レーザクラッディングによるタービン部品の後縁とプラットフォームの再生
【課題】タービンエアフォイルのプラットフォームの硫化部分および浸食されたタービンベーンの後縁を復元する方法を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン部品を再生する方法は、タービンエンジンのプラットフォームの下面に再生面を形成するために、その下面の硫化部分上に充填材を堆積するステップと、その充填材をレーザで固化するステップとを含む。硫化部分は硫化孔部分を含み、その孔はレーザで固化する間に埋められて、再生面が形成される。タービンベーンの浸食された後縁は、復元された後縁の厚さとするようレーザ肉盛りされる。
【解決手段】ガスタービンエンジン部品を再生する方法は、タービンエンジンのプラットフォームの下面に再生面を形成するために、その下面の硫化部分上に充填材を堆積するステップと、その充填材をレーザで固化するステップとを含む。硫化部分は硫化孔部分を含み、その孔はレーザで固化する間に埋められて、再生面が形成される。タービンベーンの浸食された後縁は、復元された後縁の厚さとするようレーザ肉盛りされる。
【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部品の修復に関し、より詳細には、タービンエアフォイルのプラットフォームの硫化部分並びに腐食したタービンエアフォイルの後縁を復元する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来のガスタービンエンジンは、通常、回転するタービンブレードと静止しているタービンベーンとが交互に配置されたタービンセクションを備える。燃焼器セクションからの高温ガス流が、タービンブレードとベーンに向かって膨張し、圧縮機セクションを駆動するエンジンの主軸に結合されたタービンブレードを回転駆動する。
【０００３】
エンジン作動中、高温ガスは、ブレードとベーンの表面を腐食するように攻撃する腐食環境を形成し、その結果、ブレードとベーンを支持するプラットフォームに腐食孔を形成する場合が多い。さらに、高温ガス、燃焼による煤煙、高温ガス流中の粒子が、ブレード、ベーン、および他のタービンエンジン部品を磨滅させ、浸食し、それによって、元の設計寸法が変化する。たとえば、タービンベーンは、エアフォイル形状に成形され、前縁と後縁を有し、翼弦幅がそれらの間で画定される。エアフォイルの翼弦幅と翼厚との間のアスペクト比は、タービンベーンの空気力学的効率を決定する。不利なことには、タービンベーンの後縁は、磨耗および浸食を受ける。後縁が浸食されると、タービンベーンの翼弦幅寸法長が減少する。したがって、翼弦幅と翼厚とのアスペクト比が減少することによって、タービンベーンの空気力学的効率が低下する。
【０００４】
従来のエンジン部品の修復技術は、疲労による部品の微小な亀裂を修理するよう適合されているが、それらはいくつかの理由により望ましくない。従来の修理法の一つは、微小な亀裂を修理するのに、エンジン部品をろう付けすることを含む。通常、ろう付けは、微小な亀裂を充填するろう付け充填材を融解するために、エンジン部品またはエンジン部品の比較的大きい領域を高温に加熱する。高温は、望ましくない残留熱応力をエンジン部品に生じさせるため、修理領域の金属の微細構造において望ましくない変化を生じさせる可能性がある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
したがって、エンジン部品に高レベルの残留応力を生じさせることなく、エンジン部品の耐用寿命を延長するように、エンジン部品のタービンのエアフォイル並びにプラットフォームを元の寸法形状に復元する方法が必要とされる。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明によるガスタービンエンジン部品を再生する方法は、再生面を形成するために、タービンエンジン部品の硫化部分上に充填材を堆積するステップと、その充填材をレーザで固化するステップとを含む。一例では、硫化部分は、再生面形成のためのレーザ固化中に埋められる硫化孔を有する。
【０００７】
本発明によるガスタービンエンジン部品を再生する別の例示的方法は、復元された後縁厚を形成するよう、タービンエアフォイルの浸食された後縁にレーザクラッディングを堆積するステップを含む。この方法は、過大な後縁厚さを形成するようにレーザクラッディングを堆積するステップと、次いで、その過大な後縁厚さを機械加工して復元された後縁厚さを形成するステップとを含む。一例では、浸食された後縁は、レーザクラッディングの前に、酸化物および汚染物質を除去清浄するために研磨される。
【０００８】
したがって、ここに開示された例は、エンジン部品に高レベルの残留応力を彦起こさせることなくエンジン部品の耐用寿命を延長するように、エンジン部品のタービンエアフォイルとプラットフォームを元の形状に復元する方法を提供する。
【０００９】
本発明の様々な特徴および利点は、以下の現時点で好ましい実施形態の詳細な説明から、当業者には明らかになるであろう。詳細な説明に関連する図面は、後述のように簡単に説明される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
図１は、航空機用ガスタービンエンジンなどの燃焼エンジン１０の例の選択部分を示している。この例では、燃焼エンジン１０は、圧縮機セクション１２、燃焼器セクション１４、およびタービンセクション１６を備える。燃焼エンジン１０は、周知のように作動し、圧縮空気すなわち酸化剤を圧縮機セクション１２から燃焼器セクション１４へ供給する。圧縮空気すなわち酸化剤は、燃料と混合され、反応して高温ガス流１８を生成する。タービンセクション１６は、高温ガス流１８を機械エネルギーに変換して、圧縮機セクション１２を駆動する。高温ガス流１８は、排気ノズル２０により燃焼エンジン１０から排出し、航空機またはその他の輸送手段に推力を提供する。
【００１１】
図示の例では、タービンセクション１６は、回転エアフォイル、すなわちブレード２２の列と、静止エアフォイル、すなわちベーン２４の列とを交互に有する。ベーン２４は、第１段、第２段、第３段、第４段等、いくつか別個の段で配置されている。ブレード２２とベーン２４は、鋳造、鍛造、あるいはその他周知の製造プロセスにより、コバルトまたはニッケル超合金などの超合金金属材料から形成される。
【００１２】
図２を参照すると、ベーン２４は、既知の方法により、燃焼エンジン１０内でベーン２４を支持する、対応するプラットフォーム４０ａ，４０ｂに溶融接合されている。プラットフォーム４０ａは、ベーン２４の径方向外側部分を支持し、プラットフォーム４０ｂは、ベーン２４の径方向内側部分を支持する。
【００１３】
ベーン２４は、前縁３６と後縁３８とを有する。燃焼エンジン１０（図１）では、前縁３６は、通常、燃焼器セクション１４に向かって配置され、後縁３８は、通常、排気ノズル２０に向かって配置される。
【００１４】
この例において、後縁３８は、燃焼エンジン１０の運転中に浸食され、その結果、ベーン２４の設計基準に指定される限界厚を下回る厚さの後縁３８になっている。さらに、燃焼エンジン１０の中心軸Ａに対して径方向内側に向かって面するプラットフォームの下面４２は、タービンセクション１６を通る高温ガス流１８の比較的過酷な環境のために腐食する。後縁３８と下面４２とは、ベーン２４とプラットフォーム４０ａ，４０ｂの寿命を延長するために下記のように修理される。
【００１５】
図３に示すベーン２４の断面を参照すると、前縁３６と後縁３８とがベーン２４の翼弦幅４４を画定する。厚さ寸法４６は、翼弦幅４４を横断する長さである。図示の例では、翼弦幅４４と厚さ寸法４６とのアスペクト比が、ベーン２４の空気力学的効率を少なくとも部分的に決定する。すなわち、相対的に大きなアスペクト比は、より高い空気力学的効率に相当し、相対的に小さなアスペクト比は、より低い空気力学的効率に相当する。
【００１６】
図４は図３に示された断面のより詳細な図である。図示の例では、点線で示す５４は、後縁３８の浸食された面を表している。一例において、浸食面５４は、燃焼エンジン１０が現場で運転された結果である。実線５６は、後縁３８の元の面を表す。元の面５６とは、浸食前の後縁３８の形状と寸法を意味する。したがって、元の面５６は、新たに製造されたベーン２４の後縁３８の鋳造物または鍛造物のような状態である。あるいは、元の面５６は、燃焼エンジン１０の設計基準で指定された通りの後縁３８の設計寸法である。
【００１７】
時間が経過すると、燃焼器セクション１４からの高温ガス流１８による摩擦、煤煙、または高温ガス流１８中の粒子が元の面５６を浸食して、腐食面５４を形成する。浸食は、翼弦幅４４の寸法を量５８だけ、また、厚さ寸法４６を量６０だけ減少させ、それにより、ベーン２４の空気力学的効率が上述したように低下する。翼弦幅４４と厚さ４６のそれぞれが、限界翼弦幅または限界厚さを下回った場合は、後縁３８を修復することが望ましい。一例では、限界値は、ベーン２４の設計基準中の図の外に表記されている。
【００１８】
レーザクラッディングを、以下で説明するように、後縁３８の腐食面５４を修復するのに使用する。後縁３８を修復するために、崩れた部分、酸化物、および汚染物質を取り除くよう腐食面５４を研磨する。一例では、研磨ステップは、腐食面５４を手作業で軽く磨くことも含む。
【００１９】
図５に示すように、腐食面５４を研磨した後、充填材７４を、後縁３８の厚さ４６まで（矢印７６で示すように）徐々に肉盛りするよう、粉体またはその他の形態の充填材として、周知の方法で腐食面５４上に堆積する。充填材７４は、ベーン２４の負圧面Ｓ上に、方向Ｄ1に沿って堆積される。また充填材７４を、ベーン２４の翼弦幅４４まで（矢印７８で示すように）徐々に肉盛りするよう、腐食面５４上に方向Ｄ2（Ｄ1を横切る方向）に沿って堆積する。
【００２０】
一例では、充填材７４は、クラッディングとベーン２４の元々の超合金との間の強力な接合を促進するために、ベーン２４を最初に形成するのに使用した超合金と同じ組成のものである。別の例では、充填材は、ＡＭＳ５８３７で規定される基準の組成物である。
【００２１】
充填材７４が堆積されると、レーザにより、充填材７４を周知の方法で固化（すなわち融解して接合）する。充填材７４の融解、接合は比較的迅速かつ正確であり、それにより、ベーン２４の修復サイクル時間が速く、かつ、繰り返し精度が高いという利点がもたらされる。さらに、レーザクラッディングは、後縁が熱の影響を受ける領域の大きさを最小限に抑えるために、後縁３８と充填材７４を比較的小さな体積を融解して接合する。後縁が熱の影響を受ける領域の大きさは、熱の影響を受ける領域が比較的大きくなる従来技術のろう付けや溶接では欠点である。
【００２２】
固化した充填材７４は、ベーン２４の腐食面５４で元来の超合金材に接合される過大な肉盛り部分８０を形成するよう、ビルドアップされる。過大な肉盛り部分８０は、元の面５６と比較して、厚さ４６の寸法において量８２だけ大きく、かつ、翼弦幅寸法４４より量８４だけ大きい。これにより、後縁３８が、翼弦幅４４および厚さ４６の寸法を元のエアフォイルまで完全に復元するのに十分にビルドアップされていることが確実となるという利点がもたらされる。
【００２３】
過大な肉盛り部分８０が後縁３８上に堆積された後、過大な肉盛り部分８０は、元の面５６の翼弦幅４４および厚さ４６の寸法まで機械加工される。一例では、機械加工ステップは、レーザクラッディングから、ベーン２４の元の、修復されていない部分までの平滑な移行領域を形成する既知の研削、グリットブラスト、研磨、またはその他周知の機械加工技術を含む。
【００２４】
図６に示すプラットフォーム４０ｂの透視図を参照すると、下面４２は、凹み（ｄｉｍｐｌｅ）としても知られる、下面４２表面中にまで延びる硫化孔９２を有する硫化部分９０を含む。硫化孔９２は、熱腐食（ｈｏｔ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ）としても知られる腐食攻撃の結果であり、通常、高温ガス流１８中のＮａ2ＳＯ4などの硫酸塩やその他の汚染物質によって生じる。
【００２５】
プラットフォーム４０ｂの下面４２を復元するためには、硫化部分９０を清浄して、酸化物および他の表面汚染物質を除去する。この清浄するステップは、研削、グリッドブラスト、研磨、または他の周知技術によって硫化部分９０を研磨することを含む。一例では、超硬付刃研磨工具を使用して、手作業で硫化部分９０を研磨する。
【００２６】
清浄するステップの一例において、研磨では硫化孔９２は除去されないが、硫化孔９２の深さは減少する。清浄するステップの別の例では、清浄によって硫化孔９２が完全に除去されて、硫化孔９２のない硫化部分９０となる。
【００２７】
図７を参照すると、清浄するステップ後、充填材７４を、上述した後縁３８のレーザクラッディングと同様に、硫化部分９０上に堆積する。充填材７４を堆積すると、レーザにより、充填材７４を固化（すなわち融解して接合）する。充填材７４の融解、接合は比較的迅速かつ正確であり、それにより、プラットフォーム４０ｂの修復サイクル時間が速く、かつ、繰り返し精度が高いという利点がもたらされる。
【００２８】
図８を参照すると、硫化孔９２を充填し、硫化部分９０の元々の超合金材と融合した、過大な肉盛り部分９４を形成するよう、固化した充填材７４が硫化部分９０上に肉盛りされている。過大な肉盛り部分９４は、下面４２の元の寸法と形状を完全に復元するのに十分なレーザ肉盛りを確実にするよう、下面４２の（９６で示される）元の面の寸法より大きい。次いで過大な肉盛り部分９４は、レーザ肉盛りからプラットフォーム４０ｂの元来の非修復部分までの平滑な移行領域を形成するよう、周知の方法で元の面の寸法９６まで機械加工され（図９）。
【００２９】
上述の例は、ベーン２４または他のタービン部品を復元する方法を開示している。ベーン２４の後縁３８が燃焼エンジン１０の作動中に浸食されて減少し、その浸食により、タービンベーン２４の空気力学的効率が低下する。後縁３８の浸食部分を清浄し、レーザクラッディングを用いて後縁３８を再形成する。すなわち、ベーン２４の空気力学的効率を向上させ、ベーン２４の寿命を延長するために、ベーン２４の翼弦幅４４と厚さ４６の寸法を元の寸法に近づくよう再生する。さらに、プラットフォーム４０ｂの元の寸法と形状とを復元するために、プラットフォーム４０ｂの下面４２の硫化部分９０を清浄してレーザクラッディングを施す。
【００３０】
本発明の好ましい実施形態を開示してきたが、ある種の修正形態は本発明の範囲に包含されることは、当業者であれば理解するであろう。それゆえ、本発明の真の範囲および内容を確認するために、特許請求の範囲を検討すべきである。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】燃焼エンジンの例を示す図である。
【図２】タービンベーンとプラットフォームの例を示す図である。
【図３】図２に示したタービンベーンの断面図である。
【図４】図３に示したタービンベーンの浸食された後縁を示す図である。
【図５】過大な肉盛り部分を形成し、次いでそれを機械加工して復元された後縁を形成する、後縁の再構成ステップを示す図である。
【図６】ベーンを支持するプラットフォームの下面の硫化腐食を示す図である。
【図７】硫化孔を充填するためにベーンの下面の硫化部分に充填材を堆積するステップを示す図である。
【図８】図７の硫化部分上に固化された過大なレーザクラッディングを示す図である。
【図９】プラットフォームの下面の元の寸法に機械加工された、過大にレーザ肉盛りされていた部分を示す図である。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジン部品の修復に関し、より詳細には、タービンエアフォイルのプラットフォームの硫化部分並びに腐食したタービンエアフォイルの後縁を復元する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来のガスタービンエンジンは、通常、回転するタービンブレードと静止しているタービンベーンとが交互に配置されたタービンセクションを備える。燃焼器セクションからの高温ガス流が、タービンブレードとベーンに向かって膨張し、圧縮機セクションを駆動するエンジンの主軸に結合されたタービンブレードを回転駆動する。
【０００３】
エンジン作動中、高温ガスは、ブレードとベーンの表面を腐食するように攻撃する腐食環境を形成し、その結果、ブレードとベーンを支持するプラットフォームに腐食孔を形成する場合が多い。さらに、高温ガス、燃焼による煤煙、高温ガス流中の粒子が、ブレード、ベーン、および他のタービンエンジン部品を磨滅させ、浸食し、それによって、元の設計寸法が変化する。たとえば、タービンベーンは、エアフォイル形状に成形され、前縁と後縁を有し、翼弦幅がそれらの間で画定される。エアフォイルの翼弦幅と翼厚との間のアスペクト比は、タービンベーンの空気力学的効率を決定する。不利なことには、タービンベーンの後縁は、磨耗および浸食を受ける。後縁が浸食されると、タービンベーンの翼弦幅寸法長が減少する。したがって、翼弦幅と翼厚とのアスペクト比が減少することによって、タービンベーンの空気力学的効率が低下する。
【０００４】
従来のエンジン部品の修復技術は、疲労による部品の微小な亀裂を修理するよう適合されているが、それらはいくつかの理由により望ましくない。従来の修理法の一つは、微小な亀裂を修理するのに、エンジン部品をろう付けすることを含む。通常、ろう付けは、微小な亀裂を充填するろう付け充填材を融解するために、エンジン部品またはエンジン部品の比較的大きい領域を高温に加熱する。高温は、望ましくない残留熱応力をエンジン部品に生じさせるため、修理領域の金属の微細構造において望ましくない変化を生じさせる可能性がある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
したがって、エンジン部品に高レベルの残留応力を生じさせることなく、エンジン部品の耐用寿命を延長するように、エンジン部品のタービンのエアフォイル並びにプラットフォームを元の寸法形状に復元する方法が必要とされる。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明によるガスタービンエンジン部品を再生する方法は、再生面を形成するために、タービンエンジン部品の硫化部分上に充填材を堆積するステップと、その充填材をレーザで固化するステップとを含む。一例では、硫化部分は、再生面形成のためのレーザ固化中に埋められる硫化孔を有する。
【０００７】
本発明によるガスタービンエンジン部品を再生する別の例示的方法は、復元された後縁厚を形成するよう、タービンエアフォイルの浸食された後縁にレーザクラッディングを堆積するステップを含む。この方法は、過大な後縁厚さを形成するようにレーザクラッディングを堆積するステップと、次いで、その過大な後縁厚さを機械加工して復元された後縁厚さを形成するステップとを含む。一例では、浸食された後縁は、レーザクラッディングの前に、酸化物および汚染物質を除去清浄するために研磨される。
【０００８】
したがって、ここに開示された例は、エンジン部品に高レベルの残留応力を彦起こさせることなくエンジン部品の耐用寿命を延長するように、エンジン部品のタービンエアフォイルとプラットフォームを元の形状に復元する方法を提供する。
【０００９】
本発明の様々な特徴および利点は、以下の現時点で好ましい実施形態の詳細な説明から、当業者には明らかになるであろう。詳細な説明に関連する図面は、後述のように簡単に説明される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
図１は、航空機用ガスタービンエンジンなどの燃焼エンジン１０の例の選択部分を示している。この例では、燃焼エンジン１０は、圧縮機セクション１２、燃焼器セクション１４、およびタービンセクション１６を備える。燃焼エンジン１０は、周知のように作動し、圧縮空気すなわち酸化剤を圧縮機セクション１２から燃焼器セクション１４へ供給する。圧縮空気すなわち酸化剤は、燃料と混合され、反応して高温ガス流１８を生成する。タービンセクション１６は、高温ガス流１８を機械エネルギーに変換して、圧縮機セクション１２を駆動する。高温ガス流１８は、排気ノズル２０により燃焼エンジン１０から排出し、航空機またはその他の輸送手段に推力を提供する。
【００１１】
図示の例では、タービンセクション１６は、回転エアフォイル、すなわちブレード２２の列と、静止エアフォイル、すなわちベーン２４の列とを交互に有する。ベーン２４は、第１段、第２段、第３段、第４段等、いくつか別個の段で配置されている。ブレード２２とベーン２４は、鋳造、鍛造、あるいはその他周知の製造プロセスにより、コバルトまたはニッケル超合金などの超合金金属材料から形成される。
【００１２】
図２を参照すると、ベーン２４は、既知の方法により、燃焼エンジン１０内でベーン２４を支持する、対応するプラットフォーム４０ａ，４０ｂに溶融接合されている。プラットフォーム４０ａは、ベーン２４の径方向外側部分を支持し、プラットフォーム４０ｂは、ベーン２４の径方向内側部分を支持する。
【００１３】
ベーン２４は、前縁３６と後縁３８とを有する。燃焼エンジン１０（図１）では、前縁３６は、通常、燃焼器セクション１４に向かって配置され、後縁３８は、通常、排気ノズル２０に向かって配置される。
【００１４】
この例において、後縁３８は、燃焼エンジン１０の運転中に浸食され、その結果、ベーン２４の設計基準に指定される限界厚を下回る厚さの後縁３８になっている。さらに、燃焼エンジン１０の中心軸Ａに対して径方向内側に向かって面するプラットフォームの下面４２は、タービンセクション１６を通る高温ガス流１８の比較的過酷な環境のために腐食する。後縁３８と下面４２とは、ベーン２４とプラットフォーム４０ａ，４０ｂの寿命を延長するために下記のように修理される。
【００１５】
図３に示すベーン２４の断面を参照すると、前縁３６と後縁３８とがベーン２４の翼弦幅４４を画定する。厚さ寸法４６は、翼弦幅４４を横断する長さである。図示の例では、翼弦幅４４と厚さ寸法４６とのアスペクト比が、ベーン２４の空気力学的効率を少なくとも部分的に決定する。すなわち、相対的に大きなアスペクト比は、より高い空気力学的効率に相当し、相対的に小さなアスペクト比は、より低い空気力学的効率に相当する。
【００１６】
図４は図３に示された断面のより詳細な図である。図示の例では、点線で示す５４は、後縁３８の浸食された面を表している。一例において、浸食面５４は、燃焼エンジン１０が現場で運転された結果である。実線５６は、後縁３８の元の面を表す。元の面５６とは、浸食前の後縁３８の形状と寸法を意味する。したがって、元の面５６は、新たに製造されたベーン２４の後縁３８の鋳造物または鍛造物のような状態である。あるいは、元の面５６は、燃焼エンジン１０の設計基準で指定された通りの後縁３８の設計寸法である。
【００１７】
時間が経過すると、燃焼器セクション１４からの高温ガス流１８による摩擦、煤煙、または高温ガス流１８中の粒子が元の面５６を浸食して、腐食面５４を形成する。浸食は、翼弦幅４４の寸法を量５８だけ、また、厚さ寸法４６を量６０だけ減少させ、それにより、ベーン２４の空気力学的効率が上述したように低下する。翼弦幅４４と厚さ４６のそれぞれが、限界翼弦幅または限界厚さを下回った場合は、後縁３８を修復することが望ましい。一例では、限界値は、ベーン２４の設計基準中の図の外に表記されている。
【００１８】
レーザクラッディングを、以下で説明するように、後縁３８の腐食面５４を修復するのに使用する。後縁３８を修復するために、崩れた部分、酸化物、および汚染物質を取り除くよう腐食面５４を研磨する。一例では、研磨ステップは、腐食面５４を手作業で軽く磨くことも含む。
【００１９】
図５に示すように、腐食面５４を研磨した後、充填材７４を、後縁３８の厚さ４６まで（矢印７６で示すように）徐々に肉盛りするよう、粉体またはその他の形態の充填材として、周知の方法で腐食面５４上に堆積する。充填材７４は、ベーン２４の負圧面Ｓ上に、方向Ｄ1に沿って堆積される。また充填材７４を、ベーン２４の翼弦幅４４まで（矢印７８で示すように）徐々に肉盛りするよう、腐食面５４上に方向Ｄ2（Ｄ1を横切る方向）に沿って堆積する。
【００２０】
一例では、充填材７４は、クラッディングとベーン２４の元々の超合金との間の強力な接合を促進するために、ベーン２４を最初に形成するのに使用した超合金と同じ組成のものである。別の例では、充填材は、ＡＭＳ５８３７で規定される基準の組成物である。
【００２１】
充填材７４が堆積されると、レーザにより、充填材７４を周知の方法で固化（すなわち融解して接合）する。充填材７４の融解、接合は比較的迅速かつ正確であり、それにより、ベーン２４の修復サイクル時間が速く、かつ、繰り返し精度が高いという利点がもたらされる。さらに、レーザクラッディングは、後縁が熱の影響を受ける領域の大きさを最小限に抑えるために、後縁３８と充填材７４を比較的小さな体積を融解して接合する。後縁が熱の影響を受ける領域の大きさは、熱の影響を受ける領域が比較的大きくなる従来技術のろう付けや溶接では欠点である。
【００２２】
固化した充填材７４は、ベーン２４の腐食面５４で元来の超合金材に接合される過大な肉盛り部分８０を形成するよう、ビルドアップされる。過大な肉盛り部分８０は、元の面５６と比較して、厚さ４６の寸法において量８２だけ大きく、かつ、翼弦幅寸法４４より量８４だけ大きい。これにより、後縁３８が、翼弦幅４４および厚さ４６の寸法を元のエアフォイルまで完全に復元するのに十分にビルドアップされていることが確実となるという利点がもたらされる。
【００２３】
過大な肉盛り部分８０が後縁３８上に堆積された後、過大な肉盛り部分８０は、元の面５６の翼弦幅４４および厚さ４６の寸法まで機械加工される。一例では、機械加工ステップは、レーザクラッディングから、ベーン２４の元の、修復されていない部分までの平滑な移行領域を形成する既知の研削、グリットブラスト、研磨、またはその他周知の機械加工技術を含む。
【００２４】
図６に示すプラットフォーム４０ｂの透視図を参照すると、下面４２は、凹み（ｄｉｍｐｌｅ）としても知られる、下面４２表面中にまで延びる硫化孔９２を有する硫化部分９０を含む。硫化孔９２は、熱腐食（ｈｏｔ ｃｏｒｒｏｓｉｏｎ）としても知られる腐食攻撃の結果であり、通常、高温ガス流１８中のＮａ2ＳＯ4などの硫酸塩やその他の汚染物質によって生じる。
【００２５】
プラットフォーム４０ｂの下面４２を復元するためには、硫化部分９０を清浄して、酸化物および他の表面汚染物質を除去する。この清浄するステップは、研削、グリッドブラスト、研磨、または他の周知技術によって硫化部分９０を研磨することを含む。一例では、超硬付刃研磨工具を使用して、手作業で硫化部分９０を研磨する。
【００２６】
清浄するステップの一例において、研磨では硫化孔９２は除去されないが、硫化孔９２の深さは減少する。清浄するステップの別の例では、清浄によって硫化孔９２が完全に除去されて、硫化孔９２のない硫化部分９０となる。
【００２７】
図７を参照すると、清浄するステップ後、充填材７４を、上述した後縁３８のレーザクラッディングと同様に、硫化部分９０上に堆積する。充填材７４を堆積すると、レーザにより、充填材７４を固化（すなわち融解して接合）する。充填材７４の融解、接合は比較的迅速かつ正確であり、それにより、プラットフォーム４０ｂの修復サイクル時間が速く、かつ、繰り返し精度が高いという利点がもたらされる。
【００２８】
図８を参照すると、硫化孔９２を充填し、硫化部分９０の元々の超合金材と融合した、過大な肉盛り部分９４を形成するよう、固化した充填材７４が硫化部分９０上に肉盛りされている。過大な肉盛り部分９４は、下面４２の元の寸法と形状を完全に復元するのに十分なレーザ肉盛りを確実にするよう、下面４２の（９６で示される）元の面の寸法より大きい。次いで過大な肉盛り部分９４は、レーザ肉盛りからプラットフォーム４０ｂの元来の非修復部分までの平滑な移行領域を形成するよう、周知の方法で元の面の寸法９６まで機械加工され（図９）。
【００２９】
上述の例は、ベーン２４または他のタービン部品を復元する方法を開示している。ベーン２４の後縁３８が燃焼エンジン１０の作動中に浸食されて減少し、その浸食により、タービンベーン２４の空気力学的効率が低下する。後縁３８の浸食部分を清浄し、レーザクラッディングを用いて後縁３８を再形成する。すなわち、ベーン２４の空気力学的効率を向上させ、ベーン２４の寿命を延長するために、ベーン２４の翼弦幅４４と厚さ４６の寸法を元の寸法に近づくよう再生する。さらに、プラットフォーム４０ｂの元の寸法と形状とを復元するために、プラットフォーム４０ｂの下面４２の硫化部分９０を清浄してレーザクラッディングを施す。
【００３０】
本発明の好ましい実施形態を開示してきたが、ある種の修正形態は本発明の範囲に包含されることは、当業者であれば理解するであろう。それゆえ、本発明の真の範囲および内容を確認するために、特許請求の範囲を検討すべきである。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】燃焼エンジンの例を示す図である。
【図２】タービンベーンとプラットフォームの例を示す図である。
【図３】図２に示したタービンベーンの断面図である。
【図４】図３に示したタービンベーンの浸食された後縁を示す図である。
【図５】過大な肉盛り部分を形成し、次いでそれを機械加工して復元された後縁を形成する、後縁の再構成ステップを示す図である。
【図６】ベーンを支持するプラットフォームの下面の硫化腐食を示す図である。
【図７】硫化孔を充填するためにベーンの下面の硫化部分に充填材を堆積するステップを示す図である。
【図８】図７の硫化部分上に固化された過大なレーザクラッディングを示す図である。
【図９】プラットフォームの下面の元の寸法に機械加工された、過大にレーザ肉盛りされていた部分を示す図である。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
（ａ）タービンエンジン部品の硫化部分上に充填材を堆積するステップと、
（ｂ）復元された面を形成するために充填材をレーザで固化するステップと、
を含むことを特徴とする、ガスタービンエンジン部品を復元する方法。
【請求項２】
前記ステップ（ａ）の前記硫化部分が、硫化孔部分を有し、前記ステップ（ｂ）が、復元された面を形成するために前記硫化孔部分を充填するステップを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記ステップ（ｂ）の前に、前記硫化部分を清浄するステップ（ｃ）を含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項４】
前記ステップ（ｃ）が、前記硫化部分を研磨するステップを含むことを特徴とする、請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記硫化部分が、タービンエンジンの中心軸に対して、径方向内側に面するタービンプラットフォーム面であることを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項６】
前記ステップ（ｂ）が、復元されたプラットフォーム厚を超える厚さの、過大なプラットフォーム厚を形成するよう、前記充填材をレーザ固化するステップを含むことを特徴とする、請求項４記載の方法。
【請求項７】
前記復元されたプラットフォーム厚を形成するために、前記過大なプラットフォームを機械加工するステップ（ｃ）を含むことを特徴とする、請求項５記載の方法。
【請求項８】
圧縮機セクション、燃焼器セクション、およびタービンセクションを有するガスタービンエンジンであって、上記タービンセクションが、請求項１記載の前記方法に従って復元されたタービンエアフォイルを有することを特徴とする、ガスタービンエンジン。
【請求項９】
（ａ）タービンエアフォイルの浸食された後縁上にレーザクラッディングを堆積するステップと、
（ｂ）復元された後縁厚を形成するステップと、
を含むことを特徴とする、ガスタービンエンジン部品を復元する方法。
【請求項１０】
前記復元された後縁厚を超える厚さの、過大な後縁厚を形成するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項９記載の方法。
【請求項１１】
前記ステップ（ｂ）が、前記復元された後縁厚を形成するために、前記過大な後縁厚を機械加工するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項１０記載の方法。
【請求項１２】
前記復元された後縁厚を形成するために、前記ステップ（ａ）において第１の方向に沿って前記レーザクラッディングを堆積するステップを含み、かつ、前記タービンエアフォイルの復元された翼弦幅寸法を形成するために、上記第１の方向を横切る第２の方向に沿って第２のレーザクラッディングを堆積するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項９記載の方法。
【請求項１３】
前記浸食された後縁の厚さが、限界後縁厚を下回るか否か判定し、かつ、その限界後縁厚を下回る前記浸食された後縁の厚さに応じて、該浸食された後縁上に前記レーザクラッディングを堆積するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項９記載の方法。
【請求項１４】
前記ステップ（ａ）の前記タービンエアフォイルが、それに対応するプラットフォームを有し、かつ、該プラットフォームに復元された面を形成するために、そのプラットフォームの硫化部分上に充填材を堆積して、さらに前記充填材をレーザ固化するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項９記載の方法。
【請求項１５】
硫化部分を有するタービンエアフォイルプラットフォームと、
上記硫化部分に接合されたレーザ肉盛り部分を有する復元されたプラットフォーム面と、
を備えることを特徴とする、ガスタービンエンジン部品。
【請求項１６】
前記硫化部分が、前記レーザ肉盛り部分に接合された元の超合金部分からなることを特徴とする、請求項１５記載の部品。
【請求項１７】
前縁と後縁とを有するタービンエアフォイルを備え、該後縁は、該タービンエアフォイルの翼弦幅寸法の少なくとも一部を構成する第２のレーザ肉盛り部分を有することを特徴とする、請求項１５記載の部品。
【請求項１８】
前記硫化部分が硫化孔を含むことを特徴とする、請求項１５記載の部品。
【請求項１９】
圧縮機セクション、燃焼器セクション、およびタービンセクションを有するガスタービンエンジンであって、該タービンセクションが、請求項１５記載の前記タービンプラットフォームを有することを特徴とする、ガスタービンエンジン。
【請求項１】
（ａ）タービンエンジン部品の硫化部分上に充填材を堆積するステップと、
（ｂ）復元された面を形成するために充填材をレーザで固化するステップと、
を含むことを特徴とする、ガスタービンエンジン部品を復元する方法。
【請求項２】
前記ステップ（ａ）の前記硫化部分が、硫化孔部分を有し、前記ステップ（ｂ）が、復元された面を形成するために前記硫化孔部分を充填するステップを含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記ステップ（ｂ）の前に、前記硫化部分を清浄するステップ（ｃ）を含むことを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項４】
前記ステップ（ｃ）が、前記硫化部分を研磨するステップを含むことを特徴とする、請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記硫化部分が、タービンエンジンの中心軸に対して、径方向内側に面するタービンプラットフォーム面であることを特徴とする、請求項１記載の方法。
【請求項６】
前記ステップ（ｂ）が、復元されたプラットフォーム厚を超える厚さの、過大なプラットフォーム厚を形成するよう、前記充填材をレーザ固化するステップを含むことを特徴とする、請求項４記載の方法。
【請求項７】
前記復元されたプラットフォーム厚を形成するために、前記過大なプラットフォームを機械加工するステップ（ｃ）を含むことを特徴とする、請求項５記載の方法。
【請求項８】
圧縮機セクション、燃焼器セクション、およびタービンセクションを有するガスタービンエンジンであって、上記タービンセクションが、請求項１記載の前記方法に従って復元されたタービンエアフォイルを有することを特徴とする、ガスタービンエンジン。
【請求項９】
（ａ）タービンエアフォイルの浸食された後縁上にレーザクラッディングを堆積するステップと、
（ｂ）復元された後縁厚を形成するステップと、
を含むことを特徴とする、ガスタービンエンジン部品を復元する方法。
【請求項１０】
前記復元された後縁厚を超える厚さの、過大な後縁厚を形成するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項９記載の方法。
【請求項１１】
前記ステップ（ｂ）が、前記復元された後縁厚を形成するために、前記過大な後縁厚を機械加工するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項１０記載の方法。
【請求項１２】
前記復元された後縁厚を形成するために、前記ステップ（ａ）において第１の方向に沿って前記レーザクラッディングを堆積するステップを含み、かつ、前記タービンエアフォイルの復元された翼弦幅寸法を形成するために、上記第１の方向を横切る第２の方向に沿って第２のレーザクラッディングを堆積するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項９記載の方法。
【請求項１３】
前記浸食された後縁の厚さが、限界後縁厚を下回るか否か判定し、かつ、その限界後縁厚を下回る前記浸食された後縁の厚さに応じて、該浸食された後縁上に前記レーザクラッディングを堆積するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項９記載の方法。
【請求項１４】
前記ステップ（ａ）の前記タービンエアフォイルが、それに対応するプラットフォームを有し、かつ、該プラットフォームに復元された面を形成するために、そのプラットフォームの硫化部分上に充填材を堆積して、さらに前記充填材をレーザ固化するステップをさらに含むことを特徴とする、請求項９記載の方法。
【請求項１５】
硫化部分を有するタービンエアフォイルプラットフォームと、
上記硫化部分に接合されたレーザ肉盛り部分を有する復元されたプラットフォーム面と、
を備えることを特徴とする、ガスタービンエンジン部品。
【請求項１６】
前記硫化部分が、前記レーザ肉盛り部分に接合された元の超合金部分からなることを特徴とする、請求項１５記載の部品。
【請求項１７】
前縁と後縁とを有するタービンエアフォイルを備え、該後縁は、該タービンエアフォイルの翼弦幅寸法の少なくとも一部を構成する第２のレーザ肉盛り部分を有することを特徴とする、請求項１５記載の部品。
【請求項１８】
前記硫化部分が硫化孔を含むことを特徴とする、請求項１５記載の部品。
【請求項１９】
圧縮機セクション、燃焼器セクション、およびタービンセクションを有するガスタービンエンジンであって、該タービンセクションが、請求項１５記載の前記タービンプラットフォームを有することを特徴とする、ガスタービンエンジン。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【公開番号】特開２００７−１９２２２３（Ｐ２００７−１９２２２３Ａ）
【公開日】平成１９年８月２日（２００７．８．２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００７−５３６０（Ｐ２００７−５３６０）
【出願日】平成１９年１月１５日（２００７．１．１５）
【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１９年８月２日（２００７．８．２）
【国際特許分類】
【出願日】平成１９年１月１５日（２００７．１．１５）
【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）】
[ Back to top ]