(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼形部付き根元部（１１０）と、
翼形部付き根元部（１１０）に取り付けられる独立した延長部（１２０）と、
翼形部付き根元部（１１０）と延長部（１２０）の間に設けられた接合部（１３０）であって、機械的連結及び冶金的接合（２３０）を含む接合部（１３０）と
を備えるガスタービン翼形部（１００）であって、前記延長部（１２０）が翼形部端部（１５０）を含んでいて、翼形部の翼長の増大又は端部の交換が可能である、ガスタービン翼形部（１００）。
【請求項２】
延長部（１２０）及び翼形部付き根元部（１１０）の少なくともいずれかが部分翼幅シュラウド（３１０）を備える、請求項１記載のガスタービン翼形部（１００）。
【請求項３】
冶金的接合（２３０）が、ろう付け接合、液相拡散接合、拡散接合及びハイブリッド接合の少なくともいずれかを含む、請求項１記載のガスタービン翼形部（１００）。
【請求項４】
第１部分（２４０）とそれよりも大きい第２部分（２５０）とを含む突起（２１０）であって、翼形部付き根元部（１１０）及び延長部（１２０）の一方に設けられた突起（２１０）と、
第１部分（２４０）とそれよりも大きい第２部分（２５０）とを含む凹部（２２０）であって、翼形部付き根元部（１１０）及び延長部（１２０）のもう一方に設けられていて突起（２１０）の形状と相補的な形状を有する凹部（２２０）と
をさらに備える、請求項１記載のガスタービン翼形部（１００）。
【請求項５】
突起（２１０）の第１部分（２４０）と凹部（２２０）の第１部分（２４０）が各々テーパを有していて、
突起（２１０）の第１部分（２４０）の厚さが、突起（２１０）の第２部分（２５０）からの間隔の増大に伴って減少し、
凹部（２２０）の第１部分（２４０）の厚さが、凹部（２２０）の第２部分（２５０）からの間隔の増大に伴って減少する、
請求項４記載のガスタービン翼形部（１００）。
【請求項６】
ガスタービン翼形部（１００）の組み立て方法であって、
突起（２１０）及び凹部（２２０）（３３０）の少なくともいずれかに接合剤を塗布（８１０）し、突起（２１０）及び凹部（２２０）（３３０）の各々は、翼形部（１００）の翼形部付き根元部（１１０）及び翼形部（１００）の独立した延長部（１２０）の各々の上に対向して配設され、
翼形部付き根元部（１１０）を延長部（１２０）に対して位置決めを（８２０）し、
突起（２１０）、凹部（２２０）（３３０）及び接合剤を、接合剤を活性化し得るものに暴露（８３０）させ、
翼形部付き根元部（１１０）と延長部（１２０）の間において冶金的接合（２３０）を形成（８４０）することを含む、
ガスタービン翼形部（１００）を組み立てる方法。
【請求項７】
暴露（８３０）が、突起（２１０）と、凹部（２２０）と、ろう付けフォイル及びろう付けペーストの少なくとも一方とを加熱して、ろう付けフォイル及びろう付けペーストの少なくともいずれかを溶融することを含む、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、概ねタービンブレードに関し、詳細にはタービンブレードの構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
発電及び航空機の推進力のために使用され得るガスタービンの多くには、例えば、単結晶鋳造プロセスによって製造したタービンブレードが利用される。単結晶鋳造プロセスの利点の１つは、タービン作動中にタービンブレードが経験する低サイクル疲労に対する耐性を向上させ得ることである。
【０００３】
発電タービンにおいて、タービンブレード又は翼形部の翼幅又は翼長を増大させることにより、ブレード毎の作業出力を増大させ、発電需用の増大に対応することが
望ましい。タービンの環周面積をＡとし、タービン速度をＮとすると、増大したタービンの環周面積又は機械速度の何れかに対する、増大した出力の競合性能指数はＡＮ２と表わされる。翼形部の翼幅は、鋳造技術の改変によってより拡張され得る。鋳造体積の増大に伴い、単結晶加工処理に関する課題も増大する。これらの課題は、現在利用可能な装備の更なる縮小化、開発に必要な労力及びコスト、並びに容量制約を包含する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従って、当技術分野では、これらの課題を克服するタービン翼形部の構成が必要である。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の実施形態は、ガスタービン翼形部を含む。ガスタービン翼形部は、根元部と、根元部に取り付けられる独立した延長部と、根元部と延長部の間の間に設けられた接合部とを含み、当該接合部は機械的連結及び冶金的接合のいずれかを含む。
【０００６】
本発明の別の実施形態は、ガスタービン翼形部を組み立てる方法を含む。当該方法は、突起及び凹部の少なくともいずれかに接合剤を塗布して、突起及び凹部の各々を、翼形部の根元部及び翼形部の独立した延長部の各々の上に対向して配設することを含む。当該方法はさらに、根元部を延長部に対して位置決めすること、突起、凹部及び接合剤を、接合剤を活性化し得るものに暴露すること、及び根元部と延長部の間を冶金的接合することを含む。
【０００７】
本発明の更なる実施形態は、ガス流を導くケーシングと、ロータと、複数のガスタービン翼形部とを備えるガスタービンを含む。当該複数のガスタービン翼形部の少なくともいずれかは、ロータに機械的に接合する根元部と、根元部に取り付けられる独立した延長部とを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
本発明の一実施形態では、冶金的接合によって増補される機械的接合テーパ接合部を提供することにより、１つの翼形部断面をもう一方に接合する更なる負荷経路を提供する。接合部の長さに沿って徐々に負荷をかけることによって、テーパ接合部の形状により負荷移動効率が向上する。テーパ接合部は、冶金的接合を圧縮及び剪断して装填することによって、接合部の整合性を改善する。さらに、接合部は構造上と製造上の要件の両方を満たす。
【０００９】
本発明の一実施形態では、翼形部の翼長を増大することにより、性能を向上させる。別の実施形態では、例えば、翼形部端部における損傷などの修復が可能である。さらに別の実施形態では、複数の材料特性を盛り込み「材料性能設計」の原理を採用することによって、端部における振動モードの離調、及びケーシングとの摩擦などの問題に対処する翼形部を提供する。
【００１０】
図１に、ガスタービン５０の斜視端面図を示す。一実施形態では、ガスタービン５０は発電ガスタービンである。別の実施形態では、ガスタービン５０は航空機エンジン用のガスタービンである。ガスタービン５０は、複数の翼形部を備える（その一例を図２に示す）。ケーシング６６に流入したガスは、複数の翼形部１００に作用するよう案内される。翼形部１００によって、ガス膨張に伴うエネルギーが、ロータ６５を回転させるエネルギーに変換される。ロータ６５は、当業者に理解されるように、ガスタービン５０の中心近くに回転可能に配設される。
【００１１】
図２に、タービン５０の翼形部１００の斜視端面図を示す。翼形部１００は、ロータ６５（図１に示す）に機械接続する根元部１１０（本明細書中、根元と称す）と、接合部１３０（本明細書中、接合部と称す）を介して根元部１１０に取り付けられる独立した延長部１２０（本明細書中、延長部と称す）とを備える。根元部１１０に延長部１２０を取り付けることにより、単結晶鋳造により現在可能である長さを越えた翼形部１００を実現できる。
【００１２】
延長部１２０は、根元部１１０の材料と異なる材料及び異なる構造の少なくともいずれかから成るものとして選択されても良い。適用要件によって異なる材料特性を選択することは、「材料性能設計」として知られている。一実施形態では、根元部１１０は低サイクル疲労に耐える単結晶材料構造を含むことができ、延長部１２０はクリープに対する耐性を強化した一方向凝固或いは柱状粒子構造を含むことができる。別の実施形態では、延長部１２０は異なる材料を含み、端部の振動モードとして知られる振動応答を離調する。別の実施形態では、延長部１２０は、根元部１１０よりも低密度の異なる材料を含むことによって、延長部１２０の質量が減少する。翼形部１００の端部１５０の質量が減少すると、ロータ６５の回転に伴い延長部１２０により生じる遠心力が減少することが理解されるであろう。
【００１３】
図３に、接合部１３０の拡大した端面図を示す。接合突起２１０は根元部１１０上に配設され、接合凹部２２０は延長部１２０の中に配設される。接合突起２１０及び接合凹部２２０は相補的な形状であり、図３に示すように、凹部２２０の形状が突起２１０の形状に適合することが理解されるであろう。凹部２２０及び突起２１０が相補的な形状であることによって、機械的接合がもたらされ、延長部１２０が根元部１１０に取り付けられる。一実施形態では、接合部１３０は、冶金的接合２３０をさらに含み、延長部１２０を根元部１１０に取り付ける。機械的接合と併せて冶金的接合２３０を使用することによって、更なる負荷経路が提供される。すなわち、冶金的接合２３０及び機械的接合は各々、根元部１１０に延長部１２０を接合する手段と、延長部１２０と根元部１１０の間における任意の負荷移動手段とを提供する。一実施形態では、冶金的接合２３０は、例えばろう付けペースト及びろう付けフォイルのような適当なろう付け材料を含むろう付け接合部である。別の実施形態では、冶金的接合２３０は、液相拡散接合、拡散接合、接合部構造強化のための圧力増強を含む拡散接合部、及び、例えば与圧式フォイルろう付け接合部のようなハイブリッド接合部の少なくともいずれかである。
【００１４】
一実施形態では、突起２１０を含む翼形部根元部１１０と、凹部２２０を含む翼形部延長部１２０とを有するものを説明してきたが、実施形態の範囲はそれらに限定されず、例えば凹部２２０を含む翼形部根元部１１０及び突起２１０を含む翼形部延長部１２０のようなその他の接合部構成を有する翼形部も包含することが理解されるであろう。
【００１５】
一実施形態では、接合部１３０の突起２１０及び凹部２２０は、各々第１部分２４０及び第２部分２５０を含む。突起２１０の第１部分２４０及び凹部２２０の第１部分２４０は、各々図３に符号θで示すテーパ角を含む。
【００１６】
矢印２８０は、翼形部の厚さを示す。テーパ角θは、背面角を含み、突起２１０及び凹部２２０の第１部分２４０の厚さは、それぞれ突起２１０及び凹部２２０の第１部分２４０への変位、すなわち突起２１０及び凹部２２０の第２部分２５０からの間隔が増大するにつれて減少する。テーパ背面角θは、矢印２７５で示す方向の遠心力に応じて、根元部１１０の上の延長部１２０によって設けられ、圧縮力及び剪断力の少なくともいずれかが、突起２１０、凹部２２０及び冶金的接合２３０の第１部分２４０の間で発生する。接合部強度を増大させるためには、材料強度特性として、圧縮力及び剪断力の一方又は両方が、張力よりも好適である。それゆえ、図３に示すテーパ背面角θを設けることによって、遠心力の付加に対する接合部１３０の反応の整合性が向上する。約１０度のテーパ背面角θが最適の接合部の整合性をもたらすと考えられている。本明細書で使用される「約」という用語は、適用要件に合う製造及び設計の公差を含む変動量を示唆する。
【００１７】
一実施形態では、突起２１０及び凹部２２０の第２部分２５０の厚さ（矢印２８０に関連して示す）は、突起２１０及び凹部２２０の第１部分２４０の厚さよりも大きくすなわち厚い。従って、突起２１０の第２部分２５０の厚さが機械的接合をもたらし、根元部１１０から延長部１２０が分離するのを防止する。突起２１０及び凹部２２０の第１部分２４０のテーパ、並びに突起２１０及び凹部２２０の第２部分２５０の厚さは、冶金的接合２３０と接合して更なる負荷経路を提供し、よって、根元部１１０と延長部１２０の間の接合部１３０の整合性を強化する。
【００１８】
図４において、二股突起２１１を含む接合部１３０の実施形態を示す。二股突起２１１は、組立の整合性を強化する。矢印２５８の方向で示す、根元部１１０に対する延長部１２０に掛かる組立力の付加に応じて、二股突起２１１の第２部分２５０は圧縮し、凹部２２０の第１部分２４０の中に嵌合し、その後凹部２２０の第２部分２５０内で拡張する。凹部２２０の第２部分２５０内で二股突起２１１の第２部分２５０が拡張した後、上述の機械的接合がもたらされ、延長部１２０が根元部１１０に取り付けられる。一実施形態では、二股突起２１１の挿入エッジ３５０が、二股突起２１１の第２部分２５０の圧縮を促す形状を含む。一実施形態では、挿入エッジ３５０はリード角を含む。一実施形態では、保持エッジ３５１一組は、根元部１１０上に延長部１２０を取り付けた後、二股突起２１１の第２部分２５０が圧縮することを防止する形状に構成される。一実施形態では、保持エッジ３５１一組は、凹部２２０の対応する表面に係合する特徴を含む。別の実施形態では、保持エッジ３５１一組は、凹部２２０の対応する表面に係合する背面角を含み、根元部１１０上に延長部１２０を取り付けた後の二股突起２１１の第２部分２５０の圧縮を防止する。
【００１９】
一実施形態では、根元部１１０及び延長部１２０のうちの一方が、部分翼幅シュラウド（part-span shroud）３１０を含む。部分翼幅シュラウド３１０は、２つの隣接する翼形部１００の間を支持するように構成される。図２に示すように、最新の翼形部１００において、シュラウド１７５は翼形部１００の端部１５０に配設されることが多い。ガスタービン５０の環帯面積を大きくするために、翼形部１００の全長すなわち翼幅を拡大する場合、翼形部１００の端部１５０にシュラウド３１０を配設することは、延長部１２０における過剰遠心力負荷を考慮すると、適当ではない。従って、部分翼幅シュラウド３１０は、翼形部１００の接合部１３０の直近に配設される。一実施形態では、部分翼幅シュラウド３１０は、接合部の直近の翼形部１００の延長部１２０上に配設される。圧縮負荷は、隣接する翼形部１００の部分翼幅シュラウド３１０の係合に応じて生じると考えられる。この圧縮負荷は、好ましい応力状態をもたらし、冶金的接合１３０の強度を増大するとともに、摩擦負荷を増大させて機械的負荷経路を増強する。さらに、接合部の形状を適切に選択することにより、圧縮応力状態と共に、母体合金強度を凌ぐ強度の接合部１３０がもたらされると考えられる。
【００２０】
一実施形態では、根元部１１０及び延長部１２０の少なくともいずれかが、オーバーラップリップ３２０を含む。オーバーラップリップ３２０は、接合部１３０における乱流を緩和するために含まれる。一実施形態では、オーバーラップリップ３２０は、延長部１２０から、接合部１３０の直近の根元部１１０上の間に設けられた相補的な凹部３３０の中にまで延在する。オーバーラップリップ３２０の近くの間に設けられた部分翼幅シュラウド３１０を含む一実施形態では、ブレード間の負荷（翼形部１００の間）は圧縮性であるため、相補的な凹部３３０の中の好適なオーバーラップリップ３２０の密封の維持を促すと考えられる。
【００２１】
図５において、翼形部１００の代替的な実施形態を示す。図５に示す翼形部１００は、翼形部１００の根元部１１０上の間に設けられたシュラウド３１１を備える。一実施形態では、オーバーラップリップ３２１は、根元部１１０から、接合部１３０の直近の延長部１２０上に配設される相補的な凹部３３１の中にまで延在する。
【００２２】
一実施形態では、接合部１３０の直近に配設されるシュラウド３１０，３１１を有するものを説明してきたが、実施形態の範囲はそれに限定されず、例えば根元部１１０又は延長部１２０のいずれかに沿った任意の場所の間に設けられたシュラウド３１０，３１１を有する翼形部１００も包含すると理解されよう。さらに、一実施形態では、根元部又は延長部のいずれかから、根元部及び延長部の他方の中の２つの相補的な凹部の中にまで延在する２つのオーバーラップリップを有するものを示してきたが、実施形態の範囲はそれに限定されず、例えば根元部及び延長部の各々の上に対向して配設した１つのオーバーラップリップ及び１つの凹部のような代替的な構成を有する翼形部１００も包含すると理解されよう。
【００２３】
図６において、突起２１０の頂部斜視図を示す。一実施形態では、突起２１０は、単一の大きな弦幅（図２、３及び４のページの平面内における）の突起２１０である。単一の大きな弦幅の突起２１０は、翼形部１００のほぼ全幅にわたる。本明細書で使用される「ほぼ全幅」という用語は、根元部１１０と延長部１２０の間の十分な接合強度を提供するために適切に設計された単一の突起２１０を示唆する。単一の大きな弦幅の突起２１０を利用して、冶金的接合２３０の表面積を拡大することが望ましい。
【００２４】
図７において、代替的な突起構成の頂部斜視図を示す。その代替的な突起構成は、一組の胸壁状接合突起２１２を含む。胸壁状接合突起２１２を利用して、根元部１１０を延長部１２０に取り付けるために必要とされる組立力を減少することが望ましい。さらに、胸壁状接合突起２１２及び対応する胸壁状接合凹部を位置決めして、根元部１１０と延長部１２０の間において方向性配置し、保定することも望ましい。
【００２５】
従って、根元部１１０及び延長部１２０の組立を、図３、４及び８を参照して説明できる。図８において、タービン翼形部１００を組み立てる方法の概略的なフローチャート８００を示す。まず初めに、例えばろう付けペースト又はろう付けフォイルのような接合剤を突起２１０，２１２及び凹部２２０の少なくともいずれかに塗布８１０して、突起２１０，２１２及び凹部２２０の各々を翼形部１００の根元部１１０及び翼形部１００の独立した延長部１２０の各々の上に対向して配設することにより、延長部１２０及び根元部１１０が組み立てられる。さらに、相補的な形状の突起２１０及び凹部２２０が互いに適合されるように、根元部１１０を延長部１２０に対して位置決め８２０する。この組立プロセスはさらに、突起２１０、凹部２２０及び接合剤を、接合剤を活性化し得るものに暴露８３０させること、根元部１１０と延長部１２０間で冶金的接合２３０を形成８４０することを含む。
【００２６】
一実施形態では、位置決め８２０は、根元部１１０が延長部１２０に対して確実に適合するように位置合わせすることと、延長部１２０及び根元部１１０に対して、図４の矢印２５８で示す圧縮的な半径方向の組立力を付加して、根元部１１０を延長部１２０に対して位置決めすることとを含む。
【００２７】
別の実施形態では、位置決め８２０は、突起２１０，２１２を凹部２２０に対して位置合わせすることと、接線方向の組立力を根元部１１０及び延長部１２０に対して図３及び図４のように付加することとを含む。接線方向の組立力の付加に応じて、突起２１０，２１１は、凹部２２０内部において且つ凹部２２０に対して摺動する。従って、接線方向の組立力の付加は、根元部１１０を延長部１２０に対して適切に位置決めするように制御される。
【００２８】
一実施形態では、根元部１１０、延長部１２０及び接合剤を活性化源に暴露させることは、加熱してろう付けフォイル及びろう付けペーストの少なくともいずれかを溶融させることを含む。
【００２９】
一実施形態では、その組み立て方法は、根元部１１０に対する方向２５８に圧縮的な半径方向のプレロードを延長部１２０に付加して、根元部１１０と延長部１２０の間の冶金的接合２３０の強度を増加させることをさらに含む。圧縮的な半径方向のプレロードは、活性化源への暴露と同時に付加されても良い。適用されるべき半径方向プレロードの適切な量は、根元部１１０及び延長部１２０の材料の関数であり、例えば、鍛造接合のようなその他の組み立て方法に必要であるものより少ないことになる。
【００３０】
さらに、組み立てプロセスの一実施形態は、位置決め８２０より前に、本明細書において突起２１０への冷気適用とも呼ばれる冷却を含み、よって突起２１０の第２部分２５０は縮小するので、より少ない組立力量で突起２１０を凹部２２０の中に位置決めし、根元部１１０を延長部１２０に対して位置決めすることができる。一実施形態では、この組み立てプロセスは、位置決め８２０より前に凹部２２０を加熱することをさらに含み、凹部２２０の第１部分２４０を拡大して、その結果、より少ない組立力量で突起２１０を凹部２２０の中に位置決めすることができる。
【００３１】
一実施形態では、延長部１２０を取り付けて翼形部１００の全長を拡大させる接合部１３０を含むものを説明してきたが、実施形態の範囲はそれに限定されず、接合部１３０を含むその他の翼形部１００に対しても適用されると理解される。例えば、接合部１３０は、使用中に破損した翼形部１００を修理するために使用されても良い。翼形部１００の延長部１２０上の間に設けられた端部１５０（図２に示す）が破損した場合、接合部１３０によって、翼形部１００全体を交換することなく破損した端部１５０を交換することができる。また、破損した翼形部１００が接合部１３０を含まない場合は、例えば破損した端部１５０を交換できるように、延長部１２０を続いて取り付けられるように突起２１０を組み込んで修理する。翼形部１００を、放電加工（ＥＤＭ）、機械加工、研削及びその他の適切なプロセスのうち少なくとも１つによって、破損した部分を除去して、突起２１０を組み込むように修理しても良い。代替的な実施形態では、破損した翼形部１００を、突起２１０を含む延長部１２０を続いて取り付けられるように凹部２２０を組み込んで修理する。
【００３２】
一実施形態では、接合部１３０で特殊な湾曲を有するタービン翼形部１００を示したが、実施形態の範囲はそれに限定されず、例えば真直な部分のような接合部１３０が異なる形状を有するその他の翼形部も包含すると理解されよう。さらに、一実施形態では、例示的な突起及び凹部の形状を有するものを示したが、実施形態の範囲はそれに限定されず、代替的な形状を備えた突起及び凹部を含むタービン翼形部も包含すると理解されよう。
【００３３】
開示したように、本発明の幾つかの実施形態は、全長が拡大したタービン翼形部を構築する能力、各々の材料が特殊な適用要件に合わせて最適化される複数の材料を利用してタービン翼形部を構築する能力、及び破損した翼形部を修理する能力、というの利点のうち幾つかを含む。
【００３４】
本発明は、例示的な実施形態を参照して説明されてきたが、その精神から逸脱することなく様々に変更され、同等物がその構成要素に代用されても良いと、当業者は理解するであろう。また、その本質的な精神から逸脱することなく、特定の状況又は材料を本発明の教示内容に則して、様々な修正がなされても良い。従って、本発明は、本発明を実行するために最適又は唯一の態様としての特定の実施形態に限定されるものではなく、添付の特許請求の範囲の範囲内の全ての実施形態を包含する。さらに、本文及び図面において、本発明の例示的な実施形態を開示し、特有の用語を使用したが、限定目的ではなく、別途明記しない限り一般的且つ説明的な意味においてのみ使用され、それゆえ、本発明の精神はそれに限定されない。さらに、第１、第２などの用語は、順序又は重要性を意味するものでは決してなく、ある構成要素を他のものと区別するために用いる。さらに、単数形で記載された用語は、数量を限定するものではなく、そのものが１以上存在することを意味する。
【００３５】
添付図面は、同様の参照番号は同様の構成要素を示す例示的な図面である。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】本発明の一実施形態に係るタービンの端部斜視図。
【図２】本発明の一実施形態に係る翼形部の端部斜視図。
【図３】本発明の一実施形態に係る翼形部接合部の拡大した端面図。
【図４】本発明の一実施形態に係る翼形部接合部の拡大した端面図。
【図５】本発明の一実施形態に係る翼形部接合部の拡大した端面図。
【図６】本発明の一実施形態に係る翼形部突起の頂部斜視図。
【図７】本発明の一実施形態に係る翼形部突起の頂部斜視図。
【図８】本発明の一実施形態に係るタービン翼形部の組み立て法のフローチャート。
【符号の説明】
【００３７】
５０  ガスタービン
６５  ロータ
６６  ケーシング
１００  翼形部
１１０  根元部
１２０  延長部
１３０  接合部
１５０  端部
１７５  シュラウド
２１０  突起
２１１  二股突起
２１２  胸壁状突起
２２０  凹部
２３０  冶金的接合
２４０  第１部分
２５０  第２部分
３１０  部分翼幅シュラウド
３１１  シュラウド
３２０  オーバーラップリップ
３２１  オーバーラップリップ
３３０  凹部
３５０  挿入エッジ
３５１  保持エッジ
８００  フローチャート
８１０  塗布ステップ
８２０  位置決めステップ
８３０  暴露ステップ
８４０  形成ステップ
【図１】
0005550812.tif 000002
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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