(57)【要約】【課題】構造的により強固な修理されたタービンエンジン静翼アセンブリ（１０）を提供する。【解決手段】この方法は、第１のプラットフォーム（１２）の少なくとも一部分を含む第１の静翼アセンブリ部材（２８）と、エーロフォイル（１６）と、エーロフォイル（１６）に結合された第２のプラットフォーム（１４）の第１セグメント（３４）とを提供するステップを含む。また、第２のプラットフォーム（１４）の第２セグメント（４０）を備える第２の静翼アセンブリ部材（３０）を提供する。この第２セグメント（４０）は、第２のプラットフォーム（１４）の第１セグメント（３４）を受けるのに十分な形状およびサイズの凹部（４２）を有する。第１のセグメント（３４）は、たとえばろう付けまたは溶接によって第１のセグメント（３４）と第２のセグメント（４０）とを係合させた後、前記凹部（４２）内に配置される。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１のプラットフォーム（１２）と、第１のプラットフォーム（１２）から径方向（２３）に離間された第２のプラットフォーム（１４）と、その間にある少なくとも１つのエーロフォイル（１６）とを備える修理されたタービンエンジン静翼アセンブリ（１０）を製作する方法であって、前記エーロフォイル（１６）が、第１のエーロフォイル端部（３２）と、前記第１のエーロフォイル端部（３２）から離間された第２のエーロフォイル端部（３８）とを備え、
前記第１のエーロフォイル端部（３２）で前記エーロフォイル（１６）と結合された第１のプラットフォーム（１２）の少なくとも一部分と、第１の選択された周縁形状の第１の縁部（３６）を有し前記第１のエーロフォイル端部（３８）で前記エーロフォイル（１６）と結合される、前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）とを含む第１の静翼アセンブリ部材（２８）を形成するステップと、
第２のプラットフォームの第２セグメント（４０）を備える第２の静翼アセンブリ部材（３０）を形成するステップであって、前記第２セグメント（４０）が内部に第１の凹部（４２）を含み、前記凹部（４２）が、ほぼ前記第１の選択された周縁形状の第２の縁部（４４）を有し、前記第１および第２の縁部（３６、４４）が並ぶように前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）をその内部に受けるのに十分なサイズである、ステップと、
前記第１の静翼アセンブリ部材（２８）の前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）を、前記第１および第２の縁部（３６、４４）が並ぶように、前記第２の静翼アセンブリ部材（３０）の前記第２のプラットフォームの第２セグメント（４０）の前記第１の凹部（４２）内に配置するステップと、
次に、前記第１の静翼アセンブリ部材（２８）と前記第２の静翼アセンブリ部材（３０）とを、前記第１および第２の縁部（３６、４４）の周りで結合して、修理されたタービンエンジン静翼アセンブリ（１０）を形成するステップと
を含むことを特徴とする修理されたタービンエンジン静翼アセンブリの製造方法。
【請求項２】
前記第１の静翼アセンブリ部材（２８）が、前記第１のプラットフォーム（１２）に結合された複数のエーロフォイル（１６）を備え、
前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）が、前記第２のエーロフォイル端部（３８）で、前記複数のエーロフォイル（１６）に結合され、前記複数のエーロフォイル（１６）の間に、前記第２のプラットフォーム（１４）の材料を含む、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記第１のプラットフォーム（１２）が、前記静翼アセンブリ（１０）の径方向（２３）外側のプラットフォームであり、前記第２のプラットフォーム（１４）が、前記静翼アセンブリ（１０）の径方向（２３）内側のプラットフォームである、請求項２記載の方法。
【請求項４】
前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）と前記第２のプラットフォームの第２セグメント（４０）が合わさって、前記第２のプラットフォーム（１４）を画定する、請求項１記載の方法。
【請求項５】
前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）が、前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）に沿って周方向（１９）に、前記少なくとも１つのエーロフォイル（１６）から径方向（２３）に離れて延びる加重停止用突出部（１８）を備え、前記加重停止用突出部（１８）が、第２の選択された周縁形状の突出部縁部（４６）を有し、
前記第２のプラットフォームの第２セグメント（４０）が、実質上前記第２の周縁形状である第２の凹部縁部（５０）を有する第２の凹部（４８）を備え、前記第２の凹部（４８）が、前記突出縁部（４６）と前記第２の凹部縁部（５０）が並ぶように前記加重停止用突出部（１８）を内部に受けるのに十分なサイズであり、
前記第１の静翼アセンブリ部材（２８）の前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）を、前記第１の縁部（３６）と前記第２の縁部（４４）とが並び、前記突出部縁部（４６）と前記第２の凹部縁部（５０）とが並ぶように、前記第２の静翼アセンブリ部材（３０）の前記第２のプラットフォームの第２セグメント（４０）の凹部（４２）内に配置するステップと、
前記第１の静翼アセンブリ（２８）と前記第２の静翼アセンブリ部材（３０）とを、前記第１および第２の縁部（３６、４４）の周り、ならびに前記突出部縁部（４６）および前記第２の凹部縁部（５０）の周りで結合させて、修理されたタービンエンジン静翼アセンブリ（１０）を形成するステップとを含む、請求項１記載の方法。
【請求項６】
第１のプラットフォーム（１２）と、前記第１のプラットフォーム（１２）から径方向（２３）に離間された第２のプラットフォーム（１４）と、その間にある少なくとも１つのエーロフォイル（１６）とを備え、前記エーロフォイル（１６）が、第１のエーロフォイル端部（３２）と、前記第１のエーロフォイル端部（３２）から離間した第２のエーロフォイル端部（３８）を備える修理されたタービンエンジン静翼アセンブリ（１０）であって、
前記静翼アセンブリ（１０）が、
第１のエーロフォイル端部（３２）で前記少なくとも１つのエーロフォイル（１６）と結合された前記第１のプラットフォーム（１２）の少なくとも一部分と、前記第２のエーロフォイル端部（３８）で前記エーロフォイル（１６）と結合され第１の縁部（３６）を含む第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）とを備える第１の静翼アセンブリ部材（２８）と、
第２の縁部（４４）を有する第１の凹部（４２）を内部に備える第２のプラットフォームの第２セグメント（４０）を備える第２の静翼アセンブリ部材（３０）と
を備え、
前記第２のプラットフォームの第２セグメント（４０）が、前記第１の凹部（４２）内に配置され、前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）の前記第１の縁部（３６）が、前記第２のプラットフォームの第２セグメント（４０）の前記第２の縁部（４４）に結合されて、前記第２のプラットフォーム（１４）を形成することを特徴とする静翼アセンブリ（１０）。
【請求項７】
前記第１の静翼アセンブリ部材（２８）が、複数のエーロフォイル（１６）および前記第１のプラットフォーム（１２）を備え、
前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）が、前記第２のプラットフォーム端部（３８）で前記複数のエーロフォイル（１６）に結合され、前記複数のエーロフォイル（１６）の間に前記第２のプラットフォーム（１４）の材料を含む、請求項６記載の静翼アセンブリ（１０）。
【請求項８】
前記第１のプラットフォーム（１２）が、前記静翼アセンブリ（１０）の径方向（２３）外側のプラットフォームであり、前記第２のプラットフォーム（１４）が、前記静翼アセンブリ（１０）の径方向（２３）内側のプラットフォームである、請求項７記載の静翼アセンブリ（１０）。
【請求項９】
前記第２のプラットフォームの第１セグメント（２８）と前記第２のプラットフォームの第２セグメント（３０）が合わさって、前記第２のプラットフォーム（１４）を画定する、請求項６記載の静翼アセンブリ（１０）。
【請求項１０】
前記第１の静翼アセンブリ部材（２８）が、前記第２のプラットフォームの第１セグメント（３４）に沿って周方向（１９）に、前記少なくとも１つのエーロフォイル（１６）から径方向（２３）に離れて延びる加重停止用突出部（１８）を備え、前記加重停止用突出部（１８）が突出部縁部（４６）を有し、
前記第２の静翼アセンブリ部材（３０）が、第２の凹部縁部（５０）を有する第２の凹部（４８）を備え、
前記加重停止用突出部（１８）が、前記第２の凹部（４８）内に配置され、前記第１の静翼アセンブリ部材（２８）の前記突出部縁部（４６）が、前記第２のプラットフォームの第２セグメント（４０）の前記第２の凹部縁部（５０）と結合される、請求項６記載の静翼アセンブリ（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンエンジン構成要素の修理に関し、より詳細には、損傷を受けたガスタービンエンジン静翼アセンブリの修理に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般にエンジン動作中に過剰な磨耗および損傷を受け、または製造の際に損傷を受けたタービンエンジン静翼アセンブリの例として、ガスタービンエンジンの高温で動作するタービン部分内の、静翼アセンブリが挙げられる。このような物品は、タービンノズルまたはタービンノズルアセンブリとも呼ばれ、通常、少なくとも１つのエーロフォイルと、空気冷却用の通路および開口とを備えている。このようなエンジン位置では、静翼アセンブリは、エンジン運転動作中、高温の激しい環境条件にさらされる。その結果、安全で効率的な動作のためにアセンブリを修理または交換しなければならない程の損傷が生じる可能性がある。当技術分野でよく知られているように、このような空気冷却されるタービン構成要素は、設計が複雑であり、かつ高温超合金など比較的高価な材料で製作されるため、製造に比較的費用がかかる。したがって、こうした構成要素は、交換するよりも修理するのが通例である。
【０００３】
タービンエンジン静翼アセンブリを修理するための方法および装置についての報告には、Ｃｏｈｅｎらの米国特許第４，３０５，６９７号（１９８１年１２月１５日特許権取得）、およびＲｅｖｅｒｍａｎらの米国特許第５，７５８，４１６号（１９９８年６月２日特許権取得）などがある。こうしたタービン静翼アセンブリを修理する際には、エーロフォイルやエーロフォイルがその間に固定されるように離間した複数のプラットフォームなどの、アセンブリ部材の相対位置を維持することが重要となる。こうした修理のタイプの１つでは、こうした個々の部材を修理および／または交換するために、まず内側および外側プラットフォームおよびエーロフォイルを分解する。このような修理では、修理したアセンブリを形成するための新しいまたは修理済み部材の再組立ては、静翼アセンブリの新規の製造と同様である。これは、たとえばエーロフォイル端部突起をろう付けまたは溶接することによって、個々のエーロフォイル端部を離間されたプラットフォームに接合することを含み、その間、こうした部材はすべて正確な相対位置に維持される。このような修理は、この物品の元々の設計にない接合構造を有する、いくつかの接合部をもたらすことになる。
【特許文献１】Ｃｏｈｅｎらの米国特許第４，３０５，６９７号（１９８１年１２月１５日特許権取得）
【特許文献２】Ｒｅｖｅｒｍａｎらの米国特許第５，７５８，４１６号（１９９８年６月２日特許権取得）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
而して、部材、接合部、修理ステップがより少なく、その結果、エーロフォイルとプラットフォームとの接合部での構造一体性が向上した修理済みアセンブリをもたらすような、修理済みタービンエンジン静翼アセンブリを製作する方法を提供することが望ましい。このような特徴は、複数エーロフォイルの静翼アセンブリの、エーロフォイル間のプラットフォーム部分において特に重要となる。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明により、一形態では、少なくとも１つのエーロフォイルを間に有する、径方向に離間された第１および第２のプラットフォームを備える、修理されたタービンエンジン静翼アセンブリの製作方法を提供する。エーロフォイルは、離間された第１および第２のエーロフォイル端部を有する。本方法により、第１のエーロフォイル端部でエーロフォイルに結合される第１のプラットフォームの少なくとも一部分を含む第１の静翼アセンブリ部材と、第２のエーロフォイル端部でエーロフォイルに結合される第１の選択された周縁形状の第１の縁部を有する、第２プラットフォームの第１セグメントとが提供される。さらに、第２プラットフォームの第２セグメントを備える、第２の静翼アセンブリ部材が提供される。第２プラットフォームの第２セグメントは、第２の縁部を有する第１の凹部を内部に備える。この凹部は、実質的に第１の選択された周縁形状であり、第１および第２の縁部が並ぶように第２プラットフォームの第１セグメントを内部に受けるのに十分なサイズである。第２プラットフォームの第１セグメントは、第１および第２の縁部が並ぶように、第２プラットフォームの第２セグメントの、第１の凹部内に配置される。次いで、第１の静翼アセンブリ部材と第２の静翼アセンブリ部材とが第１および第２の縁部周囲で結合されて、修理済みのタービンエンジン静翼アセンブリを形成する。
【０００６】
別の形態では、本発明により、上述した部材を備える修理されたタービンエンジン静翼アセンブリが提供される。このようなアセンブリでは、第１の静翼アセンブリ部材と第２の静翼アセンブリ部材とが、並んでいる第１および第２の縁部で結合される。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
本発明を、典型的な静翼アセンブリを表す軸流ガスタービンエンジン用固定タービンノズルの一形態に関して説明する。このようなエンジンは、全般的に前方から後方へと直流連通した、１つまたは複数の圧縮機と、燃焼セクションと、エンジンの長手方向軸の周りに軸対称に配置された１つまたは複数のタービンセクションとを備える。したがって、本明細書では、たとえば「軸方向に前方」および「軸方向に後方」など、「軸方向の」または「軸方向に」という形の語を使用する句は、エンジン軸に関する相対位置または大体の方向を示し、「周方向の」という形の語を使用する句は、ほぼエンジン軸周りの大体の周方向位置または方向について示し、たとえば「から径方向に離れた」など、「径方向の」という形の語を使用する句は、ほぼエンジン軸からの、相対的な径方向位置または方向を示す。
【０００８】
たとえば運転動作によって損傷を受けたガスタービンエンジンの固定タービンノズルまたは静翼アセンブリを修理する１方法は、現時点では、内側および外側プラットフォームを、そのプラットフォーム間に配設された少なくとも１つのエーロフォイルから取り外す必要がある。図１の斜視図は、全体を１０で示した、典型的なガスタービンエンジン静翼または固定ノズルアセンブリを示す。静翼アセンブリ１０は、第１即ち外側プラットフォーム１２と、このプラットフォーム１２から離間された第２即ち内側プラットフォーム１４と、これらのプラットフォーム１２と１４の間に結合された、複数の（この実施形態では２つの）エーロフォイル１６とを備える。
【０００９】
図１のタービン静翼アセンブリ１０の実施形態には加重停止用突出部(load stop protrusion)１８が設けられ、この突出部１８は、内側プラットフォーム１４の軸方向２１についての後方部分に沿って周方向１９に延び、且つ、エーロフォイル１６からほぼ径方向２３に離れて突出する。一般的に、内側プラットフォーム１４を新規に製造する際には、それをタービンノズルアセンブリへ組み付ける前に、加重停止用突出部１８をプラットフォーム１４の一体部分として精密鋳造する。本実施形態では、加重停止用突出部１８は、タービンノズルアセンブリ１０の、径方向内側後方の付加加重の坦持部として機能する。このように、内側プラットフォーム１４に結合される別個の部材とするよりも寧ろ、内側プラットフォーム１４と一体化されたものとすることにより、加重停止部１８と内側プラットフォーム１４の接合部では、のしかかる加重を担持する能力が構造的に高まることになる。
【００１０】
図１のタービン静翼アセンブリ１０の諸部材の斜視図を、図２の組立分解図に示す。エンジン運転動作中、製造中またはその他の場面で損傷を受けたタービンエンジン静翼アセンブリを修理する従来技術にかかる一方法では、第１または外側プラットフォーム１２、第２または内側プラットフォーム１４、およびエーロフォイル１６が分解する。図２の実施形態では、エーロフォイル１６は、プラットフォーム開口２４および２６にそれぞれ配置されプラットフォーム１２と１４の間に位置合せおよび結合されているところの、第１のエーロフォイル突起端部２０と第２のエーロフォイル突起端部２２を備えている。このように分解した後、損傷を受けたどの部材も、新しいまたは修理済みの部材と交換し、この物品が再び組み立てられて使用に供される。この従来技術の例では、たとえば、ろう付けまたは溶接などによる、少なくとも４個の別々の結合による接合が必要となり、この４個別々の部材は、互いに正確な設計位置に相対的に固定されなくてはならない。従来技術の方法を用いたこのような修理済み物品は、この物品の元々の設計にはない接合構造を必要とすることになる
【００１１】
本発明の一形態では、部材の数がより少なく、したがって結合された接合部が少なく、修理時間およびコストが低減された、修理されたタービンエンジン静翼アセンブリを製作する方法が提供される。さらに、本発明は、その加重停止用突出部１８を含み且つ新規の一体化形成交換用材料を含めることを可能にする。その結果、本発明による修理されたタービンエンジン静翼アセンブリは、加重を担持する構造的安定性が向上する。
【００１２】
図３の分解組立斜視図は、本発明の一形態で使用される部材を示す。ここでは、第１の静翼アセンブリ部材の全体を２８で示し、第２の静翼アセンブリ部材の全体を３０で示す。
【００１３】
第１の静翼アセンブリ部材２８は、第１のエーロフォイル端部３２で少なくとも１つのエーロフォイル１６と結合された第１の（即ち外側）プラットフォーム１２の少なくとも一部（この例ではその全部）を有する。尚、上記第１のエーロフォイル端部３２は、図２のエーロフォイル突起端部２０のような突起端部を必ずしも備えていなくてもよい。また、第１の静翼アセンブリ部材２８は、ある所定の周辺形状を有する第１の縁部３６を有するところの、第２プラットフォームの第１セグメント３４を備える。このセグメント３４は、第２のエーロフォイル端部３８でエーロフォイル１６に結合される。第２のエーロフォイル端部３８は、図２のエーロフォイル突起端部２２のような突起端部を必ずしも備えていなくてもよい。
【００１４】
第２の静翼アセンブリ部材３０（ときにより、「窓枠」内側バンドまたはプラットフォームと呼ばれることがある）は第２プラットフォームの第２セグメント４０を備え、この第２セグメント４０は、上記第１の縁部３６の上記所定の周辺形状を実質的に有する第２の縁部４４によって画定された第１の凹部４２をその内部に有する。その第１の凹部４２は、セグメント３４が第１の凹部４２内にあるときに、第１の縁部３６と第２の縁部４４が並ぶように、第２プラットフォームの第１セグメント３４を内部に受けるのに十分な大きさを有する。
【００１５】
図３の実施形態では、第１の静翼アセンブリ部材２８は加重停止用突出部１８を備える。この加重停止用突出部１８は、第２プラットフォームの第１セグメント３４に沿って周方向１９に、且つエーロフォイル１６から径方向２３に離れるように延びる。エンジン動作中、空力的な加重がエーロフォイル１６に加わるが、これは、加重停止用突出部１８を通じて、タービン静翼アセンブリ１０を支持するエンジン構造へと伝達されねばならない。本発明の一形態に従って、第１のアセンブリ部材２８に加重停止用突出部１８を含めることによって、追加の修理接合部が不要となり、また、空力的な加重は、タービン静翼アセンブリ１０に元々設計されていない構造を有する修理接合部を通過することはなくなる。この加重停止用突出部１８は、第２の周縁形状の突出部縁部４６を備える。この実施形態では、第２の静翼アセンブリ３０は、ほぼ前記第２の周縁形状の第２の凹部縁部５０を有する第２の凹部４８を備える。この第２の凹部４８は、第２の凹部４８内に突出部１８を受けるのに十分な大きさ有し、これにより、突出部縁部４６と第２の凹部縁部５０とは、加重停止用突出部１８が第２の凹部４８内にあるときに、並列するようになる。
【００１６】
第１および／または第２の静翼アセンブリ部材２８および３０は、それぞれ、新規の部材、または従来どおり製造された静翼アセンブリから回収される有用な部分として提供できる。というのも、このような回収された部分に存在する結合された接合部は、当初の製造の際に精密に制御されており、そのような部分は、この物品に元々設計されている接合構造を含んでいるからである。第１および／または第２の静翼アセンブリ部材２８および／または３０を、新規の部材として形成する場合には、タービン静翼アセンブリ１０の構造安定性などの特徴、および動作寿命を改善するために、改良された交換材料を含めることができる。本発明の諸形態に従って修理済みの結合された接合部の数を減らすことで、製作がより容易で、構造的により安定性が高く、加重担持部が完全に一体である物品を提供することができる。
【００１７】
本発明の一形態では、第１静翼アセンブリ部材２８の第２プラットフォームの第１セグメント３４は、第１の縁部３６と第２の縁部４４が並ぶように、第２の静翼アセンブリ部材３０の第１の凹部４２内に配置される。第１の静翼アセンブリ２８と第２の静翼アセンブリ３０は、たとえばろう付けまたは溶接によって第１および第２の縁部３６および４４の周囲に結合されて、修理済みのタービンエンジン静翼アセンブリ１０を形成する。
【００１８】
図３の実施形態では、本方法は、さらに、第１の静翼アセンブリ部材２８の加重担持突出部１８を、突出部縁部４６と第２の凹部縁部５０が並ぶように、第２の静翼アセンブリ部材３０の第２の凹部４８内に配置することを含む。次いで、たとえばろう付けや溶接によって縁部４６と５０を結合させて、修理されたタービンエンジン静翼アセンブリ１０を形成する。
【００１９】
本発明を、特定の実施形態、構造、および方法に関して説明した。ただし、これらは、本発明の範囲をいかなる形でも限定するものではなく、典型的かつ代表的なものであることを理解されたい。添付の特許請求の範囲から逸脱することなく様々な変更および修正を本発明に加えることが可能であることが、たとえばタービンエンジンおよびその設計、製造および修理などに関連する様々な分野の技術者には理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】典型的なガスタービンエンジン静翼アセンブリの斜視図である。
【図２】従来技術の静翼部材組立方法を示す、図１の静翼アセンブリの分解組立図である。
【図３】本発明に関する、修理済みのタービンエンジン静翼アセンブリの実施形態の分解組立図である。
【符号の説明】
【００２１】
１０  静翼アセンブリ
１２  第１のプラットフォーム
１４  第２のプラットフォーム
１６  エーロフォイル
１８  停止用突出部
２８  第１の静翼アセンブリ部材
３０  第２の静翼アセンブリ部材
３２  第１のエーロフォイル端部
３４  第１のプラットフォームの第１セグメント
３６  第１の縁部
３８  第２のエーロフォイル端部
４０  第２のプラットフォームの第２セグメント
４２  第１の凹部
４４  第２の縁部
４６  突出部縁部
４８  第２の凹部
５０  凹部縁部
【図１】
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【図２】
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【図３】
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