JP2023183131A - Method for controlling deformation of turbine component - Google Patents
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Abstract
Description
本開示は、タービン部品の変形を制御する方法に関する。 The present disclosure relates to a method of controlling deformation of a turbine component.
タービン部品の製造過程では、所望される特性をタービン部品が獲得するように種々の熱処理が実施されるが、その際、比較的速い冷却速度でタービン部品が冷却される場合がある（例えば特許文献１参照）。 During the manufacturing process of turbine components, various heat treatments are carried out so that the turbine components acquire desired properties, and in this case, the turbine components may be cooled at a relatively high cooling rate (for example, as disclosed in Patent Document (see 1).
しかし、比較的高い温度から比較的速い冷却速度でタービン部品を冷却すると、冷却過程でタービン部品が不所望に変形してしまうおそれがある。 However, cooling the turbine component from a relatively high temperature at a relatively high cooling rate may result in undesirable deformation of the turbine component during the cooling process.
本開示の少なくとも一実施形態は、上述の事情に鑑みて、タービン部品の製造時又は補修時においてタービン部品の変形を制御することを目的とする。 In view of the above circumstances, at least one embodiment of the present disclosure is directed to controlling deformation of a turbine component during manufacture or repair of the turbine component.
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法は、
薄肉部と厚肉部とを有するタービン部品の製造時又は補修時において変形を制御する方法であって、
前記タービン部品を所定温度以上まで加熱する前に、前記薄肉部の少なくとも一部に対して保温部材を配置する工程と、
前記所定温度以上まで加熱した前記タービン部品を冷却した後で、前記タービン部品から前記保温部材を取り除く工程と、
を有する。
(1) A method for controlling deformation of a turbine component according to at least one embodiment of the present disclosure includes:
A method for controlling deformation during manufacturing or repair of a turbine component having a thin wall portion and a thick wall portion, the method comprising:
before heating the turbine component to a predetermined temperature or higher, placing a heat insulating member on at least a portion of the thin wall portion;
After cooling the turbine component heated to the predetermined temperature or higher, removing the heat retaining member from the turbine component;
has.
本開示の少なくとも一実施形態によれば、タービン部品の製造時又は補修時においてタービン部品の変形を制御できる。 According to at least one embodiment of the present disclosure, deformation of a turbine component can be controlled during manufacture or repair of the turbine component.
以下、添付図面を参照して本開示の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本開示の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
Hereinafter, some embodiments of the present disclosure will be described with reference to the accompanying drawings. However, the dimensions, materials, shapes, relative arrangements, etc. of the components described as embodiments or shown in the drawings are not intended to limit the scope of the present disclosure, and are merely illustrative examples. do not have.
For example, expressions expressing relative or absolute positioning such as "in a certain direction,""along a certain direction,""parallel,""orthogonal,""centered,""concentric," or "coaxial" are strictly In addition to representing such an arrangement, it also represents a state in which they are relatively displaced with a tolerance or an angle or distance that allows the same function to be obtained.
For example, expressions such as "same,""equal," and "homogeneous" that indicate that things are in an equal state do not only mean that things are exactly equal, but also have tolerances or differences in the degree to which the same function can be obtained. It also represents the existing state.
For example, expressions expressing shapes such as squares and cylinders do not only refer to shapes such as squares and cylinders in a strict geometric sense, but also include uneven parts and chamfers to the extent that the same effect can be obtained. Shapes including parts, etc. shall also be expressed.
On the other hand, the expressions "comprising,""comprising,""comprising,""containing," or "having" one component are not exclusive expressions that exclude the presence of other components.
図１は、幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法によって変形が制御されたタービン翼が適用されるガスタービンの概略構成図である。図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるための燃焼器４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結される。
FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine to which a turbine blade whose deformation is controlled by a method for controlling deformation of turbine components according to some embodiments is applied. As shown in FIG. 1, a gas turbine 1 includes a
圧縮機２は、圧縮機車室１０側に固定された複数の静翼１６と、静翼１６に対して交互に配列されるようにロータ８に植設された複数の動翼１８と、を含む。
圧縮機２には、空気取入口１２から取り込まれた空気が送られるようになっており、この空気は、複数の静翼１６及び複数の動翼１８を通過して圧縮されることで高温高圧の圧縮空気となる。
The
Air taken in from the
燃焼器４には、燃料と、圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給されるようになっており、該燃焼器４において燃料が燃焼され、タービン６の作動流体である燃焼ガスが生成される。燃焼器４は、図１に示すように、ケーシング２０内にロータ８を中心として周方向に沿って複数配置されていてもよい。
The
タービン６は、タービン車室２２内に形成される燃焼ガス流路２８を有し、該燃焼ガス流路２８に設けられる複数の静翼２４及び動翼２６を含む。
静翼２４はタービン車室２２側に固定されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の静翼２４が静翼列を構成している。また、動翼２６はロータ８に植設されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の動翼２６が動翼列を構成している。静翼列と動翼列とは、ロータ８の軸方向において交互に配列されている。
タービン６では、燃焼ガス流路２８に流れ込んだ燃焼器４からの燃焼ガスが複数の静翼２４及び複数の動翼２６を通過することでロータ８が回転駆動され、これにより、ロータ８に連結された発電機が駆動されて電力が生成されるようになっている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気室３０を介して外部へ排出される。
The
The
In the
以下の説明では、幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法によって変形が制御されたタービン翼４０は、上述したタービン６の動翼２６であるものとして説明する。
In the following description, it is assumed that the turbine blade 40 whose deformation is controlled by the method for controlling deformation of a turbine component according to some embodiments is the
（タービン翼４０）
図２は、幾つかの実施形態に係るタービン翼４０（動翼２６）を背側から見た図である。
図３Ａは、図２に示したタービン翼４０の翼本体の形状を示す図であり、翼高さ方向から見たタービン翼４０の断面図に相当する。
幾つかの実施形態に係るタービン翼４０は、翼本体（翼型部）４２と、プラットフォーム部４４と、シャンク部４６と、を備えている。シャンク部４６は、翼根部４７を含んでいる。翼根部４７は、ロータ８（図１参照）に埋設され、タービン翼４０は、ロータ８と共に回転する。翼本体４２と、プラットフォーム部４４と、シャンク部４６とは、一体的に形成されている。
(Turbine blade 40)
FIG. 2 is a view of the turbine blade 40 (rotor blade 26) according to some embodiments viewed from the back side.
FIG. 3A is a diagram showing the shape of the blade body of the turbine blade 40 shown in FIG. 2, and corresponds to a cross-sectional view of the turbine blade 40 viewed from the blade height direction.
The turbine blade 40 according to some embodiments includes a blade body (airfoil section) 42, a
翼本体４２は、ロータ８の径方向（以下、単に「径方向」又は「翼高さ方向」とも称する。）に沿って延在するように設けられており、プラットフォーム部４４に固定されるハブ側の基端５０と、翼高さ方向（ロータ８の径方向）において基端５０とは反対側に位置するチップ側の先端４８と、を有する。
また、タービン翼４０の翼本体４２は、基端５０から先端４８にかけて前縁５２及び後縁５４を有し、該翼本体４２の翼面は、基端５０と先端４８との間において翼高さ方向（径方向）に沿って延在する圧力面（腹面）５６と負圧面（背面）５８とを含む。
The
Further, the
例えば上述したタービン翼４０のようなタービン部品の製造過程では、所望される特性をタービン部品が獲得するように種々の熱処理が実施されるが、その際、比較的速い冷却速度でタービン部品が冷却される場合がある。
しかし、比較的高い温度から比較的速い冷却速度でタービン部品を冷却すると、冷却過程でタービン部品が不所望に変形してしまうおそれがある。このような不所望の変形は、冷却時において薄肉部と厚肉部とでの冷却速度に差が生じるために、薄肉部と厚肉部とで温度差が生じることによるものである。そのため、冷却時における薄肉部と厚肉部とでの冷却速度の差を抑制する、又は、冷却速度の差を意図的に生じさせることで、不所望な変形を抑制する、又は、意図的に変形させる等、変形を制御することができる。
For example, in the process of manufacturing a turbine component such as the turbine blade 40 described above, various heat treatments are performed so that the turbine component acquires desired characteristics. may be done.
However, cooling the turbine component from a relatively high temperature at a relatively high cooling rate may result in undesirable deformation of the turbine component during the cooling process. Such undesired deformation is caused by a temperature difference between the thin wall portion and the thick wall portion due to a difference in cooling rate between the thin wall portion and the thick wall portion during cooling. Therefore, by suppressing the difference in cooling rate between thin-walled parts and thick-walled parts during cooling, or by intentionally creating a difference in cooling rate, undesirable deformation can be suppressed, or by intentionally creating a difference in cooling rate. Deformation can be controlled, such as deformation.
そこで、幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法では、薄肉部と厚肉部とを有するタービン部品の製造時又は補修時において変形を制御する方法として、タービン部品を所定温度以上まで加熱する前に、薄肉部の少なくとも一部に対して保温部材を配置するようにした。そして、所定温度以上まで加熱したタービン部品を冷却した後で、タービン部品から保温部材を取り除くようにした。
これにより、薄肉部からの放熱を保温部材で抑制できるので、厚肉部に対して速くなりがちな薄肉部の冷却速度を抑制できる。よって、不所望な変形を抑制する等、タービン部品の変形を制御することができる。
Therefore, in the method of controlling deformation of a turbine component according to some embodiments, as a method of controlling deformation during manufacturing or repair of a turbine component having a thin wall portion and a thick wall portion, the turbine component is heated to a temperature higher than a predetermined temperature. A heat insulating member is placed on at least a portion of the thin wall portion before heating to a maximum temperature. After cooling the turbine component heated to a predetermined temperature or higher, the heat insulating member is removed from the turbine component.
Thereby, heat dissipation from the thin wall portion can be suppressed by the heat insulating member, so that the cooling rate of the thin wall portion, which tends to be faster than that of the thick wall portion, can be suppressed. Therefore, deformation of the turbine components can be controlled, such as suppressing undesired deformation.
なお、上記保温部材は、タービン部品の表面と雰囲気との間に介在してタービン部品と雰囲気との間の熱伝達を抑制する部材、すなわち断熱部材であり、例えば、アルミナ（Ａｌ２Ｏ３）やシリカ（ＳｉＯ２）を基本組成とする無機質の耐火性繊維からなるブランケット状や布状の形態の部材である。 The heat retaining member is a member that is interposed between the surface of the turbine component and the atmosphere to suppress heat transfer between the turbine component and the atmosphere, that is, a heat insulating member, and is made of, for example, alumina (Al 2 O 3 ). It is a blanket-like or cloth-like member made of inorganic refractory fibers whose basic composition is silica (SiO 2 ).
以下、幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法を上述したタービン翼４０の変形を制御する場合に適用した例について説明する。
図３Ｂは、タービン翼４０の翼本体４２の変形によるＹ軸方向への移動量（変形量）であるＢｏｗについて説明するための図である。なお、Ｙ軸の延在方向は、ロータ８の周方向である。
図３Ｃは、タービン翼４０の翼本体４２の変形によるＸ軸方向への移動量であるＤｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔについて説明するための図である。なお、Ｘ軸の延在方向は、ロータ８の軸方向である。
図３Ｃは、タービン翼４０の翼本体４２の変形によるＺ軸を回転軸とする回転方向への移動量であるＴｗｉｓｔについて説明するための図である。なお、Ｚ軸の延在方向は、Ｘ軸及びＹ軸に垂直な方向、すなわちロータ８の径方向である。
図４Ａは、タービン翼４０の翼本体４２における薄肉部７１である前縁部６２及び後縁部６４に対し、前縁部６２及び後縁部６４の基端５０から先端４８まで保温部材８０を配置した例を示す図であり、タービン翼４０を背側から見た図である。
図４Ｂは、図４Ａにおける保温部材８０の配置状態を翼高さ方向から見たときの図である。
なお、翼本体４２における薄肉部７１以外の領域を厚肉部７３とも称する。
Hereinafter, an example in which a method for controlling deformation of a turbine component according to some embodiments is applied to controlling deformation of the turbine blade 40 described above will be described.
FIG. 3B is a diagram for explaining Bow, which is the amount of movement (deformation amount) in the Y-axis direction due to deformation of the
FIG. 3C is a diagram for explaining Displacement, which is the amount of movement in the X-axis direction due to deformation of the
FIG. 3C is a diagram for explaining Twist, which is the amount of movement in the rotational direction with the Z-axis as the rotation axis due to deformation of the
FIG. 4A shows that a
FIG. 4B is a diagram of the arrangement state of the
Note that the area other than the thin wall portion 71 in the
図４Ａ及び図４Ｂに示す例では、前縁部６２及び後縁部６４に配置される保温部材８０の厚さｔはｔ１である。前縁部６２に配置される保温部材８０が前縁５２から後縁５４に向かって腹面５６を覆う距離Ｌａ、及び背面５８を覆う距離Ｌｂ、後縁部６４に配置される保温部材８０が後縁５４から前縁５２に向かって腹面５６を覆う距離Ｌｃ、及び背面５８を覆う距離Ｌｄは、いずれもＬ１である。
In the example shown in FIGS. 4A and 4B, the thickness t of the
図５Ａ、図５Ｂ、及び図５Ｃは、図４Ａ及び図４Ｂに示すように保温部材８０を配置したタービン翼４０に対し、熱処理を行った後の翼本体４２の形状を熱処理を行う前と比較した結果を示す図である。
図５Ａでは、翼高さ方向に垂直な断面における上述したＹ軸方向の移動量（Ｂｏｗ）を横軸にとり、翼本体４２における翼高さ方向の位置を縦軸にとっている。
図５Ｂでは、翼高さ方向に垂直な断面における上述したＸ軸方向の移動量（Ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔ）を横軸にとり、翼本体４２における翼高さ方向の位置を縦軸にとっている。
図５Ｃでは、翼高さ方向に垂直な断面における上述したＺ軸回りの回転方向（ねじれ）の移動量（Ｔｗｉｓｔ）を横軸にとり、翼本体４２における翼高さ方向の位置を縦軸にとっている。
5A, FIG. 5B, and FIG. 5C compare the shape of the
In FIG. 5A, the horizontal axis represents the amount of movement (Bow) in the Y-axis direction in the cross section perpendicular to the blade height direction, and the vertical axis represents the position of the
In FIG. 5B, the horizontal axis represents the displacement in the X-axis direction in the cross section perpendicular to the blade height direction, and the vertical axis represents the position of the
In FIG. 5C, the horizontal axis represents the amount of movement (Twist) in the rotational direction (twist) about the Z-axis in the cross section perpendicular to the blade height direction, and the vertical axis represents the position of the
ここで、図５Ａ、図５Ｂ、図５Ｃ、及び後述する移動量に関するグラフのいずれにおいても、移動量は、基準となる断面（熱処理の前の断面）と比較したときの座標移動量である。
タービン翼４０は翼根部４７がロータ８に埋設されて使用されるため、翼本体４２の形状の測定は、翼根部４７を基準として行われる。
翼高さ方向に垂直な断面についての熱処理の前の断面形状のデータと熱処理の後の断面形状のデータの偏差量の二乗和が最小になるようにデータの重ね合わせを行い、熱処理前から熱処理後に対してどれくらい平行移動・回転移動したかを取得することで上記移動量を算出する。
Here, in any of FIGS. 5A, 5B, 5C, and a graph related to the amount of movement described later, the amount of movement is the amount of coordinate movement when compared with a reference cross section (a cross section before heat treatment).
Since the turbine blade 40 is used with the
The data are superimposed so that the sum of the squares of the deviation between the cross-sectional shape data before heat treatment and the cross-sectional shape data after heat treatment for the cross section perpendicular to the blade height direction is minimized, and the heat treatment is performed from before heat treatment. The amount of movement is calculated by obtaining the amount of translational and rotational movement relative to the rear.
図５Ａにおける破線のグラフ線１０１、図５Ｂにおける破線のグラフ線１０２、及び図５Ｃにおける破線のグラフ線１０３は、保温部材８０を配置せずに熱処理を行った場合の移動量を示すグラフ線である。
図５Ａにおける実線のグラフ線２０１、図５Ｂにおける実線のグラフ線２０２、及び図５Ｃにおける実線のグラフ線２０３は、保温部材８０を配置した場合の移動量を示すグラフ線である。
また、上述した熱処理は、例えば溶体化熱処理であり、後述する熱処理についても同様である。
A
A
Further, the heat treatment described above is, for example, solution heat treatment, and the same applies to the heat treatment described later.
図４Ａ及び図４Ｂに示すように保温部材８０を配置した場合、図５Ａに示すように、保温部材８０を配置しなかった場合に腹側へ比較的大きく倒れていた翼本体４２の倒れがほとんどなくなるか、背側へ倒れるようになった。
図４Ａ及び図４Ｂに示すように保温部材８０を配置した場合、図５Ｂに示すように、保温部材８０を配置しなかった場合にｙ軸方向マイナス側へ変形していた翼本体４２がプラス側へ変形するようになったが、チップ側の移動量の絶対値は、保温部材８０を配置しなかった場合と比べて小さくなっている。
図４Ａ及び図４Ｂに示すように保温部材８０を配置した場合、図５Ｃに示すように、保温部材８０を配置しなかった場合と比べてねじれ量が減少している。
When the
When the
When the
図６Ａは、上述した図４Ａ及び図４Ｂに示す場合と同様に、前縁部６２及び後縁部６４に対し、前縁部６２及び後縁部６４の基端５０から先端４８まで保温部材８０を配置した例を示す図であり、例えばタービン翼４０を背側から見た図である。なお、図６Ａに示す例では、保温部材８０は、ハブ側の第１領域９１において、翼高さ方向から見たときに保温部材８０が翼面（腹面５６及び背面５８）を覆う距離Ｌが第１領域よりもチップ側の第２領域９２において保温部材８０が翼面を覆う距離Ｌよりも大きくなるように配置されている。
図６Ｂは、図６Ａにおける保温部材８０の配置状態を翼高さ方向から見たときの図であり、第２領域９２における保温部材８０の配置状態を示している。
図６Ｃは、図６Ａにおける保温部材８０の配置状態を翼高さ方向から見たときの図であり、第１領域９１における保温部材８０の配置状態を示している。
6A shows a
FIG. 6B is a diagram showing the arrangement of the
FIG. 6C is a diagram showing the arrangement of the
図６Ａ、図６Ｂ及び図６Ｃに示す例では、前縁部６２及び後縁部６４に配置される保温部材８０の厚さｔは、図４Ａ及び図４Ｂに示す場合と同様にｔ１である。
上述した距離Ｌａ、距離Ｌｂ、距離Ｌｃ、及び距離Ｌｄは、第２領域９２ではいずれもＬ１である。
上述した距離Ｌａ及び距離Ｌｂは、第１領域９１ではいずれもＬ１よりも大きいＬ２である。
上述した距離Ｌｃ及び距離Ｌｄは、第１領域９１ではいずれもＬ２と同等、又はＬ２よりも大きいＬ３である。
In the example shown in FIGS. 6A, 6B, and 6C, the thickness t of the
The distance La, Lb, Lc, and Ld described above are all L1 in the
The distance La and the distance Lb described above are both L2, which is larger than L1 in the
In the
図６Ａ、図６Ｂ及び図６Ｃに示す例では、さらに、シャンク部４６の前縁側側面４６Ｌ、及び、後縁側側面４６Ｔも保温部材８０で覆われている。
シャンク部４６の前縁側側面４６Ｌ、及び、後縁側側面４６Ｔを覆う保温部材８０の厚さｔは、前縁部６２及び後縁部６４に配置される保温部材８０と同様にｔ１である。
なお、前縁側側面４６Ｌを覆う保温部材８０は、前縁側側面４６Ｌからシャンク部４６の側面４６Ｓにかけて覆っており、前縁側側面４６Ｌから後縁側側面４６Ｔに向かって覆う距離Ｓは、Ｓ４である。
同様に、後縁側側面４６Ｔを覆う保温部材８０は、後縁側側面４６Ｔからシャンク部４６の側面にかけて覆っており、後縁側側面４６Ｔから前縁側側面４６Ｌに向かって覆う距離Ｓは、Ｓ４である。
In the example shown in FIGS. 6A, 6B, and 6C, the front edge side surface 46L and the rear
The thickness t of the
The
Similarly, the
図７Ａ、図７Ｂ、及び図７Ｃは、図６Ａ、図６Ｂ及び図６Ｃに示すように保温部材８０を配置したタービン翼４０に対し、熱処理を行った後の翼本体４２の形状を熱処理を行う前と比較した結果を示す図である。
図７Ａでは、翼高さ方向に垂直な断面における上述したＹ軸方向の移動量（Ｂｏｗ）を横軸にとり、翼本体４２における翼高さ方向の位置を縦軸にとっている。
図７Ｂでは、翼高さ方向に垂直な断面における上述したＸ軸方向の移動量（Ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔ）を横軸にとり、翼本体４２における翼高さ方向の位置を縦軸にとっている。
図７Ｃでは、翼高さ方向に垂直な断面における上述したＺ軸回りの回転方向（ねじれ）の移動量（Ｔｗｉｓｔ）を横軸にとり、翼本体４２における翼高さ方向の位置を縦軸にとっている。
図７Ａにおける破線のグラフ線１０４、図７Ｂにおける破線のグラフ線１０５、及び図７Ｃにおける破線のグラフ線１０６は、保温部材８０を配置せずに熱処理を行った場合の移動量を示すグラフ線である。
図７Ａにおける実線のグラフ線２０４、図７Ｂにおける実線のグラフ線２０５、及び図７Ｃにおける実線のグラフ線２０６は、保温部材８０を配置した場合の移動量を示すグラフ線である。
7A, FIG. 7B, and FIG. 7C show that the shape of the
In FIG. 7A, the horizontal axis represents the amount of movement (Bow) in the Y-axis direction in the cross section perpendicular to the blade height direction, and the vertical axis represents the position of the
In FIG. 7B, the horizontal axis represents the displacement in the X-axis direction in the cross section perpendicular to the blade height direction, and the vertical axis represents the position of the
In FIG. 7C, the horizontal axis represents the amount of movement (Twist) in the rotational direction (twist) about the Z-axis in the cross section perpendicular to the blade height direction, and the vertical axis represents the position of the
A
A
図７Ａに示すように、図６Ａ、図６Ｂ及び図６Ｃのように保温部材８０を配置した場合は、腹側への翼本体４２の倒れがほとんどなくなるか、背側へ倒れるようになったが、図４Ａ及び図４Ｂのように保温部材８０を配置した場合よりもさらに翼本体４２の倒れを抑制できる。
As shown in FIG. 7A, when the
図８Ａは、前縁部６２及び後縁部６４に対し、前縁部６２及び後縁部６４の基端５０から先端４８までの間の一部の領域に保温部材８０を配置した例を示す図であり、タービン翼４０を背側から見た図である。
図８Ｂは、図８Ａにおける保温部材８０の配置状態を翼高さ方向から見たときの図である。
FIG. 8A shows an example in which a
FIG. 8B is a diagram of the arrangement of the
図９Ａは、前縁部６２及び後縁部６４に対し、前縁部６２及び後縁部６４の基端５０から先端４８までの間の一部の領域に保温部材８０を配置した他の例を示す図であり、タービン翼４０を背側から見た図である。
図９Ｂは、図９Ａにおける保温部材８０の配置状態を翼高さ方向から見たときの図である。
なお、図８Ａ及び図８Ｂに示す例、並びに図９Ａ及び図９Ｂに示す例は、翼本体４２の状態に応じて意図的に翼本体４２を腹側に倒すように保温部材８０を配置した例である。
FIG. 9A shows another example in which a
FIG. 9B is a diagram of the arrangement state of the
Note that the examples shown in FIGS. 8A and 8B and the examples shown in FIGS. 9A and 9B are examples in which the
図８Ａ及び図８Ｂは、上述した第２領域９２に保温部材８０を配置し、上述した第１領域９１に保温部材８０を配置しない場合に相当する例を示す図である。
図８Ａ及び図８Ｂに示す例では、前縁部６２及び後縁部６４に配置される保温部材８０の厚さｔは、図４Ａ及び図４Ｂに示す場合と同様にｔ１である。上述した距離Ｌａ、距離Ｌｂ、距離Ｌｃ、及び距離Ｌｄは、いずれもＬ１である。
FIGS. 8A and 8B are diagrams showing an example corresponding to the case where the
In the example shown in FIGS. 8A and 8B, the thickness t of the
図９Ａ及び図９Ｂは、上述した第１領域９１と、上述した第２領域９２の内、チップ側の第３領域９３に保温部材８０を配置し、上述した第２領域９２の内の第３領域９３以外の領域に保温部材８０を配置しない場合に相当する例を示す図である。
図９Ａ及び図９Ｂに示す例では、前縁部６２及び後縁部６４に配置される保温部材８０の厚さｔは、図４Ａ及び図４Ｂに示す場合と同様にｔ１である。上述した距離Ｌａ、距離Ｌｂ、距離Ｌｃ、及び距離Ｌｄは、いずれもＬ１である。
9A and 9B, the
In the example shown in FIGS. 9A and 9B, the thickness t of the
図１０Ａ、図１０Ｂ、及び図１０Ｃは、図８Ａ及び図８Ｂ、並びに図９Ａ及び図９Ｂに示すように保温部材８０を配置したタービン翼４０に対し、熱処理を行った後の翼本体４２の形状を熱処理を行う前と比較した結果を示す図である。
図１０Ａでは、翼高さ方向に垂直な断面における上述したＹ軸方向の移動量（Ｂｏｗ）を横軸にとり、翼本体４２における翼高さ方向の位置を縦軸にとっている。
図１０Ｂでは、翼高さ方向に垂直な断面における上述したＸ軸方向の移動量（Ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔ）を横軸にとり、翼本体４２における翼高さ方向の位置を縦軸にとっている。
図１０Ｃでは、翼高さ方向に垂直な断面における上述したＺ軸回りの回転方向（ねじれ）の移動量（Ｔｗｉｓｔ）を横軸にとり、翼本体４２における翼高さ方向の位置を縦軸にとっている。
図１０Ａにおける破線のグラフ線１０７、図１０Ｂにおける破線のグラフ線１０８、及び図１０Ｃにおける破線のグラフ線１０９は、保温部材８０を配置せずに熱処理を行った場合の移動量を示すグラフ線である。
図１０Ａにおける実線のグラフ線２０７、２０８、図１０Ｂにおける実線のグラフ線２０９、２１０、及び図１０Ｃにおける実線のグラフ線２１１、２１２は、保温部材８０を配置した場合の移動量を示すグラフ線である。
なお、図１０Ａにおける実線のグラフ線２０７、図１０Ｂにおける実線のグラフ線２０９、及び図１０Ｃにおける実線のグラフ線２１１は、図８Ａ及び図８Ｂに示す例において保温部材８０を配置した場合の移動量を示すグラフ線である。
図１０Ａにおける実線のグラフ線２０８、図１０Ｂにおける実線のグラフ線２１０、及び図１０Ｃにおける実線のグラフ線２１２は、図９Ａ及び図９Ｂに示す例において保温部材８０を配置した場合の移動量を示すグラフ線である。
10A, FIG. 10B, and FIG. 10C show the shape of the
In FIG. 10A, the horizontal axis represents the amount of movement (Bow) in the Y-axis direction in a cross section perpendicular to the blade height direction, and the vertical axis represents the position of the
In FIG. 10B, the horizontal axis represents the displacement in the X-axis direction in the cross section perpendicular to the blade height direction, and the vertical axis represents the position of the
In FIG. 10C, the horizontal axis represents the amount of movement (Twist) in the rotational direction (twist) about the Z axis in the cross section perpendicular to the blade height direction, and the vertical axis represents the position of the
A
Note that the
A
図８Ａ及び図８Ｂに示す例では、図１０Ａに示すように、保温部材８０が配置されていなかった第１領域９１に相当する領域では、保温部材８０が全く配置されていない場合と同様に翼本体４２は腹側に倒れる。しかし、保温部材８０が配置されていた第２領域９２に相当する領域では、翼本体４２は変形が抑制されて比較的まっすぐな形状を保っている。
In the example shown in FIGS. 8A and 8B, as shown in FIG. 10A, in the region corresponding to the
図９Ａ及び図９Ｂに示す例では、図１０Ａに示すように、保温部材８０が配置されていた第１領域９１では、翼本体４２は背側に倒れる。第１領域９１と第３領域９３との間の領域に相当する領域では、保温部材８０が配置されていなかったため、翼本体４２は腹側に倒れる。保温部材８０が配置されていた第３領域９３に相当する領域では、翼本体４２は変形が抑制されて比較的まっすぐな形状を保っている。
In the example shown in FIGS. 9A and 9B, as shown in FIG. 10A, the wing
以上の結果を踏まえると、翼本体４２の状態に応じて意図的に翼本体４２を変形させるように保温部材８０を配置することができる。
図１１は、翼高さ方向に垂直な断面における上述したＹ軸方向の移動量（Ｂｏｗ）を横軸にとり、翼本体４２における翼高さ方向の位置を縦軸にとったグラフであり、上述した幾つかの実施形態におけるグラフ線を掲載している。
例えば、図１１のグラフ線２２１は、図８Ａ及び図８Ｂに示す例におけるグラフ線２０７の一つであるが、熱処理前に翼本体４２の主にチップ側の領域が背側に倒れている場合には、図８Ａ及び図８Ｂに示す例のように保温部材８０を配置することで、翼本体４２の主にチップ側の領域を腹側に向かって起こすことができる。
Based on the above results, the
FIG. 11 is a graph in which the above-mentioned movement amount (Bow) in the Y-axis direction in a cross section perpendicular to the blade height direction is taken as the horizontal axis, and the position in the blade height direction in the
For example, the
例えば、図１１のグラフ線２２２は、図６Ａ及び図６Ｂに示す例におけるグラフ線２０４の一つであるが、熱処理前の翼本体４２の移動量が寸法公差内である場合には、図６Ａ及び図６Ｂに示す例のように保温部材８０を配置することで、熱処理による移動量をできるだけ少なくすることができる。
For example, the
例えば、図１１のグラフ線２２３は、図９Ａ及び図９Ｂに示す例におけるグラフ線２０８の一つであるが、熱処理前に翼本体４２の主にチップ側の領域が腹側に倒れている場合には、図９Ａ及び図９Ｂに示す例のように保温部材８０を配置することで、翼本体４２の主にチップ側の領域を背側に向かって起こすことができる。
For example, the
例えば、図１１のグラフ線２２４は、図４Ａ及び図４Ｂに示す例におけるグラフ線２０１の一つであるが、熱処理前に翼本体４２の主にチップ側の領域が比較的大きく腹側に倒れている場合には、図４Ａ及び図４Ｂに示す例のように保温部材８０を配置することで、翼本体４２の主にチップ側の領域を背側に向かって起こすことができる。
For example, the
なお、保温部材８０は、翼本体４２の状態に応じて前縁部６２、又は、後縁部６４の何れか一方における少なくとも一部に対して配置してもよい。
Note that the
図１２は、幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法によってタービン部品の変形を制御しながら熱処理を行う手順を示したフローチャートである。
いくつかの実施形態に係る熱処理方法は、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０と、熱処理工程Ｓ２０と、保温部材８０を取り除く工程Ｓ３０とを備えている。
保温部材を配置する工程Ｓ１０は、タービン部品を所定温度以上まで加熱する前、すなわち以下の熱処理工程Ｓ２０の実施の前に、上述したように薄肉部７１の少なくとも一部に対して保温部材８０を配置する工程である。
なお、保温部材を配置する工程Ｓ１０では、保温部材８０をタービン部品に配置する際、保温部材８０がタービン部品からの脱落や位置ずれ等を起こさないように、金属製の網を保温部材８０の上から被せる等、必要な措置を講じるとよい。
FIG. 12 is a flowchart illustrating a procedure for performing heat treatment while controlling deformation of a turbine component using a method for controlling deformation of a turbine component according to some embodiments.
The heat treatment method according to some embodiments includes a step S10 of arranging the
In the step S10 of arranging the heat retaining member, the
In addition, in step S10 of arranging the heat insulating member, a metal mesh is placed over the
熱処理工程Ｓ２０は、保温部材を配置する工程Ｓ１０で保温部材８０を配置した後のタービン部品を加熱して冷却する工程である。熱処理工程Ｓ２０は、上述したように、例えば溶体化熱処理を行う工程である。なお、熱処理工程Ｓ２０は、加熱及びその後の冷却の過程でタービン部品の変形が生じるような熱履歴を与えるものであれば、溶体化熱処理以外であってもよい。また、上述した所定温度とは、加熱及びその後の冷却の過程でタービン部品の変形が生じるような加熱温度のことである。
The heat treatment step S20 is a step of heating and cooling the turbine components after the
保温部材８０を取り除く工程Ｓ３０は、所定温度以上まで加熱したタービン部品を冷却した後で、すなわち熱処理工程Ｓ２０の後で、タービン部品から保温部材８０を取り除く工程である。
保温部材８０を取り除く工程Ｓ３０では、例えば保温部材を配置する工程Ｓ１０において金属製の網を保温部材８０の上から被せる等の措置を講じていれば、その措置を解除するとともに保温部材８０をタービン部品から取り除けばよい。
Step S30 of removing
In the step S30 of removing the
このように、幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法は、タービン部品を所定温度以上まで加熱する前に、薄肉部７１の少なくとも一部に対して保温部材８０を配置する工程Ｓ１０と、所定温度以上まで加熱したタービン部品を冷却した後で、タービン部品から保温部材８０を取り除く工程Ｓ３０と、を備える。
これにより、薄肉部７１からの放熱を保温部材８０で抑制できるので、厚肉部７３に対して速くなりがちな薄肉部７１の冷却速度を抑制できる。よって、不所望な変形を抑制する等、タービン部品の変形を制御することができる。
As described above, the method for controlling the deformation of a turbine component according to some embodiments includes the step of arranging the
Thereby, heat dissipation from the thin wall portion 71 can be suppressed by the
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法では、該方法が適用されるタービン部品は、タービン翼４０であってもよい。図４Ａ、図４Ｂ、図６Ａ、図６Ｂ、図６Ｃ、図８Ａ、図８Ｂ、図９Ａ、及び図９Ｂに示すように、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、タービン翼４０の翼本体４２の前縁部６２、又は、後縁部６４の少なくとも何れか一方における少なくとも一部に対して保温部材８０を配置するとよい。
In the method of controlling deformation of a turbine component according to some embodiments, the turbine component to which the method is applied may be a turbine blade 40. 4A, FIG. 4B, FIG. 6A, FIG. 6B, FIG. 6C, FIG. 8A, FIG. 8B, FIG. 9A, and FIG. It is preferable to arrange the
タービン部品のうち、タービン翼４０では、翼本体４２自体の厚さがシャンク部４６等と比べて薄いことに加えて、前縁部６２及び後縁部６４の厚さが翼本体４２の他の部位と比べてさらに薄い。そのため、加熱後の冷却過程で、前縁部６２や後縁部６４と翼本体４２の他の部位とで温度差が生じると、翼本体４２が不所望に変形し易い。
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法によれば、加熱後の冷却過程で、前縁部６２や後縁部６４と翼本体４２の他の部位との温度差を抑制できるので、翼本体４２の不所望な変形を抑制する等、タービン翼４０の変形を制御することができる。
Among the turbine parts, in the turbine blade 40 , in addition to the fact that the thickness of the
According to the method for controlling deformation of turbine components according to some embodiments, the temperature difference between the leading edge 62 or the trailing edge 64 and other parts of the
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法において、図６Ａ、図６Ｂ、図６Ｃ、図８Ａ、図８Ｂ、図９Ａ、及び図９Ｂに示すように、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、前縁部６２、又は、後縁部６４の少なくともいずれか一方において、翼本体４２の基端５０から先端４８までの間の一部の領域と、基端５０から先端４８までの間の領域であって上記一部の領域とは異なる他の領域とで、保温部材８０による保温力が異なるように保温部材８０を配置するとよい。
これにより、加熱後の冷却過程で、翼本体４２の変形を翼高さ方向の異なる領域毎に制御できる。
In a method of controlling deformation of a turbine component according to some embodiments, positioning a
Thereby, in the cooling process after heating, the deformation of the
なお、保温部材８０による保温力を異ならせる方法には、以下のいくつかの方法が考えられる。
（ａ）図６Ａ、図６Ｂ、及び図６Ｃに示すように、翼高さ方向から見たときに保温部材８０が覆う距離Ｌａ～Ｌｄを変更することで保温力を変更する方法
（ｂ）図８Ａ、図８Ｂ、図９Ａ、及び図９Ｂに示すように保温部材８０を配置するか否かによって保温力を変更する方法
（ｃ）保温部材８０の厚さｔを変更することで保温力を変更する方法
（ｄ）ブランケット状や布状といった保温部材８０の種類を変更することで保温力を変更する方法
（ｅ）保温部材８０の素材の材質を変更することで保温力を変更する方法
In addition, the following several methods can be considered as a method of varying the heat retaining power of the
(a) As shown in FIGS. 6A, 6B, and 6C, a method of changing the heat retaining power by changing the distance La to Ld covered by the
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法において、例えば図６Ａ、図６Ｂ、及び図６Ｃに示すように、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、前縁部６２、又は、後縁部６４の少なくともいずれか一方において、ハブ側の第１領域９１における保温力が第１領域９１よりもチップ側の第２領域９２における保温力よりも高くなるように保温部材８０を配置してもよい。
これにより、翼本体４２の変形に影響を与えるハブ側の第１領域９１での変形をより積極的に制御できる。
In the method for controlling deformation of a turbine component according to some embodiments, as shown in FIGS. 6A, 6B, and 6C, in step S10 of arranging the
Thereby, the deformation in the
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法において、図６Ａ、図６Ｂ、及び図６Ｃに示すように、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、前縁部６２、又は、後縁部６４の少なくともいずれか一方において、翼本体の翼高さ方向から見たときに、第１領域９１において保温部材８０で覆われる距離Ｌａ～Ｌｄが第２領域９２において保温部材８０で覆われる距離Ｌａ～Ｌｄよりも大きくなるように保温部材８０を配置してもよい。
これにより、比較的簡単に第１領域９１と第２領域９２との保温力に差を持たせることができる。
In the method for controlling deformation of a turbine component according to some embodiments, as shown in FIGS. 6A, 6B, and 6C, in step S10 of arranging the
Thereby, it is possible to relatively easily create a difference in heat retention ability between the
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、前縁部６２、又は、後縁部６４の少なくともいずれか一方において、第１領域９１に配置される保温部材８０の厚さｔが第２領域９２に配置される保温部材８０の厚さｔよりも厚くなるように保温部材８０を配置してもよい。
これにより、比較的簡単に第１領域と第２領域との保温力に差を持たせることができる。
In the method for controlling deformation of a turbine component according to some embodiments, in step S10 of arranging the
Thereby, it is possible to relatively easily create a difference in heat retention ability between the first region and the second region.
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、後縁部６４における保温力が前縁部６２における保温力よりも高くなるように保温部材８０を配置してもよい。
これにより、前縁５２側の領域よりも薄く意図しない形状に変形し易い後縁５４側の領域の変形をより積極的に制御できる。
In the method for controlling deformation of a turbine component according to some embodiments, in step S10 of arranging the
This makes it possible to more actively control the deformation of the region on the trailing
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、翼本体４２の翼高さ方向から見たときに、後縁部６４において保温部材８０で覆われる距離Ｌｃ、Ｌｄが前縁部６２において保温部材８０で覆われる距離Ｌａ、Ｌｂよりも大きくなるように保温部材８０を配置してもよい。
これにより、比較的簡単に前縁部と後縁部との保温力に差を持たせることができる。
In the method for controlling deformation of a turbine component according to some embodiments, in the step S10 of arranging the
Thereby, it is possible to relatively easily create a difference in heat retention ability between the front edge portion and the rear edge portion.
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、後縁部６４に配置される保温部材８０の厚さｔが前縁部６２に配置される保温部材８０の厚さｔよりも厚くなるように保温部材８０を配置してもよい。
これにより、比較的簡単に前縁部６２と後縁部６４との保温力に差を持たせることができる。
In the method for controlling deformation of a turbine component according to some embodiments, in the step S10 of disposing the
Thereby, it is possible to relatively easily create a difference in heat retention ability between the front edge portion 62 and the rear edge portion 64.
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法では、タービン翼４０は、翼本体４２と、翼本体４２のハブ側に形成されたプラットフォーム部４４と、プラットフォーム部４４を挟んで翼本体４２と反対側に形成されたシャンク部４６と、を有していてもよい。図６Ａ、図６Ｂ及び図６Ｃに示すように、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、シャンク部４６の前縁側側面４６Ｌ、又は、後縁側側面４６Ｔの少なくとも何れか一方に保温部材を配置してもよい。
In the method for controlling deformation of a turbine component according to some embodiments, the turbine blade 40 includes a
シャンク部４６の前縁側側面４６Ｌに近い領域、及び、後縁側側面４６Ｔの近い領域では、加熱後の冷却過程でシャンク部４６の側面４６Ｓだけでなく前縁側側面４６Ｌや後縁側側面４６Ｔからも放熱する。そのため、シャンク部４６の前縁側側面４６Ｌに近い領域、及び、後縁側側面４６Ｔの近い領域と、これら２つの領域の間の領域とで、加熱後の冷却過程で温度差が生じ、シャンク部４６の前縁側側面４６Ｌに近い領域や後縁側側面４６Ｔの近い領域において変形して、タービン翼４０全体に変形が生じ易い。
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法によれば、シャンク部４６の前縁側側面４６Ｌ、後縁側側面４６Ｔの変形を制御することで、タービン翼４０全体の変形を効果的に制御できる。
In the region near the leading edge side surface 46L and the region near the trailing
According to the method for controlling the deformation of turbine components according to some embodiments, by controlling the deformation of the leading edge side surface 46L and the trailing
幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法は、タービン翼４０の製造時の熱処理において適用できるとともに、タービン翼４０の補修時にも適用できる。
なお、幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法をタービン翼４０の補修時にも適用する場合、補修対象のタービン翼４０の熱処理前にタービン翼４０の形状を計測し、保温部材８０を配置する工程において、狙いの形状近づくように意図的に翼本体４２が変形するように保温部材を配置すればよい。
The method of controlling deformation of turbine components according to some embodiments can be applied in heat treatment during manufacturing of the turbine blade 40, and can also be applied when repairing the turbine blade 40.
Note that when applying the method of controlling deformation of turbine components according to some embodiments to the repair of the turbine blade 40, the shape of the turbine blade 40 is measured before heat treatment of the turbine blade 40 to be repaired, and the heat insulating member is In the process of arranging the
本開示は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
例えば、上述した幾つかの実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法の適用対象としてタービン翼４０を例に挙げたが、該方法の適用対象は、タービン６の静翼２４や、タービン６の不図示の分割環、遮熱環、翼環等であってもよい。
The present disclosure is not limited to the embodiments described above, and also includes forms in which modifications are added to the embodiments described above, and forms in which these forms are appropriately combined.
For example, although the turbine blade 40 has been cited as an example to which the method for controlling deformation of turbine components according to the several embodiments described above is applied, the method is also applicable to the
上記各実施形態に記載の内容は、例えば以下のように把握される。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法は、薄肉部７１と厚肉部７３とを有するタービン部品（タービン翼４０）の製造時又は補修時において変形を制御する方法である。本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン部品の変形を制御する方法は、タービン部品（タービン翼４０）を所定温度以上まで加熱する前に、薄肉部７１の少なくとも一部に対して保温部材８０を配置する工程Ｓ１０と、所定温度以上まで加熱したタービン部品（タービン翼４０）を冷却した後で、タービン部品（タービン翼４０）から保温部材８０を取り除く工程Ｓ３０と、を備える。
The contents described in each of the above embodiments can be understood as follows, for example.
(1) A method for controlling deformation of a turbine component according to at least one embodiment of the present disclosure includes controlling deformation during manufacturing or repair of a turbine component (turbine blade 40) having a thin wall portion 71 and a
上記（１）の方法よれば、薄肉部７１からの放熱を保温部材８０で抑制できるので、厚肉部７３に対して速くなりがちな薄肉部７１の冷却速度を抑制できる。これにより、不所望な変形を抑制する等、タービン部品の変形を制御することができる。
According to method (1) above, heat dissipation from the thin wall portion 71 can be suppressed by the
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の方法において、タービン部品は、タービン翼４０である。保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、タービン翼４０の翼本体４２の前縁部６２、又は、後縁部６４の少なくとも何れか一方における少なくとも一部に対して保温部材８０を配置するとよい。
(2) In some embodiments, in the method of (1) above, the turbine component is the turbine blade 40. In step S10 of arranging the
上記（２）の方法によれば、加熱後の冷却過程で、前縁部６２や後縁部６４と翼本体４２の他の部位との温度差を抑制できるので、翼本体４２の不所望な変形を抑制する等、タービン翼４０の変形を制御することができる。
According to the method (2) above, the temperature difference between the leading edge 62 or trailing edge 64 and other parts of the
（３）幾つかの実施形態では、上記（２）の方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、前縁部６２、又は、後縁部６４の少なくともいずれか一方において、翼本体４２のハブ端（基端５０）からチップ端（先端４８）までの間の一部の領域と、ハブ端（基端５０）からチップ端（先端４８）までの間の領域であって上記一部の領域とは異なる他の領域とで、保温部材８０による保温力が異なるように保温部材を配置するとよい。
(3) In some embodiments, in the method of (2) above, in step S10 of arranging the
上記（３）の方法によれば、加熱後の冷却過程で、翼本体４２の変形を翼高さ方向の異なる領域毎に制御できる。
According to method (3) above, in the cooling process after heating, the deformation of the
（４）幾つかの実施形態では、上記（３）の方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、前縁部６２、又は、後縁部６４の少なくともいずれか一方において、ハブ側の第１領域９１における保温力が第１領域９１よりもチップ側の第２領域９２における保温力よりも高くなるように保温部材８０を配置してもよい。
(4) In some embodiments, in the method (3) above, in the step S10 of arranging the
上記（４）の方法によれば、翼本体４２の変形に影響を与えるハブ側の第１領域９１での変形をより積極的に制御できる。
According to the method (4) above, the deformation in the
（５）幾つかの実施形態では、上記（４）の方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、前縁部６２、又は、後縁部６４の少なくともいずれか一方において、翼本体４２の翼高さ方向から見たときに、第１領域９１において保温部材８０で覆われる距離Ｌａ～Ｌｄが第２領域９２において保温部材８０で覆われる距離Ｌａ～Ｌｄよりも大きくなるように保温部材８０を配置してもよい。
(5) In some embodiments, in the method of (4) above, in step S10 of arranging the
上記（５）の方法によれば、比較的簡単に第１領域９１と第２領域９２との保温力に差を持たせることができる。
According to the method (5) above, it is possible to relatively easily create a difference in heat retention ability between the
（６）幾つかの実施形態では、上記（４）又は（５）の方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、前縁部６２、又は、後縁部６４の少なくともいずれか一方において、第１領域９１に配置される保温部材８０の厚さｔが第２領域９２に配置される保温部材８０の厚さｔよりも厚くなるように保温部材８０を配置してもよい。
(6) In some embodiments, in the method (4) or (5) above, in step S10 of arranging the
上記（６）の方法によれば、比較的簡単に第１領域９１と第２領域９２との保温力に差を持たせることができる。
According to the method (6) above, it is possible to relatively easily create a difference in heat retention ability between the
（７）幾つかの実施形態では、上記（２）乃至（６）の何れかの方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、後縁部６４における保温力が前縁部６２における保温力よりも高くなるように保温部材８０を配置してもよい。
(7) In some embodiments, in any of the methods (2) to (6) above, in step S10 of arranging the
上記（７）の方法によれば、前縁５２側の領域よりも薄く意図しない形状に変形し易い後縁５４側の領域の変形をより積極的に制御できる。
According to the method (7) above, it is possible to more actively control the deformation of the region on the trailing
（８）幾つかの実施形態では、上記（７）の方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、翼本体４２の翼高さ方向から見たときに、後縁部６４において保温部材８０で覆われる距離Ｌｃ、Ｌｄが前縁部６２において保温部材８０で覆われる距離Ｌａ、Ｌｂよりも大きくなるように保温部材８０を配置してもよい。
(8) In some embodiments, in the method of (7) above, in the step S10 of arranging the
上記（８）の方法によれば、比較的簡単に前縁部６２と後縁部６４との保温力に差を持たせることができる。 According to the method (8) above, it is possible to relatively easily create a difference in heat retention ability between the front edge portion 62 and the rear edge portion 64.
（９）幾つかの実施形態では、上記（７）又は（８）の方法において、保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、後縁部６４に配置される保温部材８０の厚さｔが前縁部６２に配置される保温部材８０の厚さｔよりも厚くなるように保温部材８０を配置してもよい。
(9) In some embodiments, in the method (7) or (8) above, in step S10 of arranging the
上記（９）の方法によれば、比較的簡単に前縁部６２と後縁部６４との保温力に差を持たせることができる。 According to the method (9) above, it is possible to relatively easily create a difference in heat retention ability between the front edge portion 62 and the rear edge portion 64.
（１０）幾つかの実施形態では、上記（２）乃至（９）の何れかの方法において、タービン翼４０は、翼本体４２と、翼本体４２のハブ側（基端５０側）に形成されたプラットフォーム部４４と、プラットフォーム部４４を挟んで翼本体４２と反対側に形成されたシャンク部４６と、を有していてもよい。保温部材８０を配置する工程Ｓ１０では、シャンク部４６の前縁側側面４６Ｌ、又は、後縁側側面４６Ｔの少なくとも何れか一方に保温部材８０を配置してもよい。
(10) In some embodiments, in any of the methods (2) to (9) above, the turbine blade 40 is formed on the
上記（１０）の方法によれば、シャンク部４６の前縁側側面４６Ｌ、後縁側側面４６Ｔの変形を制御することで、タービン翼４０全体の変形を効果的に制御できる。
According to the method (10) above, by controlling the deformation of the leading edge side surface 46L and the trailing
１ ガスタービン
６ タービン
２６ 動翼
４０ タービン翼
４２ 翼本体（翼型部）
４４ プラットフォーム部
４６ シャンク部
７１ 薄肉部
７３ 厚肉部
６２ 前縁部
６４ 後縁部
８０ 保温部材
９１ 第１領域
９２ 第２領域
1
44
Claims (10)
前記タービン部品を所定温度以上まで加熱する前に、前記薄肉部の少なくとも一部に対して保温部材を配置する工程と、
前記所定温度以上まで加熱した前記タービン部品を冷却した後で、前記タービン部品から前記保温部材を取り除く工程と、
を備える、
タービン部品の変形を制御する方法。 A method for controlling deformation during manufacturing or repair of a turbine component having a thin wall portion and a thick wall portion, the method comprising:
before heating the turbine component to a predetermined temperature or higher, placing a heat insulating member on at least a portion of the thin wall portion;
After cooling the turbine component heated to the predetermined temperature or higher, removing the heat retaining member from the turbine component;
Equipped with
A method for controlling the deformation of turbine components.
前記保温部材を配置する工程では、前記タービン翼の翼本体の前縁部、又は、後縁部の少なくとも何れか一方における少なくとも一部に対して前記保温部材を配置する、
請求項１に記載のタービン部品の変形を制御する方法。 The turbine component is a turbine blade,
In the step of arranging the heat retaining member, the heat retaining member is disposed on at least a portion of at least one of the leading edge and the trailing edge of the blade body of the turbine blade.
A method for controlling deformation of a turbine component according to claim 1.
請求項２に記載のタービン部品の変形を制御する方法。 In the step of arranging the heat insulating member, at least one of the leading edge portion and the trailing edge portion is provided in a part of the region between the hub end and the tip end of the wing body and from the hub end. arranging the heat insulating member so that the heat retaining power of the heat insulating member is different in a region up to the end of the chip that is different from the part of the region;
A method for controlling deformation of a turbine component according to claim 2.
請求項３に記載のタービン部品の変形を制御する方法。 In the step of arranging the heat retaining member, in at least one of the front edge portion and the rear edge portion, the heat retaining power in the first region on the hub side is higher than that in the second region on the chip side than the first region. arranging the heat retaining member so that the heat retaining power is higher than the heat retaining power in
A method for controlling deformation of a turbine component according to claim 3.
請求項４に記載のタービン部品の変形を制御する方法。 In the step of arranging the heat retaining member, the heat retaining member is disposed in the first region in at least one of the leading edge portion and the trailing edge portion when viewed from the blade height direction of the wing body. arranging the heat retaining member so that the distance covered by the heat retaining member is greater than the distance covered by the heat retaining member in the second region;
A method for controlling deformation of a turbine component according to claim 4.
請求項４又は５に記載のタービン部品の変形を制御する方法。 In the step of arranging the heat retaining member, the thickness of the heat retaining member disposed in the first region is arranged in the second region in at least one of the front edge portion and the rear edge portion. arranging the heat retaining member so that it is thicker than the thickness of the heat retaining member;
A method for controlling deformation of a turbine component according to claim 4 or 5.
請求項２乃至５の何れか一項に記載のタービン部品の変形を制御する方法。 In the step of arranging the heat retaining member, the heat retaining member is arranged so that the heat retaining power at the rear edge portion is higher than the heat retaining power at the front edge portion.
A method for controlling deformation of a turbine component according to any one of claims 2 to 5.
請求項７に記載のタービン部品の変形を制御する方法。 In the step of arranging the heat retaining member, the distance covered by the heat retaining member at the trailing edge is greater than the distance covered by the heat retaining member at the leading edge when viewed from the blade height direction of the wing body. arranging the heat retaining member so that it becomes larger;
A method for controlling deformation of a turbine component according to claim 7.
請求項７に記載のタービン部品の変形を制御する方法。 In the step of arranging the heat retaining member, the heat retaining member is arranged so that the thickness of the heat retaining member disposed at the rear edge is thicker than the thickness of the heat retaining member disposed at the front edge.
A method for controlling deformation of a turbine component according to claim 7.
前記保温部材を配置する工程では、前記シャンク部の前縁側側面、又は、後縁側側面の少なくとも何れか一方に前記保温部材を配置する、
請求項２乃至５の何れか一項に記載のタービン部品の変形を制御する方法。 The turbine blade includes the blade body, a platform portion formed on the hub side of the blade body, and a shank portion formed on the opposite side of the blade body with the platform portion in between,
In the step of arranging the heat retaining member, the heat retaining member is disposed on at least one of a front edge side surface and a rear edge side surface of the shank portion.
A method for controlling deformation of a turbine component according to any one of claims 2 to 5.
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