特許 5714102 ガスタービンエンジンにおいて使用される翼アセンブリを修理する方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】5714102

(24)【登録日】2015年3月20日

(45)【発行日】2015年5月7日

(54)【発明の名称】ガスタービンエンジンにおいて使用される翼アセンブリを修理する方法

(51)【国際特許分類】

   F02C 7/00 20060101AFI20150416BHJP

   F01D 5/14 20060101ALI20150416BHJP

   F01D 25/00 20060101ALI20150416BHJP

   B23P 6/00 20060101ALI20150416BHJP

   B23P 17/00 20060101ALI20150416BHJP

【ＦＩ】

   F02C7/00 D

   F01D5/14

   F01D25/00 X

   B23P6/00 Z

   B23P17/00 A

【請求項の数】6

【全頁数】10

(21)【出願番号】特願2013-515353(P2013-515353)

(86)(22)【出願日】2011年5月24日

(65)【公表番号】特表2013-530341(P2013-530341A)

(43)【公表日】2013年7月25日

(86)【国際出願番号】US2011037682

(87)【国際公開番号】WO2011159437

(87)【国際公開日】20111222

【審査請求日】2013年6月10日

(31)【優先権主張番号】12/817,400

(32)【優先日】2010年6月17日

(33)【優先権主張国】US

(73)【特許権者】

【識別番号】599078705

【氏名又は名称】シーメンス エナジー インコーポレイテッド

(74)【代理人】

【識別番号】100075166

【弁理士】

【氏名又は名称】山口 巖

(74)【代理人】

【識別番号】100133167

【弁理士】

【氏名又は名称】山本 浩

(72)【発明者】

【氏名】ゲオルギェヴァ、ペチャ エム

(72)【発明者】

【氏名】ビーデ、ハルシャワルダン エス

(72)【発明者】

【氏名】シルヴィー、 トーマス エヌ

(72)【発明者】

【氏名】ムンシ、ムリナル

(72)【発明者】

【氏名】ヴァンス、スティーヴン ジェイ

【審査官】 寺町 健司

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許出願公開第２００７／０２６９３１６（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特開２００３−０５６３５９（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２００８−１６８４２０（ＪＰ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ０２Ｃ ７／００

Ｆ０１Ｄ ２５／００

Ｆ０１Ｄ ５／１２−２８

Ｂ２３Ｐ ６／００

Ｂ２３Ｐ １７／００

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

ガスタービンエンジンにおいて使用される翼アセンブリを修理する方法であって、前記翼アセンブリは基材によって輪郭が示され、翼と、前記翼が延びるプラットホームとを含んでおり、前記方法は、
ウォータージェットによる材料除去によって前記翼アセンブリの隅肉領域に近接する前記翼アセンブリを起点として前記基材の所定量を除去することを含み、前記隅肉領域は前記翼と前記プラットホームとの間の接合部を含み、前記翼と前記プラットホームとの間の交差部にあり、
前記隅肉領域に近接する以外の前記翼アセンブリの基材を含む前記基材の残りの部分はそのままにしておき、
前記除去は、前記翼の前縁から後縁まで除去される前記基材の量を変化させることを含み、
前記翼の前記前縁および後縁に近接して除去される前記基材の量は、前記翼の前記前縁と後縁との間の中間部の位置において除去される前記基材の量より少ないことを含む方法。

【請求項2】

前記除去は、
前記翼から前記基材の第１の部分を除去し、
前記プラットホームから前記基材の第２の部分を除去することを含む請求項１に記載の方法。

【請求項3】

前記翼から前記基材の第１の部分を除去することは、前記翼と前記プラットホームとの間の前記交差部から半径方向外側の２５．４ｍｍ（１インチ）の位置から開始して基材を除去することを含み、
前記プラットホームから前記基材の第２の部分を除去することは、前記プラットホームの長さに沿って前記翼と前記プラットホームとの交差部から２５．４ｍｍ（１インチ）の位置まで基材を除去することを含む請求項２に記載の方法。

【請求項4】

前記翼の前記前縁に近接して除去される前記基材の量は、前記翼の前記後縁において除去される前記基材の量よりも多い請求項１に記載の方法。

【請求項5】

前記除去後にその結果として生じる構造体の隅肉領域における曲率半径は、少なくとも６．６０４ｍｍ（０．２６インチ）である請求項１に記載の方法。

【請求項6】

前記除去後にその結果として生じる構造体の前記隅肉領域における前記曲率半径は、前記除去前の前記隅肉領域における曲率半径と同じである請求項５に記載の方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、ガスタービンエンジンで使用される翼アセンブリの修理に関する。

【背景技術】

【0002】

ガスタービンエンジンなどのターボ機械においては、空気が圧縮機部で圧縮され、燃料と混合され、その後、燃焼器部で燃焼されて、高温燃焼ガスを生成する。この高温燃焼ガスはエンジンのタービン部内部で膨張され、その燃焼ガスからエネルギーが取り出されて圧縮機部に動力を供給し、さらに発電機を回転させて電力を生み出すなどの有用な仕事をする。

【0003】

燃焼器部において生成された高温燃焼ガスは、タービン部内部の一連のタービン段を通って移動する。タービン段は、静止翼アセンブリ列、すなわち複数の静翼を備え、その後方に回転翼アセンブリ列、すなわち複数のタービン動翼を備えており、これらのタービン動翼は高温燃焼ガスからエネルギーを取り出し、圧縮機部に動力を供給し、出力パワーを提供する。

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

翼アセンブリの一様式であるタービン動翼は根元端部の半径方向内側のプラットホームから翼の半径方向外側の部分まで延びる翼を含み、この翼の前縁および後縁で合流する対向する圧力側壁および吸引側壁を含む。使用後、翼がプラットホームと交差する場所に隣接する領域が過熱および酸化に起因して破損して、すなわち亀裂が生じて、修復や交換が必要となるような状態が見受けられていた。

【課題を解決するための手段】

【0005】

本発明の第１の態様によれば、ガスタービンエンジンにおいて使用される翼アセンブリを修理する方法が提供される。前記翼アセンブリは基材によって輪郭が示され、翼と、前記翼が延び出すプラットホームとを含む。ウォータージェットによる材料除去によって前記翼アセンブリの隅肉領域に近接する前記翼アセンブリを起点として前記基材の所定量を除去する。前記隅肉領域は前記翼と前記プラットホームとの間の接合部を含み、前記翼と前記プラットホームとの間の交差部にある。前記隅肉領域に近接する以外の前記翼アセンブリの基材を含む前記基材の残りの部分はそのままにしておく。前記基材の所定量の除去後にその結果として生じる構造体の隅肉領域における曲率半径は、前記基材の所定量の前記除去前の隅肉領域における曲率半径と少なくとも同一の大きさである。

【0006】

前記基材の所定量の前記除去前に前記翼アセンブリから少なくとも１つの被膜をはがしてもよい。

【0007】

前記基材の所定量の前記除去は、前記翼から前記基材の第１の部分を除去し、前記プラットホームから前記材料の第２の部分を除去することを含んでもよい。

【0008】

前記翼から前記基材の第１の部分を除去することは、前記翼と前記プラットホームとの間の前記交差部から半径方向外側の約１インチの位置から開始して基材を除去することを含んでもよい。

【0009】

前記プラットホームから前記基材の第２の部分を除去することは、前記プラットホームの長さに沿って前記翼と前記プラットホームとの交差部から約１インチの位置まで基材を除去することを含んでもよい。

【0010】

前記基材の所定量の前記除去は、前記基材の外面から測定して約０．０３０インチから約０．０８０インチまでの前記隅肉領域の前記基材の深さに対応する材料の量を除去することを含んでもよい。

【0011】

前記基材の所定量の前記除去は、前記基材の外面から測定して約０．０６０インチの前記隅肉領域の前記基材の深さに対応する材料の量を除去することを含んでもよい。

【0012】

前記基材の所定量の前記除去は、前記翼の前縁から前記翼の後縁まで除去される前記基材の量を変化させることを含んでもよい。

【0013】

前記翼の前記前縁および後縁に近接して除去される前記基材の量は、前記翼の前記前縁と後縁との間の概ね中間部の位置において除去される前記基材の量より少なくてもよい。

【0014】

前記翼の前記前縁に近接して除去される前記基材の量は、前記翼の前記後縁において除去される前記基材の量よりも多くてもよい。

【0015】

前記基材の所定量の前記除去後にその結果として生じる構造体の前記隅肉領域における前記曲率半径は、前記基材の所定量の前記除去前の前記隅肉領域における曲率半径とほぼ同じでよい。

【0016】

本発明の第２の態様によれば、ガスタービンエンジンにおいて使用される翼アセンブリを修理する方法が提供される。前記翼アセンブリは基材によって輪郭が示され、翼と、前記翼が延び出すプラットホームとを含む。ウォータージェットによる材料除去によって前記翼アセンブリの隅肉領域に近接する前記翼アセンブリを起点として前記基材の所定量を除去する。前記隅肉領域は前記翼と前記プラットホームとの間の接合部を含み、前記翼と前記プラットホームとの間の交差部にある。前記隅肉領域に近接する以外の前記翼アセンブリの基材を含む前記基材の残りの部分はそのままにしておく。前記基材の所定量の前記除去は、前記翼の前縁から前記翼の後縁まで除去された前記基材の量を変化させることを含む。

【0017】

前記基材の所定量を除去後にその結果として生じる構造体の隅肉領域における曲率半径は、少なくとも約０．２６インチでよい。

【0018】

本明細書は本発明を示し、その権利を主張する特許請求の範囲で完結しているが、本発明は以下の添付図面を参照する以下の記載によってより良く理解されるであろう。添付図面において、同一の参照番号は同一の要素を示す。

【図面の簡単な説明】

【0019】

【図1】本発明の一実施形態によって修理される翼アセンブリの斜視図である。

【図2】図１に示す翼アセンブリの一部の拡大斜視図であって、部分的に断面を示す。

【図3】本発明の実施形態による翼アセンブリを修理する工程を示すフローチャートである。

【図4】図２の線４−４における断面図である。

【図4A】図２の線４−４における断面図で、本発明の実施形態によって翼が修理される前後の翼アセンブリの隅肉領域における曲率半径を図示する。

【図5】本発明の別の実施形態によって修理される翼アセンブリの一部の拡大斜視図であって、部分的に断面を示す。

【図6A】図５の線６Ａにおける断面図である。

【図6B】図５の線６Ｂにおける断面図である。

【図6C】図５の線６Ｃにおける断面図である。

【発明を実施するための形態】

【0020】

以下の好適な実施形態の詳細な説明において、その一部をなす添付図面を参照する。添付図面は例示のみを目的とするものであり、本発明が実施される特定の好適な実施形態の限定を意味するものではない。本発明の要旨および範囲を逸脱しない範囲でその他の実施形態も使用可能であり、変更も可能である。

【0021】

図１は、ガスタービンエンジン（不図示）において使用されるように構成された翼アセンブリ１０を示す。ガスタービンエンジンの組立て状態において、翼アセンブリ１０は回転翼アセンブリ列の１つを形成し、この回転翼アセンブリ列はエンジンのタービン回転子（不図示）を中心として周方向に広がっている。軸方向に離れた複数の回転翼アセンブリ列が典型的に提供される。従来の燃焼器アセンブリ（不図示）において生成される高温燃焼ガスは、複数の翼アセンブリ列を使用するエンジンのタービン部（不図示）に放出される。複数の静止翼を含む静止翼アセンブリ列（不図示）は、高温燃焼ガスを対応する複数の回転翼アセンブリ列に導く。この場合、回転翼アセンブリ列が回転し、それに対応してタービン回転子を回転させる。

【0022】

図１に示す翼アセンブリ１０は、一例として示された翼１２を含むタービン動翼を含む。翼１２は翼アセンブリ１０のプラットホーム１６から半径方向外側に向かって延びており、本実施形態では、その根元端部１４においてプラットホーム１６と一体的に接合されている。翼１２は、翼アセンブリ１０の隅肉領域１８においてプラットホーム１６と接合されている。隅肉領域１８は、翼１２とプラットホーム１６との間の接合部を含み、翼１２とプラットホーム１６との交差部１９にある。翼アセンブリ１０は、プラットホーム１６に一体的に接続されている脚１７（図２参照）をさらに含んでいる。脚１７は、取付け部（不図示）に接続され、この取付け部は、回転子の一部を形成するロータディスク（不図示）に接合するように構成される。翼アセンブリ１０の複数の列は、エンジンの作動中に回転子を回転させるように複数の円板に接合される。

【0023】

図１および図２に示すように、翼１２は、概ね凹形の圧力側壁２０と、それに対向する概ね凸形の吸引側壁２２とを含む。翼１２の圧力側壁２０および吸引側壁２２は、翼１２の前縁２４に設けられた第１の位置と、前縁２４に対向する翼１２の後縁２６に設けられた第２の位置とにおいて合流する。圧力側壁２０および吸引側壁２２は、翼１２の対向する前縁２４および後縁２６の間で、弦方向Ｃ、すなわち通常エンジンの軸方向に延びる（図１参照）。前縁２４および後縁２６は、翼１２の根元端部１４から根元端部１４に対向する翼１２の先端２８への距離Ｓだけ半径方向に延びる（図１参照）。

【0024】

翼アセンブリ１０は基材３０によって輪郭が示され、基材３０は翼１２の構造壁１２Ａ、１６Ａ、および１７Ａ、プラットホーム１６、および脚を形成する（図２参照）。基材３０は、翼、プラットホーム、および脚の構造壁、１２Ａ、１６Ａ、１７Ａのそれぞれを同じ材料で構成してもよい。基材３０は、エンジンのタービン部の高温環境に耐えられる耐高熱材料で構成することが好ましい。例えば、基材３０は、ステンレス鋼系合金またはニッケルまたはコバルト系超合金で構成することができる。

【0025】

なお、１つ以上の層または被膜（不図示）を基材３０上に施してもよい。例えば、遮熱コーティング（ＴＢＣ）および接着被膜を基材３０上に施して、基材３０上に耐高熱被膜を提供してもよい。詳細には後述するように、そのような層または被膜は、本明細書で説明する翼アセンブリを修理する方法の前に基材３０からはがすのが好ましい。

【0026】

エンジンの作動時には上述したように、亀裂および／またはその他の表面欠陥が基材３０に発生する、すなわち、基材３０の過熱および酸化により引き起こされる場合がある。亀裂および／またはその他の表面欠陥が発生しやすいと判明した領域の１つは、翼アセンブリ１０の隅肉領域１８である。本明細書に記載の翼アセンブリ１０を修理する方法を使用すれば、翼アセンブリ１０の構造的な剛性を保ちつつ、亀裂／表面欠陥を除去することができる。

【0027】

図３は、図１および図２を参照して本明細書に記載された翼アセンブリ１０などの翼アセンブリを修理する方法５０を示す。本発明の一態様では、修理されるべき翼アセンブリ１０は、圧力側壁２０および／または吸引側壁２２の隅肉領域１８に近接して１つ以上の亀裂／表面欠陥が形成される。

【0028】

ステップ５２において、ＴＢＣ被膜や接着被膜などの１つ以上の被膜を翼アセンブリ１０からはがす。例えば、化学的な除去処理、例えば酸浴槽に翼アセンブリ１０を浸すことによって、ＴＢＣおよび接着被膜を除去する。この場合の化学的な除去処理は、基材３０に悪影響を及ぼさないものが好ましい。

【0029】

ステップ５４において、翼アセンブリ１０の基材３０の所定量を、従来のウォータージェットフライス盤を用いるなどのウォータージェットによる材料除去によって除去する。本発明の一態様によれば、翼アセンブリ１０の隅肉領域１８に近接する基材３０の部分３０Ａ（図４参照）のみを除去し、隅肉領域１８に近接する以外の基材３０を含む基材３０の残りの部分３０Ｂ（図１、２、および４参照）はそのままにしておく。基材３０の残りの部分３０Ｂはそのままにしておくので、翼アセンブリ１０の構造的な剛性は損なわれない。すなわち、翼アセンブリ１０全体に相当する基材３０を除去しなければならない場合は、翼アセンブリ１０が脆弱となってエンジンにおける動作に耐えられなくなるであろう。

【0030】

本発明の一態様によれば、図４を参照すると、ステップ５４における基材３０の所定量の除去は、基材３０の第１の部分３０Ａ₁を隅肉領域１８に近接する翼１２を起点として除去し、隅肉領域１８に近接するプラットホーム１６を起点として基材３０の第２の部分３０Ａ₂を除去する。一例として、翼１２とプラットホーム１６との交差部１９から半径方向外側の約１インチの位置Ｌ₁から開始して基材３０の第１の部分３０Ａ₁を除去する。基材３０の第１の部分３０Ａ₁の除去は位置Ｌ₁から開始し、翼１２とプラットホーム１６との交差部１９に近接する基材３０に向かって徐々に掘削する。交差部１９に近接して除去される基材３０の量は、約０．０３０インチから約０．０８０インチの深さＤ（図４参照）に相当し、この深さＤは約０．０６０インチであることが好ましい。ここで深さＤは基材部分３０Ａの除去後の基材３０の外面Ｏ_S2と基材部分３０Ａを除去する前の基材３０の外面Ｏ_S1との距離として計測される。基材３０の第２の部分３０Ａ₂の除去は、プラットホーム１６の横の長さＬ（図１参照）に沿って交差部１９から約１インチ離れた位置Ｌ₂から開始してもよい。除去される基材３０の第２の部分３０Ａ₂の量は、交差部１９に近接する深さＤから徐々に減らし、位置Ｌ₂において外面Ｏ_S2と同化するようにしてもよい。

【0031】

図４Ａにおいて、基材部分３０Ａの除去後の隅肉領域１８における翼アセンブリ１０の曲率半径Ｒ₁は、基材部分３０Ａの除去前の隅肉領域１８における翼アセンブリ１０の曲率半径Ｒ₂と少なくとも同一であり、好ましくは、ほぼ等しい大きさである。本発明の一態様によれば、曲率半径Ｒ₁およびＲ₂は約０．２６インチであるが、翼アセンブリ１０の構成およびそれが使用されるエンジンに応じてより大きくしてもよく、または小さくしてもよい。基材部分３０Ａの除去後の隅肉領域１８における曲率半径Ｒ₁は基材部分３０Ａの除去前の隅肉領域１８の曲率半径Ｒ₂とほぼ等しいので、翼アセンブリ１０を通過する高温燃焼ガスの流れの空気力学は、基材部分３０Ａの除去によって変化することはほぼない。これは、翼アセンブリ１０の元のすなわち基材部分３０Ａの除去前の構成および形状がエンジンのタービン部内を通過する燃焼ガスの効率的な流れを実現するように設計されているので、好ましい。したがって、曲率半径Ｒ₂が曲率半径Ｒ₁とほぼ等しいので、エンジンのタービン部内を通過する燃焼ガスの効率的な流れは基材部分３０Ａの除去による悪影響を受けることは考えられない。

【0032】

ステップ５４における基材３０の所定量のウォータージェットによる材料除去において、隅肉領域１８に近接する基材３０の亀裂および／またはその他の表面欠陥は除去される。すなわち、亀裂／表面欠陥が位置する基材３０を除去することによって、亀裂／表面欠陥自体が除去される。したがって、隅肉領域１８に近接した領域での応力集中は低減し、それによって翼アセンブリ１０の寿命が延びると考えられる。さらに、隅肉領域１８に近接した基材３０の厚さＴの減少は、隅肉領域１８に近接した基材３０の温度勾配を減少させると考えられる。例えば、隅肉領域１８に近接した基材３０の厚さＴが薄くなるので、隅肉領域１８における翼アセンブリ１０の冷却効果が改善される。また、基材３０から亀裂／表面欠陥を除去することによって、それらが伝播しないようにして翼アセンブリ１０のさらなる破損を防ぐことができる。なお、隅肉領域１８に近接した基材３０の厚さＴの減少は、翼アセンブリ１０の構造的な剛性を大幅に損なうとは考えられない。

【0033】

ステップ５４におけるウォータージェットによる材料除去によって基材部分３０Ａを除去したら、ステップ５６において翼アセンブリ１０を検査して、隅肉領域１８に近接した基材３０の全ての亀裂／表面欠陥が除去されたことを確認する。除去されていた場合は、翼アセンブリ１０をさらなる必要な修復処理を行ってから使用に供することが許される。除去されていなかった場合は、その翼アセンブリ１０をテストまたは破棄するために別に取り分けておく。

【0034】

本明細書に記載の方法５０は、隅肉領域１８に近接して面亀裂および／またはその他の表面欠陥を有する翼アセンブリ１０などの翼アセンブリ１０を、翼アセンブリ１０の構造的な剛性に悪影響を及ぼさずに、修復する効率的かつ低コストの方法を提供する。さらに、ウォータージェットによる材料除去は精密に調整して実行できる。すなわち、ウォータージェットフライス盤を使用すれば、基材部分３０Ａの除去の精度が高い。

【0035】

なお、本明細書に記載の発明の態様は、修復処理中に実行される。すなわち、隅肉領域１８の基材３０またはその付近の基材３０がエンジン作動中に過熱および酸化に起因して破損した場合などに、破損した翼アセンブリ１０を修復／交換する。その代わりに、方法５０を実行した後の本明細書に記載の翼アセンブリ１０の寸法と適合する寸法の隅肉領域を有するエンジンにおいて、新しい部品として翼アセンブリを提供してもよい。
上述した方法５０によって交差部１９に近接して除去された基材３０の深さＤは、翼１２の前縁２４から後縁２６まで通常は一定であるが、交差部１９に近接して除去される基材３０の深さＤは、翼１２の前縁２４と後縁２６との間で変化させてもよい。例えば、図５は本発明の別の態様による翼アセンブリ１０’の隅肉領域１８’を示し、図１〜図４を参照して上述したものと同様の構造体を同じ参照番号にダッシュ記号（’）を付けて示す。

【0036】

本発明の本態様によれば、翼１２’の前縁２４’と後縁２６’との概ね中間の位置Ｌ_O1の交差部１９’に近接して除去された基材３０’の深さＤ₁（図６Ａ参照）は、第１の値、例えば約０．０６０インチである。翼１２’の前縁２４’付近の位置Ｌ_O2の交差部１９’に近接して除去された基材３０’の深さＤ₂（図６Ｂ参照）は、第１の値より小さい第２の値、例えば約０．０３０インチである。翼１２’の後縁２６’付近の位置Ｌ_O3の交差部１９’に近接して除去された基材３０’の深さＤ₃（図６Ｃ参照）は、第２の値より小さい第３の値、例えば約０．０１５インチである。なお、第１、第２、第３の値は例示の値として本明細書において記載しており、翼アセンブリ１０’の構成に応じて変化させてもよいことに留意すべきである。

【0037】

本発明の本態様によれば、除去される基材３０’の量は、翼１２’の前縁２４’から後縁２６’にかけて変化させてもよい。これによって、既存の翼アセンブリ１０と同様に、各位置Ｌ_O2およびＬ_O3の基材３０’の厚さＴ₂およびＴ₃よりも、位置Ｌ_O1における基材厚さＴ₁が厚くなっている翼アセンブリ１０’は有利である。したがって、隅肉領域１８’に近接する基材３０の部分３０Ａ’の除去後に、翼アセンブリ１０’の構造的な剛性が保たれる。

【0038】

本発明の特定の実施形態を図示および説明してきたが、本発明の要旨および範囲を逸脱しない範囲で様々な他の変更および修正が可能であることは、当業者にとって自明であろう。したがって、添付の特許請求の範囲において、本発明の範囲内にある変更および修正が網羅されている。

【符号の説明】

【0039】

１０ 翼アセンブリ
１２ 翼
１６ プラットホーム
１７ 脚
１８ 隅肉領域

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図4A】

【図5】

【図6A】

【図6B】

【図6C】