JP7214831B2 - 適応冷却を組み込んだ機械的ロック機構を備えたコンポーネントおよび製造方法 - Google Patents
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Description
本開示は、一般に、ガスタービンの被冷却構造に関し、より具体的には、タービン翼形部に関連するシステムおよび方法に関する。
大型の高馬力な産業用ガスタービンエンジンでは、燃焼器内で発生した高温ガス流がタービンを通過して機械的仕事を生じる。タービンは、温度が次第に低下する高温ガス流と反応するステータベーンおよびロータブレードの１つまたは複数の列または段を備える。タービン、ひいてはエンジンの効率は、より高温のガス流をタービンに通すことによって高めることができる。しかしながら、タービン入口温度は、タービン、特に第１段のベーンおよびブレードの材料特性、ならびにこれらの第１段の翼形部に対する冷却能力の多寡によって制限されることがある。
第１段のロータおよびステータ構成要素は、最も高いガス流温度に曝され、ガス流がタービン段を通過するにつれて温度が徐々に低下する。冷却空気を内部冷却通路に通し、冷却空気を膜冷却孔を介して排出して冷却空気のブランケット層を提供し、高温ガス流から被冷却表面を保護することによって、第１および第２段の翼形部（ブレードおよびベーン）を冷却しなければならない。
タービンロータブレードは、多くの場合、インベストメント鋳造と金属超合金材料とを用いて形成され、金属超合金材料は機械的応力および機械的ひずみ、ならびに熱応力および熱勾配に対して高い耐性を有する。しかしながら、インベストメント鋳造プロセスによって形成できるジオメトリおよび形体は限られている。
本開示の態様および利点は、以下の説明に一部が記載される、または本開示の実施を通じて理解することができる。
一実施形態では、高温ガス経路コンポーネントアセンブリが、第１の一式の噛合機構を備える第１のコンポーネント部分と、第１の一式の噛合機構に機械的に結合された第２の一式の噛合機構を備える第２のコンポーネント部分と、第１の一式の噛合機構の少なくとも１つの表面と第２の一式の噛合機構の少なくとも１つの表面との間の界面に配置された充填材料とを備える。充填材料は、接合プロセス中に配置される。第２のコンポーネント部分は、充填材料と、第１の一式の噛合機構および第２の一式の噛合機構との両方を介して第１のコンポーネント部分に接合される。
別の実施形態では、構造が、第１の構造部分と、第１の構造部分に接合された第２の構造部分であって、第２の構造部分および第１の構造部分が高温流体に曝される第１の基板表面を集合的に形成する、第２の構造部分と、第１の構造部分と第２の構造部分との間の界面にある充填材料と、冷却源に流体接続された第１の端部および第１の構造部分と第２の構造部分との間の界面に配置された第２の端部を備える少なくとも１つの適応冷却通路とを備える。冷却流体は、充填材料に不連続箇所がある場合にのみ、第１の構造部分と第２の構造部分との間の界面に流れ込む。
別の実施形態では、翼形部を形成する方法が、第１の一式の噛合機構を備えた翼形部本体部分を鋳造するステップと、第１の一式の噛合機構と機械的に噛み合う第２の一式の噛合機構を備えた第２の翼形部部分を形成するステップと、翼形部本体部分および第２の翼形部部分を放電加工（ＥＤＭ）によって同時穿孔すること、ならびに翼形部本体部分および第２の翼形部部分を表面仕上げすることのうちの少なくとも一方を実行するステップと、翼形部本体部分の噛合機構と第２の翼形部部分の噛合機構とを組み付けるステップと、翼形部本体部分と第２の翼形部部分とをろう付けプロセスを介して接合するステップとを含む。
本開示のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照することにより、よりよく理解される。添付の図面は、本明細書に組み込まれて、本明細書の一部を構成し、本開示の実施形態を例示し、説明とともに本開示の原理を説明するのに役立つ。
その最良の形態を含み、当業者を対象とする、完全かつ実施可能な程度の開示が本明細書に記載され、以下の添付の図を参照する。
本明細書および図面における符号の反復使用は、本開示の同じまたは類似の特徴もしくは要素を表すことを意図している。
次に、本開示の実施形態を詳しく参照するが、それらの１つ以上の例が、添付の図面に示されている。詳細な説明では、図面において特徴を参照するために、数字および文字の符号を使用している。図面および説明における同様または類似の符号は、実施形態の同様または類似の部分を指して使用されている。本明細書で使用する場合、「第１の」、「第２の」、および「第３の」という用語は、ある構成要素を別の構成要素から区別するために交換可能に使用することができ、個々の構成要素の位置または重要性を示すことを意図するものではない。「上流」または「後方」、ならびに「下流」または「前方」という用語は、流体経路における流体の流れに関する相対的な方向を指す。例えば、「上流」または「後方」は、流体が流れてくる方向を指し、「後部」と呼ばれることもある。「下流」または「前方」は、流体が流れていく方向を指し、「前部」と呼ばれることもある。「半径方向に」という用語は、特定の構成要素の軸方向中心線に略垂直な相対的な方向を指し、「軸方向に」という用語は、特定の構成要素の軸方向中心線に略平行な相対的な方向を指す。「円周方向の」および「接線方向の」という用語は、回転タービンまたは圧縮機ロータの円周と整列した方向を指すことがある。
本明細書および特許請求の範囲を通してここで使用される、近似を表す文言は、関連する基本的機能に変化をもたらすことなく、差し支えない程度に変動し得る任意の量的表現を修飾するために適用することができる。したがって、「およそ」、「約」、および「実質的に」などの１つまたは複数の用語によって修飾された値は、明記された厳密な値に限定されるものではない。少なくともいくつかの例では、近似を表す文言は、値を測定するための機器の精度に対応する場合がある。ここで、ならびに本明細書および特許請求の範囲の全体を通じて、範囲限界を組み合わせてもよいし、および／または置き換えてもよい。文脈または文言が特に指示しない限り、このような範囲は、このような範囲に含まれるすべての部分範囲と同一に扱われ、このような範囲に含まれるすべての部分範囲を含む。
各例は、実施形態を説明するために提供されており、実施形態を限定するためではない。実際、本実施形態の範囲または趣旨を逸脱せずに、修正および変形が本実施形態において可能であることは、当業者にとって明らかであろう。例えば、一実施形態の一部として図示または説明された特徴を別の実施形態で使用し、さらに別の実施形態を得ることができる。したがって、本実施形態は、添付の特許請求の範囲およびそれらの均等物の範囲内にあるそのような修正および変形を包含することが意図されている。本開示の例示的な実施形態は、説明の目的でガスタービンに関して一般的に説明されるが、本開示の実施形態を任意のターボ機械に適用することができ、特許請求の範囲に特に記載しない限り、産業用ガスタービンに限定されないことが当業者には容易に理解されよう。産業用、舶用、または陸上用のガスタービンが本明細書に示され説明されているが、本明細書に示され説明される本開示は、特許請求の範囲に特に明記されない限り、陸上用および／もしくは産業用ならびに／または舶用のガスタービンに限定されない。例えば、本明細書に記載される本開示は、限定はしないが、航空機転用タービンまたは舶用ガスタービンならびに航空機エンジンタービンおよび／または航空用エンジンを含む任意のタイプのタービンに使用され得る。
ここで図面を参照すると、同様の参照符号は同様の構成要素を指し、図１は、本開示の様々な態様を組み込むことができるガスタービン１０の例を示している。図示のように、ガスタービン１０は、一般に、圧縮機セクション１２を備え、圧縮機セクション１２は、ガスタービン１０の上流端に配置された入口１４と、圧縮機セクション１２を少なくとも部分的に囲むケーシング１６とを有する。ガスタービン１０は、圧縮機セクション１２から下流に少なくとも１つの燃焼器２０を有する燃焼セクション１８と、燃焼セクション１８から下流のタービンセクション２２とをさらに備える。図示のように、燃焼セクション１８は、複数の燃焼器２０を備えることができる。シャフト２４は、ガスタービン１０を通って軸方向に延びる。図１は、半径方向９４、軸方向９２および円周方向９０を示している。
動作中、空気２６は、圧縮機セクション１２の入口１４に引き込まれ、次第に圧縮されて圧縮空気２８を燃焼セクション１８に供給する。圧縮空気２８は、燃焼セクション１８に流入し、燃焼器２０において燃料と混合されて可燃性混合物を形成する。可燃性混合物は、燃焼器２０で燃焼され、それにより燃焼器２０からタービンノズル３４の第１段３２を横切ってタービンセクション２２に流れ込む高温ガス３０を生成する。タービンセクションは、一般に、タービンノズル３４の隣接する列によって軸方向に分離されたロータブレード３６の１つまたは複数の列を備える。ロータブレード３６は、ロータディスクを介してロータシャフト２４に結合される。ロータシャフト２４は、エンジン中心線ＣＬを中心として回転する。タービンケーシング３８は、ロータブレード３６およびタービンノズル３４を少なくとも部分的に包囲する。ロータブレード３６の列の各々または一部は、タービンケーシング３８内に配置されるシュラウドブロックアセンブリ４０によって同心円状に囲まれてもよい。高温ガス３０は、タービンセクション２２を通って流れる際に急速に膨張する。熱および／または運動エネルギーが高温ガス３０からロータブレード３６の各段に伝達され、それによりシャフト２４が回転して機械的仕事が生じる。シャフト２４は、発電機（図示せず）などの負荷に結合されて電気を発生することができる。加えて、または代わりに、シャフト２４を使用して、ガスタービンの圧縮機セクション１２を駆動することができる。
図２は、軸方向前方の前縁４４から軸方向後方の後縁４６まで、かつ半径方向内側根元４８から半径方向外側先端４２まで延びる例示的なタービンロータブレードすなわち翼形部３６の拡大断面側面図を提示している。翼形部３６は、高温ガス経路の半径方向内側境界を画定するプラットフォーム５０を備える。
図３は、図２に示す線Ｂ－Ｂに沿って翼形部根元部分４９から切り離された翼形部本体部分３７を示す例示的なタービンロータブレードの拡大断面側面図を提示している。タービンロータブレードは、軸方向前方の前縁４４と、軸方向後方の後縁４６と、半径方向内側根元４９と、半径方向外側先端４２とを備える。図３の実施形態では、根元部分４９と翼形部本体部分３７とは、別々に形成され、その後、ともに接合される。
図４は、図２に示す線Ａ－Ａに沿って翼形部本体部分３７から切り離された翼形部先端部分４３を示す例示的なタービンロータブレードの拡大断面側面図を提示している。タービンロータブレードは、軸方向前方の前縁４４と、軸方向後方の後縁４６と、半径方向内側根元４８と、翼形部先端部分４３とを備える。図４の実施形態では、翼形部先端部分４３と翼形部本体部分３７とは、別々に形成され、その後、ともに接合される。
ニッケル系超合金および他の金属超合金などの超合金材料から構成される翼形部は、インベストメント鋳造を用いて形成することができ、インベストメント鋳造により、ガスタービンエンジン１０のタービンセクション２２内で動作するための所望の材料特性がもたらされる。しかしながら、インベストメント鋳造は、微細な特徴部の細部や、許容できる再現性および許容誤差で複雑かつ／または高解像度のジオメトリを生成する能力に制限がある場合がある。例えば、インベストメント鋳造の制限のために、翼形部３６の内部冷却チャネルおよび流れ回路が所望よりも単純化されることがある。したがって、翼形部３６は、成形管電解加工（ＳＴＥＭ）穿孔プロセスによって翼形部の外装の近くに配置された長くて狭い通路を通じて冷却され得る。ＳＴＥＭ穿孔を用いて、先端部分４３以外、および／または翼形部根元部分４９以外の、インベストメント鋳造によって形成された翼形部本体部分３７にチャネルを配置することができる。
図５は、本開示の翼形部本体部分の斜視図を示している。翼形部本体部分３７は、前縁４４から後縁４６まで、正圧側５０から負圧側５２まで、かつ半径方向内側端部４７から半径方向外側端部４５まで延びる。翼形部本体部分３７は、複数の半径方向冷却通路５４を備え得る。
図６は、翼形部先端部分４３とは別に形成され得る翼形部本体部分３７を備える翼形部アセンブリ３５の側面図を示している。翼形部本体部分３７は、前縁４４から後縁４６まで延び、翼形部プラットフォーム５０において半径方向内側翼形部根元４８に接続する。翼形部本体部分３７および翼形部先端部分４３のそれぞれが、互いに噛み合い、翼形部先端部分４３を翼形部本体部分３７に機械的に結合する複数の歯５６を備える。複数の歯５６は、翼形部先端部分４３から翼形部本体部分３７に向かって半径方向内側に延びる第１の複数の歯５６Ａを含む。第１の複数の歯５６Ａは、台形および／もしくは三角形の形状にされ得る、ならびに／または他の形状であって、それぞれが半径方向外側縁部よりも半径方向内側縁部で広く、それぞれが翼形部先端部分４３に機械的に結合されるような形状であり得る。複数の歯５６はまた、翼形部本体部分３７から翼形部先端部分４３に向かって半径方向外側に延びる第２の複数の歯５６Ｂを含む。第２の複数の歯５６Ｂは、台形および／または三角形であって、それぞれが半径方向内側縁部よりも半径方向外側縁部で広く、それぞれが翼形部本体部分３７に機械的に結合されるような形状にされ得る。第１の複数の歯５６Ａおよび第２の複数の歯５６Ｂのそれぞれが、相補的な空間が各歯を隣接する歯から隔てるように間隔を空けて配置される。
図７は、翼形部先端部分４３を翼形部本体部分３７と噛み合わせた状態で、図６の翼形部アセンブリ３５の側面図を示している。組み立て中、翼形部先端部分４３は、所定の位置に横方向に（すなわち、紙／図の平面に垂直に／紙面の奥に）摺動されて、第１の複数の歯５６Ａの各歯が第２の複数の歯５６Ｂの歯の間の相補的な空間を満たすように、翼形部本体部分３７に接続し得る。同様に、第２の複数の歯５６Ｂの各歯は、第１の複数の歯５６Ａの歯の間の相補的な空間を満たす。第１および第２の複数の歯５６Ａ、５６Ｂの歯は、翼形部アセンブリ３５の周囲で互いに交互に配置される。図７に示されるような噛合構成では、第１および第２の複数の歯５６Ａ、５６Ｂは、翼形部先端部分４３が翼形部本体部分３７から半径方向９４に脱落するのを防止する。図７に示される噛合構成は、溶接および／またはろう付けなど、翼形部先端部分４３を翼形部本体部分３７に接合する他の方法も使用する実施形態で使用されてもよい。
引き続き図７を参照すると、第１の複数のろう付け面５８は、充填材料５９（ろう付け材料、またはろう付け、溶接、ＴＣＰ（工具先端点）ろう付け、および／もしくは摩擦攪拌溶接などの接合もしくはボンディングプロセス中に堆積される他の材料など）を介して、第１の複数の歯５６Ａの半径方向内側縁部を翼形部本体部分３７と接合するための界面として機能し得る。同様に、第２の複数のろう付け面６０は、第２の複数の歯５６Ｂの半径方向外側縁部を翼形部先端部分４３と接合するための界面として機能し得る。第１の複数のろう付け面５８と第２の複数のろう付け面６０とを合わせた長さは、翼形部本体部分３７と翼形部先端部分４３との間の界面において測定したとき、翼弦６２の長さより長くなり得る。したがって、図７の噛合構成により、ろう付けおよび／または溶接に利用可能な表面積を増加させることができ、それにより、増加したろう付け面積と機械的に結合された噛合機構との両方を介して、翼形部先端部分４３と翼形部本体部分３７との間の物理的接続を強化することができる。
図８は、図６および図７の翼形部アセンブリ３５の斜視図を示している。
図９は、前縁４４から後縁４６まで、かつ正圧側５０から負圧側５２まで広がる翼形部本体部分３７の（半径方向内側を向いた）上面図を示している。翼形部本体部分３７は、複数の半径方向冷却通路５４を備える。図９はまた、正圧側５０に隣接し、翼形部本体部分３７の上面から半径方向外側に延びる第１の溝付きレール６４を示している。負圧側５２に隣接する第２の溝付きレール６６は、翼形部本体部分３７の上面から半径方向外側に延びる。第１および第２の溝付きレール６４、６６は、互いに略平行である第１および第２の翼弦方向部分６４Ａおよび６６Ａをそれぞれ備える。例えば、第１および第２の翼弦方向部分６４Ａおよび６６Ａのそれぞれの向きは、互いにおよび／または翼弦６２の向きから、１０度未満、５度未満、３度未満、１度未満、および／または０．５度未満であり得る。例えば、一実施形態では、第１および第２の翼弦方向部分６４Ａおよび６６Ａは、互いに０．５度未満、かつ翼弦６２から１０度未満に向けられる。第１および第２の溝付きレール６４、６６は、翼形部先端部分４３に組み付けられたときに翼形部先端部分４３が翼形部本体部分３７から半径方向に脱落するのを防ぐ１つまたは複数の溝、ノッチ、または他の機構（図示せず）を備え得る。
引き続き図９を参照すると、翼形部本体部分３７に組み付けたときに翼形部先端部分４３を所定の位置に固定するために、第１および第２の溝付きレール６４、６６の一端に近接する翼形部本体部分３７の半径方向外側に機械的ストッパ６１が配置され得る。機械的ストッパ６１は、翼形部先端部分４３（またはその対応部分）と係合し、それにより、翼形部先端部分４３が翼形部本体部分３７から滑り落ちるのを防止するように、翼形部本体部分３７の上面すなわち半径方向外側から半径方向外側に延び得る。また、機械的ストッパ６１に加えて、またはその代わりに、１つまたは複数の二次機械的ストッパ６３が、異なる位置、形状、および／または向きで翼形部本体部分３７の半径方向外側に配置されてもよい。動作中、タービン翼形部３６の回転に起因して、合力が翼形部アセンブリ３５に力の方向６５に作用し、それにより、翼形部先端部分４３を機械的ストッパ６１に押し付け、翼形部本体部分３７の側で機械的ストッパ６１により翼形部先端部分４３が翼形部本体部分３７から滑り落ちるのを防ぐ。力の方向６５に作用する合力は、同様の結果を達成し得る任意の充填材料（ろう付け材料など）に加えて、翼形部先端部分４３と翼形部本体部分３７とを取り付けられたままにする。機械的ストッパ６１および／または二次機械的ストッパ６３はまた、翼形部先端部分４３を翼形部本体部分と位置合わせおよび／または配置するのを助けることができる。加えて、第１および第２の翼弦方向部分６４Ａおよび６６Ａは、それらが厳密に平行ではなく、その代わりわずかに収束するようにテーパを付けられて（例えば、約０．５度～約５度、または約１度～約４度、または約２度～約３度）、それにより、機械的ストッパ６１および／または二次機械的ストッパ６３に加えて、またはその代わりに、機械的停止機構として機能し得る。
図１０は、翼形部先端部分４３と図９の翼形部本体部分３７に対応し得る翼形部本体部分３７とを備える翼形部アセンブリ３５の後方から前方を見た図を示している。第１および第２の溝付きレール６４、６６のそれぞれが、少なくとも１つの対応する先端噛合機構７０および隣接する先端空間７１と合わさる、少なくとも１つの本体噛合機構６８および隣接する本体空間６９を備える。翼形部本体部分３７は、少なくとも１つの本体噛合機構６８の半径方向内側にあり得る本体一次ろう付け領域７２を備え得る。本体一次ろう付け領域７２は、ろう付けおよび／または溶接中に本体一次ろう付け領域７２と先端一次ろう付け領域７２Ａとが合わさって接合されるように、先端一次ろう付け領域７２Ａと合わさる。翼形部本体部分３７は、翼形部先端部分４３上の対応する先端二次ろう付け領域７４Ａと合わさり、接合される少なくとも１つの本体二次ろう付け領域７４を備え得る。
図１１は、図１０による翼形部先端部分４３と翼形部本体部分３７とを備える翼形部アセンブリ３５を示している。少なくとも１つの本体噛合機構６８は、少なくとも１つの本体噛合機構６８の半径方向内側部分と半径方向外側部分との両方がろう付け面またはボンディング面として使用されるように、２つ以上の本体二次ろう付け領域７４を備え得る。充填材料５９（ろう付け材料など）は、一次および二次ろう付け領域７２、７４、７２Ａ、および７４Ａのそれぞれ、または少なくとも１つに配置される。同様に、少なくとも１つの先端噛合機構７０は、少なくとも１つの先端噛合機構７０の半径方向内側部分と半径方向外側部分との両方がろう付け面として使用されるように、２つ以上の先端二次ろう付け領域７４Ａを備え得る。図１１は、翼形部本体部分３７が概して翼形部先端部分４３の半径方向内側にあるとしても、少なくとも１つの本体噛合機構６８のろう付け面が、少なくとも１つの先端噛合機構７０のろう付け面の半径方向外側にあり、これに接合され得ることを示している。
図１２は、翼形部本体部分３７と翼形部先端部分４３とを備える翼形部アセンブリ３５の後方から前方を見た図を示している。翼形部アセンブリ３５は、少なくとも１つの本体噛合機構６８の半径方向内側表面と、少なくとも１つの先端噛合機構７０の半径方向外側部分との間に半径方向間隙を形成する少なくとも１つの死空洞７６を備え得る。いくつかの実施形態では、少なくとも１つの死空洞７６は、翼形部アセンブリ３５内の他の空洞に流体接続されていない。翼形部アセンブリ３５はまた、１つまたは複数の適応冷却通路７８を備え得る。１つまたは複数の適応冷却通路７８は、翼形部先端部分４３に配置された充填材料５９（ろう付け材料など）が１つまたは複数の適応冷却通路７８の壁の一部を形成するように、一端が翼形部先端部分４３によって閉じられている。１つまたは複数の適応冷却通路７８は、上流端が冷却流体源（図示せず）に開いている。翼形部先端部分４３が１つまたは複数の適応冷却通路７８の壁の一部を形成し、それによって空洞を密閉しているとき、冷却流体は１つまたは複数の適応冷却通路７８から流出しない。
図１３は、翼形部本体部分３７と翼形部先端部分４３とを備える翼形部アセンブリ３５の後方から前方を見た図を示している。図１３は、例えば充填材料５９（ろう付け材料など）の不連続箇所に起因して、翼形部先端部分４３が一次ボンディング面７２において翼形部本体部分３７からボンディングが外れる実施形態を示している。翼形部先端部分４３は、図１２の実施形態と比較すると、半径方向外側部分に再配置される。本体噛合機構６８および先端噛合機構７０は、翼形部先端部分４３を翼形部本体部分３７に対して半径方向に保持する。このとき、１つまたは複数の適応冷却通路７８は、翼形部本体部分３７に対する翼形部先端部分４３の動きに起因して、少なくとも１つの作動空洞８０に開いている。冷却流体は、冷却流体源から１つまたは複数の適応冷却通路７８を通って少なくとも１つの作動空洞８０に流れ、それにより、ろう付け界面が完全にまたは部分的にボンディングが外れたときに翼形部先端部分４３をさらに冷却する。いくつかの実施形態では、作動空洞８０は、以前にろう付け面として使用された表面を含み得る。他の実施形態では、作動空洞８０は、以前はろう付け面として使用されていなかった表面を含み得る。
図１３の構成では、翼形部先端部分４３と翼形部本体部分３７との間に十分な相対運動があって、１つまたは複数の適応冷却通路７８が以前に閉じていた端部において開くことができる場合にのみ、さらなる冷却流体が作動空洞８０に流れる。換言すれば、冷却流体は、一次および／または二次ボンディング面７２、７４における充填材料５９（例えば、ろう付け材料、溶接材料、工具先端点（ＴＣＰ）ろう付け材料または摩擦攪拌溶接材料）に不連続箇所があり、それにより、冷却流体が流れ得る通路が開いている場合にのみ、作動空洞８０に流れる。図１０～図１３を参照すると、ろう付けおよび／または他の充填材料５９が配置されているボンディング面（すなわち、一次および／または二次ボンディング面７２、７４）が破断した場合、翼形部先端部分４３の半径方向の動きが翼形部本体部分３７に対して発生し得る。ボンディング面（すなわち、一次および／または二次ボンディング面７２、７４）は、破砕もしくは摩擦事象の結果として、またはボンディングもしくは充填材料５９内に不連続箇所が存在する場合に破砕し得る。噛合機構６８および７０は、半径方向の動きを制限し、そのため、所定の閾値内でのみ動きを可能にするように移動される。所定の閾値内でのみの半径方向の動きにより、少なくとも１つの適応冷却通路７８が冷却流体を流し始めることができ、それにより、ろう付けまたは充填界面の領域をさらに冷却し、これによりホットスポット、コールドスポット、および／または高い温度勾配を緩和できる。
図１４は、翼形部本体部分３７と翼形部先端部分４３とを備える翼形部アセンブリ３５の後方から前方を見た図を示している。図１４の実施形態では、翼形部先端部分４３は、半径方向内側に延びた後に翼形部負圧側５２に向かって曲がる正圧側アーム８２を備える。同様に、翼形部先端部分４３は、半径方向内側に延びた後に翼形部正圧側５０に向かって曲がる負圧側アーム８４を備える。翼形部本体部分３７は、半径方向側に延び、第１および第２のタング８８、９６に接続する中央部材８６を備える。第１のタング８８は、翼形部負圧側に向かって延びる。第２のタング９６は、翼形部正圧側に向かって延びる。
図１５は、翼形部本体部分３７と翼形部先端部分４３とを備える翼形部アセンブリ３５の後方から前方を見た図を示している。図１５の実施形態では、翼形部先端部分４３の正圧側アーム８２および負圧側アーム８４は、翼形部本体部分３７の中央部材８６、第１および第２のタング８８、９６の周りに延びる。図１５の構成により、翼形部先端部分４３を翼形部本体部分３７に機械的に結合させることができる。加えて、図１５の実施形態は、一次ろう付け領域７２と、一次ろう付け領域７２よりも小さい領域を含み得る少なくとも１つの二次ろう付け領域７４とを備え得、各ろう付け領域の上に充填材料５９（ろう付け材料など）を配置される。図１４および図１５の構成により、中央部材８６は、動作中の翼形部先端部分４３の回転（およびその慣性力）から生じる半径方向引張応力下にあり、それにより、半径方向引張応力を、熱応力がより大きくなり得る翼形部の周囲から離して中央（比較的低温）の位置に与えることができる。
図１６は、ろう付けシーム１０２に沿って第２の部分１００に接合された第１の部分９８を備える翼形部アセンブリ３５の実施形態を示している。ろう付けシーム１０２は、ろう付けシーム１０２とともに、第１の部分９８と第２の部分１００との間の界面を形成するスロット間隙１０４に接続される。充填材料５９（ろう付け材料など）は、ろう付けシーム１０２内に配置される。ろう付けシームは、第１の翼形部アセンブリ縁部１０６に隣接する。スロット間隙１０４は、第２の翼形部アセンブリ縁部１０８に隣接する。遮熱コーティング（ＴＢＣ）、耐環境コーティング（ＥＢＣ）、ボンドコートおよび／または他のコーティング１１２が、第１および／または第２の翼形部アセンブリ縁部１０６、１０８の外面に配置され得る。加えて、高温流体が、第１および／または第２の翼形部アセンブリ縁部１０６、１０８に対して略平行な方向１１０に流れ得る。第１および第２の翼形部アセンブリ縁部１０６、１０８は、翼形部の前縁、後縁、負圧側、および／もしくは正圧側、ならびに／または被冷却コンポーネントの互いに異なる反対側を向いた表面もしくは基板であり得る。スロット間隙１０４は、方向１１０に流れる高温流体から見て部分的に後方に角度を付けることができる。ろう付けシーム１０２は、冷却源（図示せず）と流体連通している適応冷却通路７８の閉じた端部を形成する。動作中、冷却流体は、ろう付けシーム１０２にある充填材料５９に亀裂が生じない限り、適応冷却通路７８からろう付けシーム１０２に流れ込まない。ろう付けシーム１０２にある充填材料５９に亀裂が生じた場合、冷却流体は、適応冷却通路７８からろう付けシーム１０２に流れ込み、次にスロット間隙１０４に流れ込み、最終的に第１および／または第２の翼形部アセンブリ縁部１０６、１０８において翼形部を出ることができる。亀裂が生じた、および／またはボンディングが外れたろう付けシーム１０２ならびにスロット間隙１０４を通って流れる冷却流体によって、第１および／または第２の部分９８、１００がさらに冷却され、温度勾配が均一になり、局所的なホットスポットおよび／またはコールドスポットが低減される。
図１７は、第１および第２のろう付けシーム１０２Ａ、１０２Ｂに沿って第２の部分１００に接合された第１の部分９８を備える翼形部アセンブリ３５の実施形態を示している。第１および第２のろう付けシーム１０２Ａ、１０２Ｂは、第１および第２のろう付けシーム１０２Ａ、１０２Ｂとともに、第１の部分９８と第２の部分１００との間の界面を形成する適応空洞１１４の両側に接続される。第１のろう付けシーム１０２Ａは、第１の翼形部アセンブリ縁部１０６に隣接し得、第２のろう付けシーム１０２Ｂは、第２の翼形部アセンブリ縁部１０８に隣接し得る。遮熱コーティング（ＴＢＣ）、耐環境コーティング（ＥＢＣ）、ボンドコートおよび／または他のコーティング１１２が、第１および／または第２の翼形部アセンブリ縁部１０６、１０８の外面に配置され得る。加えて、高温流体が、第１および／または第２の翼形部アセンブリ縁部１０６、１０８に対して略平行な方向１１０に流れ得る。第１および第２の翼形部アセンブリ縁部１０６、１０８は、翼形部の前縁、後縁、負圧側、および／もしくは正圧側、ならびに／または被冷却コンポーネントの互いに異なる反対側を向いた表面もしくは基板であり得る。適応空洞１１４は、長方形、三角形、台形、正方形、または多角形の断面を有してもよいし、円筒形、球形、または多面体の形状を有してもよい。適応空洞１１４は、冷却源（図示せず）と流体連通している適応冷却通路７８の開いた端部を形成する。動作中、冷却流体は、適応冷却通路７８から適応空洞１１４に流れ込み得るが、その後は、第１および第２のろう付けシーム１０２Ａ、１０２Ｂの少なくとも一方に亀裂が生じない限り、第１および／または第２のろう付けシーム１０２Ａ、１０２Ｂには流れ込まない。充填材料５９（ろう付け材料など）は、第１および第２のろう付けシーム１０２Ａ、１０２Ｂのそれぞれの中に配置される。第１および第２のろう付けシーム１０２Ａ、１０２Ｂにある充填材料５９が亀裂および／または不連続箇所を生じた場合、冷却流体は、適応冷却通路７８から適応空洞１１４に流れ込み、次に第１および第２のろう付けシーム１０２Ａ、１０２Ｂの少なくとも一方に流れ、最終的に第１および／または第２の翼形部アセンブリ縁部１０６、１０８において翼形部を出る。他の実施形態では、適応冷却通路は、第１および／または第２のろう付けシーム１０２Ａ、１０２Ｂに直接接続する。他の実施形態は、適応空洞１１４またはスロット間隙１０４を含まない場合もある。亀裂が生じた、および／またはボンディングが外れた第１および第２のろう付けシーム１０２Ａ、１０２Ｂ、ならびに適応空洞１１４を通って流れる冷却流体によって、第１および／または第２の部分９８、１００がさらに冷却され、温度勾配が均一になり、局所的なホットスポットおよび／またはコールドスポットが低減される。
図１８は、本開示による翼形部３６を形成する方法１２００を示している。ステップ１２０２において、噛合機構を備えた翼形部本体部分３７が、インベストメント鋳造を使用して鋳造される。ステップ１２０４では、噛合機構を備えた翼形部先端部分４３は、積層造形、インベストメント鋳造、または別の形成プロセスによって形成される。また、１２０４では、噛合機構を備えた翼形部３６のインサート、噛合機構を備えた翼形部３６の後縁部分、および／または噛合機構を備えた翼形部根元部分４９が、積層造形、インベストメント鋳造、または別の形成プロセスによって形成されてもよい。いくつかの実施形態では、翼形部先端部分４３のみが、翼形部本体部分３７の鋳造とは別に形成される。他の実施形態では、翼形部先端部分４３、翼形部根元部分４９、後縁部分、および／または翼形部３６のインサートは、翼形部本体部分３７の鋳造とは別にそれぞれ形成される。他の実施形態では、翼形部先端部分４３、翼形部根元部分４９、および翼形部３６のインサートはすべて、翼形部本体部分３７の鋳造中に鋳造によって形成される。ステップ１２０６において、本方法は、翼形部本体部分３７を、翼形部先端部分４３、翼形部根元部分４９、翼形部後縁４６、翼形部前縁４４、および翼形部３６のインサートなどの、しかしこれらに限定されない別個に形成され得る他の部分とともに、（放電加工（ＥＤＭ）または他のプロセスによって）同時穿孔するステップを含む。方法ステップ１２０６はまた、ＥＤＭの前に様々なコンポーネントを事前に組み立てるステップを含み得る。本明細書で使用される場合、「インサート」は、衝突冷却などの冷却を提供するため、または他の何らかの機能を提供するために、翼形部（回転または静止）内に挿入され得るコンポーネントである。
引き続き図１８を参照すると、方法ステップ１２０６はまた、例えば、界面が組み立て前に滑らかになり、それにより、界面は、事前定義された許容値を超える不規則性はほとんどまたはまったくない大きな嵌合領域を有することができるように、翼形部本体部分３７および翼形部先端部分４３の表面仕上げを行うステップを含み得る。方法ステップ１２０６はまた、組み立て前に、ろう付け材料などの充填材料５９によってコンポーネントを事前コーティングする（例えば、表面仕上げおよび／または同時穿孔に続いて）ステップを含み得る。ステップ１２０８において、本方法は、翼形部本体部分３７を含む個々の翼形部のコンポーネントの噛合機構を、翼形部先端部分４３、翼形部根元部分４９、後縁部分、および／または翼形部３６のインサートとともに組み立てるステップを含む。例えば、翼形部本体部分３７および翼形部先端部分４３は、ろう付け中の界面の嵌合を強化するために、それぞれの界面において同時に放電加工（ＥＤＭ）を受けることができ、この放電加工は、１～２ミル（すなわち、１～２千分の１インチ）以下の欠陥を許容し得る。ステップ１２１０において、本方法は、ろう付け、溶接、または他の接合方法によって、翼形部３６の部分をともに接合するステップを含む。一実施形態では、翼形部本体部分３７と翼形部先端部分４３とが、ろう付けプロセスから生じるろう付け界面を介して接合される。ステップ１２１０の後に、熱処理、表面仕上げ、研磨、バリ除去、コーティングなどを含むがこれらに限定されない他のステップが含まれてもよい。さらに、プロセス全体にわたって、翼形部先端部分４３および／または翼形部３６の他のサブコンポーネントが形成された後であるが組み立て前の後処理ステップなどの他のステップが含まれてもよい。さらに、いくつかの実施形態では、図１８に含まれるステップのうちの１つまたは複数が行われなくてもよい。
図１２に示す方法は、翼形部３６およびその様々なサブコンポーネントが、ステップ１２１０においてともに接合されるまで、オープントポロジーを維持することを可能にし、これにより、翼形部３６の様々なサブコンポーネントならびにその内部機構の製造可能性が向上する。
図６～図８および図１０～図１５に示される実施形態のそれぞれについて、噛合機構は、翼形部本体部分３７および翼形部先端部分４３の界面の総表面積を増やし、それにより、ろう付けが起こり得る許容面積を増加させ、その結果、ろう付けの全体的な強度を高めることができる。本明細書に開示される方法および実施形態は、任意の高温ガスコンポーネント、ガスタービンエンジンの他のコンポーネント、ならびに他のコンポーネントに適用できる。例えば、本特許請求の範囲に記載の方法および実施形態は、少なくとも２つの接合部分を備えるコンポーネントに適用でき、一次保持機構（例えば、ろう付け材料、溶接材料、摩擦攪拌溶接材料、ＴＣＰ（工具先端点）ろう付け材料、および他の接合材料などの充填材料５９を介した接合）および二次保持機構（例えば、噛合機構、蟻継ぎ、歯、相継ぎ、ピン、フック、溝、ノッチ、および／または他の機構）の両方が望ましい。加えて、１つまたは複数の締まり嵌めが、三次保持手段として、および／または一次または二次保持手段の代わりに使用されてもよい。例えば、締まり嵌めは、ろう付けおよび／または溶接継手に関連して使用され得る。他の実施形態では、締まり嵌めは、噛合機構に関連して使用され得る。他の実施形態では、締まり嵌めは、噛合機構と、ろう付けおよび／または溶接継手との両方に関連して使用され得る。例えば、翼形部先端部分４３の第１の締まり嵌め部分は、ろう付けおよび／または溶接材料が同じ界面（複数可）に使用されること加えて、翼形部本体部分３７の対応する第２の締まり嵌め部分に、２つの嵌合部分がある温度で締まり嵌めを形成するように冷やし嵌めされてもよい。
本特許請求の範囲に記載の方法および実施形態は、回転タービンブレードや固定ノズルおよび／または静翼などのタービン翼形部、ストラット、シュラウド、圧縮機ブレード、ファンブレード、圧縮機ベーン、サンプ、ベアリング、ディフューザ、燃焼器ライナ、燃料インジェクタ、ギヤ、インペラ、ロータディスクおよびハブ、シール、マニホルド、ダンパ、ガスケット、ケーシング、シャフト、流路壁、翼形部プラットフォーム、入口ガイドベーン、フェアリング、排気ノズル、燃料ノズル、スワラ、圧縮機コンポーネント、タービンコンポーネント、燃焼器コンポーネント、ファンモジュールコンポーネント、ギヤボックスコンポーネント、ならびに他のコンポーネント、サブコンポーネント、およびそれらの組立体を含むがこれらに限定されないコンポーネントに適用できる。図６～図１５の実施形態はまた、翼形部本体部分３７に対する翼形部先端部分４３の少なくとも１つの方向への移動を防止するために、少なくとも１つの機械的ストッパ６１、二次機械的ストッパ６３、および／またはテーパ部分を備え得る。
本開示の翼形部３６は、タービンブレードおよびバケットなどの回転翼形部、ならびにガスタービン翼形部ベーンまたはタービンノズル翼形部などであるがこれらに限定されない静止翼形部であってもよい。本明細書に記載の実施形態は、主に、翼形部先端部分４３と翼形部本体部分３７との間の機械的噛合機構およびろう付けに関して述べてきた。しかしながら、そのような実施形態は、翼形部根元部分４９、翼形部前縁部分および後縁部分、翼形部プラットフォーム、ならびに他のコンポーネントの部分を含むがこれらに限定されない、任意の２つの合わさってボンディングされるコンポーネントまたはサブコンポーネントの間でも使用されてもよい。翼形部本体部分３７、翼形部先端部分４３、翼形部根元部分４９、前縁、および／または後縁に噛合機構を形成することにより、様々な翼形部コンポーネントが機械的に結合され、それにより、ろう付けのみと比較してコンポーネント間の結合を強化し得る。加えて、噛合機構は、ろう付けと組み合わせて使用される場合、コンポーネント間の界面の面積を増加することができ、それにより、より多くの充填材料５９（限定されないが、ろう付け材料など）をより広い面積上に適用することを可能にし、これによりここでもコンポーネント間の結合を強化する。噛合機構、適応冷却チャネル、ろう付けされたコンポーネント、ろう付けシーム、一次ろう付け領域、二次ろう付け領域、タービン翼形部およびその部分、適応空洞、コーティング、ならびに／または他の特徴を含むがこれらに限定されない本開示の特徴は、本開示によれば、個別にまたは様々な組み合わせで使用され得る。
本明細書は、実施形態を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も実施形態を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本開示の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到する他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造要素を含む場合、または特許請求の範囲の文言と実質的な差異を有さない均等な構造要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図している。
１０ ガスタービン、ガスタービンエンジン
１２ 圧縮機セクション
１４ 入口
１６ ケーシング
１８ 燃焼セクション
２０ 燃焼器
２２ タービンセクション
２４ ロータシャフト
２６ 空気
２８ 圧縮空気
３０ 高温ガス
３２ 第１段
３４ タービンノズル
３５ 翼形部アセンブリ
３６ ロータブレード、タービン翼形部
３７ 翼形部本体部分
３８ タービンケーシング
４０ シュラウドブロックアセンブリ
４２ 半径方向外側先端
４３ 翼形部先端部分
４４ 翼形部前縁
４５ 半径方向外側端部
４６ 翼形部後縁
４７ 半径方向内側端部
４８ 半径方向内側翼形部根元
４９ 翼形部根元部分
５０ プラットフォーム、翼形部正圧側
５２ 翼形部負圧側
５４ 複数の半径方向冷却通路
５６ 複数の歯
５６Ａ 第１の複数の歯
５６Ｂ 第２の複数の歯
５８ 第１の複数のろう付け面
５９ 充填材料
６０ 第２の複数のろう付け面
６１ 機械的ストッパ
６２ 翼弦
６３ 二次機械的ストッパ
６４ 第１の溝付きレール
６４Ａ 第１の翼弦方向部分
６５ 力の方向
６６ 第２の溝付きレール
６６Ａ 第２の翼弦方向部分
６８ 本体噛合機構
６９ 本体空間
７０ 先端噛合機構
７１ 先端空間
７２ 本体一次ろう付け領域、一次ボンディング面
７２Ａ 先端一次ろう付け領域
７４ 本体二次ろう付け領域、二次ボンディング面
７４Ａ 先端二次ろう付け領域
７６ 死空洞
７８ 適応冷却通路
８０ 作動空洞
８２ 正圧側アーム
８４ 負圧側アーム
８６ 中央部材
８８ 第１のタング
９０ 円周方向
９２ 軸方向
９４ 半径方向
９６ 第２のタング
９８ 第１の部分
１００ 第２の部分
１０２ ろう付けシーム
１０２Ａ 第１のろう付けシーム
１０２Ｂ 第２のろう付けシーム
１０４ スロット間隙
１０６ 第１の翼形部アセンブリ縁部
１０８ 第２の翼形部アセンブリ縁部
１１０ 方向
１１２ コーティング
１１４ 適応空洞
１２００ 方法
１２０２ ステップ
１２０４ ステップ
１２０６ 方法ステップ
１２０８ ステップ
１２１０ ステップ
ＣＬ エンジン中心線
１２ 圧縮機セクション
１４ 入口
１６ ケーシング
１８ 燃焼セクション
２０ 燃焼器
２２ タービンセクション
２４ ロータシャフト
２６ 空気
２８ 圧縮空気
３０ 高温ガス
３２ 第１段
３４ タービンノズル
３５ 翼形部アセンブリ
３６ ロータブレード、タービン翼形部
３７ 翼形部本体部分
３８ タービンケーシング
４０ シュラウドブロックアセンブリ
４２ 半径方向外側先端
４３ 翼形部先端部分
４４ 翼形部前縁
４５ 半径方向外側端部
４６ 翼形部後縁
４７ 半径方向内側端部
４８ 半径方向内側翼形部根元
４９ 翼形部根元部分
５０ プラットフォーム、翼形部正圧側
５２ 翼形部負圧側
５４ 複数の半径方向冷却通路
５６ 複数の歯
５６Ａ 第１の複数の歯
５６Ｂ 第２の複数の歯
５８ 第１の複数のろう付け面
５９ 充填材料
６０ 第２の複数のろう付け面
６１ 機械的ストッパ
６２ 翼弦
６３ 二次機械的ストッパ
６４ 第１の溝付きレール
６４Ａ 第１の翼弦方向部分
６５ 力の方向
６６ 第２の溝付きレール
６６Ａ 第２の翼弦方向部分
６８ 本体噛合機構
６９ 本体空間
７０ 先端噛合機構
７１ 先端空間
７２ 本体一次ろう付け領域、一次ボンディング面
７２Ａ 先端一次ろう付け領域
７４ 本体二次ろう付け領域、二次ボンディング面
７４Ａ 先端二次ろう付け領域
７６ 死空洞
７８ 適応冷却通路
８０ 作動空洞
８２ 正圧側アーム
８４ 負圧側アーム
８６ 中央部材
８８ 第１のタング
９０ 円周方向
９２ 軸方向
９４ 半径方向
９６ 第２のタング
９８ 第１の部分
１００ 第２の部分
１０２ ろう付けシーム
１０２Ａ 第１のろう付けシーム
１０２Ｂ 第２のろう付けシーム
１０４ スロット間隙
１０６ 第１の翼形部アセンブリ縁部
１０８ 第２の翼形部アセンブリ縁部
１１０ 方向
１１２ コーティング
１１４ 適応空洞
１２００ 方法
１２０２ ステップ
１２０４ ステップ
１２０６ 方法ステップ
１２０８ ステップ
１２１０ ステップ
ＣＬ エンジン中心線
Claims (9)
- 高温ガス経路コンポーネントアセンブリ（３５）であって、当該高温ガス経路コンポーネントアセンブリ（３５）が、
第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）を備える第１のコンポーネント部分と、
第２の一式の噛合機構（５６Ａ）を備える第２のコンポーネント部分であって、第２の一式の噛合機構（５６Ａ）が第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）に機械的に結合される、第２のコンポーネント部分と、
第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）の少なくとも１つの表面と第２の一式の噛合機構（５６Ａ）の少なくとも１つの表面との間の界面（１０２）に配置された充填材料（５９）と
を備えており、
前記充填材料（５９）が接合プロセス中に配置され、
第２のコンポーネント部分が、前記充填材料（５９）と、第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）及び第２の一式の噛合機構（５６Ａ）との両方を介して第１のコンポーネント部分に接合され、
第１のコンポーネント部分が翼形部本体部分（３７）であり、第２のコンポーネント部分が翼形部先端部分（４３）であり、
前記翼形部本体部分（３７）が、
翼形部正圧側（５０）と、
前記翼形部正圧側（５０）に隣接し、前記翼形部本体部分（３７）の上面から半径方向外側に延びる第１の溝付きレール（６４）と、
前記翼形部正圧側（５０）とは反対側にある翼形部負圧側（５２）と、
前記翼形部負圧側（５２）に隣接し、前記翼形部本体部分（３７）の上面から半径方向外側に延びる第２の溝付きレール（６６）と
を備える、高温ガス経路コンポーネントアセンブリ（３５）。 - 第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）及び第２の一式の噛合機構（５６Ａ）が、台形の歯、三角形の歯、蟻継ぎ及び相継ぎのうちの少なくとも１つを含む、請求項１に記載の高温ガス経路コンポーネントアセンブリ（３５）。
- 前記充填材料（５９）がろう付け材料を含む、請求項１又は請求項２に記載の高温ガス経路コンポーネントアセンブリ（３５）。
- 前記翼形部本体部分（３７）が、前記翼形部本体部分（３７）の半径方向外側から半径方向外側に延びる少なくとも１つの機械的ストッパ（６１）をさらに備えており、
第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）が、第１及び第２の溝付きレール（６４、６６）内に配置され、第２の一式の噛合機構（５６Ａ）が、前記翼形部先端部分（４３）内に配置され、
前記少なくとも１つの機械的ストッパ（６１）が、前記翼形部先端部分（４３）と係合して、前記翼形部先端部分（４３）の少なくとも１つの方向への移動を防止する、請求項１乃至請求項３のいずれか１項に記載の高温ガス経路コンポーネントアセンブリ（３５）。 - 前記翼形部本体部分（３７）が適応冷却通路（７８）を備え、
前記適応冷却通路（７８）の第１の端部が、冷却源に流体接続され、
前記適応冷却通路（７８）の第２の端部が、第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）と第２の一式の噛合機構（５６Ａ）との間にある前記界面（１０２）にある前記充填材料（５９）内に配置され、
冷却流体が、前記界面（１０２）にある前記充填材料（５９）に不連続箇所がある場合にのみ、前記界面（１０２）に流れ込む、請求項４に記載の高温ガス経路コンポーネントアセンブリ（３５）。 - 前記翼形部先端部分（４３）から半径方向内側に延びる第１の締まり嵌め部分と、
前記翼形部本体部分（３７）内に配置された第２の締まり嵌め部分であって、第２の締まり嵌め部分が第１の締まり嵌め部分を受け入れる、第２の締まり嵌め部分と
第２の一式の噛合機構（５６Ａ）の少なくとも１つの表面の半径方向内側表面と、第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）の少なくとも１つの表面の半径方向外側部分との間に半径方向間隙を画定する、少なくとも１つの死空洞（７６）であって、前記少なくとも１つの死空洞（７６）が、翼形部の他の空洞に流体接続されていない、少なくとも１つの死空洞（７６）と
をさらに備える、請求項１乃至請求項５のいずれか１項に記載の高温ガス経路コンポーネントアセンブリ（３５）。 - 前記界面が、
一次ろう付け領域（７２）と、
二次ろう付け領域（７４）と
を備えており、前記一次ろう付け領域（７２）が前記二次ろう付け領域（７４）よりも大きい、請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載の高温ガス経路コンポーネントアセンブリ（３５）。 - 前記翼形部本体部分（３７）の少なくとも１つの表面が、前記翼形部先端部分（４３）の少なくとも１つの表面にろう付けされ、半径方向外側にある、請求項１に記載の高温ガス経路コンポーネントアセンブリ（３５）。
- 請求項１乃至請求項８のいずれか１項に記載の高温ガス経路コンポーネントアセンブリを形成する方法であって、
第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）を備えた翼形部本体部分（３７）を鋳造するステップ（１２０２）と、
第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）と機械的に噛み合うように構成された第２の一式の噛合機構（５６Ａ）を備えた第２の翼形部部分（４３、４９）を形成するステップ（１２０４）と、
前記翼形部本体部分（３７）及び第２の翼形部部分（４３、４９）を放電加工（ＥＤＭ）によって同時穿孔すること（１２０６）、並びに前記翼形部本体部分（３７）及び第２の翼形部部分（４３、４９）を表面仕上げすること（１２０６）のうちの少なくとも１つを実行するステップと、
前記翼形部本体部分（３７）の第１の一式の噛合機構（５６Ｂ）と第２の翼形部部分（４３、４９）の第２の一式の噛合機構（５６Ａ）とを組み付けるステップ（１２０８）と、
前記翼形部本体部分（３７）と第２の翼形部部分（４３、４９）とをろう付けプロセスを介して接合するステップ（１２１０）と
を含む、方法。
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|---|---|---|---|
| PCT/US2018/044714 WO2020027823A1 (en) | 2018-07-31 | 2018-07-31 | Component with mechanical locking features incorporating adaptive cooling and method of making |
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