(57)【要約】前縁及び後縁部と半径方向外側先端部との少なくとも１つの少なくとも一部分に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去して少なくとも１つの切除部分を形成し、この切除部分に溶接材料の連続的なビードを溶接して溶接部を形成することにより、ガスタービンエンジンエアフォイルを修理する。溶接部の一部の溶接ビード材料を機械加工により除去することにより、修理済みエアフォイルの所望の仕上げ寸法を得、その後、溶接部と溶接部に隣接するエアフォイルの一部分との内部まで至ると共にこれら全体に亘る深い圧縮残留応力を予応力領域に付与する。この圧縮残留応力の付与を、溶接部の荒加工後又はその後の最終仕上げ後のいずれに行ってもよい。切除部分は、エアフォイルの翼幅の約９０％まで延在すると共に、約０．２２インチまでの最大切除深さを有してよい。  【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁及び後縁部と半径方向外側先端部とを含む周縁部を有するガスタービンエンジンエアフォイルを修理する方法であって、
前記周縁部の少なくとも一部分に沿ってエアフォイル材料を機械加工により機械加工により除去して前記エアフォイルに少なくとも１つの切除部分を形成するステップであって、前記切除部分は、前記エアフォイルの前記縁部及び／又は前記外側先端部の少なくとも１つの少なくとも一部分に沿うステップと、
前記切除部分に沿った前記エアフォイルの溶接面上の第１のビードを皮切りに、前記切除部分に溶接材料の連続的なビードを溶接することにより前記切除部分に溶接部を形成するステップと、
前記溶接部内の一部の前記溶接ビード材料を機械加工により除去して、前記エアフォイルの前記縁部及び／又は前記外側先端部の少なくとも１つの所望の仕上げ寸法を得るステップと、
前記溶接部と前記溶接部に隣接する前記エアフォイルの一部分との内部まで至ると共にこれら全体に亘る予応力領域に、深い圧縮残留応力を付与するステップとを含む方法。
【請求項２】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から根元部の方へと延在する前記前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分のみに沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分は更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から前記根元部までの前記エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記前縁及び／又は後縁切除部と、前記エアフォイルの前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分と前記根元部との間の前記エアフォイルの未加工部分との間に丸コーナーを形成するステップを含む、請求項３に記載の方法。
【請求項５】
前記丸コーナーは更に、弧と曲率半径とを有する半円形の角である、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
前記切除部分は更に、約０．２２インチまでの最大切除深さを有する、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から根元部の方へと延在する前記前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分のみに沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップを含む、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分は更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から前記根元部までの前記エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記前縁及び後縁切除部と、前記エアフォイルの前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分と前記根元部との間の前記エアフォイルの未加工部分との間に丸コーナーを形成するステップを含む、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記丸コーナーは更に、弧と曲率半径とを有する半円形の角である、請求項９に記載の方法。
【請求項１１】
前記溶接部の一部の前記溶接ビード材料を機械加工により除去して、前記エアフォイルの前記縁部及び後縁部と前記外側先端部との少なくとも１つの所望の仕上げ寸法を得るステップは更に、前記溶接部を荒加工し、その後、最終仕上げするステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項１２】
前記溶接部の前記荒加工後又は前記最終仕上げ後に前記深い圧縮残留応力を付与するステップを更に含む、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から根元部の方へと延在する前記前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分のみに沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップを含む、請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分は更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から前記根元部の方へと前記エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する、請求項１３に記載の方法。
【請求項１５】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記前縁及び／又は後縁切除部と、前記エアフォイルの前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分と前記根元部との間の前記エアフォイルの未加工部分との間に丸コーナーを形成するステップを含む、請求項１４に記載の方法。
【請求項１６】
前記丸コーナーは更に、弧と曲率半径とを有する半円形の角である、請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
前記切除部分は更に、約０．２２インチまでの最大切除深さを有する、請求項１２に記載の方法。
【請求項１８】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から根元部の方へと延在する前記前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分のみに沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップを含む、請求項１７に記載の方法。
【請求項１９】
前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分は更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から前記根元部の方へと前記エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する、請求項１８に記載の方法。
【請求項２０】
前記前縁及び後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記前縁及び／又は後縁切除部と、前記エアフォイルの前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分と前記根元部との間の前記エアフォイルの未加工部分との間に丸コーナーを形成するステップを含む、請求項１９に記載の方法。
【請求項２１】
前記丸コーナーは更に、弧と曲率半径とを有する半円形の角である、請求項２０に記載の方法。
【請求項２２】
前記溶接部の内部まで至ると共に前記溶接部全体に亘る予応力領域に深い圧縮残留応力を付与するステップは更に、前記溶接部をレーザーショックピーニングするステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項２３】
前記溶接部をレーザーショックピーニングするステップは更に、前記エアフォイルの加圧側と負圧側とをレーザーショックピーニングするステップを含む、請求項２２に記載の方法。
【請求項２４】
前記溶接部をレーザーショックピーニングするステップは更に、前記溶接部に隣接する前記エアフォイルの前記一部分をレーザーショックピーニングするステップを含む、請求項２３に記載の方法。
【請求項２５】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から根元部の方へと延在する前記前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分のみに沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップを含む、請求項２４に記載の方法。
【請求項２６】
前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分は更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から前記根元部の方へと前記エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する、請求項２５に記載の方法。
【請求項２７】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記前縁及び／又は後縁切除部と、前記エアフォイルの前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分と前記根元部との間の前記エアフォイルの未加工部分との間に丸コーナーを形成するステップを含む、請求項２６に記載の方法。
【請求項２８】
前記丸コーナーは更に、弧と曲率半径とを有する半円形の角である、請求項２７に記載の方法。
【請求項２９】
前記切除部分は更に、約０．２２インチまでの最大切除深さを有する、請求項２４に記載の方法。
【請求項３０】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から根元部の方へと延在する前記前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分のみに沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップを含む、請求項２９に記載の方法。
【請求項３１】
前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分は更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から前記根元部の方へと前記エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する、請求項３０に記載の方法。
【請求項３２】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記前縁及び／又は後縁切除部と、前記エアフォイルの前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分と前記根元部との間の前記エアフォイルの未加工部分との間に丸コーナーを形成するステップを含む、請求項３１に記載の方法。
【請求項３３】
前記丸コーナーは更に、弧と曲率半径とを有する半円形の角である、請求項３２に記載の方法。
【請求項３４】
前記溶接部の一部の前記溶接ビード材料を機械加工により除去して、前記エアフォイルの前記縁部及び／又は前記外側先端部の少なくとも１つの所望の仕上げ寸法を得るステップは更に、前記溶接部を荒加工し、その後、最終仕上げするステップを含む、請求項２４に記載の方法。
【請求項３５】
前記溶接部の前記荒加工後又は前記最終仕上げ後に前記深い圧縮残留応力を付与するステップを更に含む、請求項３４に記載の方法。
【請求項３６】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から根元部の方へと延在する前記前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分のみに沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップを含む、請求項３５に記載の方法。
【請求項３７】
前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分は更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から前記根元部の方へと前記エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する、請求項３６に記載の方法。
【請求項３８】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記前縁及び／又は後縁切除部と、前記エアフォイルの前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分と前記根元部との間の前記エアフォイルの未加工部分との間に丸コーナーを形成するステップを含む、請求項３７に記載の方法。
【請求項３９】
前記丸コーナーは更に、弧と曲率半径とを有する半円形の角である、請求項３８に記載の方法。
【請求項４０】
前記切除部分は更に、約０．２２インチまでの最大切除深さを有する、請求項３５に記載の方法。
【請求項４１】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から根元部の方へと延在する前記前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分のみに沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップを含む、請求項４０に記載の方法。
【請求項４２】
前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分は更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から前記根元部の方へと前記エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する、請求項４１に記載の方法。
【請求項４３】
前記前縁及び／又は後縁部に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去するステップは更に、前記前縁及び／又は後縁切除部と、前記エアフォイルの前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分と前記根元部との間の前記エアフォイルの未加工部分との間に丸コーナーを形成するステップを含む、請求項４２に記載の方法。
【請求項４４】
前記丸コーナーは更に、弧と曲率半径とを有する半円形の角である、請求項４３に記載の方法。
【請求項４５】
前記修理済みガスタービンエンジンエアフォイルを含む部品の修理後寿命を、実質的に前記部品の新品時ＯＥＭ寿命と同じか、又はそれより長く設定するステップを更に含む、請求項１に記載の方法。
【請求項４６】
修理済みガスタービンエンジンエアフォイルであって、
前縁及び後縁部と半径方向外側先端部とを含む周縁部と、
前記周縁部の少なくとも一部分における少なくとも１つの切除部分であって、前記エアフォイルの前記縁部及び／又は前記外側先端部の少なくとも１つの少なくとも一部分に沿う切除部分と、
前記切除部分に沿って前記エアフォイルの溶接面上に第１のビードを有する前記切除部分の溶接材料の連続的なビードを含む溶接部と、
前記溶接部と前記溶接部に隣接する前記エアフォイルの一部分との内部まで至ると共にこれら全体に亘る予応力領域に付与される深い圧縮残留応力とを有する、修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項４７】
前記切除部分は更に、前記前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分内において前記前縁又は後縁部の少なくとも一方にそれぞれ沿うと共に前記エアフォイルの前記外側先端部から根元部の方へと延在する、請求項４６に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項４８】
前記前縁又は後縁部の前記最外側部分は更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から前記根元部の方へと前記エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する、請求項４７に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項４９】
前記前縁及び／又は後縁切除部と、前記エアフォイルの前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分と前記根元部との間の前記エアフォイルの未加工部分との間に丸コーナーを更に含む、請求項４８に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項５０】
前記丸コーナーは更に、弧と曲率半径とを有する半円形の角である、請求項４９に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項５１】
前記切除部分は更に、約０．２２インチまでの最大切除深さを有する、請求項４７に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項５２】
前記切除部分は更に、前記前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分において前記前縁又は後縁部の少なくとも一方にそれぞれ沿うと共に、前記エアフォイルの前記外側先端部から根元部の方へと延在する、請求項５１に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項５３】
前記前縁又は後縁部の前記最外側部分は更に、前記エアフォイルの前記外側先端部から前記根元部の方へと前記エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する、請求項５２に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項５４】
前記前縁及び／又は後縁切除部と、前記エアフォイルの前記前縁及び／又は後縁部の前記最外側部分と前記根元部との間の前記エアフォイルの未加工部分との間に丸コーナーを更に含む、請求項５４に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項５５】
前記丸コーナーは更に、弧と曲率半径とを有する半円形の角である、請求項５４に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項５６】
前記修理済みガスタービンエンジンエアフォイルを含む部品の修理後寿命は更に、実質的に前記部品の新品時ＯＥＭ寿命と同じか、又はそれよりも長い、請求項５５に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【請求項５７】
前記深い圧縮残留応力は、レーザーショックピーニングによって付与される、請求項４６に記載の修理済みガスタービンエンジンエアフォイル。
【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エアフォイル縁部の修理に関し、特に損傷部分を切除すると共に、ビード状の材料を溶接してエアフォイル前縁及び後縁部と先端部とを形成することに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、ファン部と圧縮部と燃焼部とタービン部とを含む。ファン部、圧縮部及びタービン部の内部には、摩耗や摩損にさらされる前縁及び後縁部と半径方向外側先端部とを備えたエアフォイルを有する、周方向に設けられた作動ブレードと静止ベーンとが交互に環状の段をなして設置されている。ベーンとブレードの列又は段は、ガスタービンエンジンの中心軸線の周りに同心的に配置される。ブレードは通常、自身の中心軸の周りで回転するディスク上に取り付けられており、ブリスクと呼ばれる一体形成されたディスクとブレードとが、多くの航空機用ガスタービンエンジンに用いられてきた。
【０００３】
ファン及び圧縮機ブレードは通常、ニッケル基合金等の超合金から鍛造され、タービンブレードは通常、チタンを含有する高温合金又は超合金により製作される。加えて、タービンベーン及びブレードの鋳造は、翼の軸に対して平行に整合する粒子を有する方向性凝固部分又は結晶粒界を有さない単結晶部分が生成されるように行われることが多い。更に、最近では、セラミック複合材料及び金属基複合材料を用いて中実及び中空のガスタービンエンジンブレード及びベーンが製造されている。
【０００４】
運転中、流れているガス流中の摩損性物質及び腐食性物質と高サイクル疲労（ＨＣＦ）とに起因する酸化、熱疲労亀裂、及び金属腐食により、圧縮機ブレードの前縁及び後縁部と先端部との損傷及び劣化が生じる。エンジンの定期的なオーバーホール時、ブレードの物理的損傷の点検と測定を行い、劣化及び損傷の度合いを判定する。ブレードがかなりの材料損失をきたしている場合は、ブレードの交換又は修理を行う。
【０００５】
摩耗又は損傷をきたしたタービンブレード及びベーンを修理する方法は幾つかある。修理方法には、例えば、従来式の融接と、米国特許第４，８７８，９５３号に記載のプラズマ溶射と、結合剤と基板合金に適合する金属合金粉との混合物を含有するテープ状又はスラリー状の材料の使用が含まれる。米国特許第４，８７８，９５３号は、ガスタービンエンジンの鋳造部品、特にガスタービンエンジンの高温部で用いられるニッケル基及びコバルト基超合金で製造される部品、具体的には高温の動作条件にさらされる部品のリハービッシュ方法に関する背景技術の優れた情報源である。「中空の空冷式タービンブレード及びベーンを溶接修理する方法（Methods for Weld Repairing Hollow, Air Cooled Turbine Blades and Vanes）」という名称の米国特許第４，７２６，１０４号は、スキーラ先端部を含む空冷式タービンブレード先端部の、従来技術による溶接修理方法を開示している。
【０００６】
一部のガスタービンエンジン圧縮機ブレードは、エンジンの運転中、回転するブレードの先端部分が静止状態のシール又はケーシングを擦って、作動媒体ガスの軸流方向の漏出を制限するように設計されている。シールは大抵、ブレード先端部よりも摩耗しやすい（そのため、そのように相互に摩擦作用する際、シールに溝が刻まれる）が、ブレード先端部も摩耗し、ブレードが短くなってくる。ブレードが使用時間を経るにつれて、先端部の全体的な摩耗量が増加して、最終的にはブレード及びシールシステムの効率が低下し、特にブレード先端部においてブレードに亀裂が出現することもあり、結果的にブレードの修理又は交換が必要になる。修理は、大幅に割安で、より望ましい。
【０００７】
摩耗したブレードの前縁及び後縁部と先端部を修理し、エアフォイルを当初の寸法に復元することは、損傷したエアフォイルの前縁及び後縁部と先端部とに沿って摩耗及び／又は損傷をきたした部分を切除又は研削する等して機械的に除去し、その後、先端部に溶加材を付加して、当業者に周知の幾つかの周知の溶接技術（通常はアーク溶接技術）のいずれかを用いて前縁及び後縁部と先端部とを所望の寸法に形成することにより可能である。エンジンをオーバーホールする際は、圧縮機ブレードを新しい部品に交換するか又は修理するかのいずれかとなるが、部品交換は非常に高額になり、コストを削減できる場合には修理する方が望ましいのは明らかである。幾つかの方法が考案されたが、それらの方法は、基板上に金属充填材を連続的なビード状に溶射又は溶接することにより肉盛金属を溶着させて、ガスタービンエンジン圧縮機ブレードエアフォイル、特にブレードの前縁及び後縁部と先端部とを形成するか、又は寸法的に復元するというものであった。溶接修理の鍵となる制約は、修理された部品の寿命がＯＥＭ仕様のものよりも短いことである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】国際公開第２００７／０８１９２４号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
溶接によりエアフォイルの前縁及び後縁部と先端部を修理及び復元すると、エアフォイルは、当初の製品製造（ＯＥＭ）時又は新しい部品の性能よりもはるかに低い高サイクルＨＣＦ性能を有することになる。溶接により高サイクル疲労ＨＣＦ性能が低下するので、この方法により修理及び復元が可能なエアフォイル部分の量は限られている。エアフォイルの前縁及び後縁部と先端部を溶接により修理又は復元してもなお、当初の製品又は新しい部品と同等に良好か、又はそれに近い高サイクル疲労ＨＣＦ性能を得られることが非常に望ましい。溶接によりエアフォイルを比較的大きく修理又は復元してもなお、当初の製品又は新しい部品と同等に良好か、又はそれに近い高サイクル疲労ＨＣＦ性能を得られることが非常に望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
前縁及び後縁部と半径方向外側先端部とを含む周縁部を有するガスタービンエンジンエアフォイルを修理する方法は、周縁部の少なくとも一部分に沿ってエアフォイル材料を機械加工により除去して、エアフォイルの縁部及び／又は半径方向外側先端部の少なくとも１つの少なくとも一部分に沿ってエアフォイルに少なくとも１つの切除部分を形成するステップを含む。その後、切除部分に沿ったエアフォイルの溶接面上の第１のビードを皮切りに、溶接材料の連続的なビードを切除部分に溶接することにより、切除部分に溶接部を形成し、次に溶接部の一部の溶接ビード材料を機械加工により除去して、エアフォイルの縁部及び／又は半径方向外側先端部の少なくとも１つの所望の仕上り寸法を得る。その後、溶接部と溶接部に隣接するエアフォイルの部分との内部まで至ると共にこれら全体に亘る予応力領域に、深い圧縮残留応力を付与する。
【００１１】
この方法の一実施例は、更に、エアフォイルの外側先端部から根元部の方へと延在する前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分のみに沿ってエアフォイルの材料を機械加工により除去するステップを含む。この方法のこの実施例は、更に、エアフォイルの前縁及び／又は後縁部の切除部分と、エアフォイルの前縁及び／又は後縁部の最外側部分と根元部との間のエアフォイルの未加工部分との間に、弧と曲率半径とを有する半円形の角を持つ丸コーナーを形成するステップを含む。この方法のより具体的な実施例は、エアフォイルの外側先端部から根元部の方へとエアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する前縁及び／又は後縁部の最外側部分を含む。切除部分は、約０．２２インチまでの最大切除深さを有してよい。
【００１２】
溶接部の一部の溶接ビード材料を機械加工により除去してエアフォイルの前縁及び後縁部と半径方向外側先端部との少なくとも１つの所望の仕上り寸法を得るステップは、溶接部を荒加工し、その後に最終仕上げするステップを含んでよく、深い圧縮残留応力を付与するステップを、溶接部の荒加工の後に行っても、最終仕上げの後に行ってもよい。
【００１３】
この方法の別の実施例は、更に、レーザーショックピーニングを行って溶接部の内部へと広がると共に溶接部を包含する予応力領域に深い圧縮残留応力を付与するステップを含む。この方法のこの実施例は、エアフォイルと溶接部に隣接するエアフォイルの部分との加圧側及び負圧側をレーザーショックピーニングするステップを含む。
【００１４】
この方法のまた別の、更に具体的な実施例は、修理済みのガスタービンエンジンエアフォイルを含む部品の修理後の寿命を、その部品の新品時ＯＥＭ寿命と実質的に同じか又はそれより長く設定するステップを含む。
【００１５】
修理済みガスタービンエンジンエアフォイルは、前縁及び後縁部と半径方向外側先端部とを含む周縁部と、周縁部の少なくとも一部分の少なくとも１つの切除部分であって、エアフォイルの縁部及び／又は半径方向外側先端部の少なくとも１つの少なくとも一部分に沿った切除部分と、切除部分に沿ってエアフォイルの溶接面上に第１のビードを有する切除部分の溶接材料の連続的なビードを含む溶接部と、溶接部と溶接部に隣接するエアフォイルの一部分との内部まで至ると共にこれら全体に亘る予応力領域に付与される深い圧縮残留応力とを含む。
【００１６】
修理済みエアフォイルの更に具体的な実施例は、それぞれ前縁及び／又は後縁部の半径方向最外側部分において前縁又は後縁部の少なくとも一方に沿って位置すると共にエアフォイルの外側先端部から根元部の方へと延在する切除部分を含む。前縁又は後縁部の最外側部分は、エアフォイルの外側先端部から根元部の方へと、エアフォイルの翼幅の約９０％以下の翼幅方向長さを有する。丸コーナーが、エアフォイルの前縁及び／又は後縁切除部分と、エアフォイルの前縁及び／又は後縁部の最外側部分と根元部との間の未加工部分との間に設けられる。この丸コーナーは、弧と曲率半径とを有する半円形の角であってよい。切除部分は、約０．２２インチまでの最大切除深さを有してよい。
【００１７】
更に高費用のブレード交換を用いるか又は圧縮残留応力を付与しない溶接部を用いる従来方法の代わりに、本発明の方法を用いて、圧縮機ブレードの前縁及び後縁部と先端部との更に大きい損傷及び／又は摩耗を修理できる。溶接部と溶接部に隣接するエアフォイルの一部分との内部まで至ると共にこれら全体に亘る深い圧縮残留応力を付与するステップを含む本修理方法は、かなり大きな損傷をきたしたエアフォイルの縁部と先端部とをより経済的に修理し、寸法的に復元可能な、包括的な修理工程を提供する。
【００１８】
下記の説明において、本発明の上記の態様及びその他の特徴を、添付図面に関連して説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】前縁部に沿った摩耗及び／又は損傷と、エアフォイル前縁部及び先端部における修理溶接部のレーザーショックピーニングとを示す例証的な航空機用ガスタービンエンジン圧縮機ブレードの斜視図である。
【図２】図１の２−２におけるブレードの断面図である。
【図３】切除部を機械加工した後に図１のブレードに施される溶接部の第１のビードの概略側面図である。
【図４】図３に示すブレードの完成した溶接部の概略側面図である。
【図５】図４に示すブレードにおいてレーザーショックピーニングを行った溶接部を有する場合と有さない場合との前縁切除部の拡大を比較する概略側面図である。
【図６】図４に示すブレードのレーザーショックピーニングを行った溶接部の概略側面図である。
【図７】ブレード前縁及び後縁部と先端部とに沿った摩耗及び／又は損傷と、本発明の実施例で用いられる寸法的復元及び修理パラメータとを示す、別の例証的な航空機用ガスタービンエンジン圧縮機ブレードの斜視図である。
【図８】図７に示すエアフォイルに機械加工可能な、短尺及び長尺の前縁及び後縁切除部と、浅い及び深い先端切除部とを有する図７のブレードの側面図である。
【図９】図８に示す前縁切除部の丸コーナーの側面図である。
【図１０】図８に示すブレードの短尺の前縁及び後縁切除部と浅い先端切除部とにおける溶接部のビードの側面図である。
【図１１】図８に示すブレードの長尺の前縁及び後縁切除部と深い先端切除部とにおける溶接部のビードの側面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２０】
図１及び２に、（図７に示すように）ブレードが密着する圧縮機ケーシング１７、シュラウド、又はシールにより通常は外囲されるエアフォイル３４を有する、ファンブレード又はブリスク等のロータ部品の典型例である圧縮機ブレード８を示す。エアフォイル３４は、ブレードプラットフォーム３６に位置するエアフォイル根元部３２から、エアフォイル３４の翼幅Ｓに沿って測定されるブレード又はエアフォイルの半径方向外側先端部３８まで半径方向外方に延在する。圧縮機ブレード８は付根部４０を含み、付根部４０は、ブレードプラットフォーム３６からこの付根部４０の半径方向内側端部３７まで半径方向内方に延在する。ブレード付根又はダブテール４２は、ブレードシャンク４４により、付根部４０の半径方向内側端部３７においてブレードプラットフォーム３６に接続されている。圧縮機ブレード８は、本明細書に開示する修理方法の開発対象であったファン、圧縮機ブレード、及びタービンブレード等の、エアフォイル、特にブレードを有するクラスのガスタービンエンジン部品の典型である。本明細書に開示の修理方法は、ガスタービンエンジンのファン、圧縮機及びタービン部内の静止ベーンにも適用可能である。
【００２１】
図２を参照すると、エアフォイル３４の翼弦Ｃは、ブレードの各断面における前縁部ＬＥと後縁部ＴＥとの間の直線である。エアフォイル３４は、翼弦方向にエアフォイルの前縁部ＬＥと後縁部ＴＥとの間に延在する。エアフォイル３４の図１及び３〜１１に示す周縁部３５は、前縁部ＬＥとエアフォイル外側先端部３８と後縁部ＴＥとにより画定されており、前縁部ＬＥとエアフォイル外側先端部３８と後縁部ＴＥとを含む。図２は、エアフォイル３４の加圧側４６及び負圧側４８を示し、負圧側４８は矢印ＡＲに示す一般的な回転方向を向いている。エアフォイル中心線ＭＬは、両側間の略中央において翼弦方向に配置されている。図１を参照すると、エアフォイル３４は捻りを有することが多く、この捻りにより、翼弦角Ｂはブレードプラットフォーム３６からエアフォイル外側先端部３８まで変化する。翼弦角Ｂは、エンジン中心線１１に対する翼弦Ｃの角度とする。翼弦角は、プラットフォーム３６における第１の角度Ｂ１から先端部３８における第２の角度Ｂ２まで変化し、その差を角度差ＢＴで示す。翼弦角は、エンジン中心線１１に対する翼弦Ｃの角度とする。
【００２２】
本明細書に開示の修理方法の第１の実施例を、エアフォイル３４の前縁部ＬＥの欠け傷２２で例証する前縁部の損傷による前縁部の修理について図１〜６に示し、本明細書に説明する。この修理方法は、図３に示すようにエアフォイル材料５０を機械加工により除去して、前縁部ＬＥに沿ってエアフォイル３４の翼幅方向に、エアフォイル３４の半径方向外側先端部３８からエアフォイル根元部３２の方へと長さＬだけ延在する切除部分８０を形成するステップを含む。切除部分８０は、図３に示すように、図１及び３に示す未摩耗且つ未損傷の前縁部ＬＥから翼弦方向に測定される最大切除深さ６６を有する。機械加工により除去されるエアフォイル材料５０は、欠き傷２２で示す前縁損傷部分を含むエアフォイル３４の部分を含む。次に、溶接機２４を用いて、更に図４に示すように切除部分８０に溶接部８２を溶接する。
【００２３】
エアフォイル材料５０を機械加工により除去した後、切除部分８０に沿ったエアフォイルの溶接面７３上の第１のビード７１を皮切りに、溶接ビード７０を切除部分８０に溶接して、そこに溶接部８２を形成する。エアフォイル材料５０は通常、エアフォイル３４の半径方向外側半分２８のみに沿って機械加工により除去されるが、本明細書に示す修理方法では、機械加工による除去及び切除部分８０は、エアフォイル外側先端部３８から根元部３２の方へと翼幅Ｓの約９０％まで下方に延在してよい。次に、溶接部８２をニアネットシェイプに機械加工した後、最終的な寸法及び表面平滑度に仕上げる。
【００２４】
溶接部８２をニアネットシェイプに機械加工した後、又は溶接部８２を最終的な寸法及び表面平滑度に仕上げた後、溶接部８２と溶接部８２に隣接するエアフォイルの部分２６との内部まで至ると共にこれら全体に亘る予応力領域５６に、深い圧縮残留応力を付与する。この予応力領域５６における深い圧縮残留応力の付与は、図１及び６では円形スポットで示すレーザーショックピーニングにより行われるものとして示されているが、バニシ仕上げ等のその他の方法も考えられる。溶接部の内部へと深い圧縮残留応力を付与することにより、前縁部ＬＥ（及び後縁部ＴＥ）に沿った切除部分８０の最大許容翼幅方向長さＳＬを、図５において第１の長さＬ１で示す約５０％から、第２の長さＬ２で示す約９０％に延長できる。
【００２５】
溶接部の内部に深い圧縮残留応力を付与することにより、最大許容切除深さ６６の範囲を、前縁及び後縁部の新品時寸法から約０．０８〜０．１２インチしか許容できなかった従来の修理方法に対して、約０．２インチ又は０．１８〜０．２２インチの範囲内に拡大できる。これを、縮尺通りではないが図５に示す。なお、翼弦及び翼幅が０．５インチ程度の高圧圧縮機エアフォイルもある。上述の修理方法は、ガスタービンエンジン圧縮機ブレードエアフォイルの前縁部の修理の例証であって、摩耗及び／又は損傷をきたした後縁部の修理にも同様に適用可能である。
【００２６】
更に、摩耗及び／又は損傷を受けた前縁及び後縁部と先端部とを有するガスタービンエンジンエアフォイル３４について、本明細書に記載の修理方法を例証する。この修理方法は、ブレードの前縁及び後縁部と先端部とを個別に又は一緒に復元可能な、包括的な工程である。圧縮機ブレード８は時折、反復的に圧縮機ケーシング１７又はシュラウドに擦り付けられ、これにより、図７に示すようなエアフォイル外側先端部３８上の捲れ、欠け傷、及び裂け傷を含む先端損傷部５２が生じる。摩耗及び異物損傷により、前縁及び後縁部ＬＥ、ＴＥ上にそれぞれ、前縁及び後縁損傷部５３、５５が生じるが、摩耗及び異物損傷には捲れ、欠け傷、及び裂け傷も含まれる。エアフォイルの前縁及び後縁部と先端部とを修理又は復元する包括的な工程が開発され、２００３年３月１８日公開のウィルキンス（Ｗｉｌｋｉｎｓ）らによる米国特許第６，５３２，６５６号に開示されており、本明細書に参照により組み込まれる。エアフォイルとエアフォイルの前縁及び後縁部と先端部との修理を、個別に行っても、一緒に行ってもよい。
【００２７】
エアフォイル３４の周縁部３５は、前縁部ＬＥとエアフォイル外側先端部３８と後縁部ＴＥとにより画定されており、前縁部ＬＥとエアフォイル外側先端部３８と後縁部ＴＥとを含む。通常、この工程の前にエアフォイル３４の点検を行い、修理の可能性を判断する。ブレード８が修理可能要件を満たしていることがわかると、修理に向けてブレードのクリーニングと下準備を行う。
【００２８】
図７を参照すると、この修理方法は、エアフォイル３４の前縁及び後縁部ＬＥ及びＴＥの最外側部分８５と半径方向外側先端部３８とに沿ってエアフォイル材料５０を機械加工により除去して、図８に示すような前縁及び後縁部と半径方向外側先端部との前縁、後縁、及び先端切除深さ６６、６８、６９をそれぞれ有する前縁、後縁、及び先端切除部６２、６３、６４を形成するステップを含む。前縁、後縁、及び先端切除深さ６６、６８、６９は、図７及び８に示すような当初の未摩耗且つ未損傷の前縁及び後縁部ＬＥ，ＴＥと、半径方向外側先端部３８とから測定される。機械加工により除去されるエアフォイル材料５０は、先端損傷部５２と前縁及び後縁損傷部５３、５５とを含むエアフォイル３４の部分を含む。
【００２９】
エアフォイル材料５０を機械加工により除去した後、前縁、後縁及び先端切除部分６２、６３、６４の切除部分８０に沿ったエアフォイルの溶接面７３上の第１のビード７１を皮切りに、ビード７０を切除部分８０に溶接して、図１０及び１１に示すように溶接部８２を形成する。従来、エアフォイル材料５０は通常、エアフォイル３４の半径方向外側半分２８のみに沿って機械加工により除去されるが、本明細書に示す修理方法では、機械加工による除去及び切除部分８０は、エアフォイル外側先端部３８から根元部３２の方へと翼幅Ｓの約９０％まで下方に延在してよい。次に、溶接部８２をニアネットシェイプに機械加工した後、最終的な寸法及び表面平滑度に仕上げる。溶接部の内部へと深い圧縮残留応力を付与することにより、前縁及び後縁部ＬＥ、ＴＥに沿った切除部分８０の従来の最大許容翼幅方向長さＳＬを、図１０及び１１において第１の長さＬ１で示す約５０％から第２の長さＬ２で示す約９０％に延長できる。
【００３０】
図１０及び１１を参照すると、エアフォイル材料５０を機械加工により除去した後に、溶接材料７２のビード７０を前縁、後縁及び先端切除部分６２、６３、６４上に溶接する。次に、一部の溶接材料７２を機械加工により除去して、図１０及び１１に示すような所望の仕上げ又は復元寸法の前縁及び後縁部と半径方向外側先端部とを得る。エアフォイル材料５０の例として、Ａ−２８６、インコネル７１８、６−４チタン、及び８−１−１チタンが挙げられる。ＡＭＳ５８３２又はインコネル７１８溶接ワイヤは、これら両方のエアフォイル材料に使用可能な、典型的な溶接材料７２である。
【００３１】
ティグ（タングステン不活性ガス）及びマイクロティグを含むこれらの従来の溶接技術を用いてこうして修理された圧縮機及びファンブレードは、溶接部分の内側又は溶接部分の周りにポロシティ及び／又はミクロ組織変化のいずれかの形態の欠陥を生じることがある。これらの欠陥は、材料の疲労強度を低下させることがある。ファン及び圧縮機エアフォイルの前縁部には、高レベルの回転応力と動的応力がかかる。高圧圧縮機（ＨＰＣ）のエアフォイルは流体に作用する部品であり、エアフォイルの加圧壁と負圧壁との間には、特異的に分布する非常に高水準の軸方向応力が存在する。ＨＰＣのエアフォイルもガスタービンエンジンのその他のエアフォイルと同様、エアフォイルの前縁部を横切る方向に前縁部の周囲において、通常は前縁部に流入するように流れる、意図した流体流以外の固体粒子による構造損傷を受け易い。応力は、曲げ及び捩れ撓みモードにおけるブレードの励振に起因することがある。主な故障のモードは、最大応力のモードのこともあれば、比較的応力が低いモード、又はエンジンの稼働中に比較的長時間にわたって発生するモードが組み合わさったもののこともある。エンジンの運転中、圧縮機及びファンブレードは、様々なエンジン運転速度にわたって、ファン及び圧縮機ブレードの回転による遠心力、動的空気力、及び振動刺激にさらされる。ブレードのエアフォイルは、エンジンの運転中に生じる様々な起振力による様々な共振モード（撓みモード）を有する。ブレードは、基本的にロータディスクから片持ちになっているので、基礎的な撓み又は屈曲モード並びにより高次の撓み又は屈曲モードでは大抵、周方向に湾曲又は屈曲する。エアフォイルは、エアフォイルの翼幅の軸線の周りで捩れることによって生じる、基礎的な捩れモード及びより高次の捩れモードの振動にもさらされる。更に、屈曲及び捩れモードの振動が組み合わさって、ブレード寿命が更に短くなることがある。修理済みエアフォイルに対するこうした作用に対処するために、本明細書に開示の修理方法では、溶接部８２を溶接した後の、ニアネットシェイプ加工ステップ後又は仕上げステップ後のいずれかに、エアフォイル３４の加圧側及び負圧側４６、４８をレーザーショックピーニングして、エアフォイル３４の加圧側及び負圧側４６、４８の両方において溶接部８２の全範囲にレーザーショックピーニング済みパッチ部８６を形成する。レーザーショックピーニング済みパッチ部８６は、図１及び３に示すように、エアフォイル３４の加圧側及び負圧側４６、４８の両方において、溶接部８２を超えて／溶接部８２の全体に延在しなければならない。
【００３２】
本開示の修理方法のこの実施例では、エアフォイルの外側先端部３８から根元部の方へと延在する前縁及び後縁部ＬＥ、ＴＥの半径方向最外側部分８５のみに沿ったエアフォイル材料５０を機械加工により除去する。従来の修理方法では、エアフォイル３４の半径方向外側半分２８のみに沿ったエアフォイル材料を機械加工により除去するが、溶接部のレーザーショックピーニングを用いる本発明の方法では、前縁及び後縁切除部６２、６３を、この前縁及び後縁部に沿った翼幅の約９０％まで延長できる。
【００３３】
更に図９に示すように、前縁及び後縁切除部６２、６３と、エアフォイル３４の前縁及び後縁部ＬＥ、ＴＥの最外側部分８５と根元部３２との間のエアフォイル３４の未加工部分７４との間に、フィレット又は丸コーナー３０が形成される。この実施例において、丸コーナー３０は、弧７６と曲率半径Ｒとを有する半円形の角である。機械加工により除去される前縁及び後縁部の最外側部分８５は、エアフォイルの外側先端部３８から根元部３２の方へとエアフォイル３４の翼幅Ｓの約９０％まで延在してよい。レーザーショックピーニングを用いない従来の修理方法では、最外側部分８５は翼幅Ｓの約５０％しか延在し得なかった。前縁及び後縁切除部６２、６３は、図１及び３に示す当初の未摩耗且つ未損傷の前縁部ＬＥから測定される、図３に示すような最大切除深さ６６を有する。溶接部のレーザーショックピーニングにより、最大許容切除深さ６６を、前縁及び後縁部の新品時寸法から約０．０８〜０．１２インチしか許容できなかった、レーザーショックピーニングを用いない修理方法に対して、約０．２インチ又は０．１８〜０．２２インチの範囲に拡大できる。溶接部の内部に深い圧縮残留応力を付与することにより、前縁及び後縁部ＬＥ、ＴＥに沿った切除部分８０の従来の最大許容翼幅方向長さＳＬを、図１０及び１１において第１の長さＬ１で示す約５０％から第２の長さＬ２で示す約９０％に延長できる。
【００３４】
溶接部８２を機械加工により除去して、溶接部８２を荒調整した後に最終調整又は最終仕上げすることにより、所望の仕上り寸法の前縁及び後縁部と半径方向外側先端部とを得る。荒加工時に、溶接部８２をニアネットシェイプに加工した後、最終的な寸法及び表面平滑度に仕上げる。特に溶接部８２に沿ったエアフォイルの前縁部ＬＥとエアフォイル外側先端部３８との所望の仕上り寸法は、前縁部ＬＥの輪郭削りによって得られる。溶接パラメータと切除深さを制御することにより、エアフォイルを実用化するために更なる冷間加工が必要になるエアフォイルの変形を防ぐ。溶接ビードは、切除した前縁及び後縁部と半径方向外側先端部とに沿って、自動プラズマアーク溶接法等により施される。Ｌｉｂｕｒｄｉ  Ｌａｗｓ  ５００溶接センターは、この工程に適した装置の１つである。
【００３５】
溶接部８２は、高サイクル疲労性能を損失し易いので、本方法は、溶接部８２を完全に包含する部分Ａにおいて、エアフォイル３４の加圧側及び負圧側４６、４８をレーザーショックピーニング（ＬＳＰ）するステップを含む。レーザーショックピーニング済みパッチ部８６は、部分Ａに形成されるレーザーショックピーニング済み表面５４と、レーザーショックピーニング済み表面５４からエアフォイル３４の内部へと延在する、レーザーショックピーニング（ＬＳＰ）により付与される深い圧縮残留応力を有する予応力領域５６とを含む。予応力領域５６は、溶接部８２と前縁切除部６２を超えて、エアフォイル３４の内部まで延在する。レーザーショックピーニングを行うのは、ニアネットシェイプを得るための溶接材料７２の荒加工又はニアネットシェイプ加工後であっても、前縁部ＬＥと半径方向外側先端部３８との最終的な寸法を復元するための最終調整又は表面仕上げ後のいずれでもよい。レーザーショックピーニング済み円形スポット５８を重ねることによって、レーザーショックピーニング済み表面５４の全体が形成される。
【００３６】
レーザーショックピーニングにより、圧縮予応力領域５６に深い圧縮残留応力が生じる。圧縮残留応力は、概ね約５０〜１５０ＫＰＳＩ（キロポンド毎平方インチ）であり、レーザーショックピーニング済み表面５４からレーザーショック誘導予応力領域５６の内部へ、約２０〜５０ミルの深さまで延在する。この深い圧縮残留応力を、バニシ仕上げ等のその他の冷間加工法によっても生じることができる。
【００３７】
レーザービームショックにより生じる深い圧縮残留応力は、塗料で覆われた表面に焦点を合わせた高エネルギーのレーザービームを繰り返し放射して、１ギガワット／ｃｍ２程度の大きさの尖頭電力密度を創出することで生成される。レーザービームを、大抵は塗装されるか又は削摩材料で覆われたレーザーショックピーニング済み表面５４上を覆う流水カーテンを介して放射し、削摩材料が削摩されることでプラズマを生じ、このプラズマが材料の表面上に衝撃波をもたらすようにしてもよい。これらの衝撃波は、流水カーテンにより塗装面へと方向を変え、塗装面下の材料内に伝播衝撃波（圧力波）を生じる。この衝撃波の振幅と量により、圧縮応力の深さと強さが決まる。ターゲットの面を保護すると共にプラズマを生じるために削摩材料を使用するが、被覆されていない表面をレーザーショックピーニングしてもよい。削摩材料は、流水カーテンで洗い流される。
【００３８】
本明細書に開示のように修理済みエアフォイルの溶接部をレーザーショックピーニングすることにより、エアフォイルを物理的に「新品同様に良好」にすることができる。従来の溶接修理の鍵となる制約は、修理済み部品の寿命が当初の製品製造（ＯＥＭ）時の仕様よりも短いことである。本明細書に開示の修理溶接部のレーザーショックピーニングは、修理済みエアフォイル内に溶接部を有する修理済み部品の定格寿命という溶接の欠点を改良し、完全に克服すると思われる。修理溶接部のレーザーショックピーニングは、当初は前縁及び／又は後縁部及び／又は先端部に沿ってレーザーショックピーニングされていたエアフォイルに適用可能である。
【００３９】
ここでは、本発明の好ましい実施例と思われるものを説明したが、その内容から、本発明のその他の改変が当業者には想到可能である。したがって、本発明の技術的範囲に含まれるそのような改変も全て、添付の特許請求の範囲において保護されるべきである。故に、米国特許証によって保護されるべきものは、添付の特許請求の範囲に定義及び明示された発明である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【国際調査報告】
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