JP2019055408A - 部材の接合方法及びタービン構成部品 - Google Patents

部材の接合方法及びタービン構成部品 Download PDF

Info

Publication number
JP2019055408A
JP2019055408A JP2017179332A JP2017179332A JP2019055408A JP 2019055408 A JP2019055408 A JP 2019055408A JP 2017179332 A JP2017179332 A JP 2017179332A JP 2017179332 A JP2017179332 A JP 2017179332A JP 2019055408 A JP2019055408 A JP 2019055408A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
welding
joining
jig
blade
shroud
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2017179332A
Other languages
English (en)
Other versions
JP7005245B2 (ja
Inventor
秀次 谷川
Hidetsugu Tanigawa
秀次 谷川
妻鹿　雅彦
Masahiko Mega
雅彦 妻鹿
仁 北村
Hitoshi Kitamura
仁 北村
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Heavy Industries Ltd filed Critical Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority to JP2017179332A priority Critical patent/JP7005245B2/ja
Priority to US16/134,415 priority patent/US20190084044A1/en
Priority to CN201811091103.8A priority patent/CN109514088A/zh
Priority to EP18195306.8A priority patent/EP3466600A1/en
Publication of JP2019055408A publication Critical patent/JP2019055408A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP7005245B2 publication Critical patent/JP7005245B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/20—Bonding
    • B23K26/32—Bonding taking account of the properties of the material involved
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/34—Laser welding for purposes other than joining
    • B23K26/342—Build-up welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/14—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring using a fluid stream, e.g. a jet of gas, in conjunction with the laser beam; Nozzles therefor
    • B23K26/144—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring using a fluid stream, e.g. a jet of gas, in conjunction with the laser beam; Nozzles therefor the fluid stream containing particles, e.g. powder
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/20—Bonding
    • B23K26/21—Bonding by welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/20—Bonding
    • B23K26/21—Bonding by welding
    • B23K26/24—Seam welding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/34—Laser welding for purposes other than joining
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/60—Preliminary treatment
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K33/00—Specially-profiled edge portions of workpieces for making soldering or welding connections; Filling the seams formed thereby
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K33/00—Specially-profiled edge portions of workpieces for making soldering or welding connections; Filling the seams formed thereby
    • B23K33/004—Filling of continuous seams
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
    • B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
    • B23P6/002—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors
    • B23P6/007—Repairing turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors using only additive methods, e.g. build-up welding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F01D9/044—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators permanently, e.g. by welding, brazing, casting or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2101/00—Articles made by soldering, welding or cutting
    • B23K2101/001—Turbines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K2103/00—Materials to be soldered, welded or cut
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F05D2230/234—Laser welding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/36—Retaining components in desired mutual position by a form fit connection, e.g. by interlocking

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Laser Beam Processing (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

【課題】部材の接合方法及びタービン構成部品において、部材を効率的に接合する。【解決手段】翼体分割体（第１部材）１５と接合体（第２部材）２５、３５とを溶接により接合する部材の接合方法において、翼体分割体（第１部材）１５及び接合体（第２部材）２５、３５におけるガスパス面（高温使用環境面）２０ａ、３０ａ側から溶接を行うものである。【選択図】図４

Description

本発明は、複数の部材を溶接により接合する部材の接合方法、この部材の接合方法で製造されたタービン構成部品に関するものである。
例えば、ガスタービンや蒸気タービン等に用いられるタービンは、車室内に静翼と動翼が燃焼ガス又は蒸気の流動方向に沿って交互に複数配設されて構成されている。各静翼は、車室の内側に装着されるシュラウドに支持される。各動翼は、ロータに支持されている。このようなタービンは、燃焼ガス又は蒸気が複数の静翼と動翼を通過することで、ロータが駆動回転する（例えば、特許文献１参照）。
特許第３７８２６３７号公報
上記のタービンに用いられるタービン翼は、３次元複雑形状を有することから、形状によっては、複数の部材に分割して鋳造や鍛造により製造し、各部材を溶接により接合することが考えられる。この場合、鋳造や鍛造により製造した部材は、機械加工によって製造された部材に比べて形状精度が低いことから、接合部に開先を形成して溶接する場合、開先形状がばらつく。そのため、形状精度のばらつきに対して裕度のある手動のＴＩＧ溶接が用いられる。ところが、ＴＩＧ溶接は、入熱が大きい溶接法であることから、溶接変形量が大きいこと、母材の劣化範囲（熱影響部）が広く、タービン翼などの高強度材では、熱影響部でクラックが発生しやすい等のリスクがある。また、ＴＩＧ溶接は、溶接棒を溶加材として使用するものであるが、タービン翼などの過酷な使用環境で用いられる高強度材を溶接棒に加工することは困難であるため、共材ではなく低強度の溶加材（例えば、インコネル）が用いられる。そのため、溶接適用箇所が制限されてしまう。
本発明は、上記に鑑みてなされたものであり、部材を効率的に接合することが可能な部材の接合及びタービン構成部品を提供することを目的とする。
上記の目的を達成するための本発明の部材の接合方法は、第１部材と第２部材とを溶接により接合する部材の接合方法において、前記第１部材及び前記第２部材における高温使用環境面側から溶接を行う、ことを特徴とするものである。
従って、第１部材と第２部材の厚さが部位によって異なる場合、裏波不良が発生する可能性があり、全ての溶接部で良好な裏波を形成するのが困難となる。そこで、第１部材及び第２部材における高温使用環境面側から溶接を行うことから、高温使用環境面の溶接部の裏波が形成されることが回避され、品質の低下を抑制することができる。その結果、部材を効率的に接合することができる。
本発明の部材の接合方法では、前記第１部材及び前記第２部材における前記高温使用環境面側に接合開先を設け、前記高温使用環境面側から前記接合開先を用いて溶接を行うことを特徴としている。
従って、高温使用環境面側から第１部材及び第２部材における接合開先を用いて溶接を行うことから、第１部材と第２部材との接合部を効果的に溶融して十分な溶け込み深さを確保することができると共に溶け落ちを防止することができ、また、十分な溶接肉盛量を確保することができる。
本発明の部材の接合方法では、前記接合開先の角度を２０度から４０度の領域に設定することを特徴としている。
従って、接合開先の角度を最適範囲に設定することから、溶け込み不良を抑制して品質の低下を抑制することができると共に、使用する溶接金属量の増加を抑制して材料コストの増加を抑制することができる。
本発明の部材の接合方法では、前記高温使用環境面側からレーザ粉体肉盛溶接法により溶接を行うことを特徴としている。
従って、レーザ粉体肉盛溶接法を用いることから、溶接部における母材の劣化範囲（熱影響部）が低減され、クラック等の溶接欠陥が抑制されると共に、低入熱溶接となるため、溶接による変形を抑制することができる。
本発明の部材の接合方法では、前記第１部材と前記第２部材と前記レーザ粉体肉盛溶接法で用いる粉体とが同一材料、または、より高強度な材料に設定されることを特徴としている。
従って、第１部材と第２部材と粉体を同一材料、または、より高強度な材料とすることから、溶接部における強度を効果的に向上することができる。
本発明の部材の接合方法では、前記第１部材と前記第２部材の接合面における厚さを溶接方向で一定厚さとなるように加工した後、溶接を行、且つ、加工部や裏波の欠陥部を肉盛補修で修復することを特徴としている。
従って、第１部材と第２部材の接合面における厚さを一定に加工してから溶接を行、且つ、加工部や裏波の欠陥部を肉盛補修で修復することから、溶接不良の発生を抑制して高い製品品質を安定することができる。また、裏波部の欠肉等の欠陥部は、非高温使用環境面側であるため、低強度材のＴＩＧ溶接で補修することができる。
本発明の部材の接合方法では、前記第１部材と前記第２部材は、位置決め部が設けられ、接合面が密着した位置で前記位置決め部を介して治具を用いて固定され、この状態で溶接を行うことを特徴としている。
従って、接合面が密着した位置で治具により各位置決め部を用いて第１部材と第２部材を固定し、この状態で溶接を行うことから、治具により第１部材と第２部材を位置決めしやすくなり、作業性を向上することができると共に、溶接精度を向上することができる。
本発明の部材の接合方法では、前記第１部材は、鉛直方向に長い形状をなし、前記第２部材は、前記第１部材の周囲に配置され、前記治具は、前記第１部材における鉛直方向の各端部に設けられた前記位置決め部を支持する第１治具と、前記第２部材の外面を支持する第２治具とを有することを特徴としている。
従って、治具として第１治具と第２治具を適用することから、第１治具により第１部材における各端部を支持し、第２治具により第２部材の外面を支持することとなり、第１部材と第２部材を適正位置に位置決めすることができ、溶接精度を向上することができる。
本発明の部材の接合方法では、前記治具は、前記第１部材の周囲を支持する第３治具を有することを特徴としている。
従って、第１部材の周囲を支持する第３治具を設けることから、第３治具により第１部材の倒れを抑制することができ、第１部材と第２部材の位置決め精度を向上することができる。
本発明の部材の接合方法では、前記第１部材と前記第２部材の一方または両方が三次元積層法により形成されることを特徴としている。
従って、第１部材と第２部材の一方または両方を三次元積層法により個別に形成することから、サポート材の使用量を大幅に低減することができ、積層工程に要する時間及び手間を低減することができ、サポートの後処理に要する時間及び手間も低減することができる。この結果、第１部材と第２部材を効率的に接合することができる。
本発明の部材の接合方法では、前記第１部材は、タービン翼の翼体を構成する翼体分割体であり、前記第２部材は、前記タービン翼のシュラウドを構成する複数のシュラウド分割体であり、前記高温使用環境面は、ガスパス面であることを特徴としている。
従って、タービン翼をより効率的に製造することができる。
本発明のタービン構成部品は、前記部材の接合方法により製造されることを特徴とするものである。
従って、タービン構成部品をより効率的に製造することができる。
本発明の部材の接合方法及びタービン構成部品によれば、部材を効率的に接合することが可能となる。
図１は、本実施形態に係るタービン翼の一例を示す図である。 図２は、翼体とシュラウドとの接合部分の一例を示す図である。 図３は、本実施形態のタービン翼の製造方法を示すフローチャートである。 図４は、治具により支持された翼体と内側シュラウド及び外側シュラウドの支持状態を示す正面図である。 図５は、翼体と内側シュラウド及び外側シュラウドとの接合部を示す断面図である。 図６は、治具により支持されて接合された翼体と内側シュラウド及び外側シュラウドの接合状態を示す正面図である。 図７は、翼体と内側シュラウド及び外側シュラウドとの接合状態を示す正面図である。 図８は、別の治具により支持された翼体と内側シュラウドの支持状態を示す正面図である。 図９は、別の治具により支持された翼体と内側シュラウドの支持状態を示す平面図である。 図１０は、翼体と内側シュラウド及び外側シュラウドとの別の接合部を示す断面図である。 図１１は、変形例に係るタービン翼の製造方法を示す翼体と内側シュラウド及び外側シュラウドを示す正面図である。 図１２は、変形例に係るタービン翼の製造方法を示す翼体と内側シュラウド及び外側シュラウドを示す正面図である。 図１３は、変形例に係るタービン翼の製造方法を示す翼体と内側シュラウド及び外側シュラウドを示す正面図である。 図１４は、変形例に係るタービン翼の製造方法を示す翼体と内側シュラウド及び外側シュラウドを示す正面図である。
以下、本発明に係る部材の接合方法及びタービン構成部品の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能、且つ、容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。
本実施形態では、本発明の部材の接合方法をタービン翼の接合方法（タービン翼の製造方法）に適用して説明する。
図１は、本実施形態に係るタービン翼１００の一例を示す図である。図１に示すタービン翼１００は、例えば、ガスタービンや蒸気タービン等に用いられるタービンの静翼であるが、これに限定されない。図１に示すように、タービン翼１００は、翼体１０と、シュラウドとして内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０とを有する。
翼体１０は、例えば、中空形状をなす。翼体１０は、タービンに配置された状態における燃焼ガスの流れ方向（軸方向Ｄａ）の上流側（図１にて、左側）となる前端部が湾曲断面形状をなし、この軸方向Ｄａの下流側（図１にて、右側）となる後端部が先細断面形状をなしている。また、翼体１０は、タービンに配置された状態における燃焼ガスの流れ方向に交差する方向（周方向Ｄｃ）の一方（図１にて、紙面手前側）にある腹部が凸状の湾曲断面形状をなし、この周方向Ｄｃの他方（図１にて、紙面奥側）にある背部が凹状の湾曲断面形状をなしている。
また、翼体１０は、内部が隔壁により複数のキャビティに区画されている。翼体１０は、図示しないが、各キャビティに対応して所定の位置にそれぞれ内部と外部を貫通する複数の冷却孔が形成されている。また、翼体１０は、各キャビティの内側に多孔板が配置されており、各キャビティに供給された冷却空気により翼体１０をインピンジメント冷却した後、この冷却空気を各冷却孔から外部に噴出することで翼体１０をフィルム冷却する。
翼体１０は、翼体構成材料が一方向、例えば径方向Ｄｒに積層された状態で形成される。したがって、翼体１０は、径方向Ｄｒに沿って延在する。つまり、翼体１０の延在方向Ｄｅは、径方向Ｄｒと一致する。翼体１０は、積層方向（径方向Ｄｒ）の一方（図１にて、下側）の端部が内側シュラウド２０に固定され、他方（図１にて、上側）の端部が外側シュラウド３０に固定される。翼体１０は、径方向Ｄｒの両端にかけて湾曲した形状のフィレット部１３、１４を有する。フィレット部１３は、径方向Ｄｒにおいて内側シュラウド２０側に設けられる。フィレット部１４は、径方向Ｄｒにおいて外側シュラウド３０側に設けられる。
内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０は、それぞれガスパス面（高温使用環境面）形成部材として機能する。つまり、内側シュラウド２０は、翼体１０側にガスパス面（高温使用環境面）２０ａを有する。また、外側シュラウド３０は、翼体１０側にガスパス面３０ａを有する。ガスパス面２０ａ、３０ａは、タービンに配置される場合に、燃焼ガスが接触する面であり、９００℃程度まで温度上昇する。なお、ガスパス面２０ａ、３０ａの裏側に当たる非ガスパス面（低温使用環境面）は、タービンに配置される場合に、燃焼ガスが接触しない面であり、３００℃〜４００℃程度まで温度上昇する。
内側シュラウド２０は、ガスパス面２０ａに沿った方向に延在する。以下、ガスパス面２０ａに沿った方向を内側シュラウド２０の延在方向Ｄｆと表記する。つまり、内側シュラウド２０の延在方向Ｄｆは、翼体１０の延在方向Ｄｅに対し角度を有する方向であり、上記の軸方向Ｄａ、周方向Ｄｃ、及び、軸方向Ｄａ成分及び周方向Ｄｃ成分を有する方向、を含む方向である。外側シュラウド３０は、ガスパス面３０ａに沿った方向に延在する。以下、ガスパス面３０ａに沿った方向を外側シュラウド３０の延在方向Ｄｇと表記する。つまり、外側シュラウド３０の延在方向Ｄｇは、翼体１０の延在方向Ｄｅに対し角度を有する方向であり、上記の軸方向Ｄａ、周方向Ｄｃ、及び、軸方向Ｄａ成分及び周方向Ｄｃ成分を有する方向、を含む方向である。ただし、外側シュラウド及び内側シュラウドの延在方向は符号Ｄｆ、Ｄｇで規定されている方向に限定されるわけではなく、ガスパス面２０ａ、３０ａに沿った方向であれば良い。また、以下、シュラウドとして、外側シュラウド３０を例に挙げて説明するが、内側シュラウド２０についても同様の説明が可能である。
図２は、翼体１０と外側シュラウド３０との接合部分の一例を示す図である。図２に示すように、翼体１０と外側シュラウド３０との間は、接合部４０によって接合される。接合部４０は、例えば、レーザ粉体肉盛溶接法によって形成された溶接部である。接合部４０は、翼体１０のフィレット部１４を避けた位置に形成される。例えば、接合部４０は、翼体１０においてフィレット部１４よりも外側の位置に形成される。接合部４０では、翼体１０及び外側シュラウド３０が、それぞれの接合開先がガスパス面３０ａに設けられた状態で接合されている。接合部４０は、ガスパス面３０ａと面一状態となっている。なお、外側シュラウド３０（内側シュラウド２０）は、複数のシュラウド分割体同士が接合部において接合された構成を有し、接合部は、例えば、レーザ粉体肉盛溶接法による溶接部である。
図３は、本実施形態に係るタービン翼１００の製造方法を示すフローチャートである。図３に示すように、タービン翼の製造方法は、翼体分割体形成工程ＳＴ１０と、シュラウド分割体形成工程ＳＴ２０と、シュラウド接合工程ＳＴ３０と、翼体接合工程ＳＴ４０とを含む。
翼体分割体形成工程ＳＴ１０では、翼体１０を構成する翼体分割体を、例えば、三次元積層法により形成する。また、翼体分割体形成工程ＳＴ１０では、翼体１０を構成する分割体である翼体分割体１５についても、例えば、三次元積層法で形成する。但し、三次元積層法に限らず、鋳造、鍛造、削り出しなどの機械加工で形成してもよい。このとき、翼体分割体１５は、位置決め部１６、１７（図４参照）を含む形状となるように形成する。この位置決め部１６、１７は、後述する第１治具５０（図４等参照）との間で位置決めを行い、且つ、第１治具５０に装着される部分である。位置決め部１６は、凹部１６ａを有する。また、位置決め部１７は、錘状の凸部である。なお、位置決め部１６、１７の形状は、これに限定されず、上記とは異なってもよい。
本実施形態においては、翼体分割体１５は、フィレット部１３よりも内側シュラウド２０の延在方向Ｄｆの外側で内側シュラウド２０と接合する。また、翼体分割体１５は、フィレット部１４よりも外側シュラウド３０の延在方向Ｄｇの外側で外側シュラウド３０と接合する。そのため、翼体分割体１５を形成する際には、少なくともフィレット部１３、１４を含むように形成する。また、内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０との接合部分には、接合開先１８を形成する。接合開先１８は、内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０のガスパス面２０ａ、３０ａに対応する側に形成する。翼体１０及びシュラウド分割体を形成することにより、翼体分割体形成工程ＳＴ１０が完了する。
次に、シュラウド分割体形成工程ＳＴ２０では、内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０の少なくとも一方のシュラウドを分割した複数のシュラウド分割体を、例えば、三次元積層法により個別に形成する。このとき、シュラウド分割体を接合する際の接合部の寸法が小さくなるように、シュラウド分割体の形状を設計する。例えば、翼体１０の前縁側曲面部、後縁側曲面部又は背側曲面部と、外側シュラウド３０の延在方向Ｄｇの端面３０ｂ、３０ｃとの距離が小さくなる位置に接合部が設けられるように、シュラウド分割体を設計する。また、シュラウド分割体のうち翼体１０との接合部分には、接合開先４８（図４、５等参照）を形成する。接合開先４８は、内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０のガスパス面２０ａ、３０ａとなる側に形成する。
シュラウド接合工程ＳＴ３０は、シュラウド分割体を互いに接合する。接合を行う場合、シュラウド分割体同志の位置合わせを行い、互いの接合部分同士を合わせた状態とする。この状態で、例えば、レーザ粉体肉盛溶接法により、各シュラウド分割体同志の接合部を溶接する。レーザ粉体肉盛溶接法で溶接することにより、シュラウド分割体を効率的、且つ、強固に溶接することができる。シュラウド分割体同志がそれぞれ接合されることで、内側シュラウド２０の接合体２５と、外側シュラウド３０の接合体３５とが形成される。
翼体接合工程ＳＴ４０では、翼体分割体１５を接合体２５、３５に接合する。翼体接合工程ＳＴ４０は、翼体分割体１５の位置決め部１６、１７を第１治具５０に固定し、接合体２５、３５を第２治具６０に固定する固定工程ＳＴ４１と、第１治具５０に固定された翼体分割体１５と第２治具６０に固定された接合体２５、３５を位置合わせする位置合わせ工程ＳＴ４２と、位置合わせされた翼体分割体１５と接合体２５、３５とを接合する翼体分割体接合工程ＳＴ４３と、を含む。
図４は、固定工程ＳＴ４１及び位置合わせ工程ＳＴ４２が行われた状態の例を示す図である。図４に示すように、固定工程ＳＴ４１において、翼体分割体１５の位置決め部１６の凹部１６ａには、第１治具５０の支持部材５１の突出部５１ａが挿入される。また、翼体分割体１５の位置決め部１７は、第１治具５０の支持部材５２の挿入孔５２ａに挿入される。また、接合体２５、３５を第２治具６０に固定する。そして、位置合わせ工程ＳＴ４２において、第１治具５０に固定された翼体分割体１５と、第２治具６０に固定された接合体２５、３５との位置合わせを行う。
図５は、翼体分割体１５と接合体２５、３５とを位置合わせした状態を示す図である。図５に示すように、翼体分割体１５は、接合体２５、３５に当接される面に、接合開先１８が設けられる。また、接合体２５、３５は、翼体分割体１５と当接される面に、接合開先４８が設けられる。接合開先１８、４８は、内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０におけるそれぞれのガスパス面２０ａ、３０ａに設けられる。これにより、接合される部分の裏波がガスパス面２０ａ、３０ａ側に形成されることを回避できるため、品質の低下を抑制できる。また、翼体分割体１５と接合体２５、３５とが当接する互いの当接面には、例えば、鈎部１８ａ、４８ａが設けられてもよい。この場合、翼体分割体１５と接合体２５、３５とが鈎部１８ａ、４８ａを介して当接された状態で接合されるため、より強固な接合が可能となる。なお、鈎部１８ａ、４８ａは、設けられなくてもよい。
翼体分割体１５と接合体２５、３５との位置合わせを行った後、翼体分割体接合工程ＳＴ４３を行う。図６は、翼体分割体接合工程ＳＴ４３の例を示す図である。翼体分割体接合工程ＳＴ４３では、例えば、レーザ粉体肉盛溶接法により、翼体分割体１５と接合体２５、３５とを溶接する。溶接に用いる粉体としては、例えば、翼体１０、内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０と同一材料の粉体、つまり、翼体構成材料及びシュラウド構成材料と同一材料の粉体を用いることができる。これにより、溶接部分における強度に優れた構成となる。また、低入熱溶接となるため、溶接による変形を抑制できる。なお、この工程では、フィレット部１３、１４を避けた位置で翼体分割体１５と接合体２５、３５とを溶接する。
レーザ粉体肉盛溶接法により翼体分割体１５と接合体２５、３５とを溶接する場合、複数回に分けて溶接を行う。１回目の溶接条件は、溶け込み深さを確保する条件とし、２回目以降の溶接条件は、溶接肉盛量を確保する条件とする。具体的には、１回目の溶接は、接合開先１８、４８の底部における小さい部位を溶接接合し、２回目以降の溶接は、ウィーピングにより接合開先１８、４８に所定の肉盛高さになるまで肉盛溶接を行う。上記の溶接を行うことにより、例えば、図６に示すように、翼体分割体１５と接合体２５、３５との間に溶接部４０Ｂが形成される。溶接部４０Ｂが形成された後、第１治具５０を翼体分割体１５から外し、第２治具６０を接合体２５、３５から外す。
レーザ粉体肉盛溶接法を行うことにより、溶接部４０Ｂは、ガスパス面２０ａ、３０ａからそれぞれ盛り上がった状態となる場合がある。この場合、図７に示すように、例えば、溶接部４０Ｂの表面がガスパス面２０ａ、３０ａと面一状態となるように、溶接部４０Ｂの表面の盛り上がりを除去する。これにより、翼体１０と、内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０とを備えるタービン翼１００が得られる。
なお、本発明の技術範囲は上記実施形態に限定されるものではない。図８は、別の治具により支持された翼体と内側シュラウドの支持状態を示す正面図、図９は、別の治具により支持された翼体と内側シュラウドの支持状態を示す平面図である。
図８及び図９に示すように、前述した固定工程ＳＴ４１（図３参照）において、翼体分割体１５は、治具２００により支持される。治具２００は、基台２０１と、支柱２０２、２０３と、第１治具２０４と、第２治具２０５と、第３治具２０６、２０７とから構成されている。また、第２治具２０５は、複数の補助治具２０８を有している。基台２０１は、一端部に支柱２０２が立設され、他端部に支柱２０３が立設されている。まず、翼体分割体１５と接合体２５との接合作業を行う。翼体分割体１５は、基台２０１上に設置され、各位置決め部１７が基台２０１の挿入孔２０１ａに挿入される。また、第１治具２０４は、一端部が支柱２０２の上端部に固定ピン２１１により固定され、他端部が翼体分割体１５の位置決め部１６上に位置し、固定ピン２１２が第１治具２０４を貫通して位置決め部１６の凹部１６ａに挿入される。
接合体２５は、基台２０１上で翼体分割体１５の周囲に配置される。このとき、接合体２５は、基台２０１上に固定された各補助治具２０８上に配置され、翼体分割体１５と上下方向の位置合わせがなされる。第２治具２０５は、接合体２５の外周辺にて、接合体２５の外面に接触した状態で基台２０１に固定される。第３治具２０６、２０７は、一端部が支柱２０２に連結され、中間部が翼体分割体１５を挟持し、他端部が支柱２０３の上端部に固定ピン２１３、２１４により連結されている。そして、位置合わせ工程ＳＴ４２（図３参照）において、第１治具２０４と第３治具２０６、２０７に支持された翼体分割体１５と、第２治具２０５に支持された接合体２５との位置合わせを行う。
図１０は、翼体分割体１５と接合体２５とを位置合わせした状態を示す図である。図１０に示すように、翼体分割体１５は、接合体２５に当接される面に接合開先１８が設けられる。また、接合体２５は、翼体分割体１５と当接される面に接合開先４８が設けられる。接合開先１８、４８は、内側シュラウド２０におけるそれぞれのガスパス面２０ａに設けられる。これにより、接合される部分の裏波がガスパス面２０ａ側に形成されることを回避できるため、品質の低下を抑制できる。この場合、溶接方向Ｃは、ガスパス面２０ａに対して所定の角度で傾斜しており、接合開先１８、４８がガスパス面２０ａに対して傾斜面となっている。なお、接合面１８ｂ、４８ｂも溶接方向Ｃに沿ったものとなっている。そして、接合開先１８、４８は、溶接方向Ｃに対して所定の角度θ＝２０度〜４０度の範囲に設定されている。即ち、接合開先１８、４８は、レーザ光の照射方向（溶接方向Ｃ）に対して両側にθ／２＝１０度〜２０度の角度範囲に設定されており、θ／２＝１５度に設定することが最適である。
翼体分割体１５と接合体２５との位置合わせを行った後、翼体分割体接合工程ＳＴ４３（図３参照）を行う。この翼体分割体接合工程ＳＴ４３では、例えば、レーザ粉体肉盛溶接法により、翼体分割体１５と接合体２５とを溶接する。溶接に用いる粉体としては、例えば、翼体１０と内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０と同一材料の粉体、つまり、翼体構成材料及びシュラウド構成材料と同一材料の粉体を用いることができる。これにより、溶接部分における強度に優れた構成となる。また、低入熱溶接となるため、溶接による変形を抑制できる。なお、この工程では、フィレット部１３、１４を避けた位置で翼体分割体１５と接合体２５とを溶接する。
上記の溶接を行うことにより、翼体分割体１５と接合体２５との間に溶接部４０Ｂ（図６参照）が形成される。溶接部４０Ｂが形成された後、治具２００から翼体分割体１５と接合体２５を外す。次に、上述した工程と同様の方法で、翼体分割体１５と接合体３５との接合作業を行う。即ち、接合体３５が接合された翼体分割体１５は、前述とは上下逆に基台２０１上に設置され、各位置決め部１７が基台２０１の挿入孔２０１ａに挿入される。また、第１治具２０４は、他端部が翼体分割体１５の位置決め部１６上に位置し、固定ピン２１２が第１治具２０４を貫通して位置決め部１６の凹部１６ａに挿入される。
接合体３５は、基台２０１上で翼体分割体１５の周囲に配置される。このとき、接合体３５は、基台２０１上に固定された各補助治具２０８上に配置され、翼体分割体１５と上下方向の位置合わせがなされる。第２治具２０５は、接合体３５の外周辺にて、接合体３５の外面に接触した状態で基台２０１に固定される。第３治具２０６、２０７は、一端部が支柱２０２に連結され、中間部が翼体分割体１５を挟持し、他端部が支柱２０３の上端部に固定ピン２１３、２１４により連結されている。そして、位置合わせ工程ＳＴ４２（図３参照）において、第１治具２０４と第３治具２０６、２０７に支持された翼体分割体１５と、第２治具２０５に支持された接合体３５との位置合わせを行う。そして、翼体分割体接合工程ＳＴ４３（図３参照）では、例えば、レーザ粉体肉盛溶接法により翼体分割体１５と接合体２５とを溶接する。レーザ粉体肉盛溶接法により翼体分割体１５と接合体２５、３５とを溶接する場合、複数回に分けて溶接を行う。１回目の溶接条件は、溶け込み深さを確保する条件とし、２回目以降の溶接条件は、溶接肉盛量を確保する条件とする。具体的には、１回目の溶接は、接合開先１８、４８の底部における小さい部位を溶接接合し、２回目以降の溶接は、ウィーピングにより接合開先１８、４８に所定の肉盛高さになるまで肉盛溶接を行う。
また、本発明の技術範囲は上記実施形態に限定されるものではない。図１１から図１４は、変形例に係るタービン翼の製造方法を示す翼体と内側シュラウド及び外側シュラウドを示す正面図である。
タービン翼の製造方法は、翼体とシュラウドとの接合工程が相違する。本実施形態の接合方法は、レーザ溶融法により翼体とシュラウドを接合する。図１１に示すように、翼体分割体１５と接合体２５は、図示しない治具により各接合面２２１、２３１が密着するように位置決めされて固定される。図１２に示すように、翼体分割体１５と接合体２５は、下面部における各接合面２２１、２３１に突起部２２２、２３２が形成されており、各接合面２２１、２３１の近傍の厚さとその他の部分の厚さとが相違している。そのため、事前に、翼体分割体１５と接合体２５の各接合面２２１、２３１における厚さを溶接方向（図１２の紙面直交方向）で一定厚さとなるように加工する。即ち、翼体分割体１５及び接合体２５に設けられた各突起部２２２、２３２に切欠き部２２３、２３３を形成することで、各接合面２２１、２３１の厚さをその他の部分厚さに加工する。なお、切欠き部２２３、２３３の加工は、翼体分割体１５及び接合体２５の位置決め前であっても、位置決め後であってもよい。また、本実施形態では、接合開先は形成しない。
翼体分割体１５及び接合体２５は、図１３に示すように、治具により位置決めされ、各突起部２２２、２３２に切欠き部２２３、２３３が形成された後、ガスパス面２０ａ側からレーザ溶融法により溶接を行う。レーザヘッド２４１は、ガスパス面２０ａ側に配置され、接合面２２１、２３１に向けてレーザ光２４２が照射される。すると、翼体分割体１５と接合体２５は、接合面２２１、２３１が溶融して溶接部２４３が形成されることで接合される。その後、図１４に示すように、翼体分割体１５と接合体２５の切欠き部２２３、２３３に肉盛溶接を施すことで、切欠き部２２３、２３３が肉盛溶接部２４４により埋められる。溶接部２４３及び肉盛溶接部２４４が形成された後、治具を翼体分割体１５及び接合体２５から外す。
このように本実施形態の部材の接合方法にあっては、翼体分割体（第１部材）１５と接合体（第２部材）２５、３５とを溶接により接合する部材の接合方法において、翼体分割体１５及び接合体２５、３５におけるガスパス面（高温使用環境面）２０ａ、３０ａ側から溶接を行うものである。
従って、翼体分割体１５と接合体２５、３５の厚さが部位によって異なる場合、裏波不良が発生する可能性があり、全ての溶接部で良好な裏波を形成するのが困難となる。そこで、翼体分割体１５及び接合体２５、３５におけるガスパス面２０ａ、３０ａ側から溶接を行うことから、ガスパス面２０ａ、３０ａの溶接部の裏波が形成されることが回避され、品質の低下を抑制することができる。その結果、翼体分割体１５と接合体２５、３５を効率的に接合することができる。
本実施形態の部材の接合方法では、翼体分割体１５及び接合体２５、３５におけるガスパス面２０ａ、３０ａ側に接合開先１８、４８を設け、ガスパス面２０ａ、３０ａ側から接合開先１８、４８を用いて溶接を行う。従って、ガスパス面２０ａ、３０ａ側から翼体分割体１５及び接合体２５、３５における接合開先１８、４８を用いて溶接を行うことから、翼体分割体１５と接合体２５、３５との接合部を効果的に溶融して十分な溶け込み深さを確保することができると共に溶け落ちを防止することができ、また、十分な溶接肉盛量を確保することができる。
本実施形態の部材の接合方法では、接合開先１８、４８の角度を２０度から４０度の領域に設定する。従って、接合開先１８、４８の角度を最適範囲に設定することから、溶け込み不良を抑制して品質の低下を抑制することができると共に、使用する溶接金属量の増加を抑制して材料コストの増加を抑制することができる。
本実施形態の部材の接合方法では、ガスパス面２０ａ、３０ａ側からレーザ粉体肉盛溶接法により溶接を行う。従って、レーザ粉体肉盛溶接法を用いることから、溶接部における母材の劣化範囲（熱影響部）が低減され、クラック等の溶接欠陥が抑制されると共に、低入熱溶接となるため、溶接による変形を抑制することができる。
本実施形態の部材の接合方法では、翼体分割体１５と接合体２５、３５とレーザ粉体肉盛溶接法で用いる粉体とを同一材料、または、より高強度な材料に設定する。従って、翼体分割体１５と接合体２５、３５と粉体を同一材料、または、より高強度な材料とすることから、溶接部における強度を効果的に向上することができる。
本実施形態の部材の接合方法では、翼体分割体１５と接合体２５、３５の接合面における厚さを溶接方向で一定厚さとなるように加工した後、溶接を行う。従って、翼体分割体１５と接合体２５、３５の接合面における厚さを一定に加工してから溶接を行うことから、溶接不良の発生を抑制して高い製品品質を安定することができる。また、裏波部の欠肉等の欠陥部は、ガスパス面２０ａ、３０ａ側であるため、低強度材のＴＩＧ溶接で補修することができる。
本実施形態の部材の接合方法では、翼体分割体１５と接合体２５、３５に位置決め部１６、１７を設け、接合面が密着した位置で位置決め部１６、１７を介して治具５０、２００を用いて固定し、この状態で溶接を行う。従って、接合面が密着した位置で治具５０、２００により各位置決め部を用いて翼体分割体１５と接合体２５、３５を固定し、この状態で溶接を行うことから、治具５０、２００により翼体分割体１５と接合体２５、３５を位置決めしやすくなり、作業性を向上することができると共に、溶接精度を向上することができる。
本実施形態の部材の接合方法では、第１部材を、鉛直方向に長い形状をなす翼体１０の翼体分割体１５とし、第２部材を、翼体分割体１５の周囲に配置される内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０の接合体２５、３５とし、治具として、翼体分割体１５における鉛直方向の各端部に設けられた位置決め部１６、１７を支持する第１治具５０、２０４と、接合体２５、３５の外面を支持する第２治具６０、２０５を設ける。従って、第１治具５０、２０４により翼体分割体１５の各端部を支持し、第２治具６０、２０５により接合体２５、３５の外面を支持することとなり、翼体分割体１５と接合体２５、３５を適正位置に位置決めすることができ、溶接精度を向上することができる。
本実施形態の部材の接合方法では、治具２００として、翼体分割体１５の周囲を支持する第３治具２０６、２０７を設けている。従って、翼体分割体１５の周囲を支持する第３治具２０６、２０７を設けることから、第３治具２０６、２０７により翼体分割体１５の倒れを抑制することができ、翼体分割体１５と接合体２５、３５の位置決め精度を向上することができる。
本実施形態の部材の接合方法を用いたタービン翼の製造方法では、タービン翼１００の翼体１０を構成する翼体分割体１５を三次元積層法により形成する翼体分割体形成工程ＳＴ１０と、タービン翼１００の内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０の少なくとも一方のシュラウドを構成する複数のシュラウド分割体を三次元積層法により個別に形成するシュラウド分割体形成工程ＳＴ２０と、シュラウド分割体同士を接合するシュラウド接合工程ＳＴ３０と、翼体分割体１５とシュラウド分割体とを接合する翼体接合工程ＳＴ４０とを有する。
従って、各パーツを三次元積層法により別個に形成するため、翼体とシュラウドとをまとめて三次元積層法で形成する場合に比べて、サポート材の使用量を大幅に低減することができる。このため、積層工程に要する時間及び手間を低減することができ、サポートの後処理に要する時間及び手間も低減することができる。これにより、タービン翼１００をより効率的に製造することができる。
本実施形態の部材の接合方法では、翼体分割体１５には、翼体１０のフィレット部１３、１４が設けられ、翼体接合工程ＳＴ４０は、フィレット部１３、１４を避けた位置で、翼体分割体１５とシュラウド分割体とを接合することを含んでもよい。この場合、品質を維持しつつ効率的にタービン翼１００を製造することができる。
なお、上記実施形態では、内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０の両方についてシュラウド分割体を形成する場合を例に挙げて説明したが、これに限定されない。例えば、内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０を一体で形成してもよい。
上記の実施形態では、タービン翼の製造方法のシュラウド接合工程及び翼体接合工程において、レーザ粉体肉盛溶接法により分割体同士を溶接する例を説明したが、溶接方法はこれに限定されない。たとえば、タービン翼の製造方法において、レーザ粉体肉盛溶接法の代わりに他の種々の溶接方法（例えばＴＩＧ溶接等）を用いて溶接する態様を含んでいてもよい。また、タービン翼において、レーザ粉体肉盛溶接法の代わりに他の種々の溶接方法（例えばＴＩＧ溶接等）により接合された溶接部を含むタービン翼であってもよい。
また、上記の各実施形態では、タービン翼１００の翼体１０を構成する翼体分割体１５やタービン翼１００の内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０のシュラウド分割体を三次元積層法により製作したが、この方法に限定されるものではない。翼体やシュラウドを鋳造や鍛造により製作した後、鋳造品や鍛造品の接合面または余肉部を機械加工により仕上げ加工して開先部を形成したり、ブロック体から機械加工により削り出しにより製作したりしてもよい。
また、上記の各実施形態では、第１部材をタービン翼１００の翼体１０（翼体分割体１５）とし、第２部材をタービン翼１００の内側シュラウド２０及び外側シュラウド３０（接合体２５、３５）としたが、この製品に限定されるものではなく、他の構成部品に適用することができる。例えば、ガスタービン燃焼器における内筒と尾筒の接合など、高温使用環境面と低温使用環境面が存在する部材であれば、いずれの部材であっても適用可能である。
１０ 翼体
１３，１４ フィレット部
１５ 翼体分割体
１６，１７ 位置決め部
１６ａ 凹部
１８，４８ 接合開先
１８ａ，４８ａ 鈎部
２０ 内側シュラウド
２０ａ，３０ａ ガスパス面（高温使用環境面側）
２５，３５ 接合体
３０ 外側シュラウド
４０ 接合部
４０Ｂ 溶接部
５０，２０４ 第１治具
５１，５２ 支持部材
５１ａ 突出部
５２ａ 挿入孔
６０，２０５ 第２治具
１００ タービン翼
２００ 治具
２０６，２０７ 第３治具
Ｄａ 軸方向
Ｄｃ 周方向
Ｄｒ 径方向
Ｄｅ 翼体の延在方向
Ｄｆ 内側シュラウドの延在方向
Ｄｇ 外側シュラウドの延在方向
ＳＴ１０ 翼体分割体形成工程
ＳＴ２０ シュラウド分割体形成工程
ＳＴ３０ シュラウド接合工程
ＳＴ４０ 翼体接合工程

Claims (12)

  1. 第１部材と第２部材とを溶接により接合する部材の接合方法において、
    前記第１部材及び前記第２部材における高温使用環境面側から溶接を行う、
    ことを特徴とする部材の接合方法。
  2. 前記第１部材及び前記第２部材における前記高温使用環境面側に接合開先を設け、前記高温使用環境面側から前記接合開先を用いて溶接を行うことを特徴とする請求項１に記載の部材の接合方法。
  3. 前記接合開先の角度を２０度から４０度の領域に設定することを特徴とする請求項２に記載の部材の接合方法。
  4. 前記高温使用環境面側からレーザ粉体肉盛溶接法により溶接を行うことを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の部材の接合方法。
  5. 前記第１部材と前記第２部材と前記レーザ粉体肉盛溶接法で用いる粉体とが同一材料に設定されることを特徴とする請求項４に記載の部材の接合方法。
  6. 前記第１部材と前記第２部材の接合面における厚さを溶接方向で一定厚さとなるように加工した後、溶接を行い、且つ、加工部や裏波の欠陥部を肉盛補修で修復することを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の部材の接合方法。
  7. 前記第１部材と前記第２部材は、位置決め部が設けられ、接合面が密着した位置で前記位置決め部を介して治具を用いて固定され、この状態で溶接を行うことを特徴とする請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の部材の接合方法。
  8. 前記第１部材は、鉛直方向に長い形状をなし、前記第２部材は、前記第１部材の周囲に配置され、前記治具は、前記第１部材における鉛直方向の各端部に設けられた前記位置決め部を支持する第１治具と、前記第２部材の外面を支持する第２治具とを有することを特徴とする請求項７に記載の部材の接合方法。
  9. 前記治具は、前記第１部材の周囲を支持する第３治具を有することを特徴とする請求項８に記載の部材の接合方法。
  10. 前記第１部材と前記第２部材の一方または両方が三次元積層法により形成されることを特徴とする請求項１から請求項９のいずれか一項に記載の部材の接合方法。
  11. 前記第１部材は、タービン翼の翼体を構成する翼体分割体であり、前記第２部材は、前記タービン翼のシュラウドを構成する複数のシュラウド分割体であり、前記高温使用環境面は、ガスパス面であることを特徴とする請求項１から請求項１０のいずれか一項に記載の部材の接合方法。
  12. 請求項１から請求項１１のいずれか一項に記載の部材の接合方法により製造されることを特徴とするタービン構成部品。
JP2017179332A 2017-09-19 2017-09-19 部材の接合方法 Active JP7005245B2 (ja)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2017179332A JP7005245B2 (ja) 2017-09-19 2017-09-19 部材の接合方法
US16/134,415 US20190084044A1 (en) 2017-09-19 2018-09-18 Method of joining members and turbine component
CN201811091103.8A CN109514088A (zh) 2017-09-19 2018-09-18 构件的接合方法及涡轮构成部件
EP18195306.8A EP3466600A1 (en) 2017-09-19 2018-09-18 Member joining method and turbine components

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2017179332A JP7005245B2 (ja) 2017-09-19 2017-09-19 部材の接合方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2019055408A true JP2019055408A (ja) 2019-04-11
JP7005245B2 JP7005245B2 (ja) 2022-01-21

Family

ID=64183833

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2017179332A Active JP7005245B2 (ja) 2017-09-19 2017-09-19 部材の接合方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20190084044A1 (ja)
EP (1) EP3466600A1 (ja)
JP (1) JP7005245B2 (ja)
CN (1) CN109514088A (ja)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10493532B2 (en) * 2017-01-17 2019-12-03 General Electric Company Thermal expansion fit build plate for additive manufacturing

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05237655A (ja) * 1991-12-02 1993-09-17 Westinghouse Electric Corp <We> ロータの修理方法
JPH08284607A (ja) * 1995-04-07 1996-10-29 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 蒸気タービン静翼
JP2001269784A (ja) * 2000-03-28 2001-10-02 Toshiba Corp Ｎｉ基単結晶超合金からなるガスタービン翼の補修方法およびその装置
JP2002224855A (ja) * 2000-12-07 2002-08-13 Snecma Moteurs ブレード保持ツール、およびブレードの摩擦溶接へのブレード保持ツールの使用方法
JP2003129862A (ja) * 2001-10-23 2003-05-08 Toshiba Corp タービン翼の製造方法
JP2010031812A (ja) * 2008-07-31 2010-02-12 Hitachi Ltd タービンロータ
US20140255194A1 (en) * 2012-12-21 2014-09-11 General Electric Company Tip shrouds of turbine rotor blades and methods of manufacture related thereto
WO2015121951A1 (ja) * 2014-02-13 2015-08-20 三菱日立製鉄機械株式会社 板曲げ中空ロールの製造方法並びに板曲げ中空ロールおよび鋼板製造プロセス装置
JP2015202506A (ja) * 2014-04-14 2015-11-16 三菱重工業株式会社 溶接構造物、レーザ溶接方法及びレーザ溶接装置
US20160001406A1 (en) * 2014-07-07 2016-01-07 Hanwha Techwin Co., Ltd. Rotation part of rotary machine and method of manufacturing the same
JP2016019984A (ja) * 2014-07-14 2016-02-04 川崎重工業株式会社 構造物の溶接方法
WO2017074372A1 (en) * 2015-10-29 2017-05-04 Siemens Energy, Inc. Method for manufacturing and repairing a composite construction turbine blade

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4292496A (en) * 1980-01-17 1981-09-29 Aluminum Company Of America Vertical plate welding using double bevel joint
US7009137B2 (en) * 2003-03-27 2006-03-07 Honeywell International, Inc. Laser powder fusion repair of Z-notches with nickel based superalloy powder
US9186757B2 (en) * 2012-05-09 2015-11-17 Siemens Energy, Inc. Method of providing a turbine blade tip repair
CN105849440B (zh) * 2013-11-29 2019-01-15 爱信艾达株式会社 液力耦合器的制造方法以及液力耦合器
US20150377037A1 (en) * 2014-06-30 2015-12-31 General Electric Company Braze methods and components for turbine buckets
EP3164605B1 (en) * 2014-07-04 2019-03-27 Nuovo Pignone S.r.l. Manufacturing of a turbomachine impeller by assembling a plurality of tubular components
GB201417429D0 (en) * 2014-10-02 2014-11-19 Rolls Royce Plc A cooled component
CN106563929B (zh) * 2015-10-08 2019-09-17 利宝地工程有限公司 修复和制造涡轮发动机部件的方法及涡轮发动机部件

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH05237655A (ja) * 1991-12-02 1993-09-17 Westinghouse Electric Corp <We> ロータの修理方法
JPH08284607A (ja) * 1995-04-07 1996-10-29 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 蒸気タービン静翼
JP2001269784A (ja) * 2000-03-28 2001-10-02 Toshiba Corp Ｎｉ基単結晶超合金からなるガスタービン翼の補修方法およびその装置
JP2002224855A (ja) * 2000-12-07 2002-08-13 Snecma Moteurs ブレード保持ツール、およびブレードの摩擦溶接へのブレード保持ツールの使用方法
JP2003129862A (ja) * 2001-10-23 2003-05-08 Toshiba Corp タービン翼の製造方法
JP2010031812A (ja) * 2008-07-31 2010-02-12 Hitachi Ltd タービンロータ
US20140255194A1 (en) * 2012-12-21 2014-09-11 General Electric Company Tip shrouds of turbine rotor blades and methods of manufacture related thereto
WO2015121951A1 (ja) * 2014-02-13 2015-08-20 三菱日立製鉄機械株式会社 板曲げ中空ロールの製造方法並びに板曲げ中空ロールおよび鋼板製造プロセス装置
JP2015202506A (ja) * 2014-04-14 2015-11-16 三菱重工業株式会社 溶接構造物、レーザ溶接方法及びレーザ溶接装置
US20160001406A1 (en) * 2014-07-07 2016-01-07 Hanwha Techwin Co., Ltd. Rotation part of rotary machine and method of manufacturing the same
JP2016019984A (ja) * 2014-07-14 2016-02-04 川崎重工業株式会社 構造物の溶接方法
WO2017074372A1 (en) * 2015-10-29 2017-05-04 Siemens Energy, Inc. Method for manufacturing and repairing a composite construction turbine blade

Also Published As

Publication number Publication date
EP3466600A1 (en) 2019-04-10
CN109514088A (zh) 2019-03-26
JP7005245B2 (ja) 2022-01-21
US20190084044A1 (en) 2019-03-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8474137B2 (en) Method for repairing turbine blades
US7802350B2 (en) Flange hole repair
CA2550787C (en) Shimmed laser beam welding process for joining superalloys for gas turbine applications
US7997860B2 (en) Welded nozzle assembly for a steam turbine and related assembly fixtures
CN109759789B (zh) 液体火箭发动机的推力室耐压夹层制造方法
JP2008110404A (ja) フランジにおける開口および隣接欠陥を補修する方法および装置
JP5116240B2 (ja) 被接合部材の溶接接合方法並びに溶接接合体及び鉄道車両用構体
CN108788432B (zh) 一种航空同种ic10单晶高温合金焊接方法
US9221121B2 (en) Welding process for welding three elements using two angled energy beams
JP7005245B2 (ja) 部材の接合方法
SE519782C2 (sv) Förfarande för framställning av ett ihåligt blad avsett för en stator-eller rotorkomponent
JP6349449B1 (ja) タービン翼の製造方法、及びタービン翼
US20070084051A1 (en) Methods of welding turbine covers and bucket tips
US7767318B2 (en) Laser fillet welding
US9816382B2 (en) Turbomachine blade and relative production method
JP5100671B2 (ja) プロペラ羽根の製造方法、プロペラ羽根及び送風機
US10634008B2 (en) Method for manufacturing a housing of a turbomachine and turbomachine housing
JP2006341627A (ja) 鉄道車両用先頭部構造
US11885262B1 (en) Repairs for defects in bores
JP6544508B2 (ja) 溶接継手
JP2012229639A (ja) タービン高温部品の補修方法、ガスタービン動翼、およびガスタービン
US20210069822A1 (en) Systems and methods for joining and repair using ultrasonic additive manufacturing with a contoured sonotrode
JP2017030004A (ja) 配管溶接方法および溶接組立て構造
EP1925391A1 (en) Laser fillet welding
JP2021090995A (ja) 溶接方法および構造物

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20190212

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20200116

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20200128

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20200324

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20200804

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20201001

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20210216

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20210326

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20210527

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20211207

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20220105

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 7005245

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150