JP2011517627A - フライス加工ステップの前に除去されるブレード付きディスクのための仮の保持リングを備えた、一体形ブレード付きディスクを作製する改良された方法 - Google Patents
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Abstract
本発明は、少なくとも2つの隣接して連続する予備形成ベーンブレードを連結する連結手段(112)を形成するために材料を維持しながら、結果としてディスクから放射状に延在している予備形成ベーンブレード(102)になるように、研磨ウォータジェットを使用して材料ブロック(100)を切り取るステップであり、前記連結手段は前記ディスクから径方向に間隔を置いた所にある、切り取るステップと、次いで、前記連結手段(112)を除去するステップと、次いで、予備形成ベーンブレードにフライス加工を施すステップとを含む、一体形ブレード付きディスクを作製する方法に関する。
Description
本発明は、全般的に、好ましくは航空機タービンエンジンのための一体成形(single-piece)ブリスクの製造に関する。
ブリスクとも呼ばれる、一体成形ブレード付きディスクは、第1のステップにおいて研磨ウォータジェットを使用して材料ブロックを切削し、その後に1つまたは複数のフライス加工ステップが続いて、作製することができる。
フライス加工の前に研磨ウォータジェットを使用する切削ステップを用いることは、フライス加工だけに基づく方法と比較して、製造時間および製造コストを著しく減少させる。これは、特に、そのような製造方法が、ブリスクを作製するために最初のブロックにおいて材料の約75%の除去を必要とすることによる。研磨ジェットを用いた切削によりこの材料の大部分を除去することにより、製造時間を短縮し、またフライス盤の磨耗を制限することができる。
それでもなお、この工程は、十分に最適であるとは考えられない。この工程の間、ブレードの変形および振動が存在することが欠点であり、これは特に、長いブレードにとって深刻である。製造されるブリスクの品質へのこれらの変形および振動の影響を制限するために低進行速度が必要であり、したがって生産が減速する。振動およびより長い製造時間もまた、機器の磨耗を増大させ、これが製造コストに悪影響を及ぼす。
したがって、本発明の目的は、先行技術による実施形態の前述の欠点を、少なくとも部分的に改善することである。
このことを達成するために、本発明の目的は、以下の
-少なくとも2つの隣接して連続する(directly consecutive)ブレードプリフォーム間に連結手段を形成するように材料を維持しながら、ディスクから放射状に外側に延在するブレードプリフォームを作るように研磨ウォータジェットを使用して材料ブロックを切削するステップであり、前記連結手段は、前記ディスクから径方向に間隔を置いた所にある、切削するステップと、
-前記連結手段を除去するステップと、
-前記ブレードプリフォームにフライス加工を施すステップと
を含む、一体成形ブリスクを製造する方法である。
-少なくとも2つの隣接して連続する(directly consecutive)ブレードプリフォーム間に連結手段を形成するように材料を維持しながら、ディスクから放射状に外側に延在するブレードプリフォームを作るように研磨ウォータジェットを使用して材料ブロックを切削するステップであり、前記連結手段は、前記ディスクから径方向に間隔を置いた所にある、切削するステップと、
-前記連結手段を除去するステップと、
-前記ブレードプリフォームにフライス加工を施すステップと
を含む、一体成形ブリスクを製造する方法である。
したがって、本発明は、研磨ウォータジェットを使用する切削ステップ中に、該研磨ウォータジェットが、少なくとも2つのブレードプリフォーム間に、好ましくはこれらのブレードプリフォーム全ての間に、連結手段を作り出す点で優れている。このことにより、ブレードが最初のブロックの材料により機械的に互いに固定されたままなので、ブレードが製造されている間に、それらの変形および振動を強力に制限することができるか、または無くすこともできる。
この特有の特徴は、種々の機器を高進行速度で使用することができ、したがって、仕上げ済みのブリスクの品質を脅かすことなく製造時間を短縮することができることを意味する。さらに、製造時間の短縮および製造中のブレードの振動の低減により、機器の磨耗が遅れ、このことにより製造コストが有利に制限される。
研磨ウォータジェットを使用する切削ステップは、前記連結手段が4つ以上のブレードプリフォームを互いに、好ましくは互いに隣接して連続して接合するように実施されることが好ましい。しかし、互いに連結されているが該セットは互いに連結されていない数セットの隣接して連続するプリフォームを想定することが可能であると考えられる。いずれにしても、直面するニーズに関わらず、連結手段により互いに固定されているブレードプリフォームの数とプリフォーム上のこれら連結手段の配置とが適合されうる。
1つの好適な実施形態によれば、研磨ウォータジェットを使用する切削ステップは、前記連結手段が、好ましくはディスクの軸が中心であるリングをおおよそ形成するように実施される。このリングは、好ましくは360°を巡って延在しており、該リングが連結するブレードプリフォームにより遮断されている可能性がある。しかし、前述の通り、このリングは必ずしも完全に閉じていない。換言すれば、該リングは、全ての隣接して連続するプリフォームを連結している訳ではない可能性がある。
しかし、研磨ウォータジェットを使用する切削ステップは、前記リングが全てのブレードプリフォームを互いに連結し、次に、各プリフォームがブリスクの1つのブレードを形成するように行われることが好ましい。この場合、前記リングがブレードプリフォームの翼端部を互いに連結している状態で、研磨ウォータジェットを使用する切削ステップが実施されるように手配されることが好ましい。したがって、リングは、ブレードのプリフォームがこのリングから径方向内側にディスクの方へ延在している状態で、切取りブロックの外周環状部を形成する。
それでもなお、1つの代替的解決策は、前記リングがそれらの翼端部から径方向内側のある距離の所で前記ブレードプリフォームを一緒に連結するように、研磨ウォータジェットを使用する切削ステップを実施することとすることができる。例えばこの場合、リングは、プリフォームを略中間の長さの所で互いに連結することができると考えられる。
前段で提案されている2つの解決策を組み合わせることができること、すなわち、外周支持リングと外周リングから径方向内側にある内側支持リングとをどちらも設けることができることに留意されたい。より一般的には、外周支持リングが設けられる場合、本発明の範囲を超えることなく、必ずしもリング形態でない、ブレードプリフォーム間の付加的な連結手段を設けることができる。
連結手段を形成する材料は、研磨ウォータジェット切削ステップ終了まで維持されることが好ましい。連結手段は、次いで、ブリスク製造方法の後のステップ中に除去されるだけである。
この点において、ブレードプリフォームにフライス加工を施すステップは、翼形ブレードブランクを得るように実施され、このステップの後に、最終的な外形になったブレードを得るために、ブレードブランクに仕上げを施すフライス加工ステップが続くことが好ましいことに留意されたい。
明らかに、以下の
-研磨ウォータジェットを使用する切削ステップの前に、材料ブロックを施削するステップ、
-仕上げを施すステップの後の、ブレードを研磨しかつ/またはそれにショットブラストを施すステップ、
-ブレードを一定の長さに(to length)切断するステップ、および
-ブリスクの平衡を保つステップ
などの他の従来のステップを本発明による方法において使用することができる。
-研磨ウォータジェットを使用する切削ステップの前に、材料ブロックを施削するステップ、
-仕上げを施すステップの後の、ブレードを研磨しかつ/またはそれにショットブラストを施すステップ、
-ブレードを一定の長さに(to length)切断するステップ、および
-ブリスクの平衡を保つステップ
などの他の従来のステップを本発明による方法において使用することができる。
前記一体成形ブリスクの直径が、800mmより大きいかまたはそれに等しいことが好ましい。この点において、ブレードの変形および振動が低減されるかまたはなくなることもあるので、製造中にブレードを一緒に保持する連結手段の存在により、長いブレードを備えたより大きい直径のブリスクを製造することが可能になることに留意されたい。ブレードの最小長は、150mmであることが好ましい。
前記一体成形ブリスクの厚さが、100mmより大きいかまたはそれに等しいことが好ましい。それにも関わらず、該厚さは、研磨ウォータジェット切削技術によって達成されうる潜在的に高い性能により、160mm程度であるかまたはそれより大きい可能性がある。この厚さは、前縁と後縁との間の、各ブレードにより覆われた、ブリスクの軸線に沿った距離に略等しい。
一体成形ブリスクのブレードは捻じれており、捻じれ角度は、最大45°またはそれよりさらに大きい角度まで変動することが好ましい。
使用される前記材料ブロックは、チタンまたはチタン合金製であることが好ましい。
前記一体成形ブリスクは、航空機タービンエンジン用の一体成形ブリスクであることが好ましい。
前記一体成形ブリスクは、航空機タービンエンジンのタービンロータまたは圧縮機ロータ用の一体成形ブリスクであることがさらに好ましい。
本発明の他の利点および特徴は、以下の詳細かつ非限定的な記載を読んだ後に、明らかになるであろう。
本記載は、添付図面を参照して作成されている。
最初に図1を参照すると、図は、本発明による製造方法を用いることにより得られる一体成形ブリスク1を示している。該一体成形ブリスクは、航空機タービンエンジン用の圧縮機ロータまたはタービンロータの一部を形成することを目的としていることが好ましい。
本発明による製造方法を用いて得られる、本明細書において以後ブリスクと呼ばれる一体成形ブリスクは大きく、換言すれば、その直径は800mmより大きいかまたはそれに等しく、そのブレード2の長さは少なくとも150mmであり、そのディスク4の厚さ《e》は130mmより大きいかまたはそれに等しい。さらに、その中心軸線5を有するディスク4により支持されているブレードは、最大45°またはそれよりさらに大きい捻じり角度で強く捻じられている。参考として、従来の実践によれば、この角度は、翼根部6と特定のブレード2の翼端部8との間の想像角度に等しい。
ブリスク1を製造する方法の好適な実施形態が、ここで図2aから2eを参照して記載される。
最初に、《一体成形ブランク》とも呼ばれるチタン合金製の材料ブロックにおいて、第1の施削ステップが実施され、このブロックを例えばその最終寸法の1mmの範囲内まで機械加工するために、予備機械加工されることが好ましい。
次のステップは、ブレードプリフォームを形成するために、研磨ウォータジェットを使用して固体ブロックを切削することで構成されている。
これは、非常に高い圧力(例えば3000バール)と非常に高精度のウォータジェット切削機(例えば6軸機)とを使用して実施される。その非常に高い水圧は、材料に対するその切削効果を最適化する研磨剤を運ぶ。そのウォータジェットは、ダイヤモンドまたはサファイアのノズルを使用して、既知の方法で作り出される。また、砂などの研磨剤を加えるのに使用される混合室がある。集束銃が水と砂とを均質化し、切削されるゾーン上に砂を合わせる。
この研磨ジェット切削技術は、大きな材料除去率と良好な再現性を可能にする。したがって、該技術は、その軸線5に沿って材料ブロックの全厚《e》を貫通するブレード間の間隙を作り出すために、材料の除去に完全に適している。
このことは、研磨ウォータジェット切削ステップ完了後の材料ブロック100の最上部を示す図2aに示されている。したがって、このブロックは、ディスク4から放射状に延在している、換言すれば中心軸線5に対して直角の、ブレードプリフォーム102を含む。一般に、切取りは、周方向に、隣接して連続するブレードプリフォーム102間にブレード間の間隙110を形成するために、ブロック100の厚さの範囲内で行われる。
切取りはまた、この場合は軸線5に中心がありかつ好ましくはブレードプリフォーム102の全翼端部108を連結しているリング112の形態をとっている、プリフォーム102間の連結手段を形成するために行われる。したがって、リング112は、切取りブロック100の外周環状部を形成し、結果として、切削ステップが完了するまで維持される、ブレード間の間隙110の外径限界を作り出す。
この研磨ウォータジェット切削ステップは、ディスクから径方向に沿って捻じれているかまたは螺旋形状を有する第1の材料片を除去する第1の切削作業工程を行い、その後に、やはり径方向に沿って捻じれているかまたは螺旋形状を有する第2のより小さい体積の材料を除去する第2の切削作業工程を行うことにより実施することができる。
より正確には、図2bに含まれる図の右部分は、第1の切削作業工程がその軸線5に沿ってブロック100の厚さ全体の端から端まで延在している第1の材料片114を切り取ることを示す。これは、翼根部4から始まり、径方向に沿ってブロックの径方向外側端部付近まで続くが、リングを形成するために径方向外側端部に達することはなく、次いで、このリングを周方向に辿った後、径方向内側方向に変わって再び翼根部4に達し、次にこの翼根部を辿ってその最初の点に戻る、図2aの下部に示されている閉じた線118に沿って、集束銃116の軸を移動させることにより実施される。
前述の線118に沿った経路の間に、銃116の軸は、好ましくは固定されたままである軸線5に対する適切な付加的な移動により移動し、この付加的な移動は、本質的に銃の軸が径方向を中心に枢動し、かつ径方向に沿って概して捻じれた形状を有する第1の断片114を形成することからなる。さらに一般的には、軸線5に対して銃116が辿る経路は、2つの同時回転により得られる所謂5軸経路であることに留意されたい。第1の断片114は、図2bの中央部分に示されている通り、操作者により手作業で除去されることが好ましい。径方向に垂直な典型的な部分を示すこの図上に見られる通り、断片114は、ブロックの厚さに沿った2つの対向側面が、この工程が完了すると得られる2つの隣接して連続するブレード2に非常に近接して通過する四辺形の形態である。
前段に続いて、第1の断片114の各除去により、2つの隣接して連続するブレードプリフォーム102の表面が形成される。第1のステップでは、全ての第1の断片114を切り取ることが好ましく、その数は、ブリスクに設けられるブレード数次第であり、これらの断片114は、次いで、第2の切削作業工程を開始する前に、手作業で除去される。
この第2の作業工程は、ブレード部分は湾曲しているが研磨ウォータジェットが略直線でブロックを貫通するので、一度の切削で近づくのが難しい最終的なブレードの反転した曲面を有する捻じれた形状に、得られるブレードプリフォームの形状が可能な限り近くなるように実施される。
第2の切削作業工程が、ブロック100の厚さの一部のみの上に、換言すれば、第1の断片114の除去により形成される放射状の要素122の厚さの一部のみの上に延在している第2の材料片120を切り取ることを、図2bに含まれる図の右部分が示す。断片120はまた、その関連の要素122の放射状の部分に沿ってのみ延在している。すなわち、該断片は、図2aに見られるように、リングに達することなく、翼根部から始まり延在している。
これは、放射状の線124に沿って集束銃116を移動させることにより実施され、該放射状の線の一部分が、図2aに示されている。この線は、翼根部4から始まり、したがって、第1の断片114の除去中に出現したリング112に達することなく略径方向に続く。例えば、研磨ウォータジェットが通過する線124が、放射状の要素122の約半分の厚さの所にあり、これらの要素の径方向に半分の高さを越えて停止する。
前述の線124に沿ったその経路の間に、銃116の軸は、好ましくは固定されたままである軸線5に対する適切な付加的な移動により駆動され、この付加的な移動は、基本的に、径方向を中心にした銃の軸の枢動を含み、径方向に沿った捻じれた形状を有する第2の断片120を形成する。さらに一般的には、軸線5に対する銃116が辿る経路は、2つの同時回転により得られる所謂5軸経路であることに留意されたい。この第2の断片120は、研磨ウォータジェットによってひとたび翼根部4から完全に分離されたならば、図2bの右部分に図示されている通り、操作者の補助なくひとりでに分離することが好ましい。
この点において、銃116が、略放射状の線124ばかりでなく、線124の径方向内側端部から翼根部4に沿って延びる線の円形部分(図示せず)にも沿って移動して、断片120を翼根部から完全に分離することに留意されたい。
径方向に垂直な任意の部分を示す図2bに見られる通り、断片120は、作業工程が完了すると関連の放射状の要素122から得られるブレード2に、側面の1つが可能な限り近接して通過する三角形の形態である。
第2の断片120全てが除去されると、ブロックの残りは、リング112によりそれらの翼端部108で互いに取り付けられているブレードプリフォーム102だけである。したがって、研磨ウォータジェット切削ステップは完了する。
本好適な実施形態では、本方法は、ブレードプリフォーム102を連結しているリング112が除去されるステップを推進する。このステップは、ワイヤ切削またはフライス加工などの、当業者が適切と考える任意の方法で実施される。この点において、図2cは、このリング112とプリフォームの翼端部108との間の連結部の切削部による、ブロック100の残部からのリング112の分離を概略的に示している。これら略周囲切削部128全てが得られると、リングは、ブロックの軸線5に沿った相対的変位により、ブロックから効率的に引き抜かれうる。リング112は、次いで、除去を検討される。交互に、リング112は、単に、プリフォーム102間に位置するこのリングの部分を除去することにより除去されうると考えられ、例えば後の段階でブレードの翼端部の一部を形成するために、これらのプリフォームの径方向端部に位置するその他の部分は維持される。必要な切削部は、その場合には、図2cの切削部128のようにもはや略周囲ではないが、略放射状であり、依然としてブロックの厚さの範囲内である。
次のステップは、翼形ブレードブランク202を得るために、ブレードプリフォーム102にフライス加工を施すことである。換言すれば、例えば5軸フライス盤を使用して実施されるこのステップの目的は、ブレードプリフォーム102上に残存している材料を除去して、例えば0.6mmの範囲内で最終的な寸法に近づくことである。
この場合、プリフォーム102は1つずつ機械加工され、図2dに示されているように、各々が翼形ブレードブランク202を形成することが好ましい。
次いで、別のフライス加工ステップが実施され、これは、ブレード2にフライス加工を施してブランク202からそれらの最終的な外形を達成する仕上げステップと呼ばれる。使用される工具類は、より精密な機械加工を可能にして、最終的な寸法を得、したがって、図2eの右部分に示されているブレード2を得る。
本方法のこの段階において、材料の残存体積は、研磨ウォータジェット切削ステップの開始直前すなわち前述の施削ステップ直後の、このブロックの体積の25%未満である。
また、本方法の後に、例えば手仕上げ(manual fitting)または摩擦仕上げにより研磨するステップ、ショットブラストを施すステップ、ブレードを一定の長さに(to length)切断するステップ、および/またはブリスクの平衡を保つステップを含む1つまたはいくつかの従来のステップが続いてよい。
前述の実施形態は、ブレード翼端部に形成されている支持リング112を用いて記載されたが、該支持リングは、これらのブレードのより中央の部分に、翼端部から径方向内側に、同様に良好に形成されうると考えられる。
明らかに、当業者なら、単に非限定的な例として上述した本発明に対する種々の変形形態を作成することができると考えられる。
1 一体成形ブリスク、一体成形ブレード付きディスク
2 ブレード
4 ディスク、翼根部
5 中心軸線
8、108、208 翼端部
100 材料ブロック
102 ブレードプリフォーム、予備形成ベーンブレード
110 ブレード間の間隙
112 (支持)リング、連結手段、橋渡し手段
114 第1の材料片
122 放射状の要素
124 放射状の線
128 略周囲切削部
202 翼形ブレードブランク
2 ブレード
4 ディスク、翼根部
5 中心軸線
8、108、208 翼端部
100 材料ブロック
102 ブレードプリフォーム、予備形成ベーンブレード
110 ブレード間の間隙
112 (支持)リング、連結手段、橋渡し手段
114 第1の材料片
122 放射状の要素
124 放射状の線
128 略周囲切削部
202 翼形ブレードブランク
Claims (12)
- 一体成形ブレード付きディスク(ブリスク)(1)を製造する方法であって、
少なくとも2つの隣接して連続するブレードプリフォーム間に連結手段(112)を形成するように材料を維持しながら、ディスク(4)から放射状に外側に延在する前記ブレードプリフォーム(102)を作るように、研磨ウォータジェットを使用して材料ブロック(100)を切削するステップであって、前記連結手段が前記ディスクから径方向に間隔をおいて位置させられている、切削するステップと、
前記連結手段(112)を除去するステップと、
前記ブレードプリフォームにフライス加工を施すステップと、
を含む、方法。 - 前記研磨ウォータジェットを使用する前記切削するステップは、前記連結手段(112)が4つ以上のブレードプリフォーム(102)を互いに、好ましくは互いに隣接して連続して接合するように実施される、請求項1に記載の方法。
- 前記研磨ウォータジェットを使用する前記切削するステップは、前記連結手段がリング(112)をおおよそ形成するように実施される、請求項2に記載の方法。
- 前記研磨ウォータジェットを使用する前記切削するステップは、前記リング(112)が全てのブレードプリフォーム(102)を互いに連結するように作製される、請求項3に記載の方法。
- 前記研磨ウォータジェットを使用する前記切削するステップは、前記リング(112)が前記ブレードプリフォーム(102)の翼端部(108)を互いに連結するように実施される、請求項3または請求項4に記載の方法。
- 前記ブレードプリフォーム(102)にフライス加工を施す前記ステップは、翼形ブレードブランク(202)を得るように実施され、このステップの後に、最終的な外形になったブレード(2)を得るために、前記ブレードブランク(202)に仕上げを施すフライス加工ステップが続くことが好ましい、請求項1から5のいずれか一項に記載の方法。
- 前記一体成形ブリスクの直径が、800mmより大きいかまたはそれに等しい、請求項1から6のいずれか一項に記載の方法。
- 前記一体成形ブリスク(1)の厚さ(e)が、100mmより大きいかまたはそれに等しい、請求項1から7のいずれか一項に記載の方法。
- 前記一体成形ブリスクの前記ブレード(2)は捻じれている、請求項1から8のいずれか一項に記載の方法。
- 使用される前記材料ブロック(100)は、チタンまたはチタン合金製である、請求項1から9のいずれか一項に記載の方法。
- 前記一体成形ブリスクは、航空機タービンエンジン用の一体成形ブリスクである、請求項1から10のいずれか一項に記載の方法。
- 前記一体成形ブリスクは、航空機タービンエンジンのタービンロータまたは圧縮機ロータ用の一体成形ブリスクである、請求項1から11のいずれか一項に記載の方法。
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