器１６及び高圧タービン１８を備えたコアガスタービンエンジン１２を含む。図１に示す例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン組立体１０はまた、コアガスタービンエンジン１２の軸方向下流に結合された低圧タービン２０とコアガスタービンエンジン１２の軸方向上流に結合されたファン組立体２２とを含む。ファン組立体２２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるファンブレード２４の列を含む。図１に示す例示的な実施形態では、エンジン１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。この例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン組立体１０は、オハイオ州シンシナティ所在のＧｅｎｅｒａｌＥｌｅｃｔｒｉｃＣｏｍｐａｎｙから入手可能なターボファンガスタービンエンジンである。コアガスタービンエンジン１２、ファン組立体２２及び低圧タービン２０は、第１のロータシャフト３１によって互いに結合され、また圧縮機１４及び高圧タービン１８は、第２のロータシャフト３２によって互いに結合される。

作動中に、空気は、ファン組立体ブレード２４を通って流れ、加圧された空気が、高圧圧縮機１４を含む加圧（圧縮）システム９０に供給される。ファン組立体２２から吐出された空気は、圧縮機１４に送られ、圧縮機１４において、空気流はさらに加圧されかつ燃焼器１６に送られる。燃焼器１６からの燃焼生成物は、タービン１８及び２０を駆動するために利用され、タービン２０は、シャフト３１を介してファン組立体２２を駆動する。エンジン１０は、設計作動条件と設計外作動条件との間の作動条件の範囲で作動可能である。

図２は、本発明の例示的な実施形態による翼形部組立体４８の例示的な実施形態を含む高圧圧縮機１４を有する加圧システム９０の一部分の軸方向断面図である。図２に参照符号１５で示すコア空気流は、加圧システム９０の環状流路１７内を流れる。加圧システム９０は、複数の圧縮段４０を含み、各段４０は、円周方向に間隔を置いて配置されたロータブレード２７の列及びステータ組立体４２を含む。ステータ組立体４２は、長手方向軸線１１の周りで円周方向に配列された円周方向に間隔を置いて配置された弓形ステータベーンセクタ４４の列を含む。各ステータベーンセクタ４４は、翼形部５０を支持するバンド６１に結合されたベーン翼形部５０を含む。図２に示す例示的な実施形態では、ベーン翼形部５０は、本明細書では長手方向軸線１１に対して言及して、該翼形部５０の半径方向外側部分に近接して設置された弓形外側バンド６０と該翼形部５０の半径方向内側部分に設置された弓形内側バンド８０とに結合される。

図２に示す例示的な実施形態では、翼形部５０は、外側バンド６０においてのみ支持され、この場合、内側バンド８０は、２つの隣接するロータ間に設置された従来通りの環状シール８３と接触しているシール８１を支持する。従来型の密封シュラウド又はセグメント８１は、ベーンセクタ４４の半径方向内側バンド８０に対して適切に取付けられて、圧縮機ロータの環状シール８３から延びるラビリンス歯と協働して段間シールを形成するようになる。この構成では、個々のベーンセクタ４４は、それらの外側バンドによってのみ外側ケーシング２５に取付けられ、ベーン翼形部５０及び内側バンド８０は、外側バンドから懸架された状態になる。ベーンセクタ４４は、本明細書で後述するように、外側バンド６０内に設置されかつ翼形部５０内の応力を低下させると共に漏洩を低減することができる輪郭付きスロット７０（図３参照）を含む。加圧システム９０はさらに、一般的にロータディスク２６によって支持されたロータブレード２７を有しかつロータシャフト３２に結合された圧縮機ロータ２３をさらに含む。

加圧システム９０はさらに、圧縮機１４を囲みかつステータ組立体４２内におけるベーンセクタ４４を支持したケーシング２５を含む。各ベーンセクタ４４は、翼形部５０の軸方向前方に設置された弓形前方レール６２と該翼形部５０の軸方向後方に設置された弓形後方レール６４とを含み、これらのレール６２及び６４は、隣接する構成要素つまりケーシング２５内の対応するレールと係合する。各ベーンセクタ４４が受ける荷重は、各ベーンセクタ４４上に設置されたラグ３４、３５、３６（図３参照）を介してケーシング２５内の支持構造体によって反力支持される。組立時に、個々のベーンセクタ４４は、前方及び後方レール６２、６４を支持構造体つまり隣接する構成要素内の対応する前方及び後方溝と係合させることによって、ケーシング半部分のそれぞれ１つ内に軸方向に挿入される。図２に示す例示的な実施形態では、１０個の弓形ベーンセクタ４４が設けられ、その各々は、３６°の弓形セクタ角度を有する。各ベーンセグメントつまりセクタ４４は、各ケーシング半部分内のベーンセクタの全てが組立てられるまで、順次にケーシングスロット内に円周方向に滑入される。次に２つのケーシング半部分が互いに組立てられて、各ケーシングスロット内のベーンセクタ４４が、各圧縮段４０における隣り合うベーンセクタ４４のそれぞれの環状列を形成するようになる。

図３は、本発明の例示的な実施形態による、バンド６１によって支持された複数の翼形部５０を含む翼形部組立体４８を有するベーンセクタ４４を示している。図３に示す例示的な実施形態では、翼形部組立体は、円周方向列として配列されかつ弓形外側バンド６０及び弓形内側バンド８０によって支持された１４枚の翼形部５０を有する。図３に示す弓形ベーンセクタ４４は、３６°のセクタ角度を有する。別の実施形態では、翼形部組立体は、異なる数の翼形部を有することができ、また外側バンド６０又は内側バンド８０によって翼形部５０の１つの端部のみにおいて支持することができる。ベーンセクタ４４は、軸方向前方端部に設置された前方レール６２と、該ベーンセクタ４４の軸方向後方端部に設置された後方レール６４とを有する。前方レール６２及び後方レール６４は、弓形形状を有しかつ図２に示すように隣接する構成要素と係合して、ベーンセクタ４４に対する支持の一部分を行なう。翼形部組立体４８からの機械的、熱的及び空気力学的荷重並びにモーメントは、外側バンド６０に伝達されかつこれらの荷重は、例えば支持ラグを介してケーシング２５（図２参照）のような支持構造体で反力支持される。図３に示す例示的な実施形態では、第１の端部ラグ３５、第２の端部ラグ３６及び中央ラグ３４のような３つの支持ラグが使用される。これらの支持ラグ３４、３５、３６は、ケーシング２５のような支持構造体と係合しかつ翼形部組立体４８からの荷重及びモーメントを反力支持する。翼形部５０、外側バンド６０及び内側バンド８０は、例えばチタン合金、ニッケル及びコバルト基合金のような公知の材料で作ることができる。図３に示す例示的な実施形態では、翼形部５０は、Ｉｎｃｏｎｅｌ７１８で作られ、外側バンド６０は、Ｉｎｃｏｎｅｌ７１８で作られ、また内側バンド８０は、Ｉｎｃｏｎｅｌ６２５で作られる。翼形部５０、外側バンド６０及び内側バンド８０は、例えば鋳造、鍛造又は成形のような公知の方法で作られる。

翼形部組立体４８内の個々の翼形部５０が受ける機械的、熱的及び空気力学的荷重は、翼形部５０内に応力を生じさせる。ベーンセクタ４４内の個々の翼形部５０が受けるピーク応力は通常、同じではない。公知の解析法を使用した従来通りの解析では、各翼形部５０内のピーク応力は、列における翼形部５０の円周方向位置、及び支持ラグ３４、３５、３６に対する翼形部５０の位置に応じて変化することを示した。翼形部におけるピーク応力変動は、２５％もの高さになる場合がある。さらに、ピーク応力は、外側バンド６０のような支持バンド６１との接合部付近の後縁において各翼形部内に生じることが判明した。公知の有限要素解析法を使用した従来通りのベーンセクタの完全セクタ解析では、高い平均応力は、外側バンド６０との接合部付近の翼形部後縁においてセクタの中央に設置された翼形部内で発生することが確認された。加圧システムにおける空気力学的要件を満たすためには、翼形部５０は、前縁５１及び後縁５２において比較的薄くし、またピーク応力は、これらの位置において回避して割れを防止するようにするのが好ましい。

図３〜図６に示す本発明の例示的な実施形態では、外側バンド６０との接合部における翼形部５０の後縁５２におけるピーク応力は、外側バンド６０内への該後縁５２を通る荷重経路を除去することによって排除される。これは、後縁５２に近接させて外側バンド６０内にスロット７０を設けることによって達成される。翼形部５０の薄い後縁５２における荷重経路を切削することは、翼形部厚さがより大きい翼形部５０の中間部に向かってさらに前方において翼形部の荷重及びモーメントを強制的に反力支持するようにし、それによってピーク応力を低下させる。各翼形部５０の後縁５２に近接させて外側バンド６０内にスロット７０を有する図３〜図６に示す本発明の例示的な実施形態の有限要素解析法を使用した完全セクタ解析では、各翼形部５０におけるピーク応力が約３５％〜４５％ほど低下することが確認された。翼形部内のピーク応力のそのような大幅な低下は、後縁におけるあらゆる割れ発生の可能性を著しく減少させ、かつベーンの耐久性を改善する。本発明の別の実施形態では、図３〜図６におけるスロット７０のようなスロットを有する同様な方法もまた、翼形部５０の前縁５１付近で使用することができ、またスロット７０は、外側バンド６０、内側バンド８０又はそれら両方上に設置することができるということが、当業者には明らかであろう。実施におけるこれらの及びその他の変更形態は、本発明の技術的範囲内にある。

流路１７を通って流れる流体は、比較的より高い圧力を有すること、またスロット７０を通してのその流体の幾らかの漏洩が生じることになることが分かるであろう。本発明の別の態様では、バンド６１内のスロット７０を通しての流路１７からの流体漏洩は、最少にされる。それは、図４〜図６に示すように、スロットの位置に近接した翼形部の翼形部輪郭形状５６にほぼ相当したスロット輪郭形状７２をスロット７０が有するようにすることによって達成される。図４は、図３に示す本発明の例示的な実施形態による翼形部組立体４８の一部分を半径方向内向きに見た斜視図であり、また図５は、半径方向外向きに見た斜視図である。

図６を参照すると、本発明の例示的な実施形態によるスロット７０の幾何学的形状を示している。翼形部５０は、外側バンド６０内の第１の開口７８の中に延びる第１の端部５７（図２及び図６参照）を有する。第１の開口７８は、翼形部５０の第１の端部５７における該翼形部５０の形状にほぼ相当しており、例えば後縁５２のような翼形部端縁部に近接したスロット７０をさらに含む。第１の開口７８と翼形部５０との間には小さなろう付けギャップ（図示せず）が存在し、このギャップは、本明細書で後述するように製造時にろう付け材料によって後で充填される。ろう付けギャップは一般的に、約０．０００インチ〜０．０１０インチである。本発明の１つの態様では、スロット輪郭形状７２は、翼形部端縁部輪郭５６にほぼ相当し、それによってスロット７０を通しての流体の漏洩を最少にするように設計される。例えば、図６に示すように、スロット輪郭は、翼形部端縁部からのスロットの位置を定める半径「Ｐ」（参照符号７５）を有する。さらに、スロット輪郭７２は、翼形部の翼弦方向に沿って延び、かつ半径「Ｒ」（参照符号７４）をもって翼形部に近接した第１の開口７８に移行する。得られたスロット輪郭形状７２は、翼形部表面からの幅「Ｗ」（参照符号７３）を有する。そのような輪郭は、流路からの流体漏洩を最少にし、また翼形部端縁部における荷重経路を排除することによって翼形部ピーク応力を低下させることが判明した。本発明のこの好ましい実施形態では、半径「Ｐ」（参照符号７５）は、約０．０４６インチの値を有し、半径「Ｒ」（参照符号７４）は、約０．０１５インチの値を有し、また幅「Ｗ」（参照符号７３）は、約０．０４０インチの値を有する。上述したようなスロット輪郭形状７２を有するスロット７０は、単純な円形孔と比べて再循環流漏洩面積を３２％減少させ、またスロット７０を通しての流体漏洩を大幅に減少させることが判明した。本発明の別の実施形態では、上述したスロット輪郭の幾何学的形状にその他の変形又は修正を行なうことが可能であることが、当業者には明らかであろう。例えば、翼形部輪郭形状５６に対してスロット輪郭７２をオフセットさせることが実施可能である。輪郭の寸法及び形状におけるこれらの及びその他の修正は、本発明の技術的範囲内にある。

図７は、例えば図３に示すような翼形部組立体４８を製造する方法５００の例示的な実施形態を概略的に示すフロー図を示している。本方法５００は、例えばバンド６１及び翼形部５０のような構成要素を調達するステップ５１０を含む。幾つかの用途では、構成要素として、複数の翼形部５０、外側バンド６０及び内側バンド８０を含むことができる。翼形部５０、外側バンド６０及び内側バンド８０は、例えばチタン合金、ニッケル及びコバルト基合金のような公知の材料で作ることができる。図３に示す例示的な実施形態では、翼形部５０は、Ｉｎｃｏｎｅｌ７１８で作られ、外側バンド６０は、Ｉｎｃｏｎｅｌ７１８で作られ、また内側バンド８０は、Ｉｎｃｏｎｅｌ６２５で作られる。翼形部５０、外側バンド６０及び内側バンド８０は、例えば鋳造、鍛造又は成形のような公知の方法で作られる。

本方法５００はさらに、翼形部５０の一部分を受けることができる第１の開口７８を外側バンド６０内に形成するステップ５１５を含む。開口７８は、本明細書で説明するように、組立て時にその中に延びることになる翼形部５０の一部分の輪郭に相当する輪郭を有する。例えば、図３に示す例示的な実施形態では、開口７８は、翼形部５０の第１の端部５７に相当する翼形部形状輪郭を有する。開口７８は、翼形部の第１の端部５７よりも僅かに大きくて、該開口７８は、翼形部５０と外側バンド６０との間にろう付け材料を受けるための小さなギャップを有するようになる。このろう付けギャップは、０．００００インチ〜０．０１０インチであるのが好ましい。開口７８は、レーザ加工及び放電加工（ＥＤＭ）のような公知の方法を使用して外側バンド６０内に形成することができる。

本方法５００はさらに、翼形部組立体４８の作動時に翼形部５０内の応力を低下させるためのスロット７０を外側バンド６０内に形成するステップ５２５を含む。スロット７０の位置及び輪郭形状は、公知の解析法を使用した翼形部組立体４８の応力解析に基づいて選択される。スロット７０の例示的な実施形態は、図３〜図６に示しており、本明細書で前述した通りである。外側バンド６０内のスロット７０のスロット輪郭形状７２は、レーザ加工及び放電加工（ＥＤＭ）のような公知の方法を使用して形成される。幾つかの用途では、上記のステップ５１５及びステップ５２５を組合せて機械加工作業を行って開口７８及びスロット７０を形成するようにすることが可能である。

本方法５００はさらに、その後ろう付けしようとする構成要素に接合前処理を施す任意選択的なステップ５３０を含む。例えば、任意選択的な接合前処理を施すステップには、翼形部５０、外側バンド６０及び内側バンド８０に対して公知の表面処理を施すステップが含まれる。図３に示す例示的な実施形態では、接合表面前処理には、例えばＡＭＳ２４０３のような公知の材料を使用してのまた公知のメッキ方法を使用しての、翼形部５０、スロット７０を含む外側バンド６０、及び内側バンド８０へのニッケルメッキ処理が含まれる。

本方法５００はさらに、開口７８内に翼形部５０を位置付けるステップ５３５を含む。前述したように、第１の端部５７（図３〜図５参照）のような翼形部５０の一部分は、開口７８の中に延びる。第１の端部５７のような翼形部５０の一部分は、該翼形部と外側バンド６０との間に小さなギャップが存在するように開口７８内に位置付けられる。翼形部と外側バンド６０との間のこのギャップ（「ろう付けギャップ」）は、一様でありかつ０．０００インチ〜０．０１０インチの値を有するのが好ましい。幾つかの用途では、ステップ５３５は、翼形部組立体４８を形成する構成要素の幾つかを任意選択的に仮付け溶接するステップを含むことができる。翼形部５０、外側バンド６０及び内側バンド８０は、例えば抵抗溶接、スポット溶接、シーム溶接及びプロジェクション溶接のような公知の溶接法を使用して、ろう付けに先立って、任意選択的に所定の位置に仮付け溶接することができる。

本方法５００はさらに、翼形部５０と外側バンド６０との間、またもし適用可能な場合には翼形部５０と内側バンド８０との間の接合部の領域内にろう付け材料を施すステップ５４０を含む。好適なろう付け合金は、翼形部５０、外側バンド６０及び内側バンド８０の材料組成に応じて、公知の方法を用いて選択される。図３に示す例示的な実施形態では、翼形部５０及び外側バンド６０は、Ｉｎｃｏｎｅｌ７１８で作られ、また内側バンド８０は、Ｉｎｃｏｎｅｌ６２５で作られる。使用するろう付け材料は、購入可能なろう付け合金ＡＭＳ４７７７である。

本方法５００はさらに、翼形部５０、外側バンド６０及び内側バンド８０をろう付けして、翼形部組立体４８を形成するステップ５４５を含む。翼形部組立体４８の構成要素は、ＡＭＳ４７７７のような公知のろう付け材料を使用して従来通りに互いにろう付けすることができるように、従来通りに固定具で固定される。ろう付け時に、組立体は、公知の方法を使用して加熱される。ろう付け材料は、適切に溶融され、かつ翼形部５０と外側バンド６０との間及び翼形部５０と内側バンド８０との間のろう付けギャップ内での毛管作用によって広がる。ろう付け時に、スロット７０が実質的にろう付け材料がない状態に保たれるように注意が払われる。それは、例えばろう材料がスロット７０内に流入しないように組立体を適切に配向することによって達成することができる。組立体を冷却すると、ろう付け材料が凝固しかつ翼形部５０を外側バンド６０及び内側バンド８０と剛体接合して、翼形部組立体４８を形成する。図３に示す例示的な実施形態では、ろう付け作業は、当技術分野において公知の真空炉内で行われるのが好ましい。ろう付けが完了した後に、本方法５００はさらに、公知の方法を用いて翼形部組立体４８を熱処理するステップを任意選択的に含むことができる。例えば、翼形部組立体４８に対して公知の時効熱処理を施して、冶金学的特性を回復させることができる。

本明細書で使用する場合に、数詞のない表現の要素又はステップは、そうではないことを明確に記載していない限り、複数のそのような要素又はステップを除外するものではないと理解されたい。本明細書に記載しかつ／又は例示した翼形部組立体４８、ベーンセクタ４４或いは加圧システム９０を設計及び／又は製造する要素／構成要素／ステップ等を紹介する場合において、数詞のない表現は、要素／構成要素／その他の１つ又はそれ以上が存在することを意味することを意図している。「含む」、「備える」及び「有する」という用語は、記載した１つ又は複数の要素／構成要素／その他以外の付加的な１つ又は複数の要素／構成要素／その他が存在し得ることを包含しかつ意味することを意図している。さらに、本発明の「１つの実施形態」という表現は、記載した特徴がそれにも組み込まれている付加的な実施形態の存在を除外するものとして解釈されることを意図していない。

本明細書に記載した方法並びにベーン、外側バンド、内側バンド及びベーンセグメントのような物品は、タービンエンジン内で使用する圧縮機との関連で説明しているが、本明細書に記載したベーン及びベーンセグメント並びにそれらの製造又は修理の方法は、圧縮機又はタービンエンジンに限定されるものではないことが理解される。本明細書に含まれた図に示すベーン及びベーンセグメントは、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろそれらは本明細書に記載したその他の構成要素とは独立してかつ別個に利用することができる。

本明細書は最良の形態を含む幾つかの実施例を使用して、本発明を開示し、またさらに当業者が本発明を製作しかつ使用するのを可能にする。本発明の特許性がある技術的範囲は、特許請求の範囲によって定まり、また当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。そのようなその他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と相違しない構造的要素を有するか又はそれらが特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する均等な構造的要素を含む場合には、特許請求の範囲の技術的範囲内に属することになることを意図している。

本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、本明細書の教示から本発明のその他の変更形態も当業者には明らかとなる筈であり、従って全てのそのような変更形態は、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを切望する。

１０ガスタービンエンジン組立体
１１長手方向軸線
１２コアガスタービンエンジン
１４高圧圧縮機
１５コア空気流
１６燃焼器
１７流路
１８高圧タービン
２０低圧タービン
２２ファン組立体
２３圧縮機ロータ
２４ファン組立体ブレード
２５ケーシング
２６ロータディスク
２７ロータブレード
２８吸気側
３０排気側
３１第１のロータシャフト
３２第２のロータシャフト
３４中央ラグ
３５第１の端部ラグ
３６第２の端部ラグ
４０圧縮機段
４２ステータ組立体
４４ベーンセクタ
４８翼形部組立体
５０翼形部
５１前縁
５２後縁
５３正圧側面
５４負圧側面
５６翼形部輪郭形状
５７第１の端部
５８第２の端部
６０外側バンド
６１バンド
６２前方レール
６４後方レール
７０スロット
７２スロット輪郭形状
７３幅「Ｗ」
７４半径「Ｒ」
７５半径「Ｐ」
７８第１の開口
７９第２の開口
８０内側バンド
８２内側バンド／翼形部のろう付け部
８４外側バンド／翼形部のろう付け部
９０加圧システム

Claims

翼形部組立体（４８）であって、
前縁（５１）及び後縁（５２）を有する翼形部（５０）と、
前記翼形部（５０）に結合されて、該翼形部組立体（４８）内での該翼形部（５０）に対する支持の少なくとも一部分を行なうようになったバンド（６１）と、
前記翼形部（５０）内の応力を低下させることができるスロット（７０）と、を含み、
前記スロット（７０）が、前記翼形部（５０）の一部分に近接して前記バンド（６１）内に設置される、
翼形部組立体（４８）。
前記スロット（７０）が、前記翼形部（５０）の後縁（５２）に近接して設置される、請求項１記載の翼形部組立体（４８）。
前記スロット（７０）が、前記後縁（５２）付近の前記翼形部（５０）の翼形部輪郭形状（５６）にほぼ相当するスロット輪郭形状（７２）を有する、請求項２記載の翼形部組立体（４８）。
前記スロット（７０）が、前記バンド（６１）の厚さを貫通して延びる、請求項１乃至３のいずれか1項記載の翼形部組立体（４８）。
前記スロット（７０）が、ほぼ円形であるスロット輪郭形状（７２）を有する、請求項１乃至４のいずれか１項記載の翼形部組立体（４８）。
前記スロット（７０）が、前記翼形部（５０）の一部分に対してオフセットしている、請求項５記載の翼形部組立体（４８）。
前記スロット（７０）が、前記バンド（６１）の厚さを貫通して延びかつ該スロット（７０）を通しての流体の漏洩の低減を可能にするスロット輪郭形状（７２）を有する、請求項１記載の翼形部組立体（４８）。
それを通して流体を流すようになった流路（１７）を有するステータ組立体（４２）を含み、
前記ステータ組立体（４２）が、長手方向軸線（１１）の周りで円周方向に配列された複数の弓形ベーンセクタ（４４）を含み、
各前記ベーンセクタ（４４）が、翼形部（５０）と、前記翼形部（５０）に結合された弓形内側バンド（８０）及び弓形外側バンド（６０）と、前記翼形部（５０）内の応力を低下させることができるスロット（７０）とを含み、
前記スロット（７０）が、前記翼形部（５０）の一部分に近接して前記ベーンセクタ（４４）内に設置される、
加圧システム（９０）。
前記スロット（７０）が、前記外側バンド（６０）の厚さを貫通して延びる、請求項８記載の加圧システム（９０）。
前記スロット（７０）が、該スロット（７０）を通しての流体の漏洩の低減を可能にするスロット輪郭形状（７２）を有する、請求項９記載の加圧システム（９０）。
翼形部組立体（４８）を製造する方法（５００）であって、
前縁（５１）及び後縁（５２）を有する翼形部（５０）を調達するステップと、
バンド（６１）を調達するステップと、
前記翼形部（５０）の一部分を受けることができる支持開口を前記バンド（６１）内に形成するステップと、
前記翼形部（５０）内の応力を低下させるようになったスロット（７０）を前記バンド（６１）内に形成するステップと、
前記翼形部（５０）を前記バンド（６１）と接合するステップと、を含む、
製造する方法（５００）。
前記スロット（７０）を形成するステップが、前記後縁（５２）付近の前記翼形部（５０）の翼形部輪郭形状（５６）にほぼ相当するスロット輪郭形状（７２）を形成するステップを含む、請求項１１記載の製造する方法（５００）。
接合前処理を施すステップをさらに含む、請求項１１または１２記載の製造する方法（５００）。
前記接合前処理が、ニッケルメッキ処理を含む、請求項１３記載の製造する方法（５００）。
前記翼形部組立体（４８）に熱処理を施すステップをさらに含む、請求項１１乃至１４のいずれか１項記載の製造する方法（５００）。
前記熱処理が、時効熱処理によって行われる、請求項１５記載の製造する方法（５００）。