(57)【要約】      （修正有）【課題】軽量化により機械的頑丈さの向上したタービン用動翼を提供する。【解決手段】動翼１０は、動翼１０の中心部分としての高強度材料の支持構造２１であって、先端１１まで延在する本体１３と根元部１２とを含み、本体１３が前縁３１と後縁と取付部を与える支持構造２１と、取付部３３に取付けられて動翼１０の軽量翼形部を与えるハニカムスキン２３とを備える。本発明は、タービン動翼１０の製造方法並びにタービンも包含する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン（１）用の動翼（１０）であって、
動翼（１０）の中心部分としての高強度材料の支持構造（２１）であって、先端（１１）まで延在する本体（１３）と根元部（１２）とを含み、本体（１３）が前縁（３１）と後縁（３２）と取付部（３３）を与える支持構造（２１）と、
取付部（３３）に取付けられて動翼（１０）の軽量翼形部を与えるハニカムスキン（２３）と
を備える動翼（１０）。
【請求項２】
前記支持構造（２１）が、超合金、コバルト基合金、硬化合金、炭化物合金、ニッケル基合金、非方向性凝固合金、鉄基合金、鍛造オーステナイト系ステンレス鋼、マルテンサイト系ステンレス鋼、フェライト系ステンレス鋼、炭素鋼、チタン合金、一般チタン合金及びチタン系金属間化合物合金の１種以上の材料を含む、請求項１記載の動翼（１０）。
【請求項３】
前記ハニカムスキン（２３）が、超合金、コバルト基合金、硬化合金、炭化物合金、ニッケル基合金、非方向性凝固合金、鉄基合金、鍛造オーステナイト系ステンレス鋼、マルテンサイト系ステンレス鋼、フェライト系ステンレス鋼、炭素鋼、チタン合金、一般チタン合金及びチタン系金属間化合物合金の１種以上の材料を含む、請求項１記載の動翼（１０）。
【請求項４】
前記ハニカムスキン（２３）の壁と、前記取付部（３３）の面に垂直な平面の間の角度が約−６０度〜約＋６０度の範囲内にある、請求項１記載の動翼（１０）。
【請求項５】
前記ハニカムスキン（２３）のセルのアスペクト比が約０．５〜約６の範囲内にある、請求項１記載の動翼（１０）。
【請求項６】
タービン（１）用の動翼（１０）の製造方法であって、
高強度材料を用いて、動翼（１０）の中心部分であって、先端（１１）まで延在する本体（１３）と根元部（１２）とを含み、本体（１３）が前縁（３１）と後縁（３２）と取付部（３３）を与える中心部分を形成するステップと、
動翼（１０）の翼形部を与えるべくハニカムスキン（２３）を中心部分の表面に取付けるステップと
を含む方法。
【請求項７】
前記取付けステップが、中心部分へのハニカムスキン（２３）のろう付け、接合、溶接及び融着の少なくともいずれかを含む、請求項６記載の方法。
【請求項８】
後縁（３２）及び前縁（３１）の少なくとも一方にオーバーラップ（４１）を取付けることをさらに含む、請求項６記載の方法。
【請求項９】
前記支持構造（２１）を、ガスタービン（１）の圧縮機（２）、低圧タービン（３）及び蒸気タービン（５）のいずれかに取付けるための寸法を備えるように設計することをさらに含む、請求項６記載の方法。
【請求項１０】
前記形成ステップが、鋳造、鍛造、溶接、ろう付け、サンディング、研磨及びエッチングの少なくともいずれかを含む、請求項６記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン用回転部品に関し、特に、タービン動翼の実施形態に関する。
【背景技術】
【０００２】
例えば航空機の推進及び発電に用いられるようなタービンエンジンは、空力動翼の列によって中心シャフトを回転させている。動翼は、タービン内の位置によっては、燃焼ガスに起因する熱応力に付されることがある。さらに、すべての動翼（「バケット」ともいう。）はシャフトの中心軸のまわりでの回転に伴って機械的応力を受ける。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許第３２１７８０７号明細書
【特許文献２】米国特許第３５５２８８１号明細書
【特許文献３】米国特許第３６４４０５９号明細書
【特許文献４】米国特許第４８０６０７７号明細書
【特許文献５】米国特許第３７８２８５６号明細書
【特許文献６】米国特許第６６０７３５８号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
数多くの設計の動翼が知られている。しかし、少なくとも各タービンの出力及び効率の向上という要請から、軽量化されているとともに機械的頑丈さの向上した動翼に対するニーズがさらに高まっている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の一実施形態では、タービン用の動翼であって、動翼の中心部分としての高強度材料の支持構造であって、先端まで延在する本体と根元部とを含み、本体が前縁と後縁と取付部を与える支持構造と、取付部に取付けられて動翼の軽量翼形部を与えるハニカムスキンとを備える動翼を提供する。
【０００６】
本発明の別の実施形態では、タービン用の動翼の製造方法であって、高強度材料を用いて、動翼の中心部分であって、先端まで延在する本体と根元部とを含み、本体が前縁と後縁と取付部を与える中心部分を形成するステップと、動翼の翼形部を与えるべくハニカムスキンを中心部分の表面に取付けるステップとを含む方法を提供する。
【０００７】
本発明のさらに別の実施形態では、タービンであって、動翼の中心部分としての高強度材料の支持構造であって、先端まで延在する本体と根元部とを含み、本体が前縁と後縁と取付部を与える支持構造と、取付部に取付けられて動翼の軽量翼形部を与えるハニカムスキンとを備える動翼を含むタービンを提供する。
【０００８】
本発明の上記その他の利点及び特徴は、添付図面と併せて以下の記載を参照することによって明らかとなろう。
【０００９】
本発明は、特許請求の範囲に具体的かつ明瞭に記載されている。次に、本発明の上記その他の利点及び特徴は、図面と併せて以下の詳細な説明を参照することによって明らかとなろう。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１Ａ】航空機用ガスタービンの概略図。
【図１Ｂ】発電用ガスタービンの概略図。
【図２】本発明で製造されるタービン動翼の概略図。
【図３】図２のタービン動翼の支持構造の断面図。
【図４Ａ】本発明のタービン動翼の前縁の断面図。
【図４Ｂ】本発明のタービン動翼の後縁の断面図。
【図５Ａ】動翼に用いられるハニカム材料の寸法の説明図。
【図５Ｂ】動翼に用いられるハニカム材料の寸法の説明図。
【図５Ｃ】動翼に用いられるハニカム材料の寸法の説明図。
【図６】タービン動翼の翼形部の一部の側面図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
以下、図面に示す具体例によって、本発明の利点及び特徴と併せて、本発明の実施形態について説明する。
【００１２】
図１に、本発明の実施に適したタービン１の２つの例を示す。図１Ａには、航空機用ガスタービン１を示す。航空機用ガスタービン１は、様々なタービン動翼又は「バケット」を含む。動翼は概して回転軸を中心としたシャフトの周方向に取付けられた空力構造体である。この例の航空機用ガスタービン１には、吸気を圧縮するための複数の動翼を有する圧縮機２が含まれる。さらに、低圧タービン３は、タービン１内の燃焼室から燃焼ガスを受けるための複数の動翼を含む。図１Ｂには、発電用ガスタービン１を示す。発電用ガスタービン１は圧縮機２も含んでおり、さらに、例えば後段６及び蒸気タービン５内にさらに複数の動翼を含んでいることもある。また、発電用ガスタービン１のシャフトの回転によって電力を発生させるための発電機４の斜視図も示す。いずれの実施形態のタービン１においても、各種動翼は回転軸Ｒのまわりを回転する。
【００１３】
「圧縮機」、「低圧タービン」、「蒸気タービン」などの用語は、本発明の動翼を使用することのできるタービン１の位置の代表例を示すものである。従って、これらの用語は例示にすぎず、本発明の技術的範囲を限定するものではない。
【００１４】
図２に、本発明の一実施形態に係る動翼１０を示す。この例では、動翼１０は、「先端」１１と呼ばれる部分と、「根元部」１２と呼ばれる部分と、「本体」１３と呼ばれる部分を含む。ガスタービン１に取付けると、先端１１は一般にガスタービン１のハウジングの内壁の近傍に配置されるが、整列性、強度、効率その他の作動特性に有用な溝その他の手段の中に位置していてもよい。一般に、根元部１２は、回転軸Ｒを中心とする中心シャフトの周囲に動翼１０を植設するための動翼１０の一部である。一般に、動翼１０の本体１３は空力形状のものであり、圧縮機２で圧縮ガスを与えるか、或いは低圧タービン３、後段６又は蒸気タービン５で膨張ガスを受ける。
【００１５】
一般に、動翼１０は高強度支持構造２１を含む。高強度支持構造２１は、根元部の近くでの空力形状（図２の２Ｅ−２Ｅ断面と次の２Ｄ−２Ｄ断面参照）から、厚さが漸減して平坦又は実質的に平坦な動翼用背骨部となる（図２の２Ｃ−２Ｃ断面と次の２Ｂ−２Ｂ断面参照）ものを含む。他の実施形態では、高強度支持構造２１は、完成した動翼１０の輪郭を縮小した輪郭又はこの輪郭よりも小さい輪郭を有するように、湾曲、若干オフセットした形状又はその他適宜の形状を有する。つまり、高強度支持構造２１を先細状にすることによって、高強度支持構造２１の表面に結合されたハニカムスキン２３の機能を補完する。
【００１６】
便宜上、高強度支持構造２１を「コア」又は「中心部分」などと呼ぶこともある。ハニカムスキン２３は、「翼形部」、「空力部分」を与えるものと呼ぶこともある。
【００１７】
高強度支持構造２１及びハニカムスキン２３の材料の例としては、超合金、コバルト基合金、硬化合金、炭化物合金、ニッケル基合金、非方向性凝固合金、鉄基合金、鍛造オーステナイト系ステンレス鋼、マルテンサイト系ステンレス鋼、フェライト系ステンレス鋼、炭素鋼、チタン合金、一般チタン合金及びチタン系金属間化合物合金のような合金が挙げられる。実施形態によっては、セラミック複合材料を用いてもよい。
【００１８】
高強度支持構造２１の様々な製造法の例としては、特に限定されないが、鋳造、鍛造、溶接（各種部材を集成するための溶接など）、ろう付け、サンディング、研磨、エッチングなどが挙げられる。高強度支持構造２１の製造に際しては、様々な技術の組合せを実施してもよいし、様々な製造段階を経てもよい。
【００１９】
ある実施形態では、高強度支持構造２１は１以上の孔（図示せず）を含む。別の実施形態では、高強度支持構造２１は、凹状及び凸状把持機構の少なくともいずれかを含んでいてもい。かかる実施形態では、孔と把持機構２４（図４Ａ及び５Ｃに例を図示）は、軽量化、ハニカムスキン２３の取付けその他の改善をもたらす。
【００２０】
ハニカムスキン２３を高強度支持構造２１は、様々な手段で取付けることができる。例えば、ハニカムスキン２３は、ろう付けテープ又は粉末などによるろう付け、融接などによる溶接、拡散接合などによる接合その他の技術の少なくともいずれかで取付けることができる。一般に、ハニカムスキン２３は、正常作動条件下での動翼１０の運転に耐え得る技術を用いて、高強度支持構造２１に取付けられる。
【００２１】
図３に、高強度支持構造２１の特徴を示す。この例示的な実施形態の水平断面図では、高強度支持構造２１は概して前縁３１の部分と後縁３２の部分とを含んでいる。この断面図は、動翼１０の先端１１付近の断面図であるので、前縁３１と後縁３２の間の中間部は略平坦又は実質的に平坦である。中間部の平坦又は実質的に平坦な部分は、ハニカムスキン２３を取付けるための取付部３３として設けられる。
【００２２】
図４に、前縁３１（図４Ａ）及び後縁３２（図４Ｂ）の特徴を示す。図４Ａに示すように、前縁３１はオーバーラップ４１を含む。同様に、図４Ｂに示す通り、後縁３２はオーバーラップ４１を含む。オーバーラップ４１は、ハニカムスキン２３に用いた材料の比較的薄い層で形成できる。一般に、前縁３１と後縁３２との少なくとも一方は、オーバーラップ４１を収容しながらも高強度支持材料２１の材料へと滑らかに移行するための陥凹部を有する。
【００２３】
陥凹部は、例えば機械加工、鋳造、エッチングなどの様々な技術で設けることができる。陥凹部には、１以上の把持機構２４を設けてもよい。把持機構２４は、通常、オーバーラップ４１又はハニカムスキン２３の接合性を向上させるための不規則表面形状をもたらす。
【００２４】
図５に、ハニカムスキン２３の特徴をさらに示す。図５Ａは、ハニカムスキン２３の垂直断面図である。この図において、ハニカムセル５５（１つのセル５５をハニカムスキン２３の斜線部分として図示）の頂点におけるハニカムスキン２３内の各交点５１は、約２０°〜約７０°の配向角を有する。一般に、配向角は、交点５１における応力集中を軽減するように選択される。ハニカムスキン２３は、応力の低減をもたらすものなど、所望に応じて配向させればよい。一実施形態では、配向は楕円形であってもよい。
【００２５】
各セル５５のアスペクト比（高さＨを幅Ｗで除したＨ／Ｗ）の一例は約２．５である。ただし、アスペクト比は約０．５〜約６の範囲であればよい。
【００２６】
図５Ｂ及び図５Ｃに示す通り、各セル５５の壁と取付部３３の面に垂直な平面（「Ｎ」）との間の角度は約−６０°〜約＋６０°の範囲内にある。図５Ｃに示す通り、ハニカムスキン２３は外面５２を有しており、適宜、内面５３を含んでいてもよい。一般に、外面５２は動翼１０表面でのガスの移動のための滑らかな空力面を与える。高強度支持構造２１との接合性を高めるとともに、少なくとも製造プロセスでハニカムスキン２３の強度を向上させるため、任意要素としての内面５３を設けてもよい。図５Ｃにも、把持機構２４の別の例を示す。
【００２７】
図６に、動翼１０の側面図を示す。この図では、動翼１０は、動翼１０の先端１１付近から本体１３の所定の地点まで延在する長さＬのハニカムスキン２３を含む。ある実施形態では、長さＬは先端１１近傍から根元部１２近傍まで延在する。別の実施形態では、長さＬは、先端１１から所定距離離隔した地点を始点として、根元部１２に至るまでのある地点又は根元部１２まで延在する。さらに、ハニカムスキン２３は、図６に示すような翼形部スタッキング軸にに垂直な一様な終端６１を有している必要はない。ある実施形態では、ハニカムスキン２３の終端６１は、破線で示すように、翼形部設計に応じた形状とし得る。
【００２８】
以上、動翼１０の態様について説明してきたが、動翼１０は、航空エンジン（ガスタービン１）、発電用ガスタービン１及び蒸気タービン１のいずれかにおける回転部品として実施できる。
【００２９】
航空エンジンでの実施に際しては、動翼１０は、好適には、ファン圧縮機前段及び低圧タービン後段で実施し得る。同様に、発電用ガスタービン１では、動翼１０は、圧縮機前段及びタービン後段で好適に実施できる。蒸気タービン用途では、動翼１０は、動翼が極めて大型となる低圧セクションで好適に実施できる。
【００３０】
従って、本願の教示内容は、高強度支持構造２１に接合（取付け）することにより翼形部を形成する軽量ハニカムスキン２３を用いる、環帯面積（annulus area）の大きな動翼を与える。
【００３１】
その結果、従来の高強度合金鋳物よりも出口環帯面積が大きくなることによって、ガスタービンの出力及び効率が向上する。タービン出力が増すと、効率を維持するため出口環帯面積を大きくする必要がなる。従来技術の設計では、応力を材料性能の範囲内に保つため翼形部の質量が指数関数的に増大しかねなかった。これに対して、本発明では、中実材料に代えてハニカムスキン２３を用いることによって、翼形部の質量を低減する。
【００３２】
ある実施形態では、高強度支持構造２１は、先端１１での壁厚が約０．０３インチ未満の薄肉鋳造部又は鍛造部を含む。他の実施形態では、動翼１０の全重量軽減率は約５０％である。
【００３３】
以上、限られた数の実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明が開示した実施形態に限られるものではないことは明らかであろう。本明細書には記載されていないが、本発明の技術的範囲に属する数々の変更、修正、置換又は均等な構成を導入することができる。さらに、様々な実施形態を例示してきたが、本発明の態様は、記載した実施形態の一部しか含んでいないこともある。従って、本発明の技術的範囲は、本明細書の記載ではなく、特許請求の範囲に基づいて規定される。
【符号の説明】
【００３４】
１  ガスタービン
２  圧縮機
３  低圧タービン
４  発電機
５  蒸気タービン
６  後段
１０  動翼
１１  端部
１２  根部
１３  本体
２１  高強度支持構造
２３  ハニカムスキン
２４  把持機構
３１  前縁
３２  後縁
３３  取付部
４１  オーバーラップ
５１  交点
５５  セル
５２  外面
５３  内面
６１  終端縁
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図２】
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【図３】
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【図４Ａ】
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【図４Ｂ】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図５Ｃ】
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【図６】
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