(57)【要約】本発明は、静翼構成要素または動翼構成要素用に意図される中空羽根（１）であって、少なくとも１個の支持要素（６、７）が２個の対向する羽根壁部（２、３）間において配置されるとともに溶接により該羽根壁部と互いに接合される中空羽根（１）の製造方法に関する。前記支持要素（６、７）は、羽根の外側からレーザー溶接によって少なくとも一方の前記羽根壁部（２、３）と互いに接合されて、前記支持要素と前記羽根壁部との相互接合部分がＴ字形継手（９）を形成するようになる。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
静翼構成要素または動翼構成要素用に意図される中空羽根であって、少なくとも１個の支持要素（６、７）が、２個の対向する羽根壁部（２、３）間において配置されるとともに、前記羽根壁部と互いに接合される中空羽根（１）の製造方法において、前記支持要素（６、７）は、前記羽根の外側からのレーザー溶接によって少なくとも一方の前記羽根壁部（２、３）と互いに接合されて、前記支持要素と前記羽根壁部との相互接合部分がＴ字形継手（９）を形成するようになることを特徴とする方法。
【請求項２】
前記支持要素（６、７）は、前記羽根（１）の平均キャンバ線（Ｘ）に対して本質的に直角に延在するように配置されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記支持要素（６、７）は、板状の形状を有することを特徴とする請求項１または２に記載の方法。
【請求項４】
前記板状の形状の支持要素（６、７）の縁部は、前記羽根壁部に接続されることを特徴とする請求項３に記載の方法。
【請求項５】
中空形状を有する前記羽根（１）が最初に製作され、その後、前記支持要素（６、７）が該羽根の内側に配置され、然る後に前記支持要素が前記壁部に堅固に溶接されることを特徴とする前記請求項のいずれか１項に記載の方法。
【請求項６】
断面において、前記羽根（１）の外形は、翼の形状をなすことを特徴とする前記請求項のいずれか１項に記載の方法。
【請求項７】
前記静翼構成要素または動翼構成要素は、ガスタービン用に意図されることを特徴とする前記請求項のいずれか１項に記載の方法。
【請求項８】
前記静翼構成要素または動翼構成要素は、ジェットエンジン用に意図されることを特徴とする前記請求項のいずれか１項に記載の方法。
【請求項９】
前記静翼構成要素は、航空機の翼の少なくとも一部分を形成することを意図されることを特徴とする請求項１〜６のいずれか１項に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、静翼構成要素または動翼構成要素用に意図される中空羽根であって、少なくとも１個の支持要素が２個の対向する羽根壁部間において配置されるとともに該羽根壁部と互いに接合される中空羽根の製造方法に関する。この静翼構成要素または動翼構成要素は、たとえばガスタービン、特にジェットエンジンに用いられうる。
【０００２】
ジェットエンジンという用語には、空気を相対的に低い速度で取り込んで、該空気を燃焼により加熱してはるかに高い速度で排出するさまざまな種類のエンジンが含まれる。ジェットエンジンという用語には、たとえばターボジェットエンジンおよびターボファンエンジンが含まれる。
【０００３】
したがって、前記羽根は、静止および回転部分のいずれにも用いられうる。前者の場合には、前記羽根は、支柱として知られるものとして使用されうる。このような支柱は、静翼において外側リングと内側リングとの間に配置される。静翼において、これらの支柱は、主として力を伝達することを意図されており、一般に可能な限り小さい空気抵抗が得られるような形状を有する。これらの支柱は、たとえばジェットエンジンにおいて、後部または前部支持体内に配置される。動翼においては、前記羽根は、たとえばジェットエンジンにおいて流れを偏向するためのファン・ブレードとして用いられうる。
【０００４】
前記羽根は、自重を最適化するために中空の設計とされる。支持要素は、羽根壁部間に配置されて羽根を補強し、したがってしばしば補強リブと呼ばれる。
【背景技術】
【０００５】
従来技術によれば、支持要素と羽根壁部との相互接合は、抵抗溶接によって行なわれてきた。この場合は、支持要素は、Ｕ字形断面を有する細長部材であり、前記支持要素は、このＵ字形の２本の脚部の各々が羽根壁部に対して平行に延在するとともに該羽根壁部と接触するように配置される。したがって、Ｕ字形の中間部分は、羽根壁部間において間隔保持要素を形成する。相互溶接される面を互いに加圧することが必要であるため、溶接前に前記Ｕ字形の脚部間においてステーが配置され、然る後に前記Ｕ字形の各々の脚部が羽根壁部の外側から羽根に堅固に抵抗溶接される。その後、前記ステーは、羽根から取り外される。この方法のひとつの欠点は、ステーを意図される位置に配置することと溶接が行なわれた後に該ステーを取り外すこととが相対的に時間を要することである。さらにまた、十分に良好な品質を達成することも困難である。構造の点から見ると、この方法は、応力の集中が起こりやすく、したがって溶接部が十分な強度を持たないため、最適な方法ではない。
【０００６】
支持要素を羽根壁部間において堅固に溶接するためのその他の周知の溶接方法は、電子ビーム溶接とティグ溶接とによって構成される。これらのいずれの溶接技術も、しばらく使用すると割れが生じるという形の問題を伴なうことが実証されている。電子ビーム溶接は、さらにまた、相対的に複雑かつ高費用の方法である。縁部において、見事な遷移部を有する完全な融合を達成することは困難である。
【０００７】
また他の方法は、超塑性成形を含む拡散接合として知られる方法である。この方法においては、原則として、ある一定の互いに別々の部分において相互接続される３枚の板が用いられる。この接続は、前記板をこれらの部分において高温かつ高圧で互いに拡散させることによって行なわれる。この第１の加工処理段階後に、この構造体は高い内圧を受けて、所望の形状が得られるようになる。
【発明の開示】
【０００８】
本発明のひとつの目的は、支持要素を羽根壁部に接続する方法において、従来技術と比べてより高い強度を有する接合部および／またはより費用効果的な製造が達成される方法を生み出すことにある。
【０００９】
この目的は、支持要素が少なくとも一方の羽根壁部と該羽根の外側からのレーザー溶接によって互いに結合されて、前記支持要素と前記羽根壁部との相互接合部分がＴ字形継手を形成するようになることによって達成される。材料パラメータと溶接パラメータとを適切に選択することにより、羽根の内側において、丸みのある隅または少なくとも相互溶接部分間における滑らかな遷移部を有するＴ字形継手を得ることが可能になる。その結果として、高強度の構造体が、以って寿命の長期化が達成される。これに代わる方法として、より薄い壁厚さを有し、以って軽量化された構造体を得ることが可能である。
【００１０】
本発明の好適な実施例によれば、前記支持要素は、羽根の平均キャンバ線に対して本質的に直角に延在するように配置される。平均キャンバ線とは、上側羽根壁部の外面と下側羽根壁部の外面との間において中間に延在する線を意味する。支持要素をこのように配置することにより、結果としてさらに高い強度を有する構造体が達成される。
【００１１】
本発明のまた他の好適な実施例によれば、前記支持要素は、板状の形状を有する。板状の形状とは、支持要素が互いに相対的に短い距離において２個の平行な側面を有することを意味する。これは、製造の点から見ると単純な形状であり、以って費用効果的な構造要素である。
【００１２】
前記実施例のひとつの展開態様によれば、板状支持要素の縁部は、羽根壁部に接続される。縁部とは、前記板の２個の側面を接続する細長い面を意味する。
【００１３】
本発明のさらに他の好適な実施例および利点は、また他の従属請求項とさらには以下の説明とから明らかになる。
【００１４】
添付図面に示される実施例を参照して、以下に本発明をより詳細に説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
図１に、中空羽根１の斜視図が示されている。この羽根１は、互いに対向して配置される第１の側壁２と第２の側壁３とを有する。第１の側壁２は、凸状の断面形状を有し、第２の側壁３は、凹状の断面形状を有する。平均キャンバ線は、一点鎖線によって図示されるとともに、参照符号Ｘにより示されている。この平均キャンバ線は、羽根の中央において羽根の前端部４から羽根の後端部５まで延在する。前端部および後端部は、羽根が静翼構成要素または動翼構成要素に使用されるときにガス流が作用することを意図される方向と関係づけて表現されている。
【００１６】
さらに、２個の板状支持要素６、７が羽根１の内側に配置される。これらの板状支持要素６、７は、羽根１の内側において直立的に配置されるとともに、本質的に平均キャンバ線Ｘに対して直角に延在する。各々の板状支持要素６、７は、細長部材であり、本明細書において破線Ｙにより示される、羽根１の横方向に延在する。
【００１７】
中空羽根１は、従来的態様で製造される。その後、板状支持要素６、７が羽根の内側において該支持要素の意図される位置に配置され、然る後に、各々の支持要素６、７は、羽根の外側から壁部２、３に堅固にレーザー溶接される。このレーザー溶接は、支持要素６、７と羽根壁部２、３との相互接合部分がＴ字形継手９を形成するように行なわれる（図２も参照）。換言すれば、支持要素６、７は、溶接時に、羽根壁部の外側から見ると、羽根の壁部２、３によって隠蔽される。
【００１８】
より具体的には、Ｔ継手９とは、羽根壁部３の一部分がＴの横線部分を形成し、支持要素６の一部分がＴの前記横線部分と結合する縦線部分を形成することを意味する。
【００１９】
羽根壁部２、３と支持要素６、７とに用いられる材料は、たとえば３４７またはＡ２８６の種類のステンレス鋼等の溶接可能な材料によって構成される。これに代わるものとして、たとえばインコ６００（INCO 600）、インコ６２５（INCO 625）、インコ７１８（INCO 718）およびハステロイｘ（Hastaloy x）等のニッケル基合金を利用することができる。また他の態様によれば、たとえばヘインズ１８８（HAYNES 188）およびヘインズ２３０（HAYNES 230）の種類のコバルト基合金を用いることができる。Ｔｉ６−４等のチタン合金およびさまざまな種類のアルミ合金も使用されうる。さらにまた、異なる材料を組み合わせることも可能である。
【００２０】
レーザー溶接には、好ましくはＮｄ：ＹＡＧレーザーが利用されるが、その他の種類の溶接機構、たとえば炭酸ガスレーザーもまた本発明にしたがって用いられうる。
【００２１】
溶接手順と羽根壁部および支持要素の材料選択と寸法とを正確に合致させることにより、レーザー溶接によって、接合部におけるＴ字形と、さらにまた支持板６、７と羽根壁部２、３との間の内隅部における穏やかな丸みのある形状８とが得られる。羽根壁部と支持要素との厚さは、好ましくは０．５〜５ｍｍの範囲内、特に１〜２ｍｍの範囲内である。溶接は、連続溶接によって適切に達成される。溶接継手の丸みのある形状８により、結果として高強度の構造の、以って長寿命の構成要素が得られる。
【００２２】
例証的な実施例によれば、下記のパラメータが用いられた：
壁厚さ：１．２３ｍｍ
材料：Ｔｉ６−４
電力：１．３ｋＷ
溶接速度：１０００ｍｍ／分
保護ガスおよびルートガス：アルゴン
【００２３】
これに代わるものまたはこれを補完するものとして、ヘリウムおよび／または酸素およびこれらの混合ガスを保護ガスおよびルートガスとして利用することができる。
【００２４】
溶接継手を正確に適正位置に配置するために、周知の接合部追跡技術が用いられうる。
【００２５】
本発明は、前記の図示された実施例に制限されるものと見なされるわけではなく、多数のさらに他の態様および改良が以下の特許請求の範囲内において考えられうる。
【００２６】
本発明は、当然ながら曲線的な翼形の羽根に制限されるわけではなく、対称的な翼形の羽根にも用いられうることは言うまでもない。このような場合には、前記の平均キャンバ線Ｘは、羽根の対称線と一致する。羽根の対称線は、羽根の長手方向、すなわち該羽根の意図されるガス流方向における前縁部から後縁部までの直線と一致する。
【００２７】
本発明は、ガスタービン用の羽根の製造に制限されると見なされるわけではなく、本方法は、航空機の翼等のその他の用途の羽根の製造に用いられうる。このような場合は、静翼構成要素は、航空機の翼を形成する。
【００２８】
前記説明によれば、前記支持要素は、羽根の横方向に連続する板状の形状を有する。これに代わる方法として、２個の側壁間において補強体を形成する支柱または枠組の形態をとる多数の支持要素を考えることも可能である。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】本発明にしたがって製造される羽根の斜視図である。
【図２】溶接継手の断面図である。
【国際公開パンフレット】
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【国際調査報告】
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