JP2016526129A - タービンエンジンブレードプリフォーム - Google Patents

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Abstract

本発明は、プラットフォーム(16)を上流−下流方向に長手方向に延在するブレード根元部(14)に接続する支柱を含み、上流ウェブ(26)および下流ウェブ(28)がそれぞれ、ブレード根元の長手方向に実質的に垂直な方向に延在し、支柱の上流端および下流端に形成される、ブレードプリフォーム(46)に関する。上流ウェブ(26)および下流ウェブ(28)は、プラットフォーム(16)の上流端および下流端をブレード根元(14)の上流端および下流端に接続する。本発明によれば、ブレード根元(14)は、上流ウェブおよび下流ウェブ(26、28)の距離よりも小さな距離にわたってブレード根元の長手方向に垂直な方向に延在し、各ウェブ(26、28)の側縁(40)は、ブレード根元の側面において収束する壁(44)によって延長される。

Description

本発明は、特にタービンエンジンのタービンブレードプリフォームのなどのタービンエンジンプリフォーム、および型、ならびにブレードプリフォームを得るための方法に関する。
現在の技術においては、タービンブレードは、キャビティを含む型を用いて、成形によって得られる一体部品であり、その3次元形状により、形状嵌合式に所望の形状を得ることができる。実際には、成形ステップ後に得られる部品は、所望の最終形状および寸法に達するように機械加工されなければならないブレードプリフォームから成る。
したがって、タービンブレードプリフォームは、ブレード根元をプラットフォームに接続する支柱を備える。また、ブレードプリフォームは、支柱の上流端および下流端に形成され、それぞれ、プラットフォームの上流端縁および下流端縁をブレード根元の上流端および下流端に接続する2つの横方向上流ウェブおよび下流ウェブを有する。用語「上流の」および「下流の」は、ブレードがタービンエンジンに取り付けられる場合にブレードの周りに一般的な上流から下流への流体流れ方向に対して考慮されることになることに留意されたい。
上流/下流方向に見た場合に、ブレードの各ウェブは、互いに向かって延在し、かつ横方向に測定されるその幅がブレード根元の幅よりも小さいスロート領域を形成する、凹曲壁を通してブレード根元側面に接続される側縁を備える。
各ウェブとブレード根元との間の接合点におけるスロートの存在により、ブレード根元の最終機械加工に要求される時間を制限することができる。また、この種の上述のスロートを得るために、型は、整合スロート領域を備えなければならない。
しかし、液体金属が型の中に流れる場合には、型スロート領域は、これらの場所において材料の流れを遅くし、これは、材料の不十分な凝固を引き起こす場合がある凝固の中断およびコールドラップ、ならびにブレード根元のプリフォームへのサイドウェブの結合領域の亀裂などの機械的欠陥の形成をもたらす場合がある。
本発明は、この種の問題に関して簡単かつ有効で経済的な解決策を提供する。
この目的ために、本発明は、タービンエンジンブレードプリフォームであり、プリフォームが、プラットフォームを上流−下流方向に長手方向に延在するブレード根元部に接続する支柱を備え、上流ウェブおよび下流ウェブがそれぞれ、ブレード根元の長手方向に実質的に垂直な方向に延在し、支柱の上流端および下流端に形成され、この種の上流ウェブおよび下流ウェブが、プラットフォームの上流端および下流端をブレード根元の上流端および下流端に接続するタービンエンジンブレードプリフォームであって、その上を上流ウェブおよび下流ウェブが延在する距離よりも小さい距離にわたって、ブレード根元がブレード根元の長手方向に垂直な方向に延在し、側縁が、ブレード根元の側面で収束する壁によって延長されることを特徴とする、タービンエンジンブレードプリフォームを提供する。
ブレード根元において各ウェブの結合領域で互に向かって収束する側縁を形成することにより、材料が先行技術の場合のようにいかなるスロート区域もなしに型の中に流れるので、この種の結合領域において最適な冶金学的品質を得ることができる。
したがって、成形によって得られるブレードプリフォームの廃棄の割合が、大きく低減され、それにより、ブレードの製造コストが低減される。
前記収束壁は、上流/下流方向に長手方向に延在するブレード根元の正中面に対して傾斜される平面によって形成されることが好ましい。
本発明の特定の実施形態によれば、上述の面は、正中面に対してほぼ45°の角度で傾斜される。
また、本発明は、内部キャビティを備え、その3次元形状が、ブレードプリフォームの3次元形状を形状嵌合式に決定し、型が、垂直軸に沿って互いに対向して対になって配置される少なくとも2つの第1のブロックおよび第2のブロックを備え、第1の2つのキャビティリテーナブロックがそれぞれ、プリフォームのプラットフォームの内側表面を画定するように意図されているボスを有する凹部を備え、ブレードが、第2のキャビティリテーナブロックの凹部によって、ブレードプリフォームのプラットフォームの上流端縁および下流端縁をブレード根元の上流端および下流端に接続するために上流側ウェブおよび下流側ウェブを形成するように意図されている空間を画定し、第1のキャビティリテーナブロックが、ブレードプリフォームのブレード根元部の側面を形成するように意図されている実質的に平行な向かい合った面をさらに備える、上記のような鋳造ブレードプリフォームを製造するための型であって、各第1のブロックの凹部が、ブレード根元の側面を形成する面に接続されるボスの両側に第1の表面および第2の表面を備え、第1のキャビティリテーナブロックの第1の表面および第2の表面が、ブレード根元の側面の面に向かって収束することを特徴とする、型に関する。
本発明によれば、第1の収束面および第2の収束面の統合により、ブレード根元へのサイドウェブの結合領域にスロートの形成が防止され、それによって、この領域での欠陥の形成が制限される。
また、本発明は、上記のような型を用いてタービンブレードを製造する方法であって、a.第1のキャビティリテーナブロックおよび第2のキャビティリテーナブロックが、下型部に対して上方位置に配置されるように型を配置するステップ、b.液体レベルが型の内部で徐々に増加し形状嵌合式にブレードプリフォームを形成するように、型の下部に液体材料を徐々に導くステップ、次いで、c.ブレードの所望の最終寸法にブレードプリフォームの仕上げ加工を行うステップを含む、方法に関する。
本発明は、よりよく理解されるであろうし、本発明の他の詳細、特徴、および利点は、添付の図面を参照しながら非限定的な例示として与えられる次の説明を読むと明らかになるであろう。
先行技術によるタービンエンジンブレードプリフォームの概略図である。 図1の点線で囲まれた領域の上流からの図である。 本発明によるタービンエンジンブレードプリフォームの斜視による概略図である。 本発明によるプリフォームを作製するためのツールのいくつかのキャビティリテーナブロックの斜視による図式表現の図である。 本発明によるプリフォームを作製するためのツールのいくつかのキャビティリテーナブロックの斜視による図式表現の図である。 本発明によるプリフォームを作製するためのツールのいくつかのキャビティリテーナブロックの斜視による図式表現の図である。 本発明のタービンブレードプリフォームおよびプリフォームの機械加工後に得られるタービンエンジンブレードを重ね合わせて同時に示す上流からの図である。 本発明によるタービンブレードプリフォームおよびプリフォームの機械加工後に得られるタービンエンジンブレードを重ね合わせて同時に示す、斜視による概略図である。
型の成形によって得られ、軸線12に沿って上流/下流方向に長手方向に延在するブレード根元14の一部を備え、横断面が実質的に長方形の形状、プラットフォーム16、ブレード18、ブレード根元20を有する、先行技術による一体型タービンエンジンブレードプリフォーム10を示す図1の参照が最初に行われる。上流または下流から、根元の外形は、U字形状であり、U字の分岐は、実質的に平行であり、ブレード根元の側面42によって形成される。より詳細には、図1に示されるブレードは、タービンエンジンのタービンに取り付けられるブレードを示している。
型22は、内部キャビティ24を備え、その3次元形状が画定されるので、ブレードプリフォーム10の所望の3次元形状が、型を液体材料で充填することによって得られる。実際には、液体材料が、ブレード根元20を得ることができるものに対応する型12の下側部分23から型22の中に注入される。液体材料は、ブレード根元部分14を得ることができるものに対応する型の上側部分25まで(矢印A)型を徐々に充填する。図1においては、およびブレードの通常の表現のために、型22は、このようにその使用位置に対して反転位置に示されている。
図2は、図1に示される点線の部分を示しており、すなわち、ブレードプリフォームの内部部分は、ブレード根元14の長手方向に実質的に垂直な方向に延在する2つの上流ウェブ26および下流ウェブ28を備え、2つの上流ウェブ26および下流ウェブ28は、ブレード根元14の根元部をプラットフォーム16に接続する(上流ウェブ26のみが図2に示されており、下流ウェブ28は、本発明を示す図3に見える)。また、図2は、対向する関係で配置される、型22の2つのキャビティリテーナブロック30、32を概略的に示しており、各々は、互いに向かって突出部34を備え、このような部分34は、形状嵌合式に形成することができ凸曲面36を備え、凹曲壁38は、ウェブ26、28の側縁40をブレード根元14の部分に接続する。
上で説明したように、この型のブレードプリフォームは、材料の流れ(矢印A)を遅くする2つの部分34の間の型におけるスロート区域の存在により、ブレードプリフォーム10の根元部分14の側面42へのウェブ26、28の結合領域38において、亀裂などの機械的欠陥を有する場合がある。
したがって、本発明は、図3に示されるようにブレード根元14の側面42まで互いに向かって収束する壁によってウェブ44の側縁40を延長することによってブレード根元の側面42へのウェブ26、28の側縁の結合領域の変更を提供する。したがって、ブレード根元14は、上流ウェブ26および下流ウェブ28の距離よりも小さい距離にわたってブレード根元の長手方向上流/下流方向に実質的に垂直な方向に延在する。先行技術とは違って、プリフォームブレード46は、もはやスロート領域を備えず、それにより、ブレード根元14の部分とのウェブ26、28の接合点における欠陥の形成の危険性が大きく低減される。
図3に示される実施形態においては、壁44は、上流から下流に延在するブレード根元の正中面、すなわちブレード根元14の中心を通して長手方向に延在する平面に対してほぼ45°の角度で傾斜される平面によって形成される。
他の図示していない実施形態においては、壁は、ブレード根元の側面に向かって収束しながら、湾曲され、凹面または凸面であり得る。
次に、図3を参照して説明されるように、収束面で結合領域を形成するために、本発明による型48の一部を示す図4〜図6の参照が行われる。
この型は、垂直軸58、60に沿って互いに対向して対になって配置される2つの第1のキャビティリテーナブロック50A、52Aおよび第2のキャビティリテーナブロック54A、56Aを備える(図4)。各キャビティリテーナブロック50A、52A、54A、56Aは、キャビティリテーナブロック50A、52A、54A、56Aを組み立てた後に、形状嵌合式にタービンブレードプリフォーム46の一部を形状嵌合式に形成するように意図されているキャビティを画定する凹部50B、52B、54B、56Bを備える。
特に、ブロック50Aの凹部50Bは、その外側表面50Dがブレードプリフォーム46の支柱を形成するようにブロック52Aの凹部52Bの整合ボス52Cの外側表面52Dと対向して多少の隙間で配置される、ボス50Cを備える。ボス50C、52Cの各外側表面50D、52Dは、その上面50Eがプラットフォーム16の内面を画定するように意図されている周縁によって凹部50B、52Bの残部に接続され、2つの側面50Fは、第2のキャビティリテーナブロック54A、56Aの凹部54B、56Bによってブレードプリフォーム46の上流サイドウェブ26および下流サイドウェブ28を形成するように意図されている。
第1のブロックの各凹部50B、52Bのボス50C、52Cは、プラットフォーム16の側縁、およびプラットフォーム16の上流ウェブ26および下流ウェブ28の側縁40を形成するように意図されている表面50Gから突出する。この領域50Gは、ボス50Dの両側に延在し、かつ本発明によるブレード根元14に結合領域を形成するように意図される第1の表面50Hおよび第2の表面50Iに接続される。このために、キャビティリテーナブロック50B、52Bの第1の表面50H、52Hは、インペラ18からブレード根元14に向けられる方向に互に向かって収束する。同様に、第2の表面50I、52Iは、ブレード根元方向にインペラにおいて互に向かって収束する。各キャビティリテーナブロック50A、52Aの第1の表面50H、52Hおよび第2の表面50I、52Hは、ブレード根元14の一部の側面42を形成するように意図されている同じ表面50J、52Jに接続される。上述の側面を形成する第1のキャビティリテーナブロック50A、52Aのこれらの表面は、実質的に平行である。
第1および第2のキャビティリテーナブロックに平行面50J、52J上に開く収束面を形成することにより、型の中への液体材料の流れを容易にする(矢印A)。
第2のキャビティリテーナブロック54A、56Aはそれぞれ、ブレードプリフォーム46のサイドウェブ26、28から、およびウェブに対してプラットフォーム16に対抗して延在するスポイラー62を形成するためのスロット54Cを備えることに留意されたい。
上記のような型を用いてプリフォーム46を成形した後に、プリフォームの機械加工作業が、タービンブレード64を所望の寸法に合わせて得るように行われる。ブレード根元の部分、およびブレード根元の部分へのサイドウェブの接続区域の機械加工は、知られている方法でタービンディスクのキャビティに軸線方向に係合され半径方向に保持されるのに適応しているダブテイルブレード根元66を形成するように行われる。また、機械加工のステップは、プラットフォームの側縁部を機械加工することにある。

Claims (5)

  1. プラットフォーム(16)を上流−下流方向に長手方向に延在するブレード根元部(14)に接続する支柱を備え、上流ウェブ(26)および下流ウェブ(28)がそれぞれ、ブレード根元の長手方向に実質的に垂直な方向に延在し、支柱の上流端および下流端に形成され、この種の上流ウェブ(26)および下流ウェブ(28)が、プラットフォーム(16)の上流端および下流端をブレード根元(14)の上流端および下流端に接続するタービンエンジンブレードプリフォームであって、その上を上流ウェブおよび下流ウェブ(26、28)が前記方向に延在する距離よりも小さい距離にわたって、ブレード根元(14)がブレード根元の長手方向に垂直な方向に延在し、上流ウェブおよび下流ウェブがそれぞれ、ブレード根元の側面で収束する壁(44)によって延長される2つの側縁(40)を備えることを特徴とする、タービンエンジンブレードプリフォーム。
  2. 前記収束壁(44)が、上流/下流方向に沿って長手方向に延在するブレード根元の正中面に対して傾斜される平面によって形成されることを特徴とする、請求項1に記載のプリフォーム。
  3. 面(44)が、正中面に対してほぼ45°の角度で傾斜されることを特徴とする、請求項2に記載のプリフォーム。
  4. 内部キャビティを備え、その3次元形状が、ブレードプリフォームの3次元形状を形状嵌合式に決定し、型(48)が、垂直軸(58、60)に沿って互いに対向して対になって配置される少なくとも2つの第1のブロック(50A、52A)および第2のブロック(54A、56A)を備え、第1の2つのキャビティリテーナブロック(50A、52A)がそれぞれ、プリフォームのプラットフォーム(16)の内側表面を画定するように意図されているボス(50C、52C)を有する凹部(50B、52B)を備え、ブレードが、第2のキャビティリテーナブロック(54A、56A)の凹部(54B、56B)によって、ブレードプリフォームのプラットフォーム(16)の上流端縁および下流端縁をブレード根元の上流端および下流端に接続するために上流側ウェブおよび下流側ウェブ(26、28)を形成するように意図されている空間を画定し、第1のキャビティリテーナブロック(50A、52A)が、ブレードプリフォームの根元部(14)の側面を形成するように意図されている実質的に平行な向かい合った面(50J、52J)をさらに備える、請求項1に記載の鋳造ブレードプリフォーム(14)を製造するための型であって、各第1のブロック(50A、52A)の凹部(50B、52B)が、ブレード根元の側面を形成する面(50J、52J)に接続されるボスの両側に第1の表面(50H、52H)および第2の表面(50I、52I)を備え、第1のキャビティリテーナブロックの第1の表面(50H、52H)および第2の表面(50I、52I)が、ブレード根元の側面の面の方へ収束することを特徴とする、型。
  5. 請求項4に記載の型を用いてタービンブレードを製造する方法であって、a.第1のキャビティリテーナブロック(50A、52A)および第2のキャビティリテーナブロック(54A、56A)が、下型部に対して上方位置に配置されるように型(48)を配置するステップ、b.液体レベルが型(48)の内部で徐々に増加し形状嵌合式にブレードプリフォームを形成するように、型の下部に液体材料を徐々に導くステップ、次いで、c.ブレードの所望の最終寸法にブレードプリフォームの仕上げ加工を行うステップを含むことを特徴とする、方法。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3052088B1 (fr) * 2016-06-02 2018-06-22 Safran Moule pour la fabrication d'une aube monocristalline par fonderie, installation et procede de fabrication le mettant en oeuvre
CN106077506B (zh) * 2016-08-11 2019-06-07 山东豪迈机械科技股份有限公司 一种叶片铸造模具及其应用及叶片成型方法
FR3090032B1 (fr) * 2018-12-12 2021-01-29 Safran Aircraft Engines Aube pour roue de turbomachine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63288631A (ja) * 1987-05-04 1988-11-25 シーメンス、アクチエンゲゼルシヤフト 異形部品の加工方法とこの方法により作られたターボ機械の翼
JPH07247802A (ja) * 1994-03-10 1995-09-26 Hitachi Ltd ガスタービン用単結晶ブレードの製造法
JPH09144502A (ja) * 1996-08-02 1997-06-03 Hitachi Ltd ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービン
JPH10131705A (ja) * 1996-10-31 1998-05-19 Toshiba Corp タービン翼およびその製造方法
JPH11828A (ja) * 1997-06-06 1999-01-06 United Technol Corp <Utc> 精度の高い形状の部品を製造するための固定装置
US20020088600A1 (en) * 2000-12-22 2002-07-11 Alexander Beeck Tool and process for casting a shaped part for the production of a turbine blade

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2028928B (en) * 1978-08-17 1982-08-25 Ross Royce Ltd Aerofoil blade for a gas turbine engine
US6186867B1 (en) * 1996-04-30 2001-02-13 United Technologies Corporation Method for manufacturing precisely shaped parts
US5673745A (en) * 1996-06-27 1997-10-07 General Electric Company Method for forming an article extension by melting of an alloy preform in a ceramic mold
FR2861128B1 (fr) * 2003-10-16 2007-06-08 Snecma Moteurs Dispositif d'attache d'une aube mobile sur un disque de rotor de turbine dans un turbomachine
US7144220B2 (en) * 2004-07-30 2006-12-05 United Technologies Corporation Investment casting
FR2878458B1 (fr) * 2004-11-26 2008-07-11 Snecma Moteurs Sa Procede de fabrication de noyaux ceramiques de fonderie pour aubes de turbomachines, outil pour la mise en oeuvre du procede
DE102004062174A1 (de) * 2004-12-17 2006-06-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Herstellung von hoch belastbaren Bauteilen durch Präzisionsschmieden
FR2923524B1 (fr) * 2007-11-12 2013-12-06 Snecma Aube metallique fabriquee par moulage et procede de fabrication de l'aube
US20090324841A1 (en) * 2008-05-09 2009-12-31 Siemens Power Generation, Inc. Method of restoring near-wall cooled turbine components
US9033673B2 (en) * 2010-06-28 2015-05-19 Herakles Turbomachine blade or vane having complementary asymmetrical geometry
FR2985923B1 (fr) * 2012-01-24 2016-02-05 Snecma Carapace pour la fabrication par moulage a cire perdue d'elements aubages de turbomachine d'aeronef, comprenant des bras de coulee inclines
FR2990462B1 (fr) * 2012-05-14 2014-05-30 Snecma Dispositif d'attache d'aubes sur un disque de rotor de turbomachine
US9863249B2 (en) * 2012-12-04 2018-01-09 Siemens Energy, Inc. Pre-sintered preform repair of turbine blades

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63288631A (ja) * 1987-05-04 1988-11-25 シーメンス、アクチエンゲゼルシヤフト 異形部品の加工方法とこの方法により作られたターボ機械の翼
JPH07247802A (ja) * 1994-03-10 1995-09-26 Hitachi Ltd ガスタービン用単結晶ブレードの製造法
JPH09144502A (ja) * 1996-08-02 1997-06-03 Hitachi Ltd ガスタービンブレード及びその製造方法並びにガスタービン
JPH10131705A (ja) * 1996-10-31 1998-05-19 Toshiba Corp タービン翼およびその製造方法
JPH11828A (ja) * 1997-06-06 1999-01-06 United Technol Corp <Utc> 精度の高い形状の部品を製造するための固定装置
US20020088600A1 (en) * 2000-12-22 2002-07-11 Alexander Beeck Tool and process for casting a shaped part for the production of a turbine blade

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