JPH11324607A - ガスタ―ビン、特に航空エンジン用の組み立て式ノズルリングとその製作方法 - Google Patents
ガスタ―ビン、特に航空エンジン用の組み立て式ノズルリングとその製作方法Info
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- JPH11324607A JPH11324607A JP11084408A JP8440899A JPH11324607A JP H11324607 A JPH11324607 A JP H11324607A JP 11084408 A JP11084408 A JP 11084408A JP 8440899 A JP8440899 A JP 8440899A JP H11324607 A JPH11324607 A JP H11324607A
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Abstract
ングを提供する。 【解決手段】 本発明は、少なくとも1個の被覆帯状体
と、それに配置された少なくとも1個のブレードとを備
えた、ガスタービン特に航空エンジンのための組み立て
式ノズルリングに関する。ブレード2は端面側に、二次
元的に形造られた少なくとも1個の連結範囲3,10を
備え、この連結範囲はビーム切断によって被覆帯状体
5,9に形成された切欠き11に挿入され、被覆帯状体
に連結されている。本発明は更に、ノズルリングの製作
方法に関する。
Description
組み立て式ノズルリングと、少なくとも1個の被覆帯状
体と少なくとも1個のブレードが設けられている、ガス
タービン、特に航空エンジンの組み立て式ノズルリング
のための製作方法に関する。
リング状の外側被覆帯状体と、多数のブレードと、場合
によってリング状の内側被覆帯状体とを備えた一体の部
品である。組み立て式ノズルリングは例えば航空エンジ
ンの高圧圧縮または低圧圧縮に使用される。
レードと外側のプラットフォームからなる一体の静翼
が、鍛造、鋳造または電気化学的加工(ECM)によっ
て製作される。続いて、一般的に、このような4〜6個
の静翼がろう付けされてセグメントとなる。このような
方法の場合、製作コストが比較的に高いという欠点があ
る。
るだけ簡単にかつ低コストで実施可能である、冒頭に述
べた種類のガスタービンの組み立て式ノズルリングのた
めの製作方法を提供することである。更に、低コストで
製作可能な組み立て式ノズルリングを提供すべきであ
る。
本発明に従い、ビーム切断によって被覆帯状体に少なく
とも1つの形造られた切欠きを形成し、二次元的に形造
られた少なくとも1つの端面側の連結範囲を有するブレ
ードを形成し、形造られた切欠きに連結範囲を差込み、
そしてブレードと被覆帯状体を連結することによって解
決される。
二次元的に形造られて形成されるかまたは角柱状に形成
される。この場合、ブレードは好ましくは押出し成形に
よって製作される。
に形造られて形成されていると有利である。
切断によって形成されると有利である。なぜなら、この
方法によって、例えば打ち抜きと異なり、再現可能な形
状を有する切欠きが、隣接する縁部領域を変形すること
なく製作可能であるからである。レーザビーム切断後、
ビーム出口側の角を削る必要がある。レーザビーム切断
によって、形造られた切欠きの入口エッジと出口エッジ
に約0.1 〜0.2 mmの比較的に小さな半径を形成するこ
とができる。切欠きの入口エッジおよび出口エッジの半
径に対する、被覆帯状体の約2〜3mmの壁厚の大きな
比に基づいて、切欠きの打ち抜きは適していないかある
いは不可能である。
タジェット切断によって形成されると有利である。なぜ
なら、この方法またはウォータジェット案内式レーザビ
ーム切断により、形造られた切欠きの入口エッジと出口
エッジに約0.1 〜0.2 mm比較的に小さな半径が形成可
能であるからである。
けによって行われると有利である。この場合、ろう品質
を改善するために、被覆帯状体が、形造られた切欠きお
よびまたはブレードの連結範囲を形成した後で化学的に
または電気メッキ的にニッケルメッキされると有利であ
る。
るために、ブレードおよびまたは被覆帯状体がニッケル
をベースとした合金からなっていると有利である。この
方法は鉄合金またはチタン合金あるいはTiAlのような材
料の場合にも有利に適用可能である。
途では、ブレードおよびまたは被覆帯状体が合成樹脂か
らなっている。この場合、ブレードと被覆帯状板の連結
は好ましくは接着等によって行われる。
形成された外側被覆帯状体である。
ち、ブレードと反対側の被覆帯状体の側面に支持板を設
け、被覆帯状体の形造られた切欠きと一直線上に並ぶ形
造られた切欠きを支持板に形成し、側面から突出するブ
レードの連結範囲を支持板の形造られた切欠きに嵌込
み、そして連結範囲を支持板に連結し、かつ支持板を被
覆帯状体に連結する。被覆帯状体の範囲でのブレードの
このような支持により、組み立てられた静翼の耐震性が
高まり、慣用の方法で製作された静翼の耐震性が達成可
能である。支持板の形造られた切欠きは例えば、打ち抜
きまたはレーザビーム切断によって形成可能である。支
持体と被覆帯状体との連結は好ましくは、高温ろう付け
によて行われる。このような場合、支持板はろう品質を
改善するために同様にニッケルメッキ可能である。
側に設けられた2つの二次元の連結範囲を有するブレー
ドが形成され、この連結範囲が外側被覆帯状体におよび
内側被覆帯状体に付加的に連結される。その際、ブレー
ドはそれぞれ端面側で、外側被覆帯状体と内側被覆帯状
体との連結のために二次元的に形造られ、ブレード表面
の範囲において二次元的にまたは三次元的に形造ること
が可能である。内側被覆帯状体の側面には好ましくは、
蜂の巣シールまたは蜜房が取り付けられ、HTろう付け
によって接合される。
この場合、方法の最後にステップでは、といし切断、ワ
イヤ放電加工等によって、組み立てられたノズルリング
がセグメントに分割される。このような実施形では、被
覆帯状体がリング状に形成され、ブレードの数に一致す
る数の切欠きを有する。この切欠きは最後に例えば4個
または6個のブレードによって分離されてセグメントに
なる。
明による解決策は、ブレードが端面側に、二次元的に形
造られた少なくとも1個の連結範囲を備え、この連結範
囲がビーム切断によって被覆帯状体に形成された切欠き
に挿入され、被覆帯状体に固定または連結されているこ
とを特徴とする。
ーザビーム切断によって形成されている。なぜなら、こ
れによって、形造られた切欠きの入口エッジと出口エッ
ジに約0.1 〜0.2 mmの比較的に小さな半径を再現可能
であり、その際隣接する縁部範囲を変形しないからであ
る。
て被覆帯状体に連結されている。この場合、被覆帯状板
およびまたはブレードの連結範囲がニッケルメッキされ
ていると有利である。
られた連結範囲を備え、この連結範囲が外側被覆帯状体
と更に内側被覆帯状体に連結されていると有利である。
れている。
基づいて本発明を詳しく説明する。
示した組み立て式ノズルリング(静翼ディスクリム)の
重要部品に制限した概略側面図である。このノズルリン
グは例えば航空エンジンの高圧圧縮機に使用される。組
み立て式ノズルリング1はブレード2を有する。このブ
レードはその端面側の両端に設けられた1つの連結範囲
3,10と、1つのブレード表面4と、リング状の外側
被覆帯状体5と、リング状の内側被覆帯状体9を備えて
いる。これらの部品は例えば旋削によって作られてい
る。組み立て式ノズルリング1はニッケルをベースとし
た合金からなっている。その代わりに、ノズルリング例
えばチタン合金またはTiAlからなっていてもよい。
いるのに対し、ブレード2の残りの部分は三次元プロフ
ィルを有する。ブレード2は本実施の形態ではフライス
加工によって作られている。その代わりに、ブレード2
はその全長にわたって二次元のプロフィルを有していて
もよく、例えば押出し成形によって低コストで製作して
もよい。
はそれぞれ、内側に向いた側面6または12を備えてい
る。この側面にはそれぞれ、形造られた切欠き11がビ
ーム切断によって形成されている。形造られた切欠き1
1はそれぞれの被覆帯状体5または9に沿って等間隔を
おいて形成されている。この場合、用途に応じて、不規
則に分布させて設けてもよい。切欠きはブレード2の連
結範囲3,10のプロフィルに対応する形を有する。空
気力学的な理由から、形造られた切欠き11は入口エッ
ジ14または出口エッジ15の範囲に比較的に小さな0.
1 〜0.2 mmの半径を有する。この場合、外側被覆帯状
体5と内側被覆帯状体10の壁厚は一般的に約2〜3m
mである。入口エッジ14と出口エッジ15において小
さな半径で再現可能に、かつ形造られた切欠き11に接
する外側被覆帯状体5と内側被覆帯状体9の範囲に変形
を生じないで、形造られた切欠き11を製作できるよう
にするために、この切欠きはレーザビーム切断によって
形成される。
断ガスを使用して、高圧レーザビーム切断によって形成
される。これにより、金属的に輝く(むきだしの)切断
面が生じる。この切断面は、例えば真空−高温−ろう付
けによる後続の接合プロセスにとって有利である。レー
ザビーム切断の後で、ビーム出口側、すなわちそれぞれ
内側に向いた、外側被覆帯状体5と内側被覆帯状体9の
側面6,12と反対側の側面16は、場合によって角を
削らなければならない。
11の形成に続いて、ブレード2と外側被覆帯状体5と
内側被覆帯状体9の後続の連結の際にろう付け継ぎ目の
品質を改善するために、両被覆帯状体5,9は完全に
(化学的または電気メッキ的に)ニッケルメッキされ
る。この理由から、ブレード2の両連結範囲3,10も
ニッケルメッキされる。
囲3,10は外側被覆帯状体5と内側被覆帯状体9に形
成された切欠き11に嵌め込まれ、例えば点溶接(軌道
溶接)によってあるいは他の適当な方法で固定される。
続いて、ろうがそれぞれ連結領域に塗布され、ブレード
2が高温ろう付けによって被覆帯状体5,9に連結され
る。
9は内側に向いた側面12と反対側のその側面18が研
削または場合によっては旋削される。続いて、側面18
に蜂の巣シールが塗布され、HO−ろう付けによって側
面に連結される。この場合、蜂の巣シールのためのろう
の作動温度は、挿入ろう付けのためのろうの溶融温度よ
りも低い。
の場合には、ブレード2と反対側の外側被覆帯状体5の
側面16に、支持板8が設けられている。この支持板に
はそれぞれ、外側被覆帯状体5の形造られた切欠き11
と一直線上に並んで、形造られた切欠き13が形成され
ている。この形造られた切欠き13は同様に、レーザビ
ーム切断によって作ることができる。この場合、打ち抜
きのような他の方法でも可能である。この実施の形態で
は、ブレード2の二次元連結範囲3′は延長し、それぞ
れ外側被覆帯状体5の形造られた切欠き11に、そして
支持板8の形造られた切欠き13に嵌め込まれ、上記の
方法で高温−ろう付けによって支持板に連結される。同
様に、支持板8はU字状の外側被覆帯状体5の両脚部1
4に連結される。支持板8は全体にわたって延びる帯状
体としてあるいはそれぞれ外側被覆帯状体5の形造られ
た切欠き11の範囲に設けられた個々の板として設ける
ことができる。このような支持板8は、内側被覆帯状体
9を備えているかまたは備えていない組み立て式ノズル
リング1の場合に設けることができる。
の側面12と両脚部17の平面図である。この脚部は図
面の背後に設けられている。形造られた切欠き11は外
側被覆帯状体5に沿って等間隔で設けられ、その入口エ
ッジ14と出口エッジ15のところに、比較的に小さな
0.1 〜0.2 mmの半径を有する。外側被覆帯状体5の壁
厚は約2〜3mmである。形造られた切欠き11はレー
ザビーム切断によって再現可能に、かつ隣接する外側被
覆帯状体5の縁部範囲を変形しないで形成される。その
際、その後のろう付けの品質に悪影響を与えることな
く、入口エッジ14と出口エッジ15の半径を少しだけ
大きくすることができる。
ては内側被覆帯状体9によって製作された組み立て式ノ
ズルリング1は、ワイヤ放電加工(ワイヤEDM)、と
いし切断または他の適当な方法によって、半分に分割さ
れるかまたは例えば4弧または6個のブレード2を有す
るセグメントに分割される。その代わりに、組み立て式
ノズルリング1は個々の案内翼2に分割可能である。
形態の概略側面図である。
施の形態の概略側面図である。
略平面図である。
Claims (24)
- 【請求項1】 少なくとも1個の被覆帯状体と少なくと
も1個のブレードが設けられている、ガスタービン、特
に航空エンジンの組み立て式ノズルリングのための製作
方法において、ビーム切断によって被覆帯状体(5,
9)に少なくとも1つの形造られた切欠き(11)を形
成し、二次元的に形造られた少なくとも1つの端面側の
連結範囲(3,10)を有するブレード(2)を形成
し、形造られた切欠き(11)に連結範囲(3,10)
を差込み、そしてブレード(2)と被覆帯状体(5,
9)を連結することを特徴とする製作方法。 - 【請求項2】 ブレード(2)がその全長にわたって二
次元的に形造られて形成されることを特徴とする請求項
1記載の方法。 - 【請求項3】 ブレード(2)の表面(14)が三次元
的に形造られて形成されていることを特徴とする請求項
1記載の方法。 - 【請求項4】 ブレード(2)がフライス加工またはプ
ランジ研削によって形成されることを特徴とする請求項
1〜3のいずれか一つに記載の方法。 - 【請求項5】 ブレード(2)が押出し成形によって製
作されることを特徴とする請求項1または2記載の方
法。 - 【請求項6】 形造られた切欠き(11)がレーザビー
ム切断によって形成されることを特徴とする請求項1〜
5のいずれか一つに記載の方法。 - 【請求項7】 形造られた切欠き(11)がウォータジ
ェット切断によって形成されることを特徴とする請求項
1〜5のいずれか一つに記載の方法。 - 【請求項8】 被覆帯状体(5,9)が、形造られた切
欠き(11)およびまたはブレード(2)の連結範囲
(3,10)を形成した後でニッケルメッキされること
を特徴とする請求項1〜7のいずれか一つに記載の方
法。 - 【請求項9】 ブレード(2)と被覆帯状体(5,9)
の連結が高温ろう付けによって行われることを特徴とす
る請求項1〜8のいずれか一つに記載の方法。 - 【請求項10】 ブレード(2)およびまたは被覆帯状
体(5,9)がニッケルをベースとした合金またはチタ
ン合金からなっていることを特徴とする請求項1〜9の
いずれか一つに記載の方法。 - 【請求項11】 ブレード(2)およびまたは被覆帯状
体(5,9)が合成樹脂からなっていることを特徴とす
る請求項1〜9のいずれか一つに記載の方法。 - 【請求項12】 ブレード(2)と被覆帯状板(5,
9)の連結が接着によって行われることを特徴とする請
求項11記載の方法。 - 【請求項13】 被覆帯状体(59)が外側被覆帯状体
であることを特徴とする請求項1〜12のいずれか一つ
に記載の方法。 - 【請求項14】 ブレード(2)と反対側の被覆帯状体
(5,9)の側面に支持板(8)を設け、被覆帯状体
(5,9)の形造られた切欠き(11)と一直線上に並
ぶ形造られた切欠き(13)を支持板(8)に形成し、
側面(16)から突出するブレード(2)の連結範囲
(3)を支持板(8)の形造られた切欠き(13)に嵌
込み、そして連結範囲(3,10)を支持板(8)に連
結し、かつ支持板(8)を被覆帯状体(5,9)に連結
することを特徴とする請求項1〜13のいずれか一つに
記載の方法。 - 【請求項15】 反対側の端部の端面側に設けられた2
つの二次元の連結範囲(3,10)を有するブレード
(2)が形成され、この連結範囲が外側被覆帯状体
(5)におよび内側被覆帯状体(9)に付加的に連結さ
れることを特徴とする請求項1〜14のいずれか一つに
記載の方法。 - 【請求項16】 最後のステップで、といし切断、ワイ
ヤ放電加工等によって、組み立て式ノズルリング(1)
がセグメントに分割されることを特徴とする、多数のブ
レード(2)が設けられ、かつそれぞれ被覆帯状体
(5,9)に連結される、請求項1〜15のいずれか一
つに記載の方法。 - 【請求項17】 少なくとも1個の被覆帯状体と、それ
に配置された少なくとも1個のブレードとを備えた、ガ
スタービン特に航空エンジンのための組み立て式ノズル
リングにおいて、ブレード(2)が端面側に、二次元的
に形造られた少なくとも1個の連結範囲(3,10)を
備え、この連結範囲がビーム切断によって被覆帯状体
(5,9)に形成された切欠き(11)に挿入され、被
覆帯状体に連結されていることを特徴とする組み立て式
ノズルリング。 - 【請求項18】 形造られた切欠き(11)がレーザビ
ーム切断によって形成されていることを特徴とする請求
項17記載の組み立て式ノズルリング。 - 【請求項19】 ブレード(2)が高温ろう付けによっ
て被覆帯状体(5,9)に連結されていることを特徴と
する請求項17または18記載の組み立て式ノズルリン
グ。 - 【請求項20】 被覆帯状板(5,9)およびまたはブ
レード(2)の連結範囲(3,10)がニッケルメッキ
されていることを特徴とする請求項17〜19のいずれ
か一つに記載の組み立て式ノズルリング。 - 【請求項21】 被覆帯状体(5,9)が外側被覆帯状
体であることを特徴とする請求項17〜20のいずれか
一つに記載の組み立て式ノズルリング。 - 【請求項22】 ブレード(2)が両端の端面側に二次
元的に形造られた2個の連結範囲(3,10)を備え、
この連結範囲が外側被覆帯状体(5)と内側被覆帯状体
(9)に付加的に連結されていることを特徴とする請求
項17〜21のいずれか一つに記載の組み立て式ノズル
リング。 - 【請求項23】 ブレード82)の表面が三次元的に形
造られて形成されていることを特徴とする請求項17〜
22のいずれか一つに記載の組み立て式ノズルリング。 - 【請求項24】 ブレード(2)と反対側の被覆帯状体
(5,9)の側面に支持板(8)が設けられ、支持板
(8)が被覆帯状体(5,9)の形造られた切欠き(1
1)と一直線上に並ぶ形造られた切欠き(13)を備
え、ブレード(2)の連結範囲(3)が支持板(8)の
形造られた切欠き(13)に挿入され、連結範囲(3,
10)が支持板(8)に連結し、支持板(8)が高温ろ
う付けによって被覆帯状体(5,9)に連結されている
ことを特徴とする請求項17〜23のいずれか一つに記
載の組み立て式ノズルリング。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19813958A DE19813958C1 (de) | 1998-03-28 | 1998-03-28 | Verfahren zum Herstellen eines gebauten Leitkranzes einer Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerkes, sowie ein nach dem Verfahren hergestellter Leitkranz |
DE19813958:6 | 1998-03-28 |
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Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH11324607A true JPH11324607A (ja) | 1999-11-26 |
Family
ID=7862813
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Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP11084408A Pending JPH11324607A (ja) | 1998-03-28 | 1999-03-26 | ガスタ―ビン、特に航空エンジン用の組み立て式ノズルリングとその製作方法 |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (2) | US6119339A (ja) |
EP (1) | EP0947666B1 (ja) |
JP (1) | JPH11324607A (ja) |
DE (2) | DE19813958C1 (ja) |
ES (1) | ES2217630T3 (ja) |
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