ブリスク型ロータホイール翼端の製造方法
【課題】航空機用ガスタービンのコンプレッサロータ翼端の製造方法を提供する。
【解決手段】ブリスク型ロータホイール、航空機用ガスタービン又は工業用ガスタービン用多段コンプレッサロータ１の翼端２を最終機械加工する方法により、固定治具内に固定されるロータホイール又は多段コンプレッサロータの翼端は円錐形カッタ５によりブレード３毎、段４毎に機械加工され、円錐形カッタの刃先７はロータホイール又はコンプレッサロータの外表面に対し正接するよう配向され、翼端上で原則的に翼端の中心線に沿って誘導され、切削力は工具の軸１１に垂直かつブレードの最も剛性の高い方向、すなわちブレード断面の中心線および中心線から伸長する垂直軸に作用する。翼端における円錐形カッタの切断動作、力作用は、各ブレードの翼端端部を幾何学的に正しく製造可能であり、ブレードの変形や寸法誤差、時間を要し、高コストな減衰手段の組立、分解作業が不要となる。
【解決手段】ブリスク型ロータホイール、航空機用ガスタービン又は工業用ガスタービン用多段コンプレッサロータ１の翼端２を最終機械加工する方法により、固定治具内に固定されるロータホイール又は多段コンプレッサロータの翼端は円錐形カッタ５によりブレード３毎、段４毎に機械加工され、円錐形カッタの刃先７はロータホイール又はコンプレッサロータの外表面に対し正接するよう配向され、翼端上で原則的に翼端の中心線に沿って誘導され、切削力は工具の軸１１に垂直かつブレードの最も剛性の高い方向、すなわちブレード断面の中心線および中心線から伸長する垂直軸に作用する。翼端における円錐形カッタの切断動作、力作用は、各ブレードの翼端端部を幾何学的に正しく製造可能であり、ブレードの変形や寸法誤差、時間を要し、高コストな減衰手段の組立、分解作業が不要となる。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はブリスク型ロータホイール翼端の製造方法に関し、詳細には航空機用ガスタービンのコンプレッサロータ翼端の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般的に、ブレードがロータディスクに取付けられる従来のロータホイールの翼端は、ロータを高速で回転して研削することにより、遠心力がブレードを外側へ移動させ、砥石車に対して減衰しながら配置させることにより製造されることが公知である。
【０００３】
翼端の研削は、航空機用ガスタービン用コンプレッサと一体形成されたロータもしくはロータドラムを加工するものであるが、ブレードはブレードに発生する振動により大きい負荷を受け、更に、砥石車が発生する力の影響により緩む可能性があるため、難しい機械加工である。これにより、ブレードの耐用年数および寸法精度が影響を受ける。ブリスクブレードの振動が原因の不都合を防止するため、ブレード間に弾性の減衰要素を設けるか、もしくはブレードをエラストマ要素により封止するか、もしくはブレード間の空間を鋳込み処理する。上述のような振動減衰方法に伴う大きい労力に加えて、研削時に固定されるブレードを解放する際、好ましくない変形および寸法誤差が発生する可能性がある。
【発明の概要】
【０００４】
したがって本発明の目的は、高価な減衰方法を備えることなくブレードの高寸法精度および明確な翼端形状を保証する、ガスタービンエンジンのコンプレッサ用ブリスク型ロータの翼端を機械加工する方法を提供することである。
【０００５】
本発明の詳細な目的は、本発明の請求項１に記載の特性に基づく方法により上述の問題を解決することである。本発明の効果的な変形例は従属請求項より明らかである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は本質的に、ブリスク型ロータホイール、詳細には航空機用ガスタービンもしくは工業用ガスタービン用の多段コンプレッサロータ（コンプレッサドラム）の翼端を最終機械加工する方法であって、クランピング固定具内に固定されるロータホイールもしくは多段コンプレッサロータの翼端は円錐形カッタによりブレード毎および段毎に機械加工され、円錐形カッタの刃先はロータホイールもしくはコンプレッサロータの外表面に対して正接するよう配向され、かつ翼端上で原則的に翼端の中心線に沿って誘導され、切削力は工具の軸に垂直かつブレードの最も剛性の高い方向、すなわちブレード断面の中心線および中心線から伸長する垂直軸に作用する方法を提供する。翼端における円錐形カッタの切断動作および力作用は、各ブレードを振動させることなく翼端端部を幾何学的に正しく製造可能なようになっており、これにより、ブレードの変形および寸法誤差の原因となる、時間を要し、かつ高コストな減衰手段の組立作業および分解作業が不要となる。
【０００７】
ブレード形状は、ブレード厚さおよび中心線に対する工具通路に依存して線形状、斜面形状もしくは切子面を有してもよい。
【０００８】
本発明の実施の形態において、円錐形カッタの先端角は３０°から１５０°、ねじれ角は０°から６０°である。
【０００９】
本発明の更なる変形例において、翼端の機械加工は冷却潤滑剤を用いて実行される。
【００１０】
本発明による方法の他の実施の形態において、ロータホイールもしくはコンプレッサロータが固定されると、まず加工材料の位置および零点位置が計測装置により決定され、その後、全ての翼端が順次粗フライス前加工され、その後の寸法の再検査および補正値の決定に基づき、最終フライス加工され、その後、検査工程が実行される。
【００１１】
本発明の他の実施の形態において、ロータホイールもしくはコンプレッサロータが固定されると、まず加工材料の位置および零点位置が計測装置により決定され、その後、翼端が粗フライス加工され、寸法検査および補正値決定に基づき、当該翼端は最終加工され、その後、検査工程が実行される。その後、残りのブレードが同様に加工される。
【００１２】
必要に応じて、最終フライス加工および寸法の再検査は任意の最終寸法が得られるまで繰り返し実行される。
【００１３】
好ましい実施の形態を示す添付の図面を参照して、本発明をより詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】図１は、翼端を円錐形カッタにより機械加工する過程における、コンプレッサロータの部分図である。
【図２】図２は、段における各ブレードの拡大平面図である。
【図３】図３は、３個の異なるブレード形状の概略断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
図１は、段４のブレード３の翼端２を円錐形カッタ５および冷却潤滑剤を使用した５軸フライス加工により機械加工する過程における、航空機用ガスタービンのブリスク型コンプレッサロータ１の部分図を示す。円錐形カッタ５の先端角は３０°から１５０°であり、ねじれ角は０°から６０°である。コンプレッサドラムを固定治具内に固定すると、コンプレッサドラムの位置および零点位置は工作機械内で光学計測装置により直接決定される。その後、翼端２は粗フライス加工され、その後、寸法的に再検査され、次の連続して行われる最終フライス加工のための補正値が翼端２の各々に対して決定される。機械加工時、円錐形カッタ５は、刃先６がコンプレッサロータ１の段４の各々の外表面に常に正接するよう誘導される。（コンプレッサロータの外表面に正接する投影面から分かる通り、工具の軸は通常の方向に配向される。）最終フライス加工時においては、翼端直径が寸法的に再検査され、必要に応じて、最終フライス加工およびその後の寸法検査が繰り返し実行される。
【００１６】
フライス加工は通常、図２に示す翼端２の中心線７に沿って実行され、その際、切削力は工具の軸１１に対して常に垂直かつブレード３の最も剛性の高い方向に作用する。この場合、図３ａに示す平面形状もしくは線形状の翼端形状８が得られる。また、工具通路を中心線７から多少補正することにより、斜面形状を有する（図３ｂ）翼端形状９もしくは切子面を有する（図３ｃ）翼端形状１０もそれぞれ製作可能である。
【００１７】
上述したように、粗フライス加工および最終フライス加工は、前フライス加工した後、段全体もしくは各段のブレード毎に最終フライス加工する等、段４の各々において完結工程として実行される。新規の製造に加えて、コンプレッサドラムの各段もしくは各ブレードの補修もまた、本発明の範囲に含まれる。
【００１８】
上述の方法は、減衰装置もしくは鋳込み減衰手段が不要となるため、従来の研削加工に比べて短時間および省コストである。ターニングフライス加工センタにおいて、基準面、基準直径および翼端直径が１つの固定手順で形成可能なため、寸法精度を向上し、処理時間を更に減少することが可能となる。
【符号の説明】
【００１９】
１ コンプレッサロータ、コンプレッサドラム
２ 翼端
３ ブレード
４ 段、コンプレッサ段
５ 円錐形カッタ
６ 工具刃先
７ ２の中心線
８ 線状翼端形状
９ 斜面を有する翼端形状
１０ 切子面を有する翼端形状
１１ 工具の軸
【技術分野】
【０００１】
本発明はブリスク型ロータホイール翼端の製造方法に関し、詳細には航空機用ガスタービンのコンプレッサロータ翼端の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般的に、ブレードがロータディスクに取付けられる従来のロータホイールの翼端は、ロータを高速で回転して研削することにより、遠心力がブレードを外側へ移動させ、砥石車に対して減衰しながら配置させることにより製造されることが公知である。
【０００３】
翼端の研削は、航空機用ガスタービン用コンプレッサと一体形成されたロータもしくはロータドラムを加工するものであるが、ブレードはブレードに発生する振動により大きい負荷を受け、更に、砥石車が発生する力の影響により緩む可能性があるため、難しい機械加工である。これにより、ブレードの耐用年数および寸法精度が影響を受ける。ブリスクブレードの振動が原因の不都合を防止するため、ブレード間に弾性の減衰要素を設けるか、もしくはブレードをエラストマ要素により封止するか、もしくはブレード間の空間を鋳込み処理する。上述のような振動減衰方法に伴う大きい労力に加えて、研削時に固定されるブレードを解放する際、好ましくない変形および寸法誤差が発生する可能性がある。
【発明の概要】
【０００４】
したがって本発明の目的は、高価な減衰方法を備えることなくブレードの高寸法精度および明確な翼端形状を保証する、ガスタービンエンジンのコンプレッサ用ブリスク型ロータの翼端を機械加工する方法を提供することである。
【０００５】
本発明の詳細な目的は、本発明の請求項１に記載の特性に基づく方法により上述の問題を解決することである。本発明の効果的な変形例は従属請求項より明らかである。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は本質的に、ブリスク型ロータホイール、詳細には航空機用ガスタービンもしくは工業用ガスタービン用の多段コンプレッサロータ（コンプレッサドラム）の翼端を最終機械加工する方法であって、クランピング固定具内に固定されるロータホイールもしくは多段コンプレッサロータの翼端は円錐形カッタによりブレード毎および段毎に機械加工され、円錐形カッタの刃先はロータホイールもしくはコンプレッサロータの外表面に対して正接するよう配向され、かつ翼端上で原則的に翼端の中心線に沿って誘導され、切削力は工具の軸に垂直かつブレードの最も剛性の高い方向、すなわちブレード断面の中心線および中心線から伸長する垂直軸に作用する方法を提供する。翼端における円錐形カッタの切断動作および力作用は、各ブレードを振動させることなく翼端端部を幾何学的に正しく製造可能なようになっており、これにより、ブレードの変形および寸法誤差の原因となる、時間を要し、かつ高コストな減衰手段の組立作業および分解作業が不要となる。
【０００７】
ブレード形状は、ブレード厚さおよび中心線に対する工具通路に依存して線形状、斜面形状もしくは切子面を有してもよい。
【０００８】
本発明の実施の形態において、円錐形カッタの先端角は３０°から１５０°、ねじれ角は０°から６０°である。
【０００９】
本発明の更なる変形例において、翼端の機械加工は冷却潤滑剤を用いて実行される。
【００１０】
本発明による方法の他の実施の形態において、ロータホイールもしくはコンプレッサロータが固定されると、まず加工材料の位置および零点位置が計測装置により決定され、その後、全ての翼端が順次粗フライス前加工され、その後の寸法の再検査および補正値の決定に基づき、最終フライス加工され、その後、検査工程が実行される。
【００１１】
本発明の他の実施の形態において、ロータホイールもしくはコンプレッサロータが固定されると、まず加工材料の位置および零点位置が計測装置により決定され、その後、翼端が粗フライス加工され、寸法検査および補正値決定に基づき、当該翼端は最終加工され、その後、検査工程が実行される。その後、残りのブレードが同様に加工される。
【００１２】
必要に応じて、最終フライス加工および寸法の再検査は任意の最終寸法が得られるまで繰り返し実行される。
【００１３】
好ましい実施の形態を示す添付の図面を参照して、本発明をより詳細に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】図１は、翼端を円錐形カッタにより機械加工する過程における、コンプレッサロータの部分図である。
【図２】図２は、段における各ブレードの拡大平面図である。
【図３】図３は、３個の異なるブレード形状の概略断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
図１は、段４のブレード３の翼端２を円錐形カッタ５および冷却潤滑剤を使用した５軸フライス加工により機械加工する過程における、航空機用ガスタービンのブリスク型コンプレッサロータ１の部分図を示す。円錐形カッタ５の先端角は３０°から１５０°であり、ねじれ角は０°から６０°である。コンプレッサドラムを固定治具内に固定すると、コンプレッサドラムの位置および零点位置は工作機械内で光学計測装置により直接決定される。その後、翼端２は粗フライス加工され、その後、寸法的に再検査され、次の連続して行われる最終フライス加工のための補正値が翼端２の各々に対して決定される。機械加工時、円錐形カッタ５は、刃先６がコンプレッサロータ１の段４の各々の外表面に常に正接するよう誘導される。（コンプレッサロータの外表面に正接する投影面から分かる通り、工具の軸は通常の方向に配向される。）最終フライス加工時においては、翼端直径が寸法的に再検査され、必要に応じて、最終フライス加工およびその後の寸法検査が繰り返し実行される。
【００１６】
フライス加工は通常、図２に示す翼端２の中心線７に沿って実行され、その際、切削力は工具の軸１１に対して常に垂直かつブレード３の最も剛性の高い方向に作用する。この場合、図３ａに示す平面形状もしくは線形状の翼端形状８が得られる。また、工具通路を中心線７から多少補正することにより、斜面形状を有する（図３ｂ）翼端形状９もしくは切子面を有する（図３ｃ）翼端形状１０もそれぞれ製作可能である。
【００１７】
上述したように、粗フライス加工および最終フライス加工は、前フライス加工した後、段全体もしくは各段のブレード毎に最終フライス加工する等、段４の各々において完結工程として実行される。新規の製造に加えて、コンプレッサドラムの各段もしくは各ブレードの補修もまた、本発明の範囲に含まれる。
【００１８】
上述の方法は、減衰装置もしくは鋳込み減衰手段が不要となるため、従来の研削加工に比べて短時間および省コストである。ターニングフライス加工センタにおいて、基準面、基準直径および翼端直径が１つの固定手順で形成可能なため、寸法精度を向上し、処理時間を更に減少することが可能となる。
【符号の説明】
【００１９】
１ コンプレッサロータ、コンプレッサドラム
２ 翼端
３ ブレード
４ 段、コンプレッサ段
５ 円錐形カッタ
６ 工具刃先
７ ２の中心線
８ 線状翼端形状
９ 斜面を有する翼端形状
１０ 切子面を有する翼端形状
１１ 工具の軸
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ブリスク型ロータホイール、詳細には航空機用ガスタービン用の多段コンプレッサロータ（１）の翼端の製造方法であって、固定治具内に固定されるロータホイールもしくはコンプレッサロータ（１）の翼端（２）は円錐形カッタ（５）により機械加工され、
前記円錐形カッタ（５）の刃先（６）は前記ロータホイールもしくは前記コンプレッサロータ（１）の外表面に対して正接に配向され、かつ前記翼端（２）上で原則的に前記翼端（２）の中心線（７）に沿って誘導され、
切削力は前記中心線（７）および前記中心線（７）に垂直な軸に沿って、工具の軸（１１）に対して垂直かつ前記ブレード（３）の最も剛性の高い方向に作用することを特徴とする方法。
【請求項２】
ブレード形状は、ブレード厚さおよび前記中心線（７）に対する工具通路に依存して線形状、斜面形状もしくは切子面を有することを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
円錐形カッタ（５）の先端角は３０°から１５０°、ねじれ角は０°から６０°であることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
翼端の機械加工は冷却潤滑剤を用いて実行されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記ロータホイールもしくは前記コンプレッサロータが固定されると、まず加工材料の位置および零点位置が計測装置により決定され、その後、全ての前記翼端（２）が順次粗フライス前加工され、その後実行される寸法の再検査および補正値の決定に基づき最終フライス加工され、その後、更なる検査工程が実行されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記ロータホイールもしくは前記コンプレッサロータが固定されると、まず加工材料の位置および零点位置が計測装置により決定され、その後、翼端が粗フライス加工され、寸法検査および補正値決定に基づき、当該翼端は最終加工され、その後、検査工程が実行され、その後、残りのブレードが同様に加工されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
最終フライス加工および寸法の再検査は、必要に応じて、任意の最終寸法が得られるまで繰り返し実行されることを特徴とする、請求項５又は請求項６に記載の方法。
【請求項１】
ブリスク型ロータホイール、詳細には航空機用ガスタービン用の多段コンプレッサロータ（１）の翼端の製造方法であって、固定治具内に固定されるロータホイールもしくはコンプレッサロータ（１）の翼端（２）は円錐形カッタ（５）により機械加工され、
前記円錐形カッタ（５）の刃先（６）は前記ロータホイールもしくは前記コンプレッサロータ（１）の外表面に対して正接に配向され、かつ前記翼端（２）上で原則的に前記翼端（２）の中心線（７）に沿って誘導され、
切削力は前記中心線（７）および前記中心線（７）に垂直な軸に沿って、工具の軸（１１）に対して垂直かつ前記ブレード（３）の最も剛性の高い方向に作用することを特徴とする方法。
【請求項２】
ブレード形状は、ブレード厚さおよび前記中心線（７）に対する工具通路に依存して線形状、斜面形状もしくは切子面を有することを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
円錐形カッタ（５）の先端角は３０°から１５０°、ねじれ角は０°から６０°であることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
翼端の機械加工は冷却潤滑剤を用いて実行されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記ロータホイールもしくは前記コンプレッサロータが固定されると、まず加工材料の位置および零点位置が計測装置により決定され、その後、全ての前記翼端（２）が順次粗フライス前加工され、その後実行される寸法の再検査および補正値の決定に基づき最終フライス加工され、その後、更なる検査工程が実行されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記ロータホイールもしくは前記コンプレッサロータが固定されると、まず加工材料の位置および零点位置が計測装置により決定され、その後、翼端が粗フライス加工され、寸法検査および補正値決定に基づき、当該翼端は最終加工され、その後、検査工程が実行され、その後、残りのブレードが同様に加工されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
最終フライス加工および寸法の再検査は、必要に応じて、任意の最終寸法が得られるまで繰り返し実行されることを特徴とする、請求項５又は請求項６に記載の方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図２】
【図３】
【公開番号】特開２０１０−１８０８７７（Ｐ２０１０−１８０８７７Ａ）
【公開日】平成２２年８月１９日（２０１０．８．１９）
【国際特許分類】
【外国語出願】
【出願番号】特願２０１０−２６６６（Ｐ２０１０−２６６６）
【出願日】平成２２年１月８日（２０１０．１．８）
【出願人】（５０５４２１７８８）ロールスロイス ドイチランド リミテッド ウント コンパニー コマンディートゲゼルシャフト (9)
【氏名又は名称原語表記】Ｒｏｌｌｓ−Ｒｏｙｃｅ Ｄｅｕｔｓｃｈｌａｎｄ Ｌｔｄ ＆ Ｃｏ ＫＧ
【住所又は居所原語表記】Ｅｓｃｈｅｎｗｅｇ １１，１５８２７ Ｂｌａｎｋｅｎｆｅｌｄｅ−Ｍａｈｌｏｗ，Ｇｅｒｍａｎｙ
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２２年８月１９日（２０１０．８．１９）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−２６６６（Ｐ２０１０−２６６６）
【出願日】平成２２年１月８日（２０１０．１．８）
【出願人】（５０５４２１７８８）ロールスロイス ドイチランド リミテッド ウント コンパニー コマンディートゲゼルシャフト (9)
【氏名又は名称原語表記】Ｒｏｌｌｓ−Ｒｏｙｃｅ Ｄｅｕｔｓｃｈｌａｎｄ Ｌｔｄ ＆ Ｃｏ ＫＧ
【住所又は居所原語表記】Ｅｓｃｈｅｎｗｅｇ １１，１５８２７ Ｂｌａｎｋｅｎｆｅｌｄｅ−Ｍａｈｌｏｗ，Ｇｅｒｍａｎｙ
【Ｆターム（参考）】
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