JPWO2020068130A5 - - Google Patents
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Description
本発明は、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及び方法に関する。 This invention relates generally to cooled structures for gas turbines and, more particularly, to systems and methods associated with turbine airfoils.
大型のヘビーデューティー産業用ガスタービンエンジンでは、燃焼器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、高温ガス流が作用するステータ静翼及びロータ動翼の1以上の列又は段を含んでおり、高温ガス流の温度は徐々に低下する。タービン、ひいてはエンジンの効率は、タービンに流入するガス流を高めることによって向上させることができる。しかし、タービン入口温度は、タービン、特に第1段静翼及び動翼の材料特性、さらにはかかる第1段翼形部の冷却能力によって制限されることがある。 In large, heavy-duty industrial gas turbine engines, the hot gas stream generated in the combustor passes through a turbine to produce mechanical work. The turbine includes one or more rows or stages of stator vanes and rotor blades acted upon by a hot gas stream, which gradually cools down . The efficiency of the turbine, and thus of the engine, can be increased by increasing the gas flow entering the turbine . However, turbine inlet temperatures may be limited by the material properties of the turbine, particularly the first stage vanes and blades , as well as the cooling capacity of such first stage airfoils .
第1段ロータ及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は徐々に低下する。第1段及び第2段翼形部(動翼及び静翼)は、冷却空気を内部冷却通路に通し、膜冷却孔から冷却空気を排出して冷却空気のブランケット層を与え、高温ガス流から被冷却表面を保護することによって、冷却すべきである。 The first stage rotor and stator components are exposed to the highest gas flow temperatures and gradually decrease in temperature as the gas flow passes through the turbine stages. The first and second stage airfoils (blades and vanes) channel cooling air through internal cooling passages, exhaust cooling air through film cooling holes to provide a blanket layer of cooling air, and provide a blanket layer of cooling air from the hot gas stream. It should be cooled by protecting the surface to be cooled.
タービンロータ動翼、静止静翼及びそれらの内部の冷却通路は、例えば、冷却通路が閉塞したか否かを判断するため及び/又は部品の幾何形状が所期の設計から逸脱したか否かを判断するため、検査を必要とすることが多々ある。しかし、ガスタービンエンジンには多数のタービン翼形部(動翼及び静翼)があり、各翼形部には冷却通路と孔が多数あることが多いため、個々の孔を手動で検査するのは時間のかかる作業である。 Turbine rotor blades , stationary vanes and cooling passages therein may be inspected, for example, to determine if the cooling passages are blocked and / or if the component geometry has deviated from the intended design. Testing is often required to make a determination. However, since gas turbine engines often have many turbine airfoils ( blades and vanes ) and each airfoil has many cooling passages and holes, manual inspection of each individual hole is often not possible. is a time consuming task.
以下の詳細な説明に本発明の態様及び利点を開示するが、以下の詳細な説明から本発明の態様及び利点は明らかとなろう。 Aspects and advantages of the present invention are disclosed in the following detailed description, and aspects and advantages of the present invention will become apparent from the following detailed description.
一実施形態では、部品の処理方法は、部品36のコンピュータ支援設計(CAD)モデルを用いて、部品に配置された少なくとも1つの孔62の位置を識別するステップ2502と、部品を取付システム56内で位置合わせするステップ2504と、部品36を3Dスキャンするステップ2506と、部品36を3Dスキャンするステップ2506で得られた少なくとも1つのデータに少なくとも部分的に基づいて、孔36の少なくとも1つの境界特徴を検出するステップ2520と、境界特徴に少なくとも部分的に基づいて、第1のツールパス92を生成するステップ2536とを含む。 In one embodiment, a method for processing a part includes using a computer aided design (CAD) model of the part 36 to identify 2502 the location of at least one hole 62 located in the part; Based at least in part on at least one data obtained in step 2504 of aligning within 56 , step 2506 of 3D scanning part 36 , and step 2506 of 3D scanning part 36 , at least one of holes 36 is determined. Detecting 2520 boundary features and generating 2536 a first toolpath 92 based at least in part on the boundary features.
本発明の上記その他の特徴、態様及び利点については、以下の詳細な説明及び特許請求の範囲を参照することによって理解を深めることができよう。添付の図面は、本明細書に取り込まれて本明細書の一部をなすものであり、本発明の実施形態を例示するとともに、詳細な説明と併せて本発明の基本原理を説明するためのものである。 These and other features, aspects and advantages of the present invention can be better understood with reference to the following detailed description and claims. The accompanying drawings, which are incorporated in and constitute a part of this specification, illustrate embodiments of the invention and, together with the detailed description, serve to explain the underlying principles of the invention . It is of
最良の形態を含めて、当業者に向けて、実施可能とするための十分な開示を、添付の図面を参照して、本明細書に記載する。 A full disclosure, including the best mode, to enable one of ordinary skill in the art is provided herein with reference to the accompanying drawings .
本明細書及び図面において、繰返し用いられる符号は、本発明の同一又は類似の特徴又は要素を表す。 Repeat use of reference characters in the present specification and drawings represents same or analogous features or elements of the invention .
以下、本実施形態の態様について詳細に説明するが、その1以上の例を添付の図面に示す。詳細な説明では、図面の特徴を参照するために、数字及び文字の符号を使用する。図面及び詳細な説明における同様又は類似の符号は、本実施形態の同様又は類似の部分を示すために用いられる。本明細書で用いる「第1」、「第2」及び「第3」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互換的に用いることができ、個々の構成要素の位置又は重要性を示すものではない。「上流」又は「後方」並びに「下流」又は「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示す。例えば、「上流」又は「後方」は、流体が流れてくる方向を示し、「後部」と呼ばれることもある。「下流」又は「前方」は、流体が流れていく方向を示し、「前部」と呼ばれることもある。「半径方向」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示し、「軸方向」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示す。「円周方向」及び「接線方向」という用語は、回転タービン又は圧縮機ロータの円周と整列した方向を示すことがある。 Reference will now be made in detail to aspects of the present embodiments, one or more examples of which are illustrated in the accompanying drawings. The detailed description uses numerical and letter designations to refer to features in the drawings. Like or similar reference numerals in the drawings and detailed description are used to refer to like or similar parts of the embodiments. As used herein, the terms " first ,"" second ," and " tertiary " can be used interchangeably to distinguish one component from another, and the position of the individual component. or materiality. The terms "upstream" or "backward" and "downstream" or "forward" indicate relative directions of fluid flow in a fluid path. For example, "upstream" or "backward" indicates the direction from which the fluid is flowing, and is sometimes referred to as "backward.""Downstream" or "forward" refers to the direction in which fluid is flowing and is sometimes referred to as "front." The term " radial " refers to relative directions generally perpendicular to the axial centerline of the particular component, and the term " axial " refers to directions generally parallel to the axial centerline of the particular component. relative direction . The terms " circumferential " and " tangential " may refer to directions aligned with the circumference of a rotating turbine or compressor rotor.
本明細書及び特許請求の範囲で用いる近似表現は、数量を修飾し、その数量が関係する基本機能に変化をもたらさない許容範囲内で変動し得る数量を表現する際に適用される。したがって、「約」及び「実質的に」のような用語で修飾された値はその厳密な数値に限定されない。場合によっては、近似表現は、その値を測定する機器の精度に対応する。本明細書及び特許請求の範囲において、数値限定の範囲は互いに結合及び/又は交換可能である。かかる範囲はその上下限で規定され、前後関係等から明らかでない限り、その範囲に含まれるあらゆる部分範囲を包含する。Approximate expressions used in the present specification and claims are applied in modifying quantities to express quantities that can vary within permissible limits that do not result in change in the underlying function to which the quantity relates. Thus, values modified by terms such as "about" and "substantially" are not limited to that exact numerical value. In some cases, the approximation corresponds to the accuracy of the instrument that measures the value. Numerical limit ranges may be combined and/or interchanged with each other throughout the specification and claims. Such ranges are defined by their upper and lower limits and include any and all subranges subsumed within that range, unless otherwise clear from the context or the like.
各例は、本実施形態を説明するためのものであり、本実施形態を限定するものではない。実際、本実施形態の技術的範囲又は技術的思想を逸脱せずに、様々な修正及び変形をなすことができることは、当業者には明らかであろう。例えば、ある実施形態の一部として例示又は記載した特徴を別の実施形態に利用して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及びそれらの均等物の範囲に属する修正及び変形を包含する。本実施形態の例示的な態様は、例示のため概してガスタービンに関して記載するが、本実施形態の態様は任意のターボ機械に適用することができ、特許請求の範囲に明示されていない限り、産業用ガスタービンに限定されないことは、当業者には明らかであろう。本明細書では産業用、船舶用又は陸上用のガスタービンについて記載及び例示するが、本明細書に記載及び例示される本発明は、特許請求の範囲に明示されていない限り、陸上用及び/又は産業用及び/又は船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開示内容は、限定はしないが、航空機転用タービン又は船舶用ガスタービン並びに航空機エンジンタービン及び/又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し得る。 Each example is for the purpose of describing the embodiments, and is not intended to limit the embodiments. Indeed, it will be apparent to those skilled in the art that various modifications and variations can be made without departing from the scope or spirit of the embodiments. For example, features illustrated or described as part of one embodiment can be used in another embodiment to yield a still further embodiment. Thus, the embodiments encompass modifications and variations that come within the scope of the appended claims and their equivalents. Although the exemplary aspects of the present embodiments are generally described with respect to gas turbines for purposes of illustration, the aspects of the present embodiments may be applied to any turbomachine and, unless explicitly stated in the claims, industrial It will be clear to those skilled in the art that it is not limited to industrial gas turbines. Although industrial, marine or land-based gas turbines are described and illustrated herein , the invention described and illustrated herein is not intended for land-based and/ or land-based gas turbines unless explicitly stated in the claims. or industrial and/or marine gas turbines. For example, the disclosure provided herein may be used with any type of turbine including, but not limited to, aeroderivative turbines or marine gas turbines as well as aircraft engine turbines and / or aircraft engines.
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示し、図1は、本実施形態の様々な態様を組み込むことができるガスタービン10の例を示す。図に示す通り、ガスタービン10は、一般に、圧縮機セクション12を含み、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とをさらに含む。図に示す通り、燃焼セクション18は、複数の燃焼器20を含むことができる。シャフト24は、ガスタービン10を通って軸方向に延在する。図1は、半径方向94、軸方向92及び円周方向90を示す。 Referring now to the drawings, like reference numerals indicate like components, FIG. 1 illustrates an example gas turbine 10 that may incorporate various aspects of the present embodiments . As shown , the gas turbine 10 generally includes a compressor section 12 that includes an inlet 14 located at an upstream end of the gas turbine 10 and a casing that at least partially surrounds the compressor section 12 . 16. Gas turbine 10 further includes a combustion section 18 having at least one combustor 20 downstream from compressor section 12 and a turbine section 22 downstream from combustion section 18 . As shown , combustion section 18 may include multiple combustors 20 . A shaft 24 extends axially through the gas turbine 10 . FIG. 1 shows radial 94, axial 92 and circumferential 90 directions .
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で燃焼して高温ガス30を生成し、高温ガス30は、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。タービンセクションは、一般に、隣接するタービンノズル34の列によって軸方向に分離されたロータ動翼36の1以上の列を含む。ロータ動翼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、ロータ動翼36及びタービンノズル34を少なくとも部分的に包囲する。ロータ動翼36の列の各々又は一部は、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。熱及び/又は運動エネルギーが高温ガス30からロータ動翼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を生じる。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。加えて又は代わりに、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。 During operation, air 26 is drawn into the inlet 14 of the compressor section 12 and is progressively compressed to provide compressed air 28 to the combustion section 18 . Compressed air 28 enters combustion section 18 and is mixed with fuel in combustor 20 to form a combustible mixture. The combustible mixture combusts in combustor 20 to produce hot gases 30 that flow from combustor 20 across a first stage 32 of turbine nozzles 34 and into turbine section 22 . A turbine section generally includes one or more rows of rotor blades 36 separated axially by adjacent rows of turbine nozzles 34 . Rotor blades 36 are coupled to rotor shaft 24 via a rotor disk. The rotor shaft 24 rotates about the engine centerline CL. A turbine casing 38 at least partially surrounds the rotor blades 36 and the turbine nozzle 34 . Each or a portion of the rows of rotor blades 36 may be concentrically surrounded by a shroud block assembly 40 disposed within the turbine casing 38 . Hot gases 30 expand rapidly as they flow through turbine section 22 . Thermal and / or kinetic energy is transferred from the hot gases 30 to the stages of the rotor blades 36, thereby rotating the shaft 24 and producing mechanical work. Shaft 24 may be coupled to a load such as a generator (not shown) to generate electricity. Additionally or alternatively, shaft 24 may be used to drive compressor section 12 of the gas turbine.
図2は、軸方向前方の前縁44から軸方向後方の後縁46まで延在するとともに半径方向内側根元48から半径方向外側先端42まで延在する例示的なタービンロータ動翼すなわち翼形部36の拡大断面側面図を示す。翼形部36は、高温ガス経路の半径方向内側境界を画成するプラットフォーム50を含む。翼形部36は、膜冷却孔(図示せず)などの冷却孔を配置することができる少なくとも1つの基材52も含む。冷却孔を含む基材は、前縁44、後縁46、先端42を含む翼形部の任意の部分、並びに翼形部の正圧側及び/又は翼形部の負圧側にあってもよい。図2の翼形部36は、本明細書に記載のシステム及び方法を説明するための例示的な構成要素として使用され、タービン静翼、タービンノズル、燃焼器ライナー、シュラウド、並びに冷却孔が配置された基材及び/又は表面を含む他の構成要素にも適用される。 FIG. 2 illustrates an exemplary turbine rotor blade or airfoil extending from an axially forward leading edge 44 to an axially aft trailing edge 46 and extending from a radially inner root 48 to a radially outer tip 42 . 36 shows an enlarged cross-sectional side view of FIG . Airfoil 36 includes a platform 50 that defines the radially inner boundary of the hot gas path. Airfoil 36 also includes at least one substrate 52 in which cooling holes, such as film cooling holes (not shown), may be located. The substrate containing the cooling holes may be on any portion of the airfoil including the leading edge 44, trailing edge 46, tip 42, and on the pressure side of the airfoil and / or the suction side of the airfoil. The airfoil 36 of FIG. 2 is used as an exemplary component for describing the systems and methods described herein, in which turbine vanes , turbine nozzles, combustor liners, shrouds, and cooling holes are located. It also applies to other components including coated substrates and / or surfaces.
図3は、冷却孔54を含む翼形部36の基材52の一部を示す。コンピュータ支援設計(CAD)モデルを用いて、冷却孔54の位置を特定することができる。各冷却孔54は、CADにおいて、円筒60によって表すことができ、円筒60のz軸の中心線は、冷却孔54の中心の位置及び配向と整列する。円筒60の直径は、冷却孔54のボア直径と一致するようなサイズにすることができる。したがって、冷却孔54の幾何形状の多くの態様は、CADにおいて円筒を用いて表すことができる。他の実施形態では、楕円形、台形、三角形、長方形及び/又は他の形状のプリズムを使用して、冷却孔54の形状を表すことができ、使用される形状は、冷却孔54の断面形状に依存し得る。図3はx-y-z座標系も示しており、z軸は、冷却孔54の近傍で局所表面又は基材52に垂直になるように位置合わせすることができる。z軸のゼロ点又は原点(及び一般にx-y-z座標系のゼロ点)は、冷却孔54の内部中心として選択し得る。 FIG. 3 shows a portion of substrate 52 of airfoil 36 that includes cooling holes 54 . A computer aided design (CAD) model may be used to locate the cooling holes 54 . Each cooling hole 54 can be represented in CAD by a cylinder 60 , with the z-axis centerline of cylinder 60 aligned with the location and orientation of the center of cooling hole 54 . The diameter of cylinder 60 may be sized to match the bore diameter of cooling holes 54 . Therefore, many aspects of the geometry of the cooling holes 54 can be represented in CAD using cylinders . In other embodiments, elliptical, trapezoidal, triangular, rectangular and / or other shaped prisms can be used to represent the shape of the cooling holes 54, the shape used being the cross-sectional shape of the cooling holes 54. can depend on FIG. 3 also shows an xyz coordinate system, where the z-axis can be aligned to be perpendicular to the local surface or substrate 52 in the vicinity of the cooling holes 54 . The zero point or origin of the z-axis ( and generally the zero point of the xyz coordinate system) may be chosen as the interior center of the cooling hole 54 .
図4は、前縁44、後縁46、翼形部先端42、翼形部根元46及び翼形部プラットフォーム50を含む例示的な翼形部36を示す。図4の実施形態では、幾つかの冷却孔54が、翼形部36の基材52に配置されている。図4は、x-y-z座標系に対して位置合わせした翼形部36、及び取付システム56を示す。例えば、x軸を翼形部プラットフォームの円周方向縁部に沿って規定し、y軸をプラットフォームの軸方向縁部に沿って規定し、z軸を、翼形部36の前縁及び/又は他の半径方向に延在する部分に沿って整列させてもよい。他の座標系も規定することができる。6軸ロボットアーム58及び/又は他の位置合わせツールを使用して、x-y-z座標系が翼形部上で正確に位置合わせされるように、取付システム56に対して翼形部36を位置合わせすることができる。翼形部36、取付システム56及びx-y-z座標系のロボットによる位置合わせは、6軸ロボットアーム58に搭載されたカメラで得られるカメラビュー、並びにキャリパー、深さゲージ、近接ゲージ、ジャイロスコープ、マーカー、位置特定機構及び/又は翼形部36上の位置合わせ機構を含む他の計測器を使用して実施し得る。使用できる他のタイプのゲージ又はプローブとして、構造化光プローブ、点共焦点プローブ、コノスコピックプローブ又は干渉プローブが挙げられ、ロボットと組み合わせて又は固定された配置で位置合わせを確立する。さらに、精密な機械的固定具を使用して、部品モデルに従って既知のデータ点を使用して部品を位置合わせすることができる。翼形部36、取付システム56及びx-y-z座標系の位置合わせに続いて、3Dスキャナを用いて翼形部36の初期3Dスキャンを行うことができる。3Dスキャナは、レーザーストライプシステム、三角測量ベースの構造化光システム、位相シフトベースの白色光スキャナ、点スキャニング共焦点システム、レーザーレーダーシステム、立体写真測量システム、デプスフロムフォーカスベースのカメラシステム、メカニカルタッチベースのシステム又は上記の任意の組み合わせで構成し得る。位置合わせ及びスキャンシステムは、単一のシステムとして統合してもよいし、或いは2以上の別個のシステムであってもよい。別個の位置合わせ及びスキャンシステム及び/又は機械を使用すると、各システムが単一の目的のみを果たすことができ、各システムの精度を向上させることができる。さらに、別個の位置合わせ及びスキャンシステム及び/又は機械を使用すると、システムが独立して及び/又は同時に動作させることができるので、プロセス全体を改善することができる。 FIG. 4 shows an exemplary airfoil 36 including a leading edge 44 , a trailing edge 46 , an airfoil tip 42 , an airfoil root 46 and an airfoil platform 50 . In the embodiment of FIG. 4, several cooling holes 54 are located in the base material 52 of the airfoil 36 . FIG. 4 shows the airfoil 36 and mounting system 56 aligned with respect to the xyz coordinate system. For example, the x-axis is defined along the circumferential edge of the airfoil platform, the y-axis is defined along the axial edge of the platform, and the z-axis is defined along the leading edge of the airfoil 36 and / or It may be aligned along other radially extending portions. Other coordinate systems can also be defined . Using a six-axis robotic arm 58 and / or other alignment tools, position the airfoil 36 relative to the mounting system 56 such that the xyz coordinate system is precisely aligned on the airfoil. can be aligned. Robotic alignment of the airfoil 36, mounting system 56 and xyz coordinate system includes camera views obtained with a camera mounted on a 6-axis robotic arm 58, as well as calipers, depth gauges, proximity gauges, gyroscopic Other instruments including scopes, markers, localization features and / or alignment features on airfoil 36 may be used. Other types of gauges or probes that can be used include structured optical probes, point confocal probes, conoscopic probes or interferometric probes to establish alignment in combination with robots or in fixed locations. Additionally, precision mechanical fixtures can be used to align the parts using known data points according to the part model. Following alignment of airfoil 36, mounting system 56 and xyz coordinate system, an initial 3D scan of airfoil 36 may be performed using a 3D scanner . 3D scanners include laser stripe systems, triangulation based structured light systems, phase shift based white light scanners, point scanning confocal systems, laser radar systems, stereo photogrammetry systems, depth from focus based camera systems, mechanical touch It may consist of a base system or any combination of the above. The registration and scanning system may be integrated as a single system or may be two or more separate systems. Using separate registration and scanning systems and / or machines allows each system to serve only a single purpose and improves the accuracy of each system. Additionally, the use of separate registration and scanning systems and / or machines can improve the overall process because the systems can operate independently and / or simultaneously.
図5は、図4の3Dスキャナを介して受信された測定データに対して傾斜している翼形部36を示す。換言すると、3Dスキャナで取得した3D測定データは、図4で確立された孔のx-y-z座標系と一致するように変換される。スキャナで取得した3D測定データは、非構造化3D点群から、例えば、点の3D三角測量などによって、局所法線及び連結性などの局所近傍情報を有する構造化3D点群データへと変換し得る。このような構造化データクラウドは、3Dメッシュ、データメッシュ、3Dデータメッシュ及び/又は3D測定データメッシュと呼ばれることがあり、データ構造を保持するために、ステレオリソグラフィ(.stl)、VRML又はWavefrontデータフォーマットを始めとする様々なファイルフォーマットを使用して、スキャナから他の処理システムに転送し得る。 FIG. 5 shows the airfoil 36 tilted relative to the measurement data received via the 3D scanner of FIG. In other words , the 3D measurement data acquired with the 3D scanner is transformed to match the hole xyz coordinate system established in FIG. The 3D measurement data acquired by the scanner is transformed from an unstructured 3D point cloud into structured 3D point cloud data with local neighborhood information such as local normals and connectivity , e.g., by 3D triangulation of the points. can . Such structured data clouds are sometimes referred to as 3D meshes, data meshes, 3D data meshes and / or 3D measurement data meshes, and may contain stereolithography (.stl), VRML or Wavefront data meshes to hold the data structure. A variety of file formats, including formats, may be used for transfer from the scanner to other processing systems.
図6は、翼形部基材52内に配置された幾つかの冷却孔54と、幾つかの冷却孔内に配置された円筒60とを含む翼形部36を示す。3Dスキャナで取得した3D測定データは円筒座標系に移され、3D測定データで得られた各データは、それに関連付けられた冷却孔54の円筒60の体積の内側又は外側のいずれかに位置する。3D測定データの円筒座標への変換は、検査座標系を孔座標系と関連付ける行列変換を始めとする様々な方法で実施できる。 FIG. 6 shows an airfoil 36 that includes a number of cooling holes 54 located within an airfoil substrate 52 and a cylinder 60 located within the number of cooling holes. The 3D measurement data acquired by the 3D scanner is transferred to a cylindrical coordinate system, and each datum obtained in the 3D measurement data is located either inside or outside the volume of the cylinder 60 of the cooling hole 54 associated with it . do . Transformation of 3D measurement data to cylindrical coordinates can be accomplished in a variety of ways , including matrix transformations that relate the inspection coordinate system to the hole coordinate system.
図7は、追加の処理のために選択された冷却孔62を含む翼形部36を示す。冷却孔62は、ある1又は複数の基準を超える円筒60(図示せず)の体積内の3D測定データを始めとする様々な基準を使用して選択し得る。例えば、冷却孔62は、3D測定データが、円筒の体積内(したがって、冷却孔62内)の残存及び/又は摩損した遮熱コーティング(TBC)その他の異物のような異物の存在を示唆している場合に選択し得る。換言すれば、異物の体積が所定の閾値体積(例えば、円筒体積の所定の割合)を超える場合に、その冷却孔62を追加の処理のために選択し得る。同様に、ある範囲の冷却孔の深さ(すなわち、円筒座標系のz軸に対して)に異物が存在することを3D測定データが示唆する場合にも、その冷却孔62を追加の処理のために選択し得る。追加の処理のために選択された任意の冷却孔62に対して、少なくとも1回の追加の3Dスキャンを実行することができる。その他の異物として、摩損したボンドコート、環境バリアコーティング(EBC)、付着物、汚染物質、汚損物質、酸化及びその他の材料を挙げることができる。起こり得る損傷、材料の欠落又は重大な位置ずれのために、孔を選択してもよい。 FIG. 7 shows airfoil 36 including cooling holes 62 selected for additional processing. Cooling holes 62 may be selected using various criteria, including 3D measurement data within the volume of cylinder 60 (not shown) that exceeds certain criteria or criteria. For example, the cooling holes 62 may have 3D measurement data suggesting the presence of foreign matter such as residual and / or worn thermal barrier coating (TBC) or other foreign matter within the volume of the cylinder (and thus within the cooling holes 62). can be selected if In other words , if the foreign object volume exceeds a predetermined threshold volume (eg, a predetermined percentage of the cylinder volume ) , that cooling hole 62 may be selected for additional processing. Similarly, if the 3D measurement data suggests the presence of foreign matter at a range of cooling hole depths (i.e., relative to the cylindrical z-axis) , the cooling hole 62 may be subjected to additional processing. can be selected for At least one additional 3D scan may be performed for any cooling holes 62 selected for additional processing. Other contaminants can include worn bond coats, environmental barrier coatings (EBC), deposits , contaminants, fouling materials, oxidation and other materials . Holes may be selected for possible damage, missing material or significant misalignment.
図8は、翼形部36(図示せず)の基材52内に配置された冷却孔62の拡大図を示す。冷却孔62は、1以上の側壁64と、冷却孔が基材52の平面と交差する冷却孔出口部分に1以上の下流隅部68を含むことができる。冷却孔62は、冷却孔調量セクションと冷却孔出口との間の移行部を画成する傾斜段部66を含んでいてもよい。傾斜段部66は、実質的に平面であってもよく、空力形状を有してもよい。冷却孔62は、中央ボア部70を含んでいてもよい。 FIG. 8 shows an enlarged view of the cooling holes 62 located within the substrate 52 of the airfoil 36 (not shown ). Cooling hole 62 may include one or more sidewalls 64 and one or more downstream corners 68 at the cooling hole exit portion where the cooling hole intersects the plane of substrate 52 . The cooling hole 62 may include an angled step 66 that defines the transition between the cooling hole metering section and the cooling hole outlet. The angled step 66 may be substantially planar and may have an aerodynamic shape. Cooling holes 62 may include a central bore portion 70 .
図9は、図8の冷却孔62の拡大図を示し、その上に点群データをマッピングしたものである。この点群は一連の測定データ点であり、点間の隣接性、表面フィッティング又はその他の数学的モデル連結に関して点同士を関連付ける連結又は順序付けが確立されていないものである。各点について知られる唯一の情報は、その点のX-Y-Z座標である。公称モデル形状に基づいて個々の点を曲線又は小さな表面領域の数学的表面にロフトしてそれらの表面を使用して幾何学的特徴を決定するという従来のアプローチではなく、この点データだけを使用して局所的傾向又は変化を評価する。フィットさせた数学的表面の使用は時間がかかり、数学的表面モデル内の他の非孔特徴部の形状又は位置のために、点群データ内に存在する非常に局所的な特徴が失われたり偏ってしまうおそれがある。点群データは、追加の処理のために選択された冷却孔62での2回目以降の3Dスキャンの際に並びに他のプロセスによって収集し得る。点群データは、各箇所で表面に垂直な方向の配向を表すことができる。同様に、点群データは、面法線配向の変化を表すことができる。したがって、点群データは、面法線配向がすぐ近傍の他の点に対して一定である領域(基材52及び傾斜段部66などの平面部分など)を識別するのに用いることができる。点群データは、下流隅部68及び側壁64のように、面法線配向が急速に変化する領域を特定するのに用いることができる。点群データは、冷却孔の中央ボア部70のように、面法線配向が存在しない領域を特定するのに用いることができる。点群データは、基材52のように、面法線配向が3Dスキャン方向(例えば、z軸)に対して垂直な領域を特定するのに用いることができる。点群データを上述の通り使用することによって、数学的にフィッティングした表面に影響を与えるおそれのある部品上の他の特徴による偏り又は平均化の影響を受けずに、冷却孔62の形状の複数の属性を特定することができるようになり、ひいては、測定された冷却孔の形状が公称冷却孔の形状又は予想位置から逸脱している場合でも、冷却孔62の境界を特定する複数の方法が可能となる。 FIG. 9 shows an enlarged view of the cooling hole 62 of FIG. 8 with the point cloud data mapped thereon . This point cloud is a series of measured data points for which there is no established connection or ordering that relates the points in terms of adjacency between points, surface fitting or other mathematical model connections . The only information known about each point is the XYZ coordinates of that point. This point data rather than the traditional approach of lofting individual points into curves or mathematical surfaces of small surface area based on the nominal model geometry and using those surfaces to determine geometric features. alone to assess local trends or changes. The use of fitted mathematical surfaces is time consuming and can result in the loss of very local features present in the point cloud data due to the shape or location of other non-porous features in the mathematical surface model. There is a possibility that it will be biased . Point cloud data may be collected during second and subsequent 3D scans at selected cooling holes 62 for additional processing, as well as by other processes . The point cloud data can represent the orientation in the direction normal to the surface at each location . Similarly, the point cloud data can represent changes in surface normal orientation . Thus, the point cloud data can be used to identify regions where the surface normal orientation is constant with respect to other points in the immediate vicinity (such as planar portions such as substrate 52 and ramped step 66) . Point cloud data can be used to identify areas where the surface normal orientation changes rapidly, such as downstream corners 68 and sidewalls 64 . The point cloud data can be used to identify areas where there is no surface normal orientation, such as the central bore 70 of the cooling hole. The point cloud data can be used to identify regions , such as substrate 52, where the surface normal orientation is perpendicular to the 3D scan direction (eg, z-axis). By using point cloud data as described above, the shape of the cooling holes 62 can be determined multiple times without being subject to bias or averaging due to other features on the part that could affect the mathematically fitted surface. , which in turn identifies the boundaries of the cooling hole 62 even if the measured cooling hole shape deviates from the nominal cooling hole shape or expected position . method becomes possible.
図10は、点群データ及び基材の面法線を用いて基材52及び大まかな孔境界72を識別する際の第1のパスを含む、図8及び図9の冷却孔62の拡大図を示す。 FIG. 10 is an enlarged view of the cooling holes 62 of FIGS. 8 and 9 including the first pass in identifying the substrate 52 and rough hole boundaries 72 using point cloud data and substrate surface normals . indicates
図11は、図8~図10の冷却孔62の拡大図を示し、点群データ及び基材の面法線を用いた基材52及び大まかな孔境界72並びに下流隅部及び/又は傾斜段部の点群データを使用する孔境界72の改善されたマッピングを含む。 FIG. 11 shows an enlarged view of the cooling holes 62 of FIGS. 8-10 showing the substrate 52 and rough hole boundaries 72 and downstream corners and / or slopes using point cloud data and surface normals of the substrate. Includes improved mapping of hole boundaries 72 using step point cloud data.
図12は、基材52のような垂直面配向を有する部分、並びに第1の非垂直面部分74及び第2の非垂直面部分76を含む、冷却孔62の表示の拡大図を示す。 FIG. 12 shows a magnified view of a representation of cooling holes 62, including a portion having a vertical plane orientation, such as substrate 52, and first non- vertical plane portion 74 and second non- vertical plane portion 76. FIG.
図13は、基材52のような垂直面配向を有する部分、並びに第1の非垂直面部分74及び第2の非垂直面部分76を含む冷却孔62の表示の拡大図を示す。図13では、冷却孔自由縁部73の一部は、基材52のような垂直面配向を有する部分と、第1及び第2の非垂直面部分74、76の少なくとも一方との間の移行部又は縁部で識別される。冷却孔自由縁部73は、円筒座標系において、公称部品形状の形状と一致する形状を有することができる。図13では、冷却孔自由縁部73は、基材52と第1の非垂直面74との間の移行部で識別される。基材52と第2の非垂直面76との間の移行部では、移行部が公称部品データの形状と一致しないか又は配向が一致しないため、冷却孔自由縁部73は識別されない。第3の非垂直面77も識別されるが、基準に一致する冷却孔自由縁部73を含まない。換言すれば、垂直部分と非垂直部分との間の移行部の形状及び配向の両方を使用して、冷却孔境界を識別することができる。冷却孔自由縁部73は、冷却孔境界72(図示せず)と一致する場合と一致しない場合がある。例えば、垂直面配向を有する部分と非垂直面配向を有する部分との間の移行部を画成する冷却孔自由縁部73は、冷却孔62内にある場合があり、したがって、冷却孔境界を画成しない場合がある。これは、冷却孔境界72が、1層以上のデブリ、コーティング及び/又は汚損物質で覆われていて、垂直面配向を有するように見掛けられるものの、少なくとも1つの冷却孔自由縁部73(すなわち、垂直面配向と非垂直面配向との間の移行部)が冷却孔62内の深さに配置されている場合に起こり得る。このように、冷却孔自由縁部73は冷却孔境界72の近似であり、スケーリング(自由縁部が冷却孔62内の深さ又は冷却孔62を超える高さでみられることによる)及び/又は冷却孔自由縁部73が冷却孔境界72の特徴的な孔形状の一部(例えば片側)しか含まないことによる並進を必要とすることがある。 FIG. 13 shows an enlarged view of a representation of cooling holes 62 including a portion having a vertical plane orientation, such as substrate 52, and first non- vertical plane portion 74 and second non- vertical plane portion 76. FIG. In FIG. 13, a portion of cooling hole free edge 73 transitions between a portion having a vertical plane orientation, such as substrate 52, and at least one of first and second non- vertical plane portions 74,76. identified by the part or edge. Cooling hole free edge 73 may have a shape that matches the shape of the nominal part shape in a cylindrical coordinate system. In FIG. 13, cooling hole free edge 73 is identified at the transition between substrate 52 and first non- vertical surface 74 . At the transition between the substrate 52 and the second non- perpendicular surface 76 , the cooling hole free edge 73 is not identified because the transition does not match the shape or orientation of the nominal part data . A third non- vertical surface 77 is also identified , but does not include the cooling hole free edge 73 that matches the criteria. In other words , both the shape and orientation of the transition between vertical and non-vertical portions can be used to identify the cooling hole boundary. Cooling hole free edge 73 may or may not be coincident with cooling hole boundary 72 (not shown). For example, a cooling hole free edge 73 that defines a transition between a portion with a vertical plane orientation and a portion with a non- vertical plane orientation may be within the cooling hole 62, thus defining the cooling hole boundary. may not be defined . This is because although the cooling hole boundaries 72 are covered with one or more layers of debris, coating and / or fouling material and appear to have a vertical plane orientation , at least one cooling hole free edge 73 (i.e. transitions between vertical and non- vertical plane orientations ) are located at depths within the cooling holes 62. Thus, the cooling hole free edge 73 is an approximation of the cooling hole boundary 72, and scaling (due to the free edge being found at depth within or above the cooling hole 62) and /or Or, translation may be required because the cooling hole free edge 73 includes only a portion (eg, one side) of the characteristic hole shape of the cooling hole boundary 72 .
さらに図13を参照すると、第2の非垂直面部分76(すなわち、垂直面配向を有すると「予想される」基材の位置で)は、基材の浸食、剥離、異物の堆積、異物損傷、並びに他の形態の変質及び/又は劣化に起因する可能性がある。冷却孔62の表示は、垂直配向を有しているように見掛けられ、そのため冷却孔62を囲む基材52の一部であるように見掛けられるが、冷却孔62自体によって占有されると予想される冷却孔62の表示の部分に位置する埋込み垂直部分80を含んでもよい。冷却孔62内の部分は周囲の基材52に「見掛けられる」ことがあるので、冷却孔自由縁部73の形状を公称部品データの形状と正確に一致させることができない場合がある。図8~図11並びに図12及び図13は、他にも可能な目的はあるものの、特に冷却孔62の初期境界又は大まかな境界を特定する目的で、測定された面法線データ、公称部品データ形状及び所定の座標系に対するそれらの配向を使用する方法を例示する。 Still referring to FIG. 13, a second non- vertical surface portion 76 (i.e., at a location of the substrate that is "expected" to have a vertical plane orientation) is susceptible to substrate erosion, spalling, debris build-up, and debris build-up. It can result from damage , as well as other forms of alteration and / or deterioration. The representation of the cooling holes 62 appears to have a vertical orientation and thus appear to be part of the substrate 52 surrounding the cooling holes 62, but expected to be occupied by the cooling holes 62 themselves. It may also include a recessed vertical portion 80 located at the indicated portion of the cooling hole 62 where it is located. Because portions within the cooling holes 62 may " see through " the surrounding substrate 52, the shape of the cooling hole free edge 73 may not exactly match the shape of the nominal part data. FIGS. 8-11 and 12-13 illustrate the measured surface normal data, nominal component data, among other possible purposes, for identifying the initial or rough boundaries of the cooling holes 62 , among other purposes. It illustrates how to use data shapes and their orientations relative to a given coordinate system.
図14は、図12及び図13の冷却孔境界72(図示せず)の近似の改善を示し、冷却孔自由縁部73を含む測定された3Dデータに、予想される冷却孔境界の特徴的な船形の投影82をマッピングしたものである。特徴的な船形は、縁部の丸い対称台形として表すことができる。投影82は、冷却孔自由縁部73に最もよく一致するように、サイズを拡大又は縮小することができる。例えば、冷却孔62内に付着物が存在する場合、冷却孔自由縁部73は、図示しない冷却孔境界72(すなわち、例えば、深さがゼロで又は基材52と共平面である平面内で冷却孔62と基材52との交点)とは異なる大きさに見掛けられることがある。冷却孔62の輪郭は、様々な異なる深さで同じ特徴的形状を含み、サイズが拡大又は縮小されているだけの場合がある(例えば、膜冷却孔が基材52へと移行するにつれて、膜冷却孔の拡散部分の断面積及び/又は流路面積が漸増するため)。さらに、所定の許容誤差内での円筒座標系に対する投影の配向に基づくスケーリングが望ましいこともある。したがって、冷却孔自由縁部73と一致するように投影82をスケーリングすることが必要な場合がある。投影82は、図14に示すように、特徴的形状のために舟形として表すこともできる。 FIG. 14 shows an improved approximation of the cooling hole boundary 72 (not shown) of FIGS. The projection 82 of the typical ship shape is mapped . The characteristic ship shape can be described as a symmetrical trapezoid with rounded edges . Projection 82 may be increased or decreased in size to best match cooling hole free edge 73 . For example, if fouling is present within the cooling hole 62 , the cooling hole free edge 73 may be forced into the cooling hole boundary 72 , not shown (i.e., in a plane that is at zero depth or co-planar with the substrate 52 , for example). The intersection of the cooling hole 62 and the substrate 52) may appear to be of a different size. The contours of the cooling holes 62 may include the same features at various different depths, only increasing or decreasing in size (e.g., as the film cooling holes transition into the substrate 52). , due to the gradual increase in the cross-sectional area and / or flow area of the diffusion portion of the film cooling hole). Additionally, scaling based on the orientation of the projection relative to the cylindrical coordinate system within a given tolerance may be desirable . Therefore, it may be necessary to scale projection 82 to coincide with cooling hole free edge 73 . Projection 82 can also be described as a boat shape because of its characteristic shape , as shown in FIG.
図15は、別の改善を含み、冷却孔自由縁部73と特徴的な船形の投影82とを互いに重ね合わせたものだけを示す。この重ね合わせによって、少なくとも1つのオフセット84を規定できるようになる。オフセット84は、冷却孔特徴部の公称位置と対応する測定データの位置との間の空間変位として定義することができる。オフセットは、任意の軸(横方向、縦方向、軸方向)に対する並進及び/又は円筒座標系に対する配向に一致する回転を含んでもよい。さらに、複数のオフセットを規定することもできる。 FIG. 15 includes another refinement and shows only the cooling hole free edge 73 and the characteristic boat- shaped projection 82 superimposed on each other . This superposition allows at least one offset 84 to be defined . An offset 84 may be defined as the spatial displacement between the nominal position of the cooling hole feature and the corresponding measured data position. Offsets may include translations about any axis (lateral, longitudinal, axial) and / or rotations consistent with orientations about a cylindrical coordinate system. Additionally, multiple offsets may be defined .
図16は、特徴的な船形の投影80と、図15で得られたオフセット84を特徴的な船形の投影80に適用したオフセット舟形86とを示す。図16は、基材52によって画成される平面で冷却孔境界72を近似する第2の投影88を示す。換言すれば、特徴的な船形の投影80及びオフセット舟形86は、基材52によって画成される平面とは異なる深さ及び/又は高さで得られ、その差は、第2の投影88によって近似し説明することができる。 FIG. 16 shows a characteristic hull projection 80 and an offset hull 86 where the offset 84 obtained in FIG. 15 is applied to the characteristic hull projection 80 . FIG. 16 shows a second projection 88 approximating the cooling hole boundary 72 at the plane defined by the substrate 52 . In other words , the characteristic boat projection 80 and the offset boat 86 are obtained at different depths and / or heights than the plane defined by the substrate 52 , the difference being the second projection 88 . can be approximated and explained by
図17は、特徴的な船形の投影80、オフセット舟形86、及び測定データの3Dメッシュに重ね合わせた第2の投影88を示し、垂直面配向を有する部分として示される基材52も示してある。図17は、第2の投影88(冷却孔境界72の改善された近似)を測定データの3D点に重ね合わせた後は、垂直面配向の部分が投影孔境界内にあることを示す。換言すれば、面法線のため基材52の一部(したがって冷却孔境界72の外側)である可能性が高いと以前に識別された測定データの部分は、近似の改善後は実際には冷却孔境界72内にあると決定された。したがって、基材52の一部として当初識別されたものが、改善によって、冷却孔62内の漂遊物又は異物として再識別される。したがって、図13~図17に示すように、冷却孔自由縁部73、特徴的な船形の投影80、オフセット舟形86、及び測定データの3Dメッシュに重ね合わせた第2の投影88を使用すると、冷却孔境界を識別するのに面法線データにしか依拠しない方法論に比べて、冷却孔境界72のより精密な調整が可能となる。 FIG. 17 shows a projection 80 of the characteristic boat shape, an offset boat shape 86 , and a second projection 88 superimposed on the 3D mesh of the measured data, also showing the substrate 52 shown as having a vertical plane orientation. There is . FIG. 17 shows that after superimposing the second projection 88 (an improved approximation of the cooling hole boundary 72) onto the 3D points of the measured data , the vertical plane orientation portion is within the projection hole boundary. . In other words , the portion of the measured data that was previously identified as likely to be part of the substrate 52 (and thus outside the cooling hole boundary 72) because of the surface normal is actually was determined to be within the cooling hole boundary 72 . Thus, what was originally identified as part of the substrate 52 is re-identified as stray or foreign matter within the cooling holes 62 with the refinement. Thus, as shown in FIGS. 13-17, using the cooling hole free edge 73, the characteristic boat shape projection 80, the offset boat shape 86 , and a second projection 88 superimposed on the 3D mesh of the measured data : This allows for more precise adjustment of the cooling hole boundaries 72 compared to methodologies that rely solely on surface normal data to identify the cooling hole boundaries.
図18は、第2の投影88(すなわち、冷却孔境界72の近似)内にあった垂直面部分を取り除いた後の冷却孔62の改善された近似を示す。第2及び第3の非垂直面76、77も、改善された冷却孔境界72の外側として識別され、冷却孔62の一部を形成しない。 FIG. 18 shows the improved approximation of the cooling hole 62 after removing the portion of the vertical surface that was within the second projection 88 (ie, the approximation of the cooling hole boundary 72) . Second and third non- vertical surfaces 76 , 77 are also identified as outside improved cooling hole boundary 72 and do not form part of cooling hole 62 .
図19は、第2の投影88(又は冷却孔境界の近似)の内側にある垂直面の一部及び第2の投影88の外側にある第2及び第3の非垂直面76、77(図示せず)を取り除いた後の、高次のフィッテイング又は近似を用いた冷却孔62の改善された近似を示す。これらの外れ値表面を削除すると、冷却孔境界の近似をさらに改善することができる。そのため、外れ値データを破棄した後に、フィッテイングの次数を繰り返し及び/又は段階的に増やすことにより、さらなる改善が可能になる。 FIG. 19 shows a portion of the vertical surface inside the second projection 88 (or an approximation of the cooling hole boundary) and second and third non- vertical surfaces 76, 77 outside the second projection 88 (Fig. (not shown) is removed , and an improved approximation of the cooling hole 62 using a higher order fit or approximation is shown . Eliminating these outlier surfaces can further improve the approximation of the cooling hole boundaries. Therefore, by iteratively and / or stepwise increasing the order of fitting after discarding outlier data, further improvement is possible .
図20は、調量セクション96、拡散セクション98への移行部を画成するスロート部100及び基材52を含む例示的な冷却孔62の側面図を示す。冷却孔62は、中心線102及びピアス点104を含む。ピアス点104は、冷却孔の中心線102と基材52の平面との交点として定義される。ピアス点104は、孔座標系の原点又はゼロ点として使用することができる。ピアス点104は、冷却孔境界近似(例えば、第2の投影88)を、冷却孔境界が定義される平面(すなわち、基材52)に固定するために使用し得る。 FIG. 20 shows a side view of an exemplary cooling hole 62 including a metering section 96, a throat portion 100 defining a transition to a diffusion section 98, and a substrate 52. FIG. Cooling hole 62 includes centerline 102 and pierce point 104 . Pierce point 104 is defined as the intersection of cooling hole centerline 102 and the plane of substrate 52 . Pierce point 104 can be used as the origin or zero point of the hole coordinate system. Pierce points 104 may be used to anchor the cooling hole boundary approximation (eg, second projection 88) to the plane in which the cooling hole boundaries are defined (ie, substrate 52).
図21は、第2の投影88を実際の冷却孔境界に変換する前の、冷却孔62、基材52及び第2の投影88を示す。 FIG. 21 shows the cooling hole 62, the substrate 52 and the second projection 88 prior to converting the second projection 88 to the actual cooling hole boundary.
図22は、第2の投影88を実際の冷却孔境界に変換した後の、冷却孔62、基材52及び第2の投影88を示す。第2の投影88は図の平面内で並進及び回転させて、実際の冷却孔境界に一致するベストフィットへと変形させることができる。さらに、第2の投影88は、図20に示すピアス点104を用いて、正しい高さ又は平面に固定し得る。 FIG. 22 shows the cooling hole 62, the substrate 52 and the second projection 88 after converting the second projection 88 to the actual cooling hole boundary. The second projection 88 can be translated and rotated in the plane of the drawing to deform to a best fit that matches the actual cooling hole boundaries. Additionally, the second projection 88 may be fixed at the correct height or plane using pierce points 104 shown in FIG.
図23は、複数の曲線92から構築されたツールパス90を示しており、曲線92は第2の投影88から構築される。第2の投影88は、冷却孔境界72の全周の改善された近似を与え、複数の深さで適用される。第2の投影88が適用される各々の深さは、複数の曲線92のうちの1つによって表され、各曲線は特徴的な船形を含むことができ、第2の投影88の冷却孔62の中心と同心であり得る。 FIG. 23 shows a toolpath 90 constructed from a plurality of curves 92, which are constructed from the second projection 88. FIG . A second projection 88 provides an improved approximation of the perimeter of the cooling hole boundary 72 and is applied at multiple depths. Each depth to which the second projection 88 is applied is represented by one of a plurality of curves 92, each curve can include a characteristic ship shape , and the cooling holes of the second projection 88. It can be concentric with the center of 62.
図24は、複数の深さでの第2の投影88から生じるツールパス90(図23に示す)を、3Dスキャン測定データを含む翼形部36(冷却孔62及び基材52を含む)の表面に重ね合わせたものを示す。ツールパス90は、オフセットデータを使用して垂直面平面内で並進及び/又は回転され、円筒座標系を使用して冷却孔62の対応する部分と位置合わせされる。 FIG. 24 shows a toolpath 90 (shown in FIG. 23) resulting from the second projection 88 at multiple depths of the airfoil 36 (including cooling holes 62 and substrate 52) including 3D scan measurement data. Shown superimposed on the surface . Toolpath 90 is translated and / or rotated in the vertical plane using the offset data and aligned with corresponding portions of cooling holes 62 using a cylindrical coordinate system.
図25~図27は、それぞれ、第2の投影88(すなわち、冷却孔境界72の改善された近似)及び様々な深さでの複数の曲線92を含む改善されたツールパス94の上面図、底面図及び側面図を示す。図25~図27の改善されたツールパス94は、図23及び図24のツールパス90を冷却孔部品の幾何形状データと交差及び/又は組み合わせることによって構築される部分も含む。例えば、冷却孔部品の幾何形状データは、冷却孔スロート部100で拡散セクション98へと移行する調量セクション96を含んでもよい。 25-27 are top views of an improved toolpath 94 including a second projection 88 (i.e., an improved approximation of the cooling hole boundary 72) and multiple curves 92 at various depths, respectively; A bottom view and a side view are shown. The improved toolpath 94 of FIGS. 25-27 also includes portions constructed by intersecting and / or combining the toolpath 90 of FIGS. 23 and 24 with cooling hole component geometry data. For example, the cooling hole component geometry data may include metering section 96 transitioning to diffusion section 98 at cooling hole throat 100 .
図28は、本明細書に開示した実施形態による部品の修復方法2500を示す。ステップ2502で、方法2500は、冷却孔を識別し、CADで冷却孔座標系を定義するステップを含む。冷却孔座標系は、冷却孔の中心軸位置及び軸配向、並びに冷却孔ボアの直径を定義する円筒60を含むことができる。ステップ2504で、方法2500は、6軸ロボット28などの位置合わせツールを使用して、部品を取付システム56と位置合わせするステップを含む。部品座標系は、部品形状に基づく任意の実施形態を含むことができる。例えば、部品座標系は、x、y及びz軸を、ターボ機械で使用される部品(タービン動翼又はタービンノズルなど)の円周方向、軸方向及び半径方向にマッピングすることができる。他の座標系も可能である。ステップ2506で、方法2500は、部品を3Dスキャンするステップを含む。ステップ2508で、方法2500は、ステップ2506のスキャンで得られた3D測定データを部品形状データと位置合わせするステップ、並びに非構造化測定点群から三角メッシュなどの3D構造化点群データを構築するステップを含む。ステップ2510で、方法2500は、3D測定データ(すなわち、スキャンで得られたデータ)を部品座標系から孔座標系に変換するステップを含む。ステップ2512で、方法2500は、追加の処理のために所定の閾値をパスする冷却孔62を識別するステップを含む。所定の閾値は、円筒60の体積内にかなりの材料(すなわち、例えば、特定の体積パーセントを超える)を含む冷却孔を識別するステップを含むことができる。 FIG. 28 illustrates a method 2500 of repairing a component according to embodiments disclosed herein. At step 2502, method 2500 includes identifying a cooling hole and defining a cooling hole coordinate system in CAD. The cooling hole coordinate system may include a cylinder 60 that defines the central axis location and axial orientation of the cooling hole, as well as the diameter of the cooling hole bore. At step 2504 , method 2500 includes aligning the part with mounting system 56 using an alignment tool, such as 6-axis robot 28 . The part coordinate system can include any embodiment based on part geometry. For example, a part coordinate system may map the x, y and z axes to the circumferential, axial and radial directions of a part (such as a turbine blade or turbine nozzle) used in a turbomachine. Other coordinate systems are also possible. At step 2506, method 2500 includes 3D scanning the part. At step 2508, the method 2500 aligns the 3D measurement data obtained in the scan of step 2506 with the part shape data, as well as constructing 3D structured point cloud data, such as a triangular mesh, from the unstructured measurement point cloud. Including steps. At step 2510, method 2500 includes transforming the 3D measurement data (ie, the data obtained from the scan) from the part coordinate system to the hole coordinate system. At step 2512, method 2500 includes identifying cooling holes 62 that pass a predetermined threshold for additional processing. The predetermined threshold may include identifying cooling holes that contain a significant amount of material within the volume of cylinder 60 (ie, greater than a certain volume percentage, for example).
引き続き図28を参照すると、ステップ2514で、方法2500は、ステップ2512で追加の処理のために選択された冷却孔のみの第2の3Dスキャンを実行するステップを含むことができる。或いは、ステップ2514で、方法2500は、元のスキャン(すなわち、ステップ2506)で得られたデータを使用して、選択された冷却孔に対応するデータを再処理するステップを含むことができる。ステップ2516で、本方法は、第2のスキャンで得られた面法線データ及び/又は第1のスキャンで得られた3D測定データを部品形状データに重ね合わせるステップを含む。ステップ2518で、方法2500は、冷却孔62及び周囲の基材52の垂直面及び非垂直面を識別するために点群データをフィルタリングするステップを含む。ステップ2520で、方法2500は、面法線データを使用して大まかな孔境界を決定するステップを含むことができる。大まかな孔境界を決定するステップは、3Dスキャンデータを、下流隅部68、傾斜段部66及び少なくとも1つの冷却孔自由縁部73などの公称冷却孔特性と一致させるステップを含むことができる。ステップ2522で、方法2500は、冷却孔の形状特性を使用して、近似された冷却孔境界を3D測定データメッシュにマッピングするステップを含む。ステップ2524で、方法2500は、公称冷却孔境界を3D測定データメッシュに投影するステップを含むことができる。ステップ2526で、方法2500は、公称冷却孔境界と測定された冷却孔境界との間のオフセットを決定するステップを含むことができる。オフセットは、基材52によって画成されたプレート内の回転及び/又は並進、並びに平行平面(孔内又は基材52より上の高さでの測定データを説明するため)を含むことができる。 With continued reference to FIG. 28, at step 2514, method 2500 may include performing a second 3D scan of only the cooling holes selected at step 2512 for additional processing. Alternatively , at step 2514, method 2500 may include reprocessing data corresponding to the selected cooling holes using the data obtained in the original scan (ie, step 2506) . At step 2516, the method includes overlaying the surface normal data obtained in the second scan and / or the 3D measurement data obtained in the first scan with the part geometry data. At step 2518 , method 2500 includes filtering the point cloud data to identify vertical and non- vertical surfaces of cooling holes 62 and surrounding substrate 52 . At step 2520, the method 2500 can include determining rough hole boundaries using the surface normal data. Determining rough hole boundaries may include matching the 3D scan data to nominal cooling hole characteristics such as downstream corner 68 , angled step 66 and at least one cooling hole free edge 73 . At step 2522, the method 2500 includes mapping the approximated cooling hole boundaries to the 3D measurement data mesh using the cooling hole shape properties. At step 2524, the method 2500 may include projecting the nominal cooling hole boundaries onto the 3D measurement data mesh. At step 2526, method 2500 may include determining an offset between the nominal cooling hole boundary and the measured cooling hole boundary. Offsets can include rotation and / or translation within the plate defined by substrate 52, as well as parallel planes (to account for measurement data within holes or at heights above substrate 52).
さらに図28を参照すると、ステップ2528で、本方法は、オフセット及び/又は孔の深さデータ(すなわち、測定データが対応する深度)に基づいて投影をスケーリングするステップを含むことができる。ステップ2530で、本方法は、X、Y及びZ方向の各々で実際に検出された境界に一致するようにスケーリングされた投影88を変換するために、ピアス点を使用して、スケーリングされた投影88を3D測定データメッシュ又は構造化点群に投影するステップを含むことができる。ステップ2532で、本方法は、外れ値データを除去するステップを含むことができる。外れ値データは、スケーリングされた投影88内で識別された垂直面データ(すなわち、冷却孔境界近似)、並びにスケーリングされた(又は第2の)投影88の外側にある非垂直面データ(すなわち、「見掛けられる」ものの、実際には基材の一部に位置するデータ)を含むことができる。ステップ2534で、方法2500は、より高次の適合を使用して冷却孔境界を改善するステップを含むことができる。ステップ2536で、方法2500は、オフセットデータ及びスケーリングされた投影88を使用してツールパスを生成するステップを含むことができる。ステップ2538で、方法2500は、ツールパスを3D測定データメッシュに投影するステップを含むことができる。ステップ2540で、本方法は、ツールパスを部品形状データと交差及び/又は組み合わせて、改善されたツールパスを生成するステップを含むことができる。ステップ2542で、本方法は、改善されたツールパスを使用して部品を修復するステップを含むことができる。部品を修復するステップは、冷却孔、冷却孔境界、冷却孔壁及び/又は基材の部分を穿孔、フライス加工、他の形態の機械加工、再コーティング、再表面加工及び/又は改質するステップを含むことができる。換言すれば、修復プロセスは、アディティブ及び/又はサブトラクティブな冷却孔復元プロセスを含むことができる。他の修復方法も使用することができる。さらに、翼形部、部品及び/又は冷却孔の部分の改質は、積層造形法及び他のプロセスによって実施してもよい。方法2500は、他のステップ及びサブステップを含んでいてもよい。幾つかの実施形態では、方法2500のすべてのステップを実施しなくてもよい。さらに、方法2500の様々なステップは、図28に示すものとは異なる順序で実施してもよい。 Still referring to FIG. 28, at step 2528, the method may include scaling the projection based on the offset and / or hole depth data (ie, the depth to which the measured data corresponds). At step 2530, the method uses the pierce points to transform the scaled projections 88 to match the actual detected boundaries in each of the X, Y, and Z directions. projecting 88 onto a 3D measurement data mesh or structured point cloud. At step 2532, the method may include removing outlier data. Outlier data includes vertical surface data identified within the scaled projection 88 (i.e., the cooling hole boundary approximation) as well as non- vertical surface data outside the scaled ( or secondary) projection 88 (i.e., data that is " apparent " but actually located on a portion of the substrate). At step 2534, method 2500 may include refining the cooling hole boundary using a higher order fit. At step 2536 , method 2500 may include generating a toolpath using offset data and scaled projection 88 . At step 2538, method 2500 may include projecting the toolpath onto the 3D measurement data mesh. At step 2540, the method may include intersecting and / or combining the toolpath with part geometry data to generate an improved toolpath. At step 2542, the method may include repairing the part using the improved toolpath. Repairing the component includes drilling, milling, other forms of machining, recoating, resurfacing and / or modifying portions of the cooling holes, cooling hole boundaries, cooling hole walls and / or substrate. can include In other words , the repair process can include additive and / or subtractive cooling hole restoration processes. Other repair methods can also be used. Further, modification of airfoils, components and / or portions of cooling holes may be performed by additive manufacturing and other processes. Method 2500 may include other steps and substeps. In some embodiments, not all steps of method 2500 may be performed . Additionally, various steps of method 2500 may be performed in a different order than shown in FIG.
本明細書に記載した方法、システム及び実施形態は、広範囲の冷却孔の形状をクリア又はマスキングする迅速かつ自動化プロセスを可能にし、それらは、手動の冷却孔のクリアランス及び復元の労働集約的なプロセスを完全に排除することができる。また、スキャン情報を用いて冷却孔の特徴情報を直接計算することで、各部品のデジタルスレッド及びツインを確立することができ、実際の孔の位置と境界データに基づいてより正確な部品ライフィングモデルを生成するための、ファミリ内の幾つかの部品の冷却孔の形状情報の統計的調査が可能になる。部品上の冷却孔の位置と境界形状を自動的に識別し、多軸ロボットが各冷却孔内又はその周辺に材料を正確かつ適応的に堆積又は除去することを可能にする一組のツールパス命令を生成することにより、本明細書に記載された方法及びシステムは、部品修復プロセスをストリームライン化すると同時に、修復プロセス及び得られる修復部品の品質を向上させることができる。本明細書で説明するプロセスは、エンジン構成要素(例えば、タービン動翼又はノズル)の公称設計形状を、構成要素の物理的インスタンスからの3次元スキャンデータと組み合わせて利用する。 The methods, systems, and embodiments described herein enable a rapid and automated process of clearing or masking a wide range of cooling hole geometries, which makes manual cooling hole clearance and restoration labor intensive. process can be completely eliminated. In addition, scan information can be used to directly calculate cooling hole characterization information, allowing a digital thread and twin to be established for each part, allowing for more accurate part life based on actual hole location and boundary data. Statistical examination of the cooling hole geometry information for several parts within the family is enabled to generate a modeling model. A set of toolpaths that automatically identifies the location and boundary geometry of cooling holes on a part, allowing multi-axis robots to precisely and adaptively deposit or remove material in or around each cooling hole By generating instructions, the methods and systems described herein can streamline the part repair process while improving the quality of the repair process and the resulting repaired part. The processes described herein utilize nominal design geometry of engine components (eg, turbine blades or nozzles) in combination with 3D scan data from physical instances of the components.
本明細書では、本発明を最良の形態を含めて開示するとともに、装置又はシステムの製造・使用及び方法の実施を始め、本発明を当業者が実施できるようにするため、例を用いて説明してきた。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者に自明な他の例も包含する。かかる他の例は、特許請求の範囲の文言上の差のない構成要素を有しているか、或いは特許請求の範囲の文言と実質的な差のない均等な構成要素を有していれば、特許請求の範囲に記載された技術的範囲に属する。This written description uses examples to disclose the invention, including the best mode, and also to enable any person skilled in the art to make and use the invention, including making and using the device or system, and implementing the method. I've been The patentable scope of the invention is defined by the claims, and may include other examples that occur to those skilled in the art. Such other examples, provided that they have elements that do not differ in terms of the claim language, or have equivalent elements that do not differ substantially from the language of the claims, It belongs to the technical scope described in the claims.
10 ガスタービン
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、6軸ロボット
30 高温ガス
32 第1段
34 タービンノズル
36 翼形部、部品
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、翼形部先端
44 前縁
46 後縁、翼形部根元
48 半径方向内側根元
50 翼形部プラットフォーム
52 翼形部基材
54 冷却孔
56 取付システム
58 6軸ロボットアーム
60 円筒
62 冷却孔
64 側壁
66 傾斜段部
68 下流隅部
70 中央ボア部
72 冷却孔境界
73 冷却孔自由縁部
74 第1の非垂直面部分
76 第2の非垂直面部分
77 第3の非垂直面
80 投影
82 投影
84 オフセット
86 オフセット舟形
88 第2の投影
90 ツールパス、円周方向
92 曲線、第1のツールパス
94 半径方向、ツールパス
96 調量セクション
98 拡散セクション
100 冷却孔スロート部
102 中心線
104 ピアス点
2500 方法
10 Gas Turbine 12 Compressor Section 14 Inlet 16 Casing 18 Combustion Section 20 Combustor 22 Turbine Section 24 Rotor Shaft 26 Air 28 Compressed Air, Six Axis Robot 30 Hot Gas 32 First Stage 34 Turbine Nozzle 36 Airfoils, Parts 38 Turbine Casing 40 Shroud Block Assembly 42 Radial Outer Tip, Airfoil Tip 44 Leading Edge 46 Trailing Edge, Airfoil Root 48 Radial Inner Root 50 Airfoil Platform 52 Airfoil Substrate 54 Cooling Holes 56 Mounting System 58 6 Axis robot arm 60 Cylinder 62 Cooling hole 64 Side wall 66 inclined step
68 downstream corner
70 central bore
72 cooling hole boundary 73 cooling hole free edge 74 first non- vertical surface portion 76 second non- vertical surface portion 77 third non- vertical surface
80 projection 82 projection 84 offset 86 offset boat shape
88 second projection 90 toolpath, circumferential 92 curved, first toolpath 94 radial, toolpath 96 metering section 98 diffusion section 100 cooling hole throat
102 centerline 104 pierce point 2500 method
Claims (15)
前記部品(36)のコンピュータ支援設計(CAD)モデルを使用して、前記部品(36)に配置された少なくとも1つの孔(62)の位置を識別するステップ(2502)と、
取付システム(56)内の前記部品(36)を位置合わせするステップ(2504)と、
前記部品(36)を3Dスキャンするステップ(2506)と、
前記部品(36)を3Dスキャンするステップ(2506)からの少なくとも1つのデータに少なくとも部分的に基づいて、前記少なくとも1つの孔(36)の少なくとも1つの境界特徴を検出するステップ(2520)と、
前記少なくとも1つの境界特徴に少なくとも部分的に基づいて、第1のツールパス(92)を生成するステップ(2536)と、
を含む方法(2500)。 A method (2500) for processing a part (36).
Using a computer-aided design (CAD) model of the component (36), a step (2502) of identifying the location of at least one hole (62) located in the component (36).
The step (2504) of aligning the component (36) in the mounting system (56), and
In the step (2506) of 3D scanning the component (36),
A step (2520) of detecting at least one boundary feature of the at least one hole (36), at least partially based on at least one data from the step (2506) of 3D scanning the component (36).
A step (2536) of generating a first toolpath (92), at least partially based on the at least one boundary feature.
(2500).
前記少なくとも1つの孔は冷却孔(54、62)を含み、
前記少なくとも1つの冷却孔(54、62)の少なくとも1つの境界特徴を検出するステップは、冷却孔下流側角部、冷却孔傾斜部分、冷却孔側壁、冷却孔自由縁部(73)のうちの少なくとも1つを検出するステップをさらに含み、
冷却孔傾斜部分を検出するステップと、をさらに含み、
前記冷却孔傾斜部分は、前記冷却孔(54、62)の計量部分と前記部品(36)の基板との間の遷移を形成する、
請求項1に記載の方法(2500)。 A step of generating a structured 3D point cloud using data from the step of 3D scanning the component (36), and a step of generating a structured 3D point cloud.
The at least one hole includes cooling holes (54, 62).
The step of detecting at least one boundary feature of the at least one cooling hole (54, 62) is among the cooling hole downstream side corner portion, the cooling hole inclined portion, the cooling hole side wall, and the cooling hole free edge portion (73). Further including the step of detecting at least one
Further including, with the step of detecting the cooling hole inclined portion,
The cooling hole inclined portion forms a transition between the measuring portion of the cooling hole (54, 62) and the substrate of the component (36).
The method according to claim 1 (2500).
前記冷却孔自由縁部(73)は、前記部品(36)の非法線表面と前記部品(36)の基板との間の遷移を形成し、
前記部品(36)の基板は法線表面配向を有する、請求項1に記載の方法(2500)。 Further including the step of detecting the free edge of the cooling hole (73),
The free edge of the cooling hole (73) forms a transition between the non-normal surface of the component (36) and the substrate of the component (36).
The method (2500) according to claim 1, wherein the substrate of the component (36) has a normal surface orientation.
選択された前記少なくとも1つの孔は、少なくとも1つの所定のしきい値を満たし、
前記選択された少なくとも1つの孔に対して第2の3Dスキャンが実行される、ステップと、
元の3Dスキャンおよび前記第2の3Dスキャンのうちの少なくとも一方からの構造化された3D点群上に公称孔境界の第1の投影を重畳するステップと、
をさらに含む、請求項1に記載の方法(2500)。 The step of selecting at least one hole,
The selected at least one hole meets at least one predetermined threshold and
A second 3D scan is performed on at least one of the selected holes.
A step of superimposing a first projection of the nominal hole boundary on a structured 3D point cloud from at least one of the original 3D scan and the second 3D scan.
The method according to claim 1, further comprising (2500).
前記少なくとも1つのオフセット(84)は、並進および回転のうちの少なくとも一方を含む、請求項5に記載の方法(2500)。 Further comprising defining at least one offset (84) between the first projection of the nominal hole boundary and the structured 3D point cloud.
The method (2500) of claim 5, wherein the at least one offset (84) comprises at least one of translation and rotation.
前記第2の3Dスキャンからの前記構造化された3D点群上に公称孔境界の前記第2の投影(88)を重畳するステップと、
をさらに含む、請求項7に記載の方法(2500)。 A step of improving and scaling the first projection using the at least one offset (84) to generate the second projection (88), wherein the second projection (88) is the second. Steps, which are scaled versions of one projection,
The step of superimposing the second projection (88) of the nominal hole boundary on the structured 3D point cloud from the second 3D scan.
7. The method of claim 7, further comprising (2500).
前記少なくとも1つの外れ値データ点は、前記第2の投影(88)内に配置された法線表面配向を有する前記構造化された3D点群の第1の部分、および前記第2の投影(88)の外側に配置された非法線表面配向を有する前記構造化された3D点群の第2の部分のうちの少なくとも一方を含む、
請求項8に記載の方法(2500)。 Further including the step of deleting at least one outlier data point,
The at least one outlier data point is a first portion of the structured 3D point cloud having a normal surface orientation arranged within the second projection (88), and the second projection (the second projection (). 88) includes at least one of the second part of the structured 3D point cloud having a non-normal surface orientation arranged outside.
The method according to claim 8 (2500).
前記第2のツールパスは前記第1のツールパス(92)の改善されたバージョンであり、
前記第1のツールパス(92)に従って前記部品(36)を少なくとも部分的に修復するステップは、前記第2のツールパスに少なくとも部分的に基づいて修復するステップをさらに含む、
請求項12に記載の方法(2500)。 Further comprising combining the first toolpath (92) with at least one part shape data in the at least one hole to generate a second toolpath.
The second toolpath is an improved version of the first toolpath (92).
The step of repairing the part (36) at least partially according to the first toolpath (92) further includes a step of repairing at least partially based on the second toolpath.
The method according to claim 12 (2500).
計量セクション(96)と、
前記計量セクション(96)の下流側の拡散セクション(98)と、
スロート部分(100)と、
を含み、
前記スロート部分(100)は、前記計量セクション(96)と前記拡散セクション(98)との間で遷移する、
請求項13に記載の方法(2500)。 The at least one part shape data of the at least one hole is
Weighing section (96) and
The diffusion section (98) on the downstream side of the weighing section (96) and
Throat part (100) and
Including
The throat portion (100) transitions between the weighing section (96) and the diffusion section (98).
The method according to claim 13 (2500).
前記少なくとも1つの外れ値データを削除した後に、前記第2の投影(88)を再スケーリングするステップと、
をさらに含み、
前記少なくとも1つの外れ値データ点は、前記第2の投影(88)内に配置された法線表面配向を有する前記構造化された3D点群の第1の部分、および前記第2の投影(88)の外側に配置された非法線表面配向を有する前記構造化された3D点群の第2の部分のうちの少なくとも一方を含み、
前記少なくとも1つの孔は冷却孔(54、62)を含み、
前記少なくとも1つの冷却孔(54、62)の少なくとも1つの境界特徴を検出するステップは、冷却孔下流側角部、冷却孔傾斜部分、冷却孔側壁、および冷却孔自由縁部(73)のうちの少なくとも1つを検出するステップをさらに含み、
前記公称孔境界は船体形状である、
請求項14に記載の方法(2500)。 With the step of deleting at least one outlier data point,
A step of rescaling the second projection (88) after deleting at least one outlier data.
Including
The at least one outlier data point is a first portion of the structured 3D point cloud having a normal surface orientation arranged within the second projection (88), and the second projection (the second projection (). 88) Containing at least one of the second part of the structured 3D point cloud having a non-normal surface orientation located outside.
The at least one hole includes cooling holes (54, 62).
The step of detecting at least one boundary feature of the at least one cooling hole (54, 62) is among the cooling hole downstream side corner portion, the cooling hole inclined portion, the cooling hole side wall, and the cooling hole free edge portion (73). Further include the step of detecting at least one of
The nominal hole boundary has a hull shape.
The method according to claim 14 (2500).
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