JP5442160B2 - 冷却通路が埋め込まれた肉盛面部を有する翼 - Google Patents

Description

本発明は、タービンエンジンに係わり、より詳しくは、ガスタービンエンジン内の翼のための側壁のようなコンポーネントの側壁に設けられた複数の冷却通路に関する。

ガスタービンエンジンのようなターボ機械では、空気は、圧縮機セクション内で加圧され、その後、高温の燃焼ガスを発生させるために燃焼器セクション内で燃料と混合され、燃焼される。高温の燃焼ガスは、エンジンのタービンセクションの内部で膨張され、エネルギーが抽出されることによって、圧縮機セクションに給電し、かつ発電するために発電機を回転させるような役に立つ仕事を生ずる。高温の燃焼ガスは、タービンセクションの内部の一連の複数のタービン段の中を移動する。タービン段は、複数の静止翼の列、すなわち、複数の翼と、その後に続く複数の回転翼の列、すなわち、複数のタービンブレードとを含むことができ、複数のタービンブレードは、圧縮機セクションを給電し、出力電力を供給するため高温の燃焼ガスからエネルギーを抽出する。複数の翼、すなわち、複数の翼および複数のタービンブレードは、高温の燃焼ガスに直接的に晒されるので、これらの複数の翼には、典型的に、翼を介して、そして、翼表面の周りの様々な複数の膜冷却孔を介して、圧縮機抽気のような冷却流体を供給する内部冷却路が設けられる。

ある種の翼は、根元端部の半径方向内側プラットフォームから翼の半径方向外側部分まで延在し、翼の前縁部から後縁部まで軸方向に延在し対向する圧力側壁および吸引側壁を含む。冷却路は、圧力側壁と吸引側壁との間で翼の内側に延在する。

使用期間後に、複数の翼がプラットフォームと交差する複数の翼前縁部付近の複数の場所に隣接する複数のエリアは、適切な冷却に欠けることが判明した。したがって、これらの複数のエリアは、過熱および酸化のために、複数の修理／交換手順が必要とされる程に破損されやすい。

本発明の第１の実施形態によれば、ガスタービンエンジンの翼を修理する方法が提供される。表面は、高耐熱性材料を用いて、翼と翼に係合されたプラットフォームとの間の交点で翼の前縁部に隣接して肉盛される。少なくとも１つの冷却通路が翼とプラットフォームとの間の交点で少なくとも部分的に肉盛面部の内部に形成される。少なくとも１つの冷却通路は、翼の内部で主冷却路と流体連通し、主冷却路からプラットフォームへ直接的に冷却流体を供給するための出口をプラットフォームに有している。

本発明の第２の実施形態によれば、コンポーネントがガスタービンエンジン内に提供される。このコンポーネントは、翼に係合されたプラットフォームから半径方向外側に延在する翼を含む。翼は、圧力側壁と、圧力側壁の反対側の吸引側壁とを含む。圧力側壁および吸引側壁は、翼の前縁部に画定された第１の場所と、前縁部の反対側の翼の後縁部に画定された第２の場所とに集まる。このコンポーネントは、圧力側壁とプラットフォームとの間の交点で前縁部に隣接する肉盛面部と、圧力側壁とプラットフォームとの間の交点で少なくとも部分的に肉盛面部の内部にある少なくとも１つの冷却通路とを含む。少なくとも１つの冷却通路は、翼の内部で主冷却路と流体連通し、主冷却路からプラットフォームへ直接的に冷却流体を供給するための出口をプラットフォームに有している。

本明細書は、本発明を特定し、かつ、明瞭に権利主張する請求項に帰するが、本発明は、類似した符号が類似した要素を識別する添付図面と併せて以下の説明からより良く理解されると考えられる。

本発明の実施形態による複数の翼を含むエンジンのタービンセクションの一部分の斜視図である。 図１に示された１つの翼の一部分を示す拡大斜視図である。 図２に示された翼の一部分の断面図である。 本発明の別の実施形態による翼の一部分を示す拡大斜視図である。 本発明のさらに別の実施形態による翼の一部分の断面図である。 本発明のさらに別の実施形態による翼を修理するステップを示すフローチャートである。

以下の複数の好ましい実施形態の詳細な説明では、好ましい実施形態の一部を形成し、一例として、限定されることなく、発明が実施されることがある特定の好ましい実施形態が示された複数の添付図面が参照される。他の複数の実施形態が利用されてもよいこと、かつ、複数の変更が本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく行われてもよいことが理解されるべきである。

図１を参照すると、第１および第２の例示的翼１０Ａ、１０Ｂ、すなわち、複数の静止翼が示される。翼１０Ａ、１０Ｂは、円周方向で一体に隣接し、タービンエンジン内でタービンロータ（図示せず）の周りの円周に延在する複数の翼の列１２の一部を形成する。従来型の燃焼器組立体（図示せず）内で作られた高温の燃焼ガスＨ_Gは、複数の翼１０Ａ、１０Ｂが利用されるタービンセクション１３の中へ放出される。複数の翼の列１２のような複数の静止翼の複数の列は、高温の燃焼ガスＨ_Gを複数の回転タービンブレード（図示せず）の複数の列に向かって案内し、これらの複数のブレードは、回転させられ、タービンロータの対応する回転を引き起こす。

個々の複数の翼１０Ａ、１０Ｂは、翼の根元端部１４Ａ、１４Ｂから対応する半径方向内側シュラウドまたはプラットフォーム１６Ａ、１６Ｂまで半径方向外側に延在し、根元端部１４Ａ、１４Ｂと一体的に接合される。複数のプラットフォーム１６Ａ、１６Ｂは、ケーシング構造体（図示せず）から半径方向外側へ吊される。複数の翼１０Ａ、１０Ｂの複数のペアがここではプラットフォーム１６Ａ、１６Ｂを共有するものとして示されるが、追加の、または、より少数の複数の翼１０Ａ、１０Ｂが個々のプラットフォーム１６Ａ、１６Ｂに関連付けられてもよいことに注意を要する。個々の複数の翼１０Ａ、１０Ｂは、これらの複数の翼の先端部１８Ａ、１８Ｂで半径方向外側シュラウド１９へ一体的に接合され、この外側シュラウド１９は、１つずつが複数の翼１０Ａ、１０Ｂのうちの１個以上に関連付けられることができる１個以上の部分品またはセクション１９Ａ、１９Ｂを含むことができる。

図１に示されるように、個々の翼１０Ａ、１０Ｂは、ほぼ凹型の圧力側壁２０Ａ、２０Ｂと反対側のほぼ凸型の吸引側壁２２Ａ、２２Ｂとを含む。個々の翼１０Ａ、１０Ｂの複数の圧力側壁２０Ａ、２０Ｂおよび複数の吸引側壁２２Ａ、２２Ｂは、前縁部２４Ａ、２４Ｂに画定された第１の場所と、対応する翼１０Ａ、１０Ｂの前縁部２４Ａ、２４Ｂの反対側にある後縁部２６Ａ（第２の翼１０Ｂの後縁部は、図示されない）に画定された第２の場所とに集まる。複数の圧力側壁２０Ａ、２０Ｂおよび複数の吸引側壁２２Ａ、２２Ｂは、複数の翼１０Ａ、１０Ｂの反対側の複数の前縁部２４Ａ、２４Ｂと複数の後縁部２６Ａとの間で弦方向Ｃに、すなわち、エンジンのほぼ軸方向に延在する。複数の前縁部２４Ａ、２４Ｂおよび複数の後縁部２６Ａは、複数の翼１０Ａ、１０Ｂの複数の根元端部１４Ａ、１４Ｂから複数の先端部１８Ａ、１８Ｂまでのスパンで放射状に延在する。

複数の翼１０Ａ、１０Ｂは、タービンロータの周りの円周列１２内に吊され、エンジン動作中にタービンセクション１３を通じて燃焼ガスＨ_Gを運ぶ複数の流れ通路３０を翼間に画定するために互いに円周方向または側方に離間している。個々の流れ通路３０は、１つの翼の圧力側壁、たとえば、第１の翼１０Ａの圧力側壁２０Ａと、隣接する翼の吸引側壁、たとえば、第２の翼１０Ｂの吸引側壁２２Ｂとによって画定され、境界が定められる。複数の流れ通路３０は、内側プラットフォーム、たとえば、複数のプラットフォーム１６Ａおよび１６Ｂと外側シュラウド１９との間に放射状にさらに画定される。

高温の燃焼ガスＨ_Gは、エンジンの動作中に対応する複数の流れ通路３０の中を流れ、個別の複数の翼１０Ａ、１０Ｂによって分岐される。たとえば、燃焼ガスＨ_Gは、複数の第１の翼１０Ａおよび複数の第２の翼１０Ｂの複数の前縁部２４Ａ、２４Ｂで円周方向に分岐され、複数の翼１０Ａ、１０Ｂの反対側の複数の圧力側壁２０Ａ、２０Ｂおよび複数の吸引側壁２２Ａ、２２Ｂに沿って対応する複数の境界層を形成する。燃焼ガスＨ_Gは、翼と複数のプラットフォーム１６Ａ、１６Ｂとの複数の交点、すなわち、複数の根元端部１４Ａ、１４Ｂにある複数の翼前縁部２４Ａ、２４Ｂで分岐されるので、燃焼ガスＨ_Gは、個別の複数のプラットフォーム１６Ａ、１６Ｂに沿って複数の境界層をさらに形成する。分岐された燃焼ガスＨ_Gは、複数のプラットフォーム１６Ａ、１６Ｂに沿って流れ、この流れは、個々の翼１０Ａ、１０Ｂの反対側の複数の圧力側壁２０Ａ、２０Ｂおよび複数の吸引側壁２２Ａ、２２Ｂに沿って複数の流れ通路３０の中を軸方向下流に流れる逆回転する複数の馬蹄形渦３６ａ、３６ｂ（図１を参照のこと）のペアを生じることがある。これらの複数の馬蹄形渦３６ａ、３６ｂは、複数の境界層の中に乱流を作り出し、複数の翼１０Ａ、１０Ｂの中央スパン領域に向かって半径方向外側へ移動し、圧力損失を生み出し、タービン効率を低下させる。馬蹄形渦３６ａ、３６ｂに関するさらなる詳細は、米国特許第７１３４８４２号に見出すことができ、この米国特許の開示内容全体は、ここで参照によってここに組み込まれる。

図３をさらに参照すると、個々の翼１０Ａ、１０Ｂは、中空であり、かつ、主内部冷却路３８Ａ、３８Ｂを含み、この主内部冷却路は、反対側の複数の圧力側壁２０Ａ、２０Ｂと複数の吸引側壁２２Ａ、２２Ｂとの間の対応する複数のプラットフォーム１６Ａ、１６Ｂから半径方向外側に位置している。複数の翼１０Ａ、１０Ｂは、翼の複数の先端部１８Ａ、１８Ｂを通り、外側シュラウド１９を通って延在する複数の冷却空気入口４０Ａ、４０Ｂ（図１を参照のこと）を含む。冷却空気、たとえば、圧縮機抽気は、複数の冷却空気入口４０Ａ、４０Ｂを介して複数の翼１０Ａ、１０Ｂの複数の冷却路３８Ａ、３８Ｂに入る。

冷却空気の複数の部分は、対応する複数の翼１０Ａ、１０Ｂの複数の圧力側壁２０Ａ、２０Ｂおよび複数の吸引側壁２２Ａ、２２Ｂ上の望ましいエリアに位置している複数の膜冷却孔４２Ａ、４２Ｂの複数の列（図１を参照のこと）を介して個々の翼１０Ａ、１０Ｂから放出される。複数の膜冷却孔４２Ａ、４２Ｂは、複数の翼１０Ａ、１０Ｂの複数の前縁部２４Ａ、２４Ｂの付近に集中されることがあるが、個々の翼１０Ａ、１０Ｂは、翼の複数の後縁部２６Ａに近接した複数の後縁部冷却孔（図示せず）の１つ以上の列、および／または、複数の前縁部２４Ａ、２４Ｂと複数の後縁部２６Ａとの間の複数の圧力側壁２０Ａ、２０Ｂおよび／または複数の吸引側壁２２Ａ、２２Ｂ内の複数の冷却孔（図示せず）の１つ以上の列とをさらに含むことができる。

図２および３を参照すると、第１の翼１０Ａの主冷却路３８Ａ内の冷却空気の一部分は、翼１０Ａの前縁部２４Ａに近接した、第１から第４の１次冷却通路４６ａ〜４６ｄとして図示されているように、複数の１次冷却通路４６を介して第１の翼１０Ａの主冷却路３８Ａから直接的に放出される。１次冷却通路４６ａ〜４６ｄは、第１の翼１０Ａの圧力側壁２０Ａ内に、かつ、肉盛面部５４を介して形成され、この肉盛面部５４は、ここに詳細に記載される。１次冷却通路４６ａ〜４６ｄは、プラットフォーム１６Ａを冷却するために、主冷却路３８Ａからプラットフォーム１６Ａへ直接的に冷却空気を放出する。追加の、または、より少数の１次冷却通路４６ａ〜４６ｄが設けられることがあることと、単一の１次冷却通路４６だけが本発明のこの態様を実施するために利用されることがあることとに注意を要する。第２の翼１０Ｂは、必要に応じて、この翼内に形成される１つ以上の１次冷却通路（図示せず）を含むこともあることにさらに注意を要する。

図３に示されるように、１次冷却通路４６ａ〜４６ｄは、第１の翼１０Ａに形成された肉盛面部５４を通じて主冷却路３８Ａから複数のプラットフォーム１６Ａと１６Ｂとの間のギャップＧへ向かって円周方向に半径方向内側へ延在する。図２を参照すると、肉盛面部５４は、翼圧力側壁２０Ａとプラットフォーム１６Ａとの間の交点５６で翼前縁部２４Ａに隣接して形成され、この交点５６は、翼１０Ａの根元端部１４Ａに画定される。肉盛面部５４と関連したさらなる詳細は、後述されることになる。

１次冷却通路４６ａ〜４６ｄは、第１の翼１０Ａ内の主冷却路３８Ａと流体連通した入口５０ａ〜５０ｄと、ギャップＧに近接したプラットフォーム１６Ａでの出口５２ａ〜５２ｄとを個々に含む。複数の出口５２ａ〜５２ｄは、図２および３に示されるように、肉盛面部５４がプラットフォーム１６Ａの半径方向外側表面５５Ａと一緒になる場所に隣接する肉盛面部５４に形成されてもよいことに注意を要する。複数の１次冷却通路４６ａ〜４６ｄの複数の入口５０ａ〜５０ｄは、翼前縁部２４Ａに隣接して個々に位置し、複数の冷却通路４６ａ〜４６ｄは、これらの冷却通路の出口５２ａ〜５２ｄが冷却流体をプラットフォーム１６Ａで離間した場所に供給するように扇形に広がる。

複数の１次冷却通路４６ａ〜４６ｄのうちの少なくとも１つの出口５２ａ〜５２ｄは、（複数の）冷却通路４６ａ〜４６ｄへの高温の燃焼ガスＨ_G取り込みを回避または低減するために、ガスタービンエンジンの動作中にガスタービンエンジンの中を通過する高温の燃焼ガスＨ_Gの流れの方向から離れた角度をなしてもよいことに注意を要する。図示された実施形態では、第４の１次冷却通路４６ｄの出口５２ｄは、高温の燃焼ガスＨ_Gの流れから離れた角度をなす。

図２に示されるように、肉盛面部５４は、たとえば、プラットフォーム１６Ａに非軸対称輪郭を形成するために用いられた高耐熱性溶接材料を備えることがあるが、他の適当な材料が使用されてもよい。肉盛面部５４は、プラットフォーム１６Ａの半径方向外側表面５５Ａから半径方向外側へ延在する隆起部または突出部を備えることができる。肉盛面部５４は、複数の冷却通路４６ａ〜４６ｄが形成されることがあるエリアを増大し、プラットフォーム１６Ａへ向かう方向に冷却流体を放出するために複数の冷却通路４６ａ〜４６ｄが半径方向内側へ延在することを可能にさせ、このことが、プラットフォーム１６Ａを膜冷却することがある。

図示された実施形態における肉盛面部５４は、翼前縁部２４Ａに隣接する圧力側面上の最も半径方向外側にある表面７０を備える。肉盛面部５４は、図２に最も明瞭に示されるように、最も半径方向外側にある表面７０から離れた前方向、後ろ方向、および、円周方向のそれぞれにおいて高さが減少する。肉盛面部５４は、図１および２を参照すると、翼１０Ａの前縁部２４Ａより前の場所まで前方向に延在し、この場所で、肉盛面部５４は、プラットフォーム１６Ａの前縁部７２Ａに隣接する場所のようなプラットフォーム１６Ａの表面５５Ａと一緒になる。肉盛面部５４は、翼前縁部２４Ａと後縁部２６Ａとの間の場所まで後方向に延在し、この場所で、肉盛面部５４は、プラットフォーム１６Ａの表面５５Ａと一緒になる。さらに、肉盛面部５４は、翼１０Ａの圧力側壁２０ＡとギャップＧとの間の場所までギャップＧへ向かって円周方向に延在し、この場所で、肉盛面部５４は、プラットフォーム１６Ａの表面５５Ａと一緒になる。

図示された実施形態における肉盛面部５４の大半は、翼１０Ａの前縁部２４Ａに隣接して、かつ、第１の翼１０Ａの圧力側壁２０Ａとプラットフォーム１６Ａとの間の交点５６でこの翼の圧力側壁２０Ａに沿って位置している。しかし、図示された実施形態における肉盛面部５４の一部分は、翼１０Ａの前縁部２４Ａの周りで吸引側面２２Ａまで延在し、この場所で、肉盛面部５４は、高さが減少し、プラットフォーム１６Ａの表面５５Ａと一緒になる。肉盛面部５４の特有の構成は、複数の翼１０Ａ、１０Ｂが位置しているエンジンと、高温の燃焼ガスＨ_Gの流れへの望ましい効果とに依存してもよいことに注意を要する。

肉盛面部５４は、好ましく構成され、そして、複数の馬蹄形渦３６ａ、３６ｂの強さを低減するように配設されることによって、エンジンの効率が改善される。（冷却通路が内部に形成されていない）複数の肉盛面部の構成および位置と、高温の燃焼ガスＨ_Gの流れおよび複数の馬蹄形渦３６ａ、３６ｂへのこれらの複数の肉盛面部の影響とに関連したさらなる詳細は、米国特許第７１３４８４２号に見出すことができる。

複数の冷却通路４６ａ〜４６ｄからの冷却流体は、複数の冷却通路４６ａ〜４６を通過する間に肉盛材料５４およびプラットフォーム１６Ａへの直接的対流冷却を行い、複数の冷却通路出口５２ａ〜５２ｄを出るときに、プラットフォーム１６Ａの外側表面５５Ａおよび肉盛面部５４への膜冷却をさらに行う。

前述の通り、複数の冷却通路４６ａ〜４６ｄは、主冷却路３８Ａからプラットフォーム１６Ａへ直接的に、すなわち、プラットフォーム１６Ａへ供給される前に冷却流体に翼１０Ａまたはプラットフォーム１６Ａに係合されるか、または、翼１０Ａまたはプラットフォーム１６Ａの内部にある他の冷却流体回路もしくは経路を横切らせることを必要とすることなく、冷却流体を供給する。このようにして、複数の冷却通路４６ａ〜４６ｄを通ってプラットフォーム１６Ａに供給される冷却流体の量は、プラットフォームに供給される冷却流体がこのような他の複数の冷却回路または経路を横切る従来技術の翼より増大されると考えられる。複数の冷却通路４６ａ〜４６ｄは、たとえば、開示内容全体がここで参照によってここに組み込まれた米国特許第５３４４２８３号に記載されるように、既存の冷却路構造体に加えて、または、代えて設けられることができる。

本発明の態様による肉盛面部５４および冷却通路４６は、翼１０Ａの前縁部２４Ａに隣接する場所で、主冷却路３８Ａからプラットフォーム１６Ａの半径方向外側表面５５Ａまで直接的に冷却流体を供給することにより、従来技術を上回る利点を提供すると考えられる。プラットフォーム１６Ａに供給された冷却流体は、主冷却路３８Ａから直接的にもたらされるので、プラットフォームの内部の複数の場所を通して冷却流体を分配するプラットフォーム冷却システムにおいて供給されるより低温でより大量の冷却流体の流れが供給されることができると考えられる。このようにして、翼１０Ａの前縁部２４Ａに隣接するプラットフォーム１６Ａの半径方向外側表面５５Ａの適切な冷却は、本発明による翼／プラットフォーム組立体の寿命が増加すると考えられる程度に行われると考えられる。

ここに記載された本発明の態様は、翼１０Ａの前縁部２４Ａに隣接するプラットフォーム１６Ａが過熱および酸化のためエンジン動作中に破損／破壊されている状況では、米国特許第５３４４２８３号に示された翼のような破損した翼／プラットフォーム組立体を修理／交換するために修理プロセスの間に実行されることができる。代替的に、ここに記載された翼／プラットフォーム組立体は、エンジン内の新しいコンポーネントとして提供されることができる。

第１の翼１０Ａに係合されたプラットフォーム１６Ａは、図３に示されるように、半径方向で第２の翼１０Ｂに係合されたプラットフォーム１６Ｂから僅かにオフセットされることに注意を要する。これは、列または複数の翼１２を組み立てる際に直面する寸法公差問題に起因する。しかし、図３に示されたプラットフォーム１６Ａは、プラットフォーム１６Ｂよりさらに半径方向外側に延在するので、複数の冷却通路４６ａ〜４６ｄから流れ出る冷却流体は、プラットフォーム１６Ｂを冷却するために、第２の翼１０Ｂに係合されたプラットフォーム１６Ｂの半径方向外側表面５５Ｂまで第１の翼１０Ａに係合されたプラットフォーム１６Ａの半径方向外側表面５５Ａを流れることができる。第２の翼１０Ｂに係合されたプラットフォーム１６Ｂは、第１の翼１０Ａに係合されたプラットフォーム１６Ｂより僅かに大きく半径方向外側に延在してもよいことに注意を要する。この場合、複数の冷却通路４６ａ〜４６ｄから流れ出る冷却流体は、第１の翼１０Ａに係合されたプラットフォーム１６Ａの半径方向外側表面５５Ａを流れ、第２の翼１０Ｂに係合されたプラットフォーム１６Ｂの縁部と接触することができ、冷却流体は、ギャップＧの中へ半径方向内側に流れることもあり得る。

次に図４を参照すると、別の実施形態による翼１０’が示され、ここでは、図１〜３を参照して記載された構造に類似した構造がプライム（’）記号が後に続く同じ符号を含む。本実施形態による個々の複数の２次冷却通路６０は、１次冷却通路４６’と流体連通する入口６２を含み、１次冷却通路４６’は、翼１０Ａ’の主冷却路（本実施形態では図示せず）と連通する。すなわち、本実施形態による複数の２次冷却通路６０は、１次冷却通路４６’から分岐され、２次冷却通路の出口６４からプラットフォーム１６Ａ’の離間した場所に冷却流体を供給するために扇形に広がる。本実施形態による複数の冷却通路４６’、６０のうちの少なくとも１つの出口６４は、（複数の）冷却通路４６’、６０の中への高温の燃焼ガス取り込みを回避または低減するために、ガスタービンエンジンの動作中にガスタービンエンジンを通過する高温の燃焼ガスの流れの方向から離れた角度をなすことがあることに注意を要する。

次に図５を参照すると、さらに別の実施形態による第１の翼１０Ａ’’が示され、ここでは、図１〜３を参照して前述された構造に類似した構造が二重プライム（’’）記号が後に続く同じ符号を含む。本実施形態では、第１の翼１０Ａ’’の圧力側壁２０Ａ’’とプラットフォーム１６Ａ’’との間の交点５６’’に位置している肉盛面部５４’’は、プラットフォーム１６Ａ’’と隣接するプラットフォーム１６Ｂ’’との間に形成されたギャップＧ’’までの至るところで円周方向に延在する。このようにして、本実施形態では、肉盛面部５４’’を介して少なくとも部分的に形成された１つ以上の１次冷却通路４６’’ （そして、場合によっては、１つ以上の２次冷却通路（本実施形態では図示されず））によって届けられた冷却流体は、プラットフォーム１６Ａ’’と隣接するプラットフォーム１６Ｂ’’との間でギャップＧ’’の中に開口する出口５２’’を介してプラットフォーム１６Ａ’’の円周縁部までの至るところに届けることが可能である。このことは、ある種のエンジンにおいてギャップＧ’’に近接したプラットフォーム１６Ａ’’の一部分が過熱および酸化によって破損を引き起こされる傾向があることが判明したので、ある種のエンジンでは望ましいことになる。

次に図６を参照すると、図１から３を参照して前述された翼１０Ａのような翼を修理する方法１００が記載される。

ステップ１０２で、翼１０Ａの表面は、翼１０Ａの圧力側壁２０Ａと翼１０Ａに係合されたプラットフォーム１６Ａとの間の交点５６で翼１０Ａの前縁部２４Ａに隣接して肉盛される。表面は、溶接材料のような高耐熱性材料を表面に用いることにより肉盛される。材料は、たとえば、レーザー溶接を使用して肉盛されることがある。肉盛面部５４は、たとえば、図１〜３を参照して前述された通りとすることができ、または、図５を参照して前述された通りとすることができる。

ステップ１０４では、１つ以上の１次冷却通路４６が翼圧力側壁２０Ａとプラットフォーム１６Ａとの間の交点５６で少なくとも部分的に肉盛面部５４の内部に形成される。複数の１次冷却通路４６は、たとえば、肉盛面部５４を貫通して対応するボアを穿孔することにより形成されることができる。複数の１次冷却通路４６は、翼１０Ａの内部の主冷却路３８Ａと直接連通し、個々の１次冷却通路は、冷却流体を主冷却路３８Ａからプラットフォーム１６Ａへ直接的に供給するための出口５２をプラットフォーム１６Ａに有している。前述のように、主冷却路３８Ａは、翼前縁部２４Ａと翼１０Ａの後縁部２６Ａとの間でプラットフォーム１６Ａから半径方向外側に位置することができる。複数の１次冷却通路４６は、主冷却路３８Ａから半径方向内側に、そして、プラットフォーム１６Ａと隣接するプラットフォーム１６Ｂとの間のギャップＧへ向かう円周方向に、肉盛面部５４を介してプラットフォーム１６Ａでの出口５２まで延在することができる。

ステップ１０６で、選択的ステップにおいて、少なくとも１つの２次冷却通路６０が少なくとも部分的に肉盛面部５４の内部に形成される。（複数の）２次冷却通路６０は、図４に関して前述されたように、１次冷却通路４６と連通した入口６２を有している。（複数の）２次冷却通路６０は、１次冷却通路４６の出口５２から離間したプラットフォーム１６Ａに、主冷却路３８Ａからプラットフォーム１６Ａに冷却流体を供給するための出口６４を有している。

ここに記載された複数の冷却通路４６、４６’、６０と肉盛面部５４とは、複数の静止翼、たとえば、複数の翼１０Ａ、１０Ｂに形成されるものとして説明されているが、これらの特色は、本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく、複数の回転タービンブレードにも適用できる。

さらに、前述の通り、ここに記載された複数の冷却通路４６、４６’、６０と肉盛面部５４とは、修理／交換プロセスの一部として形成されることができ、または、新しい翼設計において実施されることができる。さらに、複数の冷却通路４６、４６’、６０と肉盛面部５４とは、ここに記載された１つのプロセス以外の他の複数のプロセスによって形成されることができる。たとえば、肉盛面部５４は、プラットフォーム１６Ａの全部または一部の上に実質的に一様な層として肉盛されることができ、そして、ここに記載された輪郭をもつ隆起部または突出部を形成するために加工されることができる。

本発明の特有の実施形態が例示され、説明されているが、様々な他の変更および変形が発明の趣旨および範囲から逸脱することなく行われ得ることが当業者には明白であろう。したがって、本発明の範囲に含まれるこのようなあらゆる変更および変形を、添付の請求項において網羅することが意図されている。

１０Ａ、１０Ｂ、１０’、１０Ａ’、１０Ａ’’ 翼
１２ 翼列
１３ タービンセクション
１４Ａ、１４Ｂ 根元端部
１６Ａ、１６Ｂ、１６Ａ’、１６Ａ’’、１６Ｂ’’ プラットフォーム
１８Ａ、１８Ｂ 先端部
１９ シュラウド
１９Ａ、１９Ｂ セクション
２０Ａ、２０Ｂ、２０Ａ’’ 圧力側壁
２２Ａ、２２Ｂ 吸引側壁
２４Ａ、２４Ｂ、７２Ａ 前縁部
２６Ａ 後縁部
３０ 流れ通路
３６ａ、３６ｂ 馬蹄形渦
３８Ａ、３８Ｂ 主冷却路
４０Ａ、４０Ｂ 冷却空気入口
４２Ａ、４２Ｂ 膜冷却孔
４６、４６ａ、４６ｂ、４６ｃ、４６ｄ、４６’、４６’’ １次冷却通路
５０ａ、５０ｂ、５０ｃ、５０ｄ、６２ 入口
５２、５２ａ、５２ｂ、５２ｃ、５２ｄ、５２’’、６４ 出口
５４、５４’’ 肉盛面部
５５Ａ、５５Ｂ 半径方向外側表面
５６、５６’’ 交点
６０ ２次冷却通路
７０ 最も半径方向外側にある表面
Ｈ_G 高温の燃焼ガス
Ｇ、Ｇ’’ ギャップ

Claims (20)

1. ガスタービンエンジンの翼を修理する方法であって、
   高耐熱性材料を用いて、前記翼と前記翼に係合されたプラットフォームとの間の交点で、前記翼の前縁部に隣接する表面を肉盛するステップと、
   前記翼と前記プラットフォームとの間の前記交点で少なくとも部分的に前記肉盛された表面の内部に、少なくとも１つの冷却通路を形成するステップと、を有し、
   前記少なくとも１つの冷却通路は、前記翼の内部で主冷却路と連通し、前記主冷却路から前記プラットフォームへ直接的に冷却流体を供給するための出口を前記プラットフォームに有している方法。
2. 前記表面を肉盛するステップは、前記表面に突出部を形成するステップからなり、前記突出部は、前記翼の圧力側壁と前記プラットフォームとの間の交点で前記翼の前縁部に隣接する半径方向の最も外側にある表面を備え、前記半径方向の最も外側にある表面から離れた前方向、後方向、および、円周方向のそれぞれで高さが減少する、請求項１に記載の方法。
3. 前記突出部は、前記翼の前縁部より前の場所まで前記前方向に延在し、前記翼の前縁部と前記翼の後縁部との間の場所まで前記後方向に延在する、請求項２に記載の方法。
4. 前記突出部は、前記翼の圧力側壁と隣接する翼の吸引側壁との間の場所まで前記円周方向に延在する、請求項２に記載の方法。
5. 前記突出部は、前記翼の前記プラットフォームと隣接する翼のプラットフォームとの間に形成されているギャップまで前記円周方向に延在する、請求項４に記載の方法。
6. 前記少なくとも１つの冷却通路の前記出口は、前記翼の前記プラットフォームと隣接する翼のプラットフォームとの間の前記ギャップへ開口している、請求項５に記載の方法。
7. 前記突出部は、前記翼の圧力側壁から、前記プラットフォームに隣接する前記翼の前縁部の周りで、前記翼の圧力側壁の反対側にある前記翼の吸引側壁まで延在する、請求項２に記載の方法。
8. 前記主冷却路は、前記翼の前縁部と前記翼の後縁部との間で前記プラットフォームから半径方向外側に位置している、請求項１に記載の方法。
9. 少なくとも１つの冷却通路を形成するステップは、前記翼の内部の前記主冷却路から前記プラットフォームでの前記出口まで半径方向内側に延在する少なくとも１つの冷却通路を形成するステップを備える、請求項８に記載の方法。
10. 少なくとも１つの冷却通路を形成するステップは、１次冷却通路を形成するステップを備え、
    前記方法は、少なくとも部分的に前記肉盛された表面の内部に少なくとも１つの２次冷却通路を形成するステップをさらに備え、
    前記少なくとも１つの２次冷却通路は、
    前記１次冷却通路と連通している入口と、
    前記１次冷却通路の前記出口から離間した前記プラットフォームにあり、前記主冷却路から前記プラットフォームへ冷却流体を供給するための出口と、
    を有している、請求項１に記載の方法。
11. 少なくとも１つの冷却通路を形成するステップは、前記翼の前縁部に隣接した、前記主冷却路と連通している複数の入口を有する複数の冷却通路を形成するステップを備え、前記複数の冷却通路は、前記プラットフォームで互いに離間し、前記主冷却路から前記プラットフォームへ直接的に冷却流体を供給する複数の出口を画定するために扇形に広がる、請求項１に記載の方法。
12. 前記複数の冷却通路のうちの少なくとも１つの冷却通路の前記出口は、前記ガスタービンエンジンの動作中に前記ガスタービンエンジンを通過する熱ガス流の方向から離れた角度をなす、請求項１１に記載の方法。
13. ガスタービンエンジン内のコンポーネントであって、
    翼に係合されたプラットフォームから半径方向外側に延在し、圧力側壁と前記圧力側壁の反対側の吸引側壁とを備え、前記圧力側壁および前記吸引側壁は、前記翼の前縁部に画定された第１の場所と、前記翼の前縁部の反対側の前記翼の後縁部に画定された第２の場所とに集まる、翼と、
    前記翼の圧力側壁と前記プラットフォームとの間の交点で前記翼の前縁部に隣接する肉盛された表面と、
    前記翼の圧力側壁と前記プラットフォームとの間の前記交点で少なくとも部分的に前記肉盛された表面の内部にある少なくとも１つの冷却通路と、を備え、
    前記少なくとも１つの冷却通路は、前記翼の内部で主冷却路と流体連通し、前記主冷却路から前記プラットフォームへ直接的に冷却流体を供給するための出口を前記プラットフォームに有しているコンポーネント。
14. 前記肉盛された表面は１つの突出部を備え、前記突出部は、前記翼の圧力側壁と前記プラットフォームとの間の前記交点で前記翼の前縁部に隣接する半径方向の最も外側にある表面を備え、さらに前記突出部は、前記半径方向の最も外側にある表面から離れた前方向、後方向、および、円周方向のそれぞれで高さが減少する、請求項１３に記載のコンポーネント。
15. 前記突出部は、前記翼の前縁部より前の場所まで前記前方向に延在し、
    前記突出部は、前記翼の前縁部と前記翼の後縁部との間の場所まで前記後方向に延在し、
    前記突出部は、前記翼の圧力側壁と隣接する翼の吸引側壁との間の場所まで前記円周方向に延在する、
    請求項１４に記載のコンポーネント。
16. 前記突出部は、前記翼の前記プラットフォームと隣接する翼のプラットフォームとの間に形成されているギャップまで前記円周方向に延在し、
    前記少なくとも１つの冷却通路の前記出口は、前記翼の前記プラットフォームと前記隣接する翼の前記プラットフォームとの間の前記ギャップへ開口している、
    請求項１５に記載のコンポーネント。
17. 前記主冷却路は、前記翼の前縁部と前記翼の後縁部との間で前記プラットフォームから半径方向外側に位置している、請求項１３に記載のコンポーネント。
18. 前記少なくとも１つの冷却通路は、前記翼の内部の前記主冷却路から前記プラットフォームでの前記出口まで半径方向内側に延在する、請求項１７に記載のコンポーネント。
19. 前記少なくとも１つの冷却通路は、１次冷却通路を備え、
    前記コンポーネントは、少なくとも部分的に前記肉盛された表面の内部にある少なくとも１つの２次冷却通路をさらに備え、
    前記少なくとも１つの２次冷却通路は、
    前記１次冷却通路と連通している入口と、
    前記１次冷却通路の前記出口から離間した前記プラットフォームにあり、前記主冷却路から前記プラットフォームへ冷却流体を供給するための出口と、
    を有している、請求項１３に記載のコンポーネント。
20. 前記複数の冷却通路のうちの少なくとも１つの冷却通路の前記出口は、前記ガスタービンエンジンの動作中に前記ガスタービンエンジンを通過する熱ガス流の方向から離れた角度をなす、請求項１９に記載のコンポーネント。

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