ガスタービンエンジンブレード、金属材料の物品の作製方法および被覆された部品の製造方法
【課題】 基体の疲労特性に対する侵食被膜の有害な影響を緩和する方法を提供する。
【解決手段】 ガスタービンエンジンブレードのエアフォイルにおける磨耗や損傷を受けやすい径方向外側の領域に侵食被膜を適用する前に、被膜の疲労影響が緩和されるようにバニシングが施され（ステップ１０２）、次いでピーニングがその領域に対して実施され（ステップ１０４）、これに被膜が適用される（ステップ１０６）。これによりブレードの構造特性に有害な影響を与える侵食被膜がエアフォイルの一層広い領域にわたって適用できるようになる。
【解決手段】 ガスタービンエンジンブレードのエアフォイルにおける磨耗や損傷を受けやすい径方向外側の領域に侵食被膜を適用する前に、被膜の疲労影響が緩和されるようにバニシングが施され（ステップ１０２）、次いでピーニングがその領域に対して実施され（ステップ１０４）、これに被膜が適用される（ステップ１０６）。これによりブレードの構造特性に有害な影響を与える侵食被膜がエアフォイルの一層広い領域にわたって適用できるようになる。
【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に関する。より詳細には、本発明は侵食被覆されたブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
最新の航空機ガスタービンエンジンにおいて作動する圧縮機ブレードは、侵食の損傷を被る。この損傷は、泥と砂（例えば、空港滑走路由来）をジェットエンジンの吸気口に吸い込むことによって生じ得る。侵食による損傷は、性能を低減しかつ疲労寿命を減少させる空力学的特性における変化に起因してブレードの作動寿命を減少させる。
【特許文献１】米国特許第５，８２６，４５３号明細書
【特許文献２】米国特許第６，６７２，８３８号明細書
【特許文献３】米国特許第６，８９３，２２５号明細書
【特許文献４】米国特許出願公開第２００５／０１５５２０３号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
ブレードの寿命を延ばすための一つの取り組みは、Ｃｏ−ＷＣおよびＮｉＣｒ−ＣｒＣなどの耐侵食性被膜を、著しい侵食にさらされるブレードエアフォイル領域に適用することである。しかしながら、これらの被膜は、通常、チタン基合金ならびにニッケル基合金であるブレード基体の疲労特性に対して有害な影響を及ぼす。その結果、侵食被膜は、作動応力がブレードの低減された疲労強度を超えないエアフォイルの領域にのみ適用される。基体の疲労特性に対する侵食被膜の有害な影響を緩和する方法が望まれている。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の第１の態様は、ガスタービンエンジンのブレードに関するものである。ブレードはプラットフォームを有する。プラットフォームからはルート部が垂下し、プラットフォームからエアフォイルが延びている。エアフォイルは前縁と後縁、および正圧面と負圧面とを有する。ブレードは表面を有する基体を備える。表面の第１の領域の下には圧縮応力が存在する。第１の領域は、局所的に先端からプラットフォームまでの翼幅距離における先端からの５０％を超える領域において、エアフォイルのストリーム方向にわたってその大部分が延在する。被膜は、その領域において含まれる表面の第１の領域の少なくとも一部に存在する。
【０００５】
本発明の第２の態様は、金属材料からなる物品の作製方法に関する。該物品は、基体と侵食被膜とを含んでなる。基体の及ぶ範囲は、被膜の疲労影響が緩和されるようバニシングされるように選択される。ローラ変形加工がその領域に対して実施され、次いで被膜が適用される。
【０００６】
本発明の１つまたは複数の実施態様の詳細を、以下の関連図面ならびに詳細な説明に基づいて説明する。本発明のその他の特徴、目的および利点は、その詳細な説明と図面、および特許請求の範囲から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
図１は、例示的なブレード４０を示している。ブレードは、エアフォイル４２と、プラットフォーム４４と、取り付けルート部４６とを有する。エアフォイルは前縁４８と、後縁５０と、それら前縁と後縁との間で延在する正圧面５２と負圧面５４とを備える。エアフォイルは、プラットフォーム外側面５８における内側端５６から、外側端すなわち先端６０まで延在している。ルート部はプラットフォーム４４の下面６２から垂下しており、ブレード４０をディスク（図示せず）の相補的なスロットに固定するために、入り組んだ輪郭形状（例えば、いわゆるダブテイルの輪郭すなわちモミの木状の輪郭）を有するものであってよい。局所的なスパンＳは、径方向における先端６０とエアフォイルの内側端５６との間の距離である。範囲Ｓは翼弦に沿って変化するものである。
【０００８】
例示的なエアフォイルは、１つまたは複数の摩耗や損傷の形態にさらされる場合がある。摩耗は、広範にわたって分散される侵食を包含する場合がある。損傷は、異物吸入による損傷（ＦＯＤ）に起因する切り傷や欠けを、通常、前縁４８付近または先端６０において含み得る。侵食は通常、エアフォイルの外側部分に沿って（例えば、領域６６に沿って）集中する。例示的な領域６６は、先端６０から境界６８までの正圧面と負圧面に沿ったほぼエアフォイル翼幅の大部分に沿って延在する。この領域内において、通常、エアフォイルの外側の３分の１（すなわち、先端６０に最も近接するエアフォイルの３分の１）に沿って最も大量の侵食が存在することになる。例示的な境界６８は、先端からの径方向の距離Ｓ1である。例示的なＳ1は、翼弦全体に沿ったＳの５０％をわずかに超える。侵食の損傷の実際の範囲は、エアフォイルの設計とエンジンの作動特性の両方の影響を受ける。
【０００９】
侵食に対する耐性を付与するために、金属製のブレード基体は、領域７２に沿って被膜７０を有することができる。代表的なＴｉベースの基体合金には、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ、Ｔｉ−８Ａｌ−１Ｍｏ−１Ｖ、Ｔｉ−６Ａｌ−２Ｓｎ−４Ｍｏ−２Ｚｒ、Ｔｉ−６Ａｌ−２Ｓｎ−４Ｍｏ−６Ｚｒ、およびＴｉ−５．５Ａｌ−３．５Ｓｎ−３Ｚｒ−１Ｎｂが包含される。その他の基体には、これらに限定されるものではないが、ステンレス鋼（例えば、１７−４ＰＨ）およびＮｉ基超合金（例えば、合金（ａｌｌｏｙ）７１８）が含まれる。代表的な被膜には、Ｃｏ−ＷＣ、ＮｉＣｒ−ＣｒＣ、Ｔｉ−ＮおよびＴｉ−ＡｌＮが包含される。例示的な領域７２は、先端６０から境界７４まで、正圧面と負圧面に沿ったエアフォイルの大部分に沿って延在する。例示的な境界７４は、先端からの径方向における距離Ｓ2である。例示的なＳ2は、弦全体に沿ったＳの５０％を超え、Ｓ1より大きい。被膜は、最も大量の侵食が存在する領域を超えて延在し、異物吸入による損傷を増大させ得る。
【００１０】
被膜７０は、ブレードの構造特性（例えば、疲労特性）に有害な影響を与える可能性がある。従来においては、このことが、比較的低い応力を受けるブレードのエアフォイル領域への侵食被膜の使用を制限してきた。本発明によれば、ブレードは、１つまたは複数のこれら影響を緩和するためにバニシング工程に供され、ブレードエアフォイルの一層広い領域にわたって被膜を適用できるようにする。代表的なバニシング工程は、低塑性バニシング工程である。
【００１１】
航空宇宙用部品の低塑性バニシングは、特許文献１、特許文献２、特許文献３および特許文献４において、検討されている。また、Ｔｉ基部品に対してこのようなバニシングを用いる方法が、２００５年３月８日〜１１日にルイジアナ州ニューオーリンズで開催された第１０回国際ＨＣＦ会議の議事録におけるＰ．プレベイ、Ｎ．ジャヤラマン、およびＲ．ラビンドラナス（Ｐ．Ｐｒｅｖｅｙ， Ｎ．Ｊａｙａｒａｍａｎ， Ｒ．Ｒａｖｉｎｄｒａｎａｔｈ）による「Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ航空エンジンブレードのダブテイルにおける損傷許容値を改善する設計に残留圧縮を用いる方法」、および２００５年９月６日〜９日にフランス、パリのマルヌ・ラ・ヴァレで開催されたＩＣＳＰ９の議事録におけるＰ．プレベイ、Ｎ．ジャヤラマン、およびＪ．カメット（Ｊ．Ｃａｍｅｔｔ）による「疲労損傷機構を軽減する低塑性バニシングの概要」においても、検討されている。
【００１２】
侵食被膜を適用する前に、ブレードのエアフォイルを、領域８０に沿って低塑性バニシング（「ＬＰＢ」）工程に供することができる。例示的な領域８０は、先端６０から境界８２まで、正圧面と負圧面に沿ったエアフォイルの大部分に沿って延在する。例示的な境界８２は、先端からの径方向における距離Ｓ3である。例示的なＳ3は、翼弦全体に沿ったＳの５０％を超え、かつ、Ｓ2とＳ1よりも大きい。
【００１３】
バニシングされていないブレードと比較した場合、バニシングにより、被膜７０を、先端６０からプラットフォーム４４に向かう径方向のより大きい翼幅にわたって適用することが可能となる。例えば、従来の方法においては、Ｓ2は比較的小さい（例えば、Ｓ1よりも小さく、かつ、Ｓの５０％よりも小さい）。例えば、ＣＦＭ５６圧縮機モデルにおけるブレードは、先端からのスパンのおおよそ３０〜４０％に延在する侵食被膜を採用するのに対して、その他種々のエンジン系列のブレードでは、侵食被膜は全く使用されない。
【００１４】
先端領域のバニシングは周知であるが、本発明のバニシングの特徴は、従来技術におけるこれまでの知識と比較して、１つまたはより多くの点で異なる。侵食被膜について適切に検討されなかった場合、従来のバニシングは、エアフォイルのずっと狭い範囲にわたるものである。従来技術は、先端からの径方向におけるより小さい翼幅に関するものであり、（ブレードに対する作動応力よりはむしろ異物吸入による損傷に取り組むために）前縁付近でより局所的である。被覆されていないブレードにおける異物吸入による損傷（ＦＯＤ）に取り組むバニシングは、侵食被膜を組み合わせて用いた場合と比べてより深くなると思われる。しかしながら、先端や前縁部分の深いバニシングと、より基部の後縁部分や下流部分の浅いバニシングとを組み合わせることは可能である。
【００１５】
図２は、例示的なバニシングと被覆工程１００を示している。工程は、清浄なブレード基体に提供することができる。基体はバニシング１０２に供される。代表的なバニシングは、流体転動体によるものである。代表的な転動体は、球体またはボールである。一点式バニシングおよび対向２点キャリパ式バニシングが、上述で引用した参考文献に開示されている。
【００１６】
代表的なバニシング１０２は、実質的にエアフォイルに隣接する領域上に若干重複して被覆される領域全体にわたる。代表的なバニシングは浅い（すなわち、基体の厚さまたは深さ全体にわたって延在していない残留圧縮応力を与える）。例示的なバニシングは、約０．０１５インチまで（例えば、より厳密には、０．００４〜０．００８インチ）の深さ領域にわたって残留圧縮応力を印加する。
【００１７】
深さ領域における例示的な残留応力は、Ｔｉ−６−４の場合、１００〜１１０ｋｓｉの、より広くは９０〜１２０ｋｓｉのピーク値を有している。その範囲の上限は、基体の強度によって制限されるであろう。深さ領域の下方において残留応力は減少する。そのような深さの浅い応力分布が、部品のひずみを制限する場合がある。その他の例では、合金７１８ブレードにおける残留応力は、この材料のより高い降伏強さに起因して、１５０ｋｓｉに達する場合がある。
【００１８】
ＬＰＢによって、ショットピーニングなどのより旧式の方法と比較して、著しく低い冷間加工がもたらされる。このことは、本発明の使用において特に関連性を有するものである。上記であげたプレベイ等の文献には、６００℃という高温にさらされた後のＬＰＢの増強された疲労特性を実証している。これは、５００℃を超える温度で作動する圧縮機ブレードにともなう基体の加熱を考慮した際に顕著となる。ピーニング応力は、中間温度において時間が経つにつれて減少する傾向があるため、それら応力の有効な効果を無にする可能性がある。ＬＰＢ応力は、それら同じ温度においてより安定性を示すことになる低レベルの冷間加工に関連するものである。そのため、ＬＰＢはショットピーニングと比較して、侵食被膜領域においては有利である。
【００１９】
所望の応力分布を得るのに必要なバニシングのパラメータは、反復的な破壊試験プロセスを通じて見いだすことができる。代表的な試験プロセスとしては、残留応力分布の深さと大きさの分布を評価するのに、局在的な検査法（例えば、Ｘ線回折）を用いることができ、位置によってバニシングのパラメータを変更する必要があることを示すであろう。
【００２０】
例示的な方法において、被膜によって被覆され、バニシングに供されるブレード領域を超えて、さらに機械的に処理してもよい。例えば、ショットピーニング１０４を行ってもよい。ショットピーニングは、取り付けルート部４６に対するものであってよい。ショットピーニングは、より浅いが、バニシングよりも高いピーク圧縮値を有する応力分布をもたらし得る。
【００２１】
被膜を（例えば、高速フレーム溶射（ＨＶＯＦ）やその他の高エネルギー溶射法などにより、あるいは物理蒸着法（ＰＶＤ）により）適用することができる（ステップ１０６）。
【００２２】
本発明の１つまたは複数の実施態様を説明してきた。それにもかかわらず、本発明の趣旨ならびに範囲から逸脱することなく様々な変更が可能であることは理解されるであろう。例えば、本発明を、様々な既存の被膜、バニシング、およびその他の技術、装置の変更形態として、あるいはそれらを用いて実施することができる。また、種々の境界領域および移行領域には、上記でそれらについて説明したものとは異なる特徴が存在する場合もある。ブレードのエアフォイルに適用されるものとして例示しているが、本発明の侵食被膜はその他の領域およびその他の構成要素に適用可能である。従って、その他の実施態様は特許請求の範囲内である。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】ブレードを示す図。
【図２】ブレードを製造または再製造するための第１の工程のフローチャート。
【符号の説明】
【００２４】
４０…ブレード
４２…エアフォイル
４４…プラットフォーム
４６…取り付けルート部
４８…前縁
５０…後縁
５２…正圧面
５４…負圧面
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンに関する。より詳細には、本発明は侵食被覆されたブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
最新の航空機ガスタービンエンジンにおいて作動する圧縮機ブレードは、侵食の損傷を被る。この損傷は、泥と砂（例えば、空港滑走路由来）をジェットエンジンの吸気口に吸い込むことによって生じ得る。侵食による損傷は、性能を低減しかつ疲労寿命を減少させる空力学的特性における変化に起因してブレードの作動寿命を減少させる。
【特許文献１】米国特許第５，８２６，４５３号明細書
【特許文献２】米国特許第６，６７２，８３８号明細書
【特許文献３】米国特許第６，８９３，２２５号明細書
【特許文献４】米国特許出願公開第２００５／０１５５２０３号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
ブレードの寿命を延ばすための一つの取り組みは、Ｃｏ−ＷＣおよびＮｉＣｒ−ＣｒＣなどの耐侵食性被膜を、著しい侵食にさらされるブレードエアフォイル領域に適用することである。しかしながら、これらの被膜は、通常、チタン基合金ならびにニッケル基合金であるブレード基体の疲労特性に対して有害な影響を及ぼす。その結果、侵食被膜は、作動応力がブレードの低減された疲労強度を超えないエアフォイルの領域にのみ適用される。基体の疲労特性に対する侵食被膜の有害な影響を緩和する方法が望まれている。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の第１の態様は、ガスタービンエンジンのブレードに関するものである。ブレードはプラットフォームを有する。プラットフォームからはルート部が垂下し、プラットフォームからエアフォイルが延びている。エアフォイルは前縁と後縁、および正圧面と負圧面とを有する。ブレードは表面を有する基体を備える。表面の第１の領域の下には圧縮応力が存在する。第１の領域は、局所的に先端からプラットフォームまでの翼幅距離における先端からの５０％を超える領域において、エアフォイルのストリーム方向にわたってその大部分が延在する。被膜は、その領域において含まれる表面の第１の領域の少なくとも一部に存在する。
【０００５】
本発明の第２の態様は、金属材料からなる物品の作製方法に関する。該物品は、基体と侵食被膜とを含んでなる。基体の及ぶ範囲は、被膜の疲労影響が緩和されるようバニシングされるように選択される。ローラ変形加工がその領域に対して実施され、次いで被膜が適用される。
【０００６】
本発明の１つまたは複数の実施態様の詳細を、以下の関連図面ならびに詳細な説明に基づいて説明する。本発明のその他の特徴、目的および利点は、その詳細な説明と図面、および特許請求の範囲から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
図１は、例示的なブレード４０を示している。ブレードは、エアフォイル４２と、プラットフォーム４４と、取り付けルート部４６とを有する。エアフォイルは前縁４８と、後縁５０と、それら前縁と後縁との間で延在する正圧面５２と負圧面５４とを備える。エアフォイルは、プラットフォーム外側面５８における内側端５６から、外側端すなわち先端６０まで延在している。ルート部はプラットフォーム４４の下面６２から垂下しており、ブレード４０をディスク（図示せず）の相補的なスロットに固定するために、入り組んだ輪郭形状（例えば、いわゆるダブテイルの輪郭すなわちモミの木状の輪郭）を有するものであってよい。局所的なスパンＳは、径方向における先端６０とエアフォイルの内側端５６との間の距離である。範囲Ｓは翼弦に沿って変化するものである。
【０００８】
例示的なエアフォイルは、１つまたは複数の摩耗や損傷の形態にさらされる場合がある。摩耗は、広範にわたって分散される侵食を包含する場合がある。損傷は、異物吸入による損傷（ＦＯＤ）に起因する切り傷や欠けを、通常、前縁４８付近または先端６０において含み得る。侵食は通常、エアフォイルの外側部分に沿って（例えば、領域６６に沿って）集中する。例示的な領域６６は、先端６０から境界６８までの正圧面と負圧面に沿ったほぼエアフォイル翼幅の大部分に沿って延在する。この領域内において、通常、エアフォイルの外側の３分の１（すなわち、先端６０に最も近接するエアフォイルの３分の１）に沿って最も大量の侵食が存在することになる。例示的な境界６８は、先端からの径方向の距離Ｓ1である。例示的なＳ1は、翼弦全体に沿ったＳの５０％をわずかに超える。侵食の損傷の実際の範囲は、エアフォイルの設計とエンジンの作動特性の両方の影響を受ける。
【０００９】
侵食に対する耐性を付与するために、金属製のブレード基体は、領域７２に沿って被膜７０を有することができる。代表的なＴｉベースの基体合金には、Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ、Ｔｉ−８Ａｌ−１Ｍｏ−１Ｖ、Ｔｉ−６Ａｌ−２Ｓｎ−４Ｍｏ−２Ｚｒ、Ｔｉ−６Ａｌ−２Ｓｎ−４Ｍｏ−６Ｚｒ、およびＴｉ−５．５Ａｌ−３．５Ｓｎ−３Ｚｒ−１Ｎｂが包含される。その他の基体には、これらに限定されるものではないが、ステンレス鋼（例えば、１７−４ＰＨ）およびＮｉ基超合金（例えば、合金（ａｌｌｏｙ）７１８）が含まれる。代表的な被膜には、Ｃｏ−ＷＣ、ＮｉＣｒ−ＣｒＣ、Ｔｉ−ＮおよびＴｉ−ＡｌＮが包含される。例示的な領域７２は、先端６０から境界７４まで、正圧面と負圧面に沿ったエアフォイルの大部分に沿って延在する。例示的な境界７４は、先端からの径方向における距離Ｓ2である。例示的なＳ2は、弦全体に沿ったＳの５０％を超え、Ｓ1より大きい。被膜は、最も大量の侵食が存在する領域を超えて延在し、異物吸入による損傷を増大させ得る。
【００１０】
被膜７０は、ブレードの構造特性（例えば、疲労特性）に有害な影響を与える可能性がある。従来においては、このことが、比較的低い応力を受けるブレードのエアフォイル領域への侵食被膜の使用を制限してきた。本発明によれば、ブレードは、１つまたは複数のこれら影響を緩和するためにバニシング工程に供され、ブレードエアフォイルの一層広い領域にわたって被膜を適用できるようにする。代表的なバニシング工程は、低塑性バニシング工程である。
【００１１】
航空宇宙用部品の低塑性バニシングは、特許文献１、特許文献２、特許文献３および特許文献４において、検討されている。また、Ｔｉ基部品に対してこのようなバニシングを用いる方法が、２００５年３月８日〜１１日にルイジアナ州ニューオーリンズで開催された第１０回国際ＨＣＦ会議の議事録におけるＰ．プレベイ、Ｎ．ジャヤラマン、およびＲ．ラビンドラナス（Ｐ．Ｐｒｅｖｅｙ， Ｎ．Ｊａｙａｒａｍａｎ， Ｒ．Ｒａｖｉｎｄｒａｎａｔｈ）による「Ｔｉ−６Ａｌ−４Ｖ航空エンジンブレードのダブテイルにおける損傷許容値を改善する設計に残留圧縮を用いる方法」、および２００５年９月６日〜９日にフランス、パリのマルヌ・ラ・ヴァレで開催されたＩＣＳＰ９の議事録におけるＰ．プレベイ、Ｎ．ジャヤラマン、およびＪ．カメット（Ｊ．Ｃａｍｅｔｔ）による「疲労損傷機構を軽減する低塑性バニシングの概要」においても、検討されている。
【００１２】
侵食被膜を適用する前に、ブレードのエアフォイルを、領域８０に沿って低塑性バニシング（「ＬＰＢ」）工程に供することができる。例示的な領域８０は、先端６０から境界８２まで、正圧面と負圧面に沿ったエアフォイルの大部分に沿って延在する。例示的な境界８２は、先端からの径方向における距離Ｓ3である。例示的なＳ3は、翼弦全体に沿ったＳの５０％を超え、かつ、Ｓ2とＳ1よりも大きい。
【００１３】
バニシングされていないブレードと比較した場合、バニシングにより、被膜７０を、先端６０からプラットフォーム４４に向かう径方向のより大きい翼幅にわたって適用することが可能となる。例えば、従来の方法においては、Ｓ2は比較的小さい（例えば、Ｓ1よりも小さく、かつ、Ｓの５０％よりも小さい）。例えば、ＣＦＭ５６圧縮機モデルにおけるブレードは、先端からのスパンのおおよそ３０〜４０％に延在する侵食被膜を採用するのに対して、その他種々のエンジン系列のブレードでは、侵食被膜は全く使用されない。
【００１４】
先端領域のバニシングは周知であるが、本発明のバニシングの特徴は、従来技術におけるこれまでの知識と比較して、１つまたはより多くの点で異なる。侵食被膜について適切に検討されなかった場合、従来のバニシングは、エアフォイルのずっと狭い範囲にわたるものである。従来技術は、先端からの径方向におけるより小さい翼幅に関するものであり、（ブレードに対する作動応力よりはむしろ異物吸入による損傷に取り組むために）前縁付近でより局所的である。被覆されていないブレードにおける異物吸入による損傷（ＦＯＤ）に取り組むバニシングは、侵食被膜を組み合わせて用いた場合と比べてより深くなると思われる。しかしながら、先端や前縁部分の深いバニシングと、より基部の後縁部分や下流部分の浅いバニシングとを組み合わせることは可能である。
【００１５】
図２は、例示的なバニシングと被覆工程１００を示している。工程は、清浄なブレード基体に提供することができる。基体はバニシング１０２に供される。代表的なバニシングは、流体転動体によるものである。代表的な転動体は、球体またはボールである。一点式バニシングおよび対向２点キャリパ式バニシングが、上述で引用した参考文献に開示されている。
【００１６】
代表的なバニシング１０２は、実質的にエアフォイルに隣接する領域上に若干重複して被覆される領域全体にわたる。代表的なバニシングは浅い（すなわち、基体の厚さまたは深さ全体にわたって延在していない残留圧縮応力を与える）。例示的なバニシングは、約０．０１５インチまで（例えば、より厳密には、０．００４〜０．００８インチ）の深さ領域にわたって残留圧縮応力を印加する。
【００１７】
深さ領域における例示的な残留応力は、Ｔｉ−６−４の場合、１００〜１１０ｋｓｉの、より広くは９０〜１２０ｋｓｉのピーク値を有している。その範囲の上限は、基体の強度によって制限されるであろう。深さ領域の下方において残留応力は減少する。そのような深さの浅い応力分布が、部品のひずみを制限する場合がある。その他の例では、合金７１８ブレードにおける残留応力は、この材料のより高い降伏強さに起因して、１５０ｋｓｉに達する場合がある。
【００１８】
ＬＰＢによって、ショットピーニングなどのより旧式の方法と比較して、著しく低い冷間加工がもたらされる。このことは、本発明の使用において特に関連性を有するものである。上記であげたプレベイ等の文献には、６００℃という高温にさらされた後のＬＰＢの増強された疲労特性を実証している。これは、５００℃を超える温度で作動する圧縮機ブレードにともなう基体の加熱を考慮した際に顕著となる。ピーニング応力は、中間温度において時間が経つにつれて減少する傾向があるため、それら応力の有効な効果を無にする可能性がある。ＬＰＢ応力は、それら同じ温度においてより安定性を示すことになる低レベルの冷間加工に関連するものである。そのため、ＬＰＢはショットピーニングと比較して、侵食被膜領域においては有利である。
【００１９】
所望の応力分布を得るのに必要なバニシングのパラメータは、反復的な破壊試験プロセスを通じて見いだすことができる。代表的な試験プロセスとしては、残留応力分布の深さと大きさの分布を評価するのに、局在的な検査法（例えば、Ｘ線回折）を用いることができ、位置によってバニシングのパラメータを変更する必要があることを示すであろう。
【００２０】
例示的な方法において、被膜によって被覆され、バニシングに供されるブレード領域を超えて、さらに機械的に処理してもよい。例えば、ショットピーニング１０４を行ってもよい。ショットピーニングは、取り付けルート部４６に対するものであってよい。ショットピーニングは、より浅いが、バニシングよりも高いピーク圧縮値を有する応力分布をもたらし得る。
【００２１】
被膜を（例えば、高速フレーム溶射（ＨＶＯＦ）やその他の高エネルギー溶射法などにより、あるいは物理蒸着法（ＰＶＤ）により）適用することができる（ステップ１０６）。
【００２２】
本発明の１つまたは複数の実施態様を説明してきた。それにもかかわらず、本発明の趣旨ならびに範囲から逸脱することなく様々な変更が可能であることは理解されるであろう。例えば、本発明を、様々な既存の被膜、バニシング、およびその他の技術、装置の変更形態として、あるいはそれらを用いて実施することができる。また、種々の境界領域および移行領域には、上記でそれらについて説明したものとは異なる特徴が存在する場合もある。ブレードのエアフォイルに適用されるものとして例示しているが、本発明の侵食被膜はその他の領域およびその他の構成要素に適用可能である。従って、その他の実施態様は特許請求の範囲内である。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】ブレードを示す図。
【図２】ブレードを製造または再製造するための第１の工程のフローチャート。
【符号の説明】
【００２４】
４０…ブレード
４２…エアフォイル
４４…プラットフォーム
４６…取り付けルート部
４８…前縁
５０…後縁
５２…正圧面
５４…負圧面
【特許請求の範囲】
【請求項１】
プラットフォームと、
前記プラットフォームから垂下するルート部と、
前縁と後縁、および正圧面と負圧面とを有するエアフォイルと、
を備えてなるガスタービンエンジンのブレードであって、
該ブレードが、
表面を有する基体と、
その表面の第１の領域の下方の圧縮応力と、
前記表面の第１の領域の少なくとも一部上の被膜と、
を備え、前記第１の領域は、局所的に先端からプラットフォームまでの翼幅距離の、先端からの５０％を超える領域におけるエアフォイルの翼幅範囲の大部分にわたって延在し、また、前記一部が前記領域を含むことを特徴とするガスタービンエンジンブレード。
【請求項２】
前記第１の領域が、前記前縁に沿った翼幅の大部分を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンブレード。
【請求項３】
前記被膜が、本質的に前記第１の領域全体にわたることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンブレード。
【請求項４】
前記第１の領域が、本質的に前記エアフォイルの前記領域における外側全体にわたって延在することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンブレード。
【請求項５】
前記被膜が、Ｃｏ−ＷＣとＮｉＣｒ−ＣｒＣのうち少なくとも一つを備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンブレード。
【請求項６】
前記ブレードが、圧縮機ブレードであることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンブレード。
【請求項７】
金属材料の物品を作製する方法であって、該物品は、基体と侵食被膜とを備えてなり、該方法は、
前記被膜の疲労影響を緩和するために、バニシングされる前記基体の領域の範囲を選択するステップと、
前記領域に対してローラ変形加工を実施するステップと、
被膜を適用するステップと、
を備えてなることを特徴とする金属材料の物品の作製方法。
【請求項８】
前記領域が、前記被膜が適用される領域よりも大きいことを特徴とする請求項７に記載の作製方法。
【請求項９】
前記領域がエアフォイルに沿っていることを特徴とする請求項７に記載の作製方法。
【請求項１０】
前記領域が、前記エアフォイルの内側半分へと延在することを特徴とする請求項９に記載の作製方法。
【請求項１１】
第１の残留応力分布を提供するように金属基体をバニシングするステップと、
第１の表面の少なくとも一部に被膜を適用するステップと、
を備えてなることを特徴とする被覆された部品の製造方法。
【請求項１２】
前記被膜が、Ｃｏ−ＷＣとＮｉＣｒ−ＣｒＣのうち少なくとも一つを含んでなることを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１３】
代替的な第２の残留応力分布が、
前記第１の残留応力分布によって与えられるよりも大きな疲労耐性を被覆されていない基体に対して与え、かつ、
前記第１の残留応力分布によって与えられるよりも小さい疲労耐性を被覆された基体に対して与えることを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１４】
前記第１の残留応力分布が、前記第２の残留応力分布の残留圧縮応力よりも広い領域にわたって延在する残留圧縮応力を与えることを特徴とする請求項１３に記載の製造方法。
【請求項１５】
前記基体をピーニングするステップをさらに備えることを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１６】
前記基体をピーニングするステップをさらに備え、該ピーニングステップは、前記バニシングステップの後であって、これと重複しないことを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１７】
前記バニシングステップが、低塑性流体ローラバニシングであることを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１８】
前記バニシングステップが、ブレードのエアフォイルの先端から、前記エアフォイルの翼幅の内側半分に沿った領域までの連続する領域をバニシングすることを包含することを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１９】
前記連続する領域の表面領域の大部分に沿って、前記バニシングステップが、０．００４〜０．００８インチの深さまで圧縮応力を印加することを特徴とする請求項１８に記載の製造方法。
【請求項２０】
前記連続する領域の表面領域の大部分に沿って、前記バニシングステップが、０．０１５インチを超えない深さまで圧縮応力を印加することを特徴とする請求項１８に記載の製造方法。
【請求項１】
プラットフォームと、
前記プラットフォームから垂下するルート部と、
前縁と後縁、および正圧面と負圧面とを有するエアフォイルと、
を備えてなるガスタービンエンジンのブレードであって、
該ブレードが、
表面を有する基体と、
その表面の第１の領域の下方の圧縮応力と、
前記表面の第１の領域の少なくとも一部上の被膜と、
を備え、前記第１の領域は、局所的に先端からプラットフォームまでの翼幅距離の、先端からの５０％を超える領域におけるエアフォイルの翼幅範囲の大部分にわたって延在し、また、前記一部が前記領域を含むことを特徴とするガスタービンエンジンブレード。
【請求項２】
前記第１の領域が、前記前縁に沿った翼幅の大部分を含むことを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンブレード。
【請求項３】
前記被膜が、本質的に前記第１の領域全体にわたることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンブレード。
【請求項４】
前記第１の領域が、本質的に前記エアフォイルの前記領域における外側全体にわたって延在することを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンブレード。
【請求項５】
前記被膜が、Ｃｏ−ＷＣとＮｉＣｒ−ＣｒＣのうち少なくとも一つを備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンブレード。
【請求項６】
前記ブレードが、圧縮機ブレードであることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンエンジンブレード。
【請求項７】
金属材料の物品を作製する方法であって、該物品は、基体と侵食被膜とを備えてなり、該方法は、
前記被膜の疲労影響を緩和するために、バニシングされる前記基体の領域の範囲を選択するステップと、
前記領域に対してローラ変形加工を実施するステップと、
被膜を適用するステップと、
を備えてなることを特徴とする金属材料の物品の作製方法。
【請求項８】
前記領域が、前記被膜が適用される領域よりも大きいことを特徴とする請求項７に記載の作製方法。
【請求項９】
前記領域がエアフォイルに沿っていることを特徴とする請求項７に記載の作製方法。
【請求項１０】
前記領域が、前記エアフォイルの内側半分へと延在することを特徴とする請求項９に記載の作製方法。
【請求項１１】
第１の残留応力分布を提供するように金属基体をバニシングするステップと、
第１の表面の少なくとも一部に被膜を適用するステップと、
を備えてなることを特徴とする被覆された部品の製造方法。
【請求項１２】
前記被膜が、Ｃｏ−ＷＣとＮｉＣｒ−ＣｒＣのうち少なくとも一つを含んでなることを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１３】
代替的な第２の残留応力分布が、
前記第１の残留応力分布によって与えられるよりも大きな疲労耐性を被覆されていない基体に対して与え、かつ、
前記第１の残留応力分布によって与えられるよりも小さい疲労耐性を被覆された基体に対して与えることを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１４】
前記第１の残留応力分布が、前記第２の残留応力分布の残留圧縮応力よりも広い領域にわたって延在する残留圧縮応力を与えることを特徴とする請求項１３に記載の製造方法。
【請求項１５】
前記基体をピーニングするステップをさらに備えることを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１６】
前記基体をピーニングするステップをさらに備え、該ピーニングステップは、前記バニシングステップの後であって、これと重複しないことを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１７】
前記バニシングステップが、低塑性流体ローラバニシングであることを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１８】
前記バニシングステップが、ブレードのエアフォイルの先端から、前記エアフォイルの翼幅の内側半分に沿った領域までの連続する領域をバニシングすることを包含することを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１９】
前記連続する領域の表面領域の大部分に沿って、前記バニシングステップが、０．００４〜０．００８インチの深さまで圧縮応力を印加することを特徴とする請求項１８に記載の製造方法。
【請求項２０】
前記連続する領域の表面領域の大部分に沿って、前記バニシングステップが、０．０１５インチを超えない深さまで圧縮応力を印加することを特徴とする請求項１８に記載の製造方法。
【図１】
【図２】
【図２】
【公開番号】特開２００８−３８８９６（Ｐ２００８−３８８９６Ａ）
【公開日】平成２０年２月２１日（２００８．２．２１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００７−１４１２０９（Ｐ２００７−１４１２０９）
【出願日】平成１９年５月２９日（２００７．５．２９）
【出願人】（５９０００５４４９）ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション (581)
【氏名又は名称原語表記】ＵＮＩＴＥＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩＥＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮ
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２０年２月２１日（２００８．２．２１）
【国際特許分類】
【出願日】平成１９年５月２９日（２００７．５．２９）
【出願人】（５９０００５４４９）ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション (581)
【氏名又は名称原語表記】ＵＮＩＴＥＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩＥＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮ
【Ｆターム（参考）】
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