JP4965994B2

JP4965994B2 - タービンエンジン翼組立体を修理するための方法および修理された組立体

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Publication number: JP4965994B2
Application number: JP2006345669A
Authority: JP
Inventors: ポール・ディー・ダシルヴァ; ティモシー・リー・シーバート; グレゴリー・マシュー・フォード
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2005-12-22
Filing date: 2006-12-22
Publication date: 2012-07-04
Anticipated expiration: 2026-12-22
Also published as: EP1801348B1; EP1801348A2; EP1801348A3; US7434313B2; CA2571900A1; BRPI0605814B1; SG133578A1; BRPI0605814A; US20070147991A1; JP2007182877A; CA2571900C

Description

本発明はタービンエンジン部品の修理に関し、より詳細には、損傷したガスタービンエンジン静翼組立体の修理に関する。

ガスタービンエンジンの高温運転タービンセクションで使用するための静翼組立体は、通常、エンジン運転中に過度の摩耗または損傷を受け、あるいは製造中に損傷する。時としてタービンノズルまたはタービンノズル組立体と呼ばれるこのような物品は、通常、少なくとも１つの羽根と、空気冷却のための通路および孔とを含む。このようなエンジン配置でのエンジンの操業運転中、静翼組立体は猛烈な環境条件である高温を受ける。結果として、安全で効率的な運転にとって組立体の修理または交換が必要となる程度まで損傷が生じ得る。当該技術分野ではよく知られていることであるが、空気冷却されるこのようなタービン部品は製造するのが比較的高価である。というのも、これらのタービン部品は設計が複雑であり、比較的高価な材料、例えば高温超合金から製造されるからである。それ故に、このような部品は交換するのではなく修理するのが慣習であった。

タービンエンジン静翼組立体の修理のための方法および装置の報告書は、Ｃｏｈｅｎ等の特許文献１（１９８１年１２月１５日に特許付与）およびＲｅｖｅｒｍａｎ等の特許文献２（１９９８年６月２日に特許付与）を含む。このようなタービン翼組立体の修理中、組立部材、例えば羽根と、離間した内側および外側帯材（それらの間で羽根が固着される）との相対位置を維持することが重要である。このような修理の或る種類では、内側および外側帯材、ならびに羽根が、このような個々の部材を修理および／または交換するためにまず分解される。その修理において、新規のまたは修理された部材を再度組み立てて、修理された組立体を提供することは、翼組立体を元から製造することに類似している。これには、このような部材を全て正確な相対位置で維持しつつ、例えば羽根の突出端部の周りを蝋付けまたは溶接することによって個々の羽根の両端を、離間した複数の帯材に接合することを含む。このような修理は、多数の接合部に、物品の設計に元々組み込まれていない接合構造をもたらすことがある。別の種類の修理では、フランジ等の構造支持体に、またはその近傍に接合部ができる。
米国特許第４，３０５，６９７号公報米国特許第５，７５８，４１６号公報米国特許同時継続出願第１０／９８９７９１号明細書

数の低減された部材と、特に構造支持体から離れた接合部と、修理ステップとが組み合わされて、修理された組立体の構造的完全性が羽根付近の帯材のその部分で強化される結果となる必要のある、タービンエンジン静翼組立体を修理するための方法を提供することが望ましい。

本発明は、１形態において、タービンエンジン静翼組立体を修理するための方法を提供し、このタービンエンジン静翼組立体は、外側帯材と、該外側帯材から半径方向に離間した内側帯材と、少なくとも１つの羽根とを含み、該羽根は、該外側帯材に羽根の周りで外側接合部にて固着されているとともに該内側帯材に羽根の周りで内側接合部にて固着されている。内側帯材は、第１軸線方向縁部と、該第１縁部から軸線方向に離間した第２軸線方向縁部と、第１周方向縁部と、該第１周方向縁部から周方向に離間した第２周方向縁部と、内側接合部を包囲する内側帯材部分と、第１軸線方向縁部にて内側フランジとを含む。この方法は、外側帯材と、少なくとも１つの羽根と、内側帯材の第１切片とを有する第１翼組立部材を提供するステップであって、該第１切片が、第１軸線方向縁部と、内側フランジと、内側接合部を包囲する内側帯材部分と、第１および第２周方向縁部の各々の少なくとも一部とを含むステップを有する。内側帯材の第１切片は、第１軸線方向縁部から軸線方向に離間するとともに第１および第２周方向縁部の各々の間を延在する、選択された形状および寸法の第１切片縁部も含む。また、第２軸線方向縁部と、第１および第２周方向縁部の各々の第２部分と、第１および第２切片が実質的に並置して適合できるような実質的に選択された形状および寸法の第２切片縁部とを含む内側帯材の第２切片を有する第２翼組立部材も提供される。第２切片縁部は、第２軸線方向縁部から軸線方向に離間しており、第１および第２周方向縁部の各々の間を延在する。同時に、内側帯材の第１および第２切片は、タービンエンジン静翼組立体の内側帯材を構成する。第１および第２翼組立部材は、第１および第２切片縁部がそれらの間の境界面にわたって並置され、その境界面で結合されていることによってまとめられて、修理されたタービンエンジン翼組立体を提供する。

別の形態において、本発明は、修理されたタービンエンジン静翼組立体を提供し、このタービンエンジン静翼組立体は、上述の外側帯材と、該外側帯材から半径方向に離間した内側帯材と、これらの帯材に固着された少なくとも１つの羽根とを有する。修理された翼組立体は、第１および第２切片縁部にて第２翼組立部材に結合されて内側帯材を構成する第１翼組立部材を有する。

本発明は、代表的な静翼組立体を表す軸流ガスタービンエンジンの固定タービンノズルの１形態と組み合わせて説明される。このようなエンジンは、概ね前方から後方への連続する流れ連絡において、単数または複数の圧縮機と、燃焼セクションと、長手方向エンジン軸線の周りで軸対称に配置された単数または複数のタービンセクションとを有する。したがって、本明細書で使用するように、用語「軸線方向」または「軸線方向に」、例えば「軸線方向で前方に」および「軸線方向で後方に」という形を用いた語句は、エンジン軸線に対する相対位置または大体の方向を参照している。用語「周方向」という形を用いた語句は、概ねエンジン軸線の周りの大体の周方向位置または方向を参照している。さらに、用語「半径方向」、例えば「から（離れて）半径方向に」という形を用いた語句は、概ねエンジン軸線からの半径方向相対位置または方向を参照している。

例えば操業運転から生じる損傷したガスタービンエンジンのタービン固定ノズルまたは翼組立体を修理するための現行の或る方法は、内側および外側帯材を、これらの帯材間に配置された少なくとも１つの羽根から分解することを含む。図１の斜視図は、代表的なガスタービンエンジンの静翼（またはノズル）組立体を全体として符号１０で示す。静翼組立体１０は、外側帯材１２と、該外側帯材１２から離間した内側帯材１４と、帯材１２、１４間で外側接合部１３および内側接合部１５にてそれぞれ結合された複数の（この実施形態では２つの）羽根１６とを含み、各接合部はそれぞれ羽根１６の周りにある。

図１の固定タービン翼組立体１０の実施形態では、内側帯材１４の第１軸線方向縁部１７にて負荷中断フランジ１８が含まれており、このフランジは、軸線方向２１に沿って内側帯材１４の第１軸線方向縁部１７の後方で周方向１９に延在し、羽根１６から離れるように概ね半径方向２３に突出している。内側帯材１４は、第１軸線方向縁部１７から軸線方向２１に離間した第２軸線方向縁部２７も含む。内側帯材１４の最初の製造の際、一般に、負荷中断フランジ１８は、内側帯材１４の一体化部分として高精度に鋳造されてからタービンノズル組立体に組み立てられる。この例において、フランジは、タービンノズル組立体１０にとって、半径方向内側後方で負荷を担持する装着部分として機能する。個別の部材が内側帯材１４に結合されているのではなく内側帯材１４と一体化する結果として、フランジ１８と内側帯材１４との間の接合点は、装着の負荷をより構造的に担持することができる。このような組立体の修理においては、フランジ１８と内側帯材１４との間のこのような構造的完全性の妥協を回避することが望ましい。

図１のタービン翼組立体１０の部材の分解図を、図２の斜視図に示す。エンジン操業運転中や製造中などに損傷したタービンエンジン翼組立体を修理するための、或る先行技術の方法の間、外側帯材１２、内側帯材１４、および羽根１６が分解される。図２において、羽根１６は羽根の第１突出端部２０と羽根の第２突出端部２２とを含み、これらの端部は、位置合わせのためそれぞれ帯材孔２４、２６に配置され、帯材１２、１４間でこれらに結合されている。このような分解の後、損傷した任意の部材が新規のまたは修理された部材に交換され、物品は再度組み立てられて接合部１３、１５（図１）にて結合され、使用される。この先行技術の例では、例えば接合部を蝋付けまたは溶接して別々に結合する少なくとも４つの接合部１３、１５が必要となり、この４つの別々の部材は、相互に対して正確な設計位置に固着される。別の修理方法として、このような接合点の完全性に妥協できるように、内側帯材１４とフランジ１８との間の接合点の近傍に接合部を包含することができる。先行技術の方法により修理される物品が、物品の設計に元々組み込まれてない接合構造を含むことができる。

本発明の１形態は、使用する別個の部材の数を低減しつつ、それ故に、結合される接合部の数を低減しつつ、より少ない修理回数および費用で、内側帯材と連結されたフランジとの間の接合部の構造的完全性に妥協することのない、タービンエンジン静翼組立体を修理するための方法を提供する。結果として、本発明に関連する修理されたタービンエンジン翼組立体は、製造するのがより簡単であり、負荷を担持する構造的安定性が増大し、時としてノズル領域と称される羽根間のその流体流れ空間の改良された制御を維持する。

図３の斜視分解図は、本発明の１形態と組み合わせて使用される部材を示す。第１翼組立部材を全体として符号２８で、第２翼組立部材を全体として符号３０で示す。

第１翼組立部材２８は、外側帯材１２と、内側帯材の第１切片３４とを有し、この外側帯材は、外側接合部１３にて少なくとも１つの羽根１６に結合されている。内側帯材の第１切片３４は、第１軸線方向縁部１７から軸線方向に離間した第１切片縁部３６を含み、この第１切片縁部は、例えば図３に示すような、修理、組立、製造に都合が良いように選択された形状および寸法である。第１切片縁部３６は、羽根１６にて内側接合部１５を包囲する内側帯材部分３８を介して第１軸線方向縁部１７から離間している。図３の実施形態では、第１切片縁部３６は、第１周方向縁部３２および該第１周方向縁部３２から周方向に離間した第２周方向縁部３３の各々の少なくとも一部の間を概ね周方向に延在しており、これらを含む。第１切片３４は、内側接合部１５にて羽根１６に結合されている。

第２翼組立部材３０は、第２軸線方向縁部２７と、実質的に第１切片縁部３６の形状および寸法が選択されて第１切片３４および第２切片４０が並置して適合できるような第２切片縁部４２とを含む内側帯材の第２切片４０を有する。第２切片縁部４２は、第２軸線方向縁部２７から軸線方向に離間しており、第１周方向縁部３２および第２周方向縁部３３の各々の少なくとも一部の間をそれぞれ概ね周方向に延在しており、これらを含む。同時に、内側帯材の第１切片３４および内側帯材の第２切片４０は、タービンエンジン静翼組立体１０の内側帯材１４を構成する。

図３の実施形態において、第１翼組立部材２８は、内側帯材の第１切片３４に沿って周方向１９に、羽根１６から離れるように半径方向２３に延在する一体化した負荷中断フランジ１８を含む。エンジン運転中、羽根１６には空力的負荷がかかるので、この空力的負荷を、タービン翼組立体１０を支持するエンジン構造体へフランジ１８を介して伝達させなければならない。フランジ１８および第１軸線方向縁部１７から軸線方向に離間した縁部３６、４２を設置することにより、このような並列縁部３６、４２の境界面４４の接合部は、フランジ１８と内側帯材１４との間の構造的完全性の妥協を回避する。したがって、タービン翼組立体１０の設計に元々組み込まれていない構造を有することのできる修理接合部を、空力的負荷は通過しない。

第１翼組立部材２８または第２翼組立部材３０は、以前に製造されたタービン翼組立体から救出された新規の部材または有益な部分として提供され、修理されたタービン翼組立体１０を提供することができる。このような救出された部分に存在する結合された接合部は元々の製造中に既に正確に調節されているので、このような部分は、物品の設計に元々組み込まれた接合構造を含む。第１翼組立部材２８または第２翼組立部材３０が新規の部材として提供される場合、改良された交換材料を含めて、タービン翼組立体１０の構造的安定性および作動期間等の機能を増進することができる。結合された修理接合部の数を低減することにより、製造するのがより簡単な、その負荷担持部分を介して構造的により安定した完全な物品が提供される。

本発明の方法の１形態において、第１翼組立部材２８の内側帯材の第１切片３４および第２翼組立部材３０の内側帯材の第２切片４０はまとめられ、これによって、第１切片縁部３６および第２切片縁部４２はそれらの間の境界面４４にわたって並置される。その後、第１翼組立体２８および第２翼組立体３０は、例えば蝋付けまたは溶接により、縁部３６、４２にて境界面４４にわたって結合され、修理されたタービンエンジン翼組立体１０を提供する。

本発明の１形態は、並列縁部３６、４２にて境界面４４にわたって第２翼組立体３０に結合された第１翼組立部材２８を有する、修理された翼組立体１０を提供する。第１翼組立部材２８は、外側帯材１２と、少なくとも１つの羽根１６と、第１軸線方向縁部１７にてフランジ１８を備えた内側帯材の第１切片３４とを含む。第２翼組立部材３０は、内側帯材の第２切片４０と、第１軸線方向縁部１７から離間した第２軸線方向縁部２７とを含む。

具体的な実施形態、構造、および方法と合わせて本発明を説明したが、それらは本発明の範囲を限定するものでは決してなく一般的で代表的なものであることを目的としていることが明らかとなろう。関連する当業者、例えばタービンエンジンおよびその設計、構造、修理に関係のある当業者ならば、添付の特許請求の範囲から逸脱することなく本発明を変更および修正できるということを理解するであろう。

代表的なガスタービンエンジンのタービン静翼組立体の斜視図である。図１の翼組立体の分解図であり、翼部材を組み立てる先行技術の方法を示す。本発明に関連する修理されたタービンエンジン静翼組立体の実施形態の分解図である。

符号の説明

１０タービンエンジン翼組立体
１２外側帯材
１３外側接合部
１４内側帯材
１５内側接合部
１６羽根
１７１４の第１軸線方向縁部
１８後方フランジ
１９周方向
２０羽根の第１突出端部
２１軸線方向
２２羽根の第２突出端部
２３半径方向
２４外側帯材１２の孔
２６内側帯材１４の孔
２７内側帯材１４の第２軸線方向縁部
２８第１翼組立部材
３０第２翼組立部材
３２第１周方向縁部
３３第２周方向縁部
３４内側帯材の第１切片
３６第１切片縁部
３８内側接合部１５を包囲する内側帯材部分
４０内側帯材の第２切片
４２第２切片縁部
４４第１切片縁部３６と第２切片縁部４２との間の境界面

Claims

外側帯材（１２）と、前記外側帯材（１２）から半径方向（２３）に離間した内側帯材（１４）と、少なくとも１つの羽根（１６）とを有するタービンエンジン静翼組立体（１０）を修理するための方法であって、前記羽根が、前記外側帯材（１２）に前記羽根（１６）の周りで外側接合部（１３）にて固着されているとともに前記内側帯材（１４）に前記羽根（１６）の周りで内側接合部（１５）にて固着されており、前記内側帯材（１４）が、第１軸線方向縁部（１７）と、前記第１軸線方向縁部（１７）から軸線方向（２１）に離間した第２軸線方向縁部（２７）と、第１周方向縁部（３２）と、前記第１周方向縁部（３２）から周方向（１９）に離間した第２周方向縁部（３３）と、前記内側接合部（１５）を包囲する内側帯材部分（３８）と、前記第１軸線方向縁部（１７）にて内側フランジ（１８）とを含んでおり、
前記方法は、
前記外側帯材（１２）と、前記少なくとも１つの羽根（１６）と、内側帯材の第１切片（３４）とを有する第１翼組立部材（２８）であって、前記第１切片が、前記第１軸線方向縁部（１７）と、前記内側フランジ（１８）と、前記第１周方向縁部（３２）および前記第２周方向縁部（３３）の各々の第１部分と、前記内側接合部（１５）を包囲する前記内側帯材部分（３８）とを含み、前記内側帯材の第１切片（３４）が、前記第１軸線方向縁部（１７）から軸線方向（２１）に離間した、選択された形状および寸法である第１切片縁部（３６）を含み、前記第１切片縁部（３６）が、前記第１周方向縁部（３２）および前記第２周方向縁部（３３）の各々の間を延在する第１翼組立部材（２８）を提供するステップと、
前記第２軸線方向縁部（２７）と、前記第１周方向縁部（３２）および前記第２周方向縁部（３３）の各々の第２部分と、第２切片縁部（４２）とを含む内側帯材の第２切片（４０）を有する第２翼組立部材（３０）であって、前記第２切片縁部（４２）が、前記内側帯材の第１切片（３４）および第２切片（４０）が実質的に並置して適合されて前記内側帯材（１４）を構成できるように実質的に選択された形状および寸法であり、前記第２切片縁部（４２）が、前記第２軸線方向縁部（２７）から軸線方向（２１）に離間して、前記第１周方向縁部（３２）および前記第２周方向縁部（３３）の各々の間を延在する第２翼組立部材（３０）を提供するステップと、
前記第１切片縁部（３６）および前記第２切片縁部（４２）がそれらの間の境界面（４４）にわたって並置されることによって、前記第１翼組立部材（２８）および前記第２翼組立部材（３０）をまとめるステップと、
前記第１翼組立部材（２８）および前記第２翼組立部材（３０）を前記境界面（４４）にて結合し、修理されたタービンエンジン静翼組立体（１０）を得るステップと
を含む方法。
前記第１翼組立部材（２８）が、前記外側帯材（１２）と、前記内側帯材の第１切片（３４）とに結合された複数の羽根（１６）を含む、請求項１記載の方法。
前記内側帯材の第１軸線方向縁部（１７）が、軸線方向（２１）で前記内側帯材の第２軸線方向縁部（２７）の後方にある、請求項１記載の方法。
外側帯材（１２）と、前記外側帯材（１２）から半径方向（２３）に離間した内側帯材（１４）と、少なくとも１つの羽根（１６）とを有する、修理されたタービンエンジン静翼組立体（１０）であって、前記羽根が、前記外側帯材（１２）に前記羽根（１６）の周りで外側接合部（１３）にて固着されているとともに前記内側帯材（１４）に前記羽根の周りで内側接合部（１５）にて固着されており、前記内側帯材（１４）が、第１軸線方向縁部（１７）と、前記第１軸線方向縁部（１７）から軸線方向（２１）に離間した第２軸線方向縁部（２７）と、第１周方向縁部（３２）と、前記第１周方向縁部（３２）から周方向（１９）に離間した第２周方向縁部（３３）と、前記内側接合部（１５）を包囲する内側帯材部分（３８）と、前記第１軸線方向縁部（１７）にて内側フランジ（１８）とを含み、
前記タービンエンジン静翼組立体（１０）が、
前記外側帯材（１２）と、前記少なくとも１つの羽根（１６）と、内側帯材の第１切片（３４）とを有する第１翼組立部材（２８）であって、前記内側帯材の第１切片が、前記第１軸線方向縁部（１７）と、前記内側フランジ（１８）と、前記第１周方向縁部（３２）および前記第２周方向縁部（３３）の各々の第１部分と、前記内側接合部（１５）を包囲する前記内側帯材部分（３８）とを含み、前記内側帯材の第１切片（３４）が、前記第１周方向縁部（３２）および前記第２周方向縁部（３３）の各々の間を延在する第１切片縁部（３６）を含む第１翼組立部材と、
前記第２軸線方向縁部（２７）と、前記第１周方向縁部（３２）および前記第２周方向縁部（３３）の各々の第２部分と、第２切片縁部（４２）とを含む内側帯材の第２切片（４０）を有する第２翼組立部材（３０）であって、前記第２切片縁部（４２）が、前記第２軸線方向縁部（２７）から軸線方向（２１）に離間して、前記第１周方向縁部（３２）および前記第２周方向縁部（３３）の各々の間を延在する第２翼組立部材と、
を有し、
前記内側帯材の第１切片（３４）および第２切片（４０）が、前記第１切片縁部（３６）および前記第２切片縁部（４２）にて結合されて前記内側帯材（１４）を構成する、タービンエンジン静翼組立体（１０）。
複数の羽根（１６）を含む、請求項４記載のタービンエンジン静翼組立体（１０）。
前記内側帯材の第１軸線方向縁部（１７）が、軸線方向（２１）で前記内側帯材の第２軸線方向縁部（２７）の後方にある、請求項４記載のタービンエンジン静翼組立体（１０）。