(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
外側リング構造（４２，４７）と、
内側リング構造（４１）と、
前記内側リング構造（４１）と前記外側リング構造（４２）の間に延在する複数の円周方向離隔要素（４６，４６ａ，４６ｂ）とを含むガスタービンエンジン構成部品（３７）の製造方法であって、
軸方向ガス流の一次ガスチャネルが前記要素（４６，４６ａ，４６ｂ）間に規定され、前記構成部品（３７）はガスが流入する入口側とガスが流出する出口側とを有する方法において、
前記要素（４６）の各々の部分（４６ｂ）であって、前記リング構造（４１，４２）間の前記要素（４６）の突き出し長さの一部に相当する前記部分（４６ｂ）と、前記要素部分（４６ｂ）を接続し、前記リング構造のうちの一方の一部をなすように意図されたリング状部材（４２）とを含む一体成形部品（４７）を形成するように一体成形金属ブランクを機械加工するステップと、
分離構造を形成するように前記外側及び内側リング構造を製造するステップと、
前記要素（４６）を介して前記内側及び外側リング構造（４１，４２）を接合するステップと、
前記要素部分（４６ｂ）を、前記外側リング構造に接続される対応する残りの要素部分（４６ａ）に溶接するステップと、
を含むことを特徴とする、方法。
【請求項２】
前記リング状部材（４２）は前記外側リング構造の一部をなすように意図されており、前記要素部分（４６ｂ）は前記リング状部材（４２）の内側から内方に延在することを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記一体成形部品（４７）は、前記リング状部材（４２）の外側から半径方向外方に延在する複数の要素延長部（４６ｃ）を含んでおり、各要素延長部（４６ｃ）は対応する要素部分（４６ｂ）の位置と反対側の位置に配置されて、前記要素部分（４６ｂ）と前記対応する要素延長部（４６ｃ）の間の前記リング状部材（４２）を通って実質的に真っ直ぐ半径方向に負荷を伝達することができるようになっていることを特徴とする、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記一体成形金属ブランクは鍛造リングであることを特徴とする、請求項１〜３のいずれかに記載の方法。
【請求項５】
前記対応する残りの要素部分（４６ａ）は他方のリング状部材（４１）の一部をなすことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記要素部分（４６ｂ）は、前記リング構造（４１，４２）間の前記要素（４６）の突き出し長さの、少なくとも３０〜４０％、多くても６０〜７０％が与えられることを特徴とする、請求項１〜５のいずれかに記載の方法。
【請求項７】
外側リング構造と、内側リング構造と、前記内側リング構造と前記外側リング構造の間に延在する複数の円周方向離隔要素とを含むガスタービンエンジン構成部品の製造方法であって、
軸方向ガス流の一次ガスチャネルが前記要素間に規定され、前記構成部品はガスが流入する入口側とガスが流出する出口側とを有する方法において、
前記要素の各々の部分であって、前記リング構造間の前記要素の突き出し長さの一部に相当する前記部分と、前記要素部分を接続し、前記リング構造のうちの一方の一部をなすように意図されたリング状部材とを含む一体成形部品を形成するように一体成形金属ブランクを機械加工するステップと、
分離構造を形成するように前記外側及び内側リング構造を製造するステップと、
前記要素を介して前記内側及び外側リング構造を接合するステップと、
前記要素部分を、前記外側リング構造に接続される対応する残りの要素部分に溶接するステップと、
を含む、方法。
【請求項８】
前記リング状部材は前記外側リング構造の一部をなすように意図されており、前記要素部分は前記リング状部材の内側から内方に延在する、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記一体成形部品は、前記リング状部材の外側から半径方向外方に延在する複数の要素延長部を含んでおり、各要素延長部は対応する要素部分の位置と反対側の位置に配置されて、前記要素部分と前記対応する要素延長部の間の前記リング状部材を通って実質的に真っ直ぐ半径方向に負荷を伝達することができるようになっている、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記一体成形金属ブランクは鍛造リングである、請求項７〜９のいずれかに記載の方法。
【請求項１１】
前記対応する残りの要素部分は他方のリング状部材の一部をなす、請求項７に記載の方法。
【請求項１２】
前記要素部分は、前記リング構造間の前記要素の突き出し長さの、少なくとも３０〜４０％、多くても６０〜７０％が与えられる、請求項７〜１１のいずれかに記載の方法。
【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構成部品の製造方法に関する。特に、本発明は、既製部品の組み立てを伴う方法に関する。本発明は、そのような構成部品からなるガスタービンエンジンにも関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用「ジェットエンジン」等の軸流ガスタービンエンジンは、概して、空気入口と、圧縮機セクションと、燃料燃焼室と、タービンセクションと、対応する圧縮機とタービンを連結する１つ又は複数の回転駆動軸と、排気出口と、駆動軸を支持するため、且つ例えば航空機にエンジンを取り付けるための構造とを備えている。
【０００３】
一般的に、支持構造は、軸受及び中心に位置する駆動軸に接続される内側シェル又はリングと、例えばエンジンケーシングに接続される外側シェル又はリングとを含む静的部品であって、中心に分布した支柱が内側及び外側シェル／リング間に延在してそれらを連結している。支持構造は、駆動軸とエンジンケーシングの間で負荷を伝達することができるように設計されている。エンジンを通る軸方向ガス流は、空気力学的に通常は設計されている支柱間を流れるようになっている。ここで述べたタイプの支持構造は、かなりの極限平衡負荷と熱発生負荷にさらされる。
【０００４】
従来から、支持構造は１つの大型鋳造構成部品として製造されている。コストを削減するために、ここ数年、小型の鋳造、鍛造及び板金部品等の既製部品を組み立てることによって支持構造を製造することがより一般的になっている。一般的に、これらの部品は溶接される。この技術に関する問題は、溶接工程中に構成部品に誘導される熱である。この熱は、最終製品の歪みと、個々の部品の形状の不正確さの原因となる。そのため、測定と手動調節に時間を費やさなければならない。従って、既製部品の組み立ては、効率的な方法で自動化するのが困難なことが多い。
【０００５】
費用効果も高く、効率的な自動化も可能な上記のタイプの支持構造を製造する方法が必要である。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明の目的は、既製部品の組み立てを伴うが、それにもかかわらず費用効果が高く、自動化に適しているガスタービンエンジン構成部品の製造方法を提供することである。この目的は、独立請求項１に含まれる技術的特徴によって規定される方法によって実現される。従属請求項は、本発明の有利な実施形態、更なる発展形態及び変形形態を含む。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明は、外側リング構造と、内側リング構造と、該内側リング構造と該外側リング構造の間に延在する複数の円周方向離隔要素とを含むガスタービンエンジン構成部品の製造方法であって、軸方向ガス流の一次ガスチャネルが該要素間に規定され、該構成部品はガスが流入する入口側とガスが流出する出口側とを有する方法に関する。
【０００８】
本発明は、本方法が、該要素の各々の部分であって、該リング構造間の該要素の突き出し長さの一部に相当する該部分と、該要素部分を接続し、該リング構造のうちの一方の一部をなすように意図されたリング状部材とを含む一体成形部品を形成するように一体成形金属ブランクを機械加工するステップを含むことを特徴とする。
【０００９】
該金属ブランクの適切な材料及び形状を選択することによって、上記のタイプの一体成形部品の機械加工はそのような部品の鋳造よりもより費用効果が高くなり得る。更に、機械加工、好ましくはフライス加工によって、十分に低い公差が達成される。更に、該一体成形部品は該要素（支柱）の各々の長さの一部を含むので、該支柱の末端部を該外側又は内側リング構造に接合する必要がない。支柱とリング部材の間で溶接されるＴ継手は該構成部品のクラック形成や耐久性の制限を招く傾向があるので、これは利点である。その代わりに、突合せ継手を使用して、対応する支柱部分を各ベーンの長さに沿ったある点、例えば該外側及び内側リング構造の中間点で接続することができる。これらの対応する支柱部分は、該支柱の残りの部分を形成するのが好ましく、両リング構造上での支柱のＴ継手の溶接を避けることができるように対応するリング部材に取り付ける又は取り付け可能であるのが好ましい。該支柱部分の該突合せ継手は実質的にガス流の方向に延在するので、そのような継手を溶接した後に機械加工する必要がない。
【００１０】
本発明の有利な実施形態において、該リング状部材は該外側リング構造の一部をなすように意図されており、該要素部分は該リング状部材の内側から内方に延在する。従来の組み立て技術に従うと、多数の要素部分を、該要素部分を分離する対応する数の曲面板と溶接することによって、そのような構成部品を製造することができる。しかしながら、これには多くの溶接接合が必要であり、組み立て中にかなりの熱量が誘導されて、前述の問題を引き起こす可能性がある。その代わりに一体成形金属ブランクからこの部品を機械加工することによって、溶接が省略され、該部品の正確な寸法を実現することができる。更に、鋳造のコストが節減される。
【００１１】
本発明の有利な実施形態において、該一体成形部品は、該リング状部材の外側から半径方向外方に延在する複数の要素延長部を含んでおり、各要素延長部は対応する要素部分の位置と反対側の位置に配置されて、該要素部分と該対応する要素延長部の間の該リング状部材を通って実質的に真っ直ぐ半径方向に負荷を伝達することができるようになっている。このように、最終構成部品の該要素（支柱）からの／への主負荷を該リング状部材の半径方向外方に位置する更なる部分を介して伝達することができ、この更なる部分はこの目的のために特別に設計されるのが好ましい。従って、該支柱部分を接続する該リング状部材は、大きな負荷を支える必要がなく、そのため該支柱を接続するため、且つガス流を案内するためだけに設計することができる。これにより、該リング状部材を極めて薄くすることが可能になる。
【００１２】
本発明の有利な実施形態において、該一体成形金属ブランクは鍛造リングである。これにより、効率的な方法が提供される。好ましくは、この材料はマルテンサイト析出硬化ステンレス鋼である。
【００１３】
本発明の有利な実施形態において、本方法は、分離構造を形成するように該外側及び内側リング構造を製造するステップと、該要素を介して該内側及び外側リング構造を接合するステップとを含む。好ましくは、本方法は、該要素部分を、該外側リング構造に接続される対応する残りの要素部分に溶接するステップを含む。
【００１４】
本発明の有利な実施形態において、該対応する残りの要素部分は別のリング状部材の一部をなす。このように、該要素を介して２つのリング状部材を接続するのに１回の溶接が必要なだけである。
【００１５】
本発明は、上記の方法に従って製造された構成部品からなるガスタービンエンジンにも関する。本発明の更なる実施形態において、このガスタービン発明は航空機の推進用に構成される。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
下記の本発明の説明において、以下の図面を参照する。
【００１７】
【図１】本発明の方法に従って製造されたガスタービンエンジン構成部品を備えた軸流航空機用ガスタービンエンジンを概略図で示す。
【図２】本発明の方法に従って製造された本発明のガスタービンエンジン構成部品の一実施形態を斜視図で示す。
【図３】図２による構成部品の部分断面図を示す。
【図４】図２による構成部品を分解斜視図で示す。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
図１は、本発明の構成部品による支持構造３７を備えた軸流航空機用ガスタービンエンジン１を概略図で示す。図１は、更なる支持構造２７も示す。概して、図１に示すガスタービンエンジン１は、従来構造のものであり、軸流順序で、空気入口３と、低圧圧縮機４と、高圧圧縮機５と、燃焼装置６と、高圧タービン７と、低圧タービン８と、排気出口９とを備えている。動作中、高圧圧縮機５は、第１の中空軸である、高圧（ＨＰ）タービン軸（図示せず）を介して高圧タービン７によって駆動される。同様に、低圧圧縮機４は、第１のタービン軸１０内に同軸上に配置された第２の中空軸である、低圧（ＬＰ）タービン軸（図示せず）を介して低圧タービン８によって駆動される。第３の同軸上に配置された軸（図示せず）は、ガスタービンエンジンケーシング内及び周囲に空気を送り込むファン１２に接続される。共通軸２も示されている。
【００１９】
ガスタービンエンジン１は、概して、空気入口３を通して引き込まれた空気がまずファン１２によって圧縮され、その後低圧圧縮機４によって圧縮されてから、高圧圧縮機５に入って、そこで更に圧縮される従来方式で作動する。その後、圧縮空気は燃焼装置６に流れ込み、そこで燃料と混合されて混合気が燃焼される。その後、得られた高温燃焼生成物が高圧及び低圧タービン７，８を通過して膨張してから、排気出口９を通して大気に排出される。
【００２０】
エンジン１は、駆動軸を支持するため、且つエンジンを航空機に取り付けるための後部支持構造２７及び前部支持構造３７を更に備えている。前部支持構造は、低圧及び高圧圧縮機４，５の間に配置され、一般に中間圧縮機ケースＩＣＣと呼ばれるものを形成する。後部支持構造２７は、一般にタービン後部フレーム（ＴＲＦ）、タービン排気ケース又はテール軸受ハウジングと呼ばれるものである。
【００２１】
一般に、ジェットエンジンの支持構造は、ころ軸受によって１つ又は複数の軸を支持する。負荷は、半径方向「スポーク」によって外側構造（シュラウド）に接続された内側ハブに内側支持構造（支持円錐）を介して伝達される。空力抵抗を削減するため、又はガス流を案内するため、これらの「スポーク」は、通常は翼形構造で覆われるか、又はその構造と一体化される。一体型翼形又はベーンは、しばしば「支柱」と呼ばれる。支柱は、空力負荷と、構造的及び熱的誘導負荷の組み合わせとの両方を支持することが可能である。最新のジェットエンジンの多くは、リング支柱リング構成部品のそのような支柱、例えば前部支持構造３７を利用している。
【００２２】
図２は、組み立てられた状態の構成部品３７を示し、図３は、組み立てられた構成部品３７の部分断面図を示し、図４は、構成部品３７の分解図を示す。従って、図４は、接合された時に構成部品３７を形成する既製部品を示している。
【００２３】
図２〜４に示すように、本発明の方法に従って製造されたガスタービンエンジン構成部品３７の実施形態は、ハブ４１の形態の内側リング構造と、リング状部材４２を含む環状一体成形部品４７（「ベーンリング」）によって主に形成された外側リング構造とを含む。ハブ４１は、その内部に、軸の軸受座に接続される環状支持構造４１ａを含む。外側リング構造は、エンジンケーシングの支持部に接続されるように意図されている。例示した構成部品は、前部ケース４３と、前部フランジ４４と、後部ケース４５とを更に含む。内側及び外側リング構造は、共通軸２の周囲に同心状に配置される。
【００２４】
支柱４６（以下で更に説明するように部分４６ａ，４６ｂによって形成される）の形態の複数の円周方向離隔要素は、ハブ４１とリング状部材４２の間に半径方向に延在しており、軸方向ガス流の一次ガスチャネルが支柱４６間（並びに内側及び外側リング構造間）に規定される。従って、支柱４６は、ハブ４１及びリング状部材４２のそれぞれにしっかりと接続される。支柱４６は、構成部品の半径方向に延在する。図面における構成部品３７の左側はガスが流入する入口側を形成し、右側はガスが流出する出口側を形成する。
【００２５】
この例では、ハブ４１は鋳造されるが、リング状部材４２を含む部品４７は以下で更に説明するように一体成形金属ブランクから機械加工される。前部ケース４３、前部フランジ４４、及び後部ケース４５は、既知の手段によって製造される。これらの全ての主要部分は、構成部品３７を形成するように溶接される。
【００２６】
本発明の方法は、上記支柱４６の各々の部分４６ｂを含む一体成形部品４７を形成するように一体成形金属ブランクを機械加工するステップを含む。この部分４６ｂはリング構造間の支柱４６の突き出し長さの一部に相当するものであり、即ち、部分４６ｂは支柱４６の半径方向長さ（及びガスチャネル規定長さ）の一部に相当するものである。機械加工された一体成形部品４７は、支柱部分４６ｂを接続し、且つリング構造のうちの一方、この場合は外側リング構造の一部をなすリング状部材４２を更に含む。この場合リング状部材４２は外側リング構造の一部をなすように意図されているので、支柱部分４６ｂはリング状部材４２の内側から内方に延在する。
【００２７】
ハブ４１は、一体成形リング状部材４２の一部をなす部分４６ｂに溶接することによって他方のリング構造に接続される、対応する残りの要素／支柱部分４６ａを含む。ここで説明する実施形態では、接合される２つの支柱部分４６ａ，４６ｂは同じ半径方向長さを有しており、即ち、２つの部分を接合した溶接部は、ハブ４１の外周側とリング状部材４２の内側の間のガスチャネルの中央に半径方向に位置決めされる。ガスチャネルの中央に溶接部を位置決めすることには、溶接を実施するのにより多くの空間が与えられるという利点と、応力、張力等がこの位置はリング構造の近くよりも小さいという利点がある。
【００２８】
一体成形部品４７は、リング状部材４２の外側から半径方向外方に延在する複数の支柱延長部４６ｃを更に含む。これらの延長部４６ｃの各々は対応する支柱部分４６ｂの位置と反対側の位置に配置されて、支柱部分４６ｂと対応する支柱延長部４６ｃの間のリング状部材４２を通って実質的に真っ直ぐ半径方向に負荷を伝達することができるようになっている。
【００２９】
板部材４８は、構成部品３７を外側支持部に固定するために支柱延長部４６ｃの外端部に配置される。板部材４８は、前部ケース４３の切り欠きに嵌合する。
【００３０】
一体成形部品４７を機械加工するために使用される一体成形ブランクは、高強度ステンレス鋼製の鍛造リングである。適切な材料の例としては、１７−４ＰＨ及びカスタム４６５等のマルテンサイト析出硬化ステンレス鋼が挙げられる。被加工物は、例えば熱処理によって機械加工した後に硬化させるのが好ましい。当業者であれば、どの材料が適切であってそれらの材料をどのように処理／硬化するかという原則を知っている。
【００３１】
そのような材料の機械加工、例えばフライス加工もそのようなものとして当業者に知られている。なお、一般的に、鍛造リングブランクの重量は３００ｋｇであるのに対して、一体成形部品４７の重量は１２ｋｇである。
【００３２】
本発明の方法は自動化に適しているため、また比較的安価な材料を利用することが可能であるため（また取り除いた材料を溶解して再利用することができるため）、本発明の方法に従って製造された構成部品は、従来の鋳造構成部品よりも低コストになり得る。
【００３３】
本発明の方法は、分離構造を形成するように外側及び内側リング構造を製造するステップと、要素／支柱４６を介して内側及び外側リング構造を接合するステップとを含む。従って、本方法は、様々な既製部品を接合して最終構成部品を形成する製作方法といわれている。本実施形態において、本方法は、外側支柱部分４６ｂを対応する残りの内側支柱部分４６ａに溶接して２つのリング構造を接続する特定のステップを更に含む。
【００３４】
この特定の例では、内側及び外側リング構造間のガス流チャネルの半径方向高さ、即ち、ハブ４１とリング状部材４２の間の距離は、ほんの４５ｍｍである。これは、溶接するための空間はあまりないが、同じ半径方向長さの支柱部分４６ａ，４６ｂを使用し、それによって溶接部をガスチャネルの中央に位置付けることによって、溶接を実施する余地が残されることを意味している。支柱部分４６ａ、４６ｂは既にリング構造の一部をなしているので、支柱４６につき１つの溶接部のみが必要とされる。
【００３５】
本発明は、上記の実施形態によって限定されるものではなく、特許請求の範囲内で様々な形で修正することができる。例えば、代替又は補足として、一体成形金属ブランクから機械加工された一体成形部品は内側リング構造の一部をなすこともできる。従って、ハブ部分４１は、上記した外側で機械加工されたリング状部材４２の代わりに、又はこれを補完するものとして、支柱部分を備えた機械加工リング状部材を形成することができる。
【００３６】
更に、構成部品３７は、本発明の方法に従って接合された支柱の他に更なる支柱を含んでもよい。また、内側及び外側リング構造は更なる構成部品を含んでもよい。
【００３７】
更に、全く同じ半径方向長さの支柱部分４６ａ，４６ｂを使用する必要はなく、そのためガスチャネルのちょうど中央に溶接部を位置付ける必要もない。好ましくは、各支柱部分４６ａ，４６ｂは、接合溶接部が少なくともガスチャネルの中央の比較的近くに位置することになるように、半径方向長さの少なくとも３０〜４０％が与えられる。従って、要素部分４６ｂは、上記リング構造４１，４２間の要素４６の突き出し長さの、好ましくは少なくとも３０〜４０％、多くても６０〜７０％が与えられる。
【００３８】
更に、本発明は、上記で例示したＩＣＣ３７に限定されるものではない。本発明は、ガスタービンエンジンのその他の支持構造、例えば、前部フレーム（入口フレーム又はファンハブフレーム）、中間ケース（ＩＭＣ）、タービン中間構造（ＴＭＦ，ＴＭＳ）、又はタービン後部フレーム（ＴＲＦ）にも適用可能である。しかしながら、エンジンのタービン部品の温度は、容易に機械加工可能な材料を使用するには高過ぎることがある。
【００３９】
更に、本発明は、飛行用ジェットエンジンだけでなく、定置ガスタービン（発電機）にも適用可能である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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