(57)【要約】【課題】測定が困難なエアファイル内の特定の場所の壁厚を検査できるようにするガスタービンエンジンの構成要素を形成する方法を提供する。【解決手段】鋳造技術を利用して、ガスタービンエンジンのエアフォイル２２内に冷却チャネル２４を形成する。冷却チャネル２４は、溶融中子モールドプラグ１２４によって形成され、そのモールドプラグ１２４は、金属がその周りに鋳造された後に溶出される。モールドプラグ１２４の少なくとも１つは、エアフォイル２２内に延びる円錐部１３０を設けている。円錐部１３０は、エアフォイル２２の壁２６に開口部１３３を形成し、この開口部１３３の寸法は壁２６の厚さを表す。この寸法を期待値寸法と比較することにより、その他の方法で壁２６を測定するのが困難である場所において、壁２６が許容できる厚さとなっているかどうかを判断することができる。【選択図】図５Ａ
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
（１）鋳型と、構成要素内に内部冷却流路を形成するための少なくとも１つのモールドプラグと、を用意するステップと、
（２）溶融金属を前記鋳型内に案内し、前記溶融金属を前記鋳型と前記モールドプラグとの間に流すステップと、
（３）前記モールドプラグに前記鋳型の壁の一部に向かって延びる壁厚さ指示部を設けるステップであって、該壁厚さ指示部は、鋳造後に前記構成要素に特徴部を残すように機能し、前記特徴部は、前記構成要素の対応した壁厚さを表すステップと、
（４）前記構成要素に前記特徴部を残して前記プラグを溶出し、前記壁厚さが許容できるかどうかを判断するために、前記特徴部を検査するステップと、
を備えるガスタービンエンジンの構成要素を形成する方法。
【請求項２】
上記壁厚さ指示部は、上記モールドプラグに形成した円錐体であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
上記円錐体は円錐面を有し、上記特徴部は、上記円錐体によって上記構成要素の壁に残された開口部であり、該開口部の寸法が前記壁の厚さを示すことを特徴とする請求項２に記載の方法。
【請求項４】
上記円錐体は、その全長に沿って概ね円錐台形であることを特徴とする請求項３に記載の方法。
【請求項５】
上記円錐体は、第１の大直径部分と第２の小直径部分とを有し、上記開口部が前記第１の大直径である場合に、検査官は上記壁厚さが薄すぎると判断することができる請求項３に記載の方法。
【請求項６】
上記構成要素はエアフォイルを有する構成要素であり、上記特徴部は、前記エアフォイルに付属した上記構成要素の壁にあることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項７】
上記構成要素は、静止したベーンであることを特徴とする請求項６に記載の方法。
【請求項８】
複数の冷却チャネルを設けた構成要素であって、前記冷却チャネルは溶融中子鋳造技術によって形成され、開口部が前記構成要素の壁に形成され、前記開口部は、前記空気冷却チャネルの少なくとも１つから前記壁の表面に延在し、前記開口部の寸法が、前記壁の厚さを示すことを特徴とするガスタービンエンジンの構成要素。
【請求項９】
上記開口部は上記壁の外側面にあることを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジンの構成要素。
【請求項１０】
上記構成要素は、エアフォイルを有する構成要素であり、上記開口部は、前記エアフォイルに付属した前記構成要素の壁にあることを特徴とする請求項８に記載のガスタービンエンジンの構成要素。
【請求項１１】
上記構成要素は静止したベーンであることを特徴とする請求項１０に記載のガスタービンエンジンの構成要素。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、ガスタービンエンジンで利用されるような中空エアフォイルの壁厚さが許容範囲内にあることを保証する検査を行う方法および装置に関する。
【０００２】
なお、本発明は、米国空軍に付与の契約番号Ｎ０００１９−０２−Ｃ−３００３のもと、米国政府の補助によりなされた。米国政府は本発明に関して一定の権利を有する。
【背景技術】
【０００３】
ガスタービンエンジンは公知であり、直列に取り付けられた複数のセクションを有する。ファンは通常、コンプレッサに向けて空気を下流に送出し、コンプレッサはその空気を圧縮する。圧縮された空気は燃焼器セクションに送られ、そこで燃料と混合されて燃焼する。燃焼生成物は下流に移動してタービンロータに亘り、タービンロータを回転させる。
【０００４】
タービンロータは通常、複数の取り外し可能なブレードを有する。複数のタービンロータが静止したベーンによって分離される。ブレードおよびベーンはエアフォイル形状とされ、燃焼生成物のために非常に高温になる。高温に対処するために、エアフォイルは通常、内部空気冷却チャネルを備えた中空となっている。空気は、これらの空気冷却チャネルを通って循環する。
【０００５】
中空エアフォイルを形成する典型的な方法では、複数の溶融中子モールドプラグが鋳型内に置かれる。次いで、溶融金属を鋳型内に流し、溶融金属はモールドプラグを囲む。次いで、モールドプラグが溶出されて、モールドプラグを初めに置いていた空間が残る。これにより、金属はエアフォイルを形成し、モールドプラグを収容していた空間は、空気冷却チャネルを形成する。
【０００６】
エアフォイルおよび冷却チャネルの形状と構造は、ますます複雑になっており、冷却チャネルとエアフォイルの外側面との間の壁厚を検査することは困難になってきた。壁厚を許容範囲内に維持することが必要である。壁厚が薄すぎたり、厚すぎたりするのは望ましくない。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
しかし、今まで、エアフォイルの壁厚、特にエアフォイル内の特定の場所の壁厚を検査することが幾分困難であった。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の開示した実施形態では、溶融中子鋳型の部品として形成されるモールドプラグに円錐体が形成され、この円錐体は、モールドプラグが溶出された後でも、エアフォイルの壁に壁厚さ指示部を残す。１つの実施形態では、円錐体は、円錐体の一部が壁に開口部を形成するように壁を貫通し、検査官は、開口部の寸法を調べて壁厚が適切であるのを保証することができる。
【０００９】
開示した実施形態では、円錐体は、壁の厚さが減少するにつれて、壁の開口寸法が増加するような円錐台形とすることができる。開口部の直径が小さすぎる場合、これは、壁が厚すぎることを示す。一方で、壁の開口部が大きすぎる場合、これは、壁が薄すぎることを示す。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
図１Ａは、ガスタービンエンジンで利用することができるベーン２０を示している。エアフォイル２２は、壁２６の間に内部冷却空気チャネル２４を有する。
【００１１】
図１Ｂに示すように、鋳型１２０は、エアフォイルを形成するために、内部にモールドプラグ１２４がある外側鋳型壁１３０を有する。空間１２６は壁１３０とモールドプラグ１２４との間に画定される。溶解金属は空間１２６内に射出され、エアフォイル壁はプラグ１２４と鋳型壁１３０との間に形成される。次いで、モールドプラグ１２４が、金属および中空の内部冷却空気チャネル２４を残して溶出される。これは、鋳造工程を簡略化して説明したものであるが、この発明についての理解をもたらすのに役立つであろう。
【００１２】
図２は、ベーン２０の切り取り図である。示すように、壁２６には、壁の適切な形成を保証するために壁厚を測定する等を目的として、到達するのが困難な場所が多数ある。
【００１３】
図３は、さらに細部を示しており、壁厚が許容範囲内にあることを保証するために、測定を受けるのが望ましい壁２６の場所３２６を示している。それにもかかわらず、場所３２６は、測定するために到達するのが困難である。
【００１４】
図４は、本発明の特徴部、特に本発明のモールドプラグ１２４を示している。モールドプラグ１２４は、壁厚検査用円錐部２２６とともに形成される。図５Ａ〜図５Ｃ、図６Ａ〜図６Ｃ、および図７Ａ〜図７Ｂは、円錐部２２６の様々な実施形態を示している。
【００１５】
例えば、図５Ａに示すように、円錐部１３０は、外壁１３２を備えた円錐台形状である。モールドプラグが溶出されると、開口部１３３が壁２６の外側面に残ることになる。見て分かるように、そして１４０で輪郭を示すように、円錐部１３０の最先端部は壁２６を貫通している。図５Ａの試行例に形成されたようなベーンを検査する検査官は、開口部１３３が期待したものより小さいことが分かるであろう。開口部１３３が期待値よりも小さいことから、検査官は、壁２６の厚さが厚すぎるという指示を得る。
【００１６】
反対に、図５Ｂは別の結果を示しており、開口部１３３はいっそう大きくなっている。見て分かるように、鋳造工程時に壁２６を貫通する円錐部の部分１４０は、図５Ａのものよりも大きくなっている。開口部１３３の寸法は、壁厚２６が許容範囲にあることを示す。
【００１７】
図５Ｃに示す開口部１３３は、図５Ｂのものよりもはるかに大きくなっている。壁２６を貫通した円錐部の部分１４０もはるかに大きくなっている。当然のことながら、検査時には、円錐部は全く残っておらず、開口部１３３だけがある。図５Ｃの結果では、検査官は、開口部１３３がこのように大きいことから、壁２６の厚さが薄すぎると判断できる。
【００１８】
図６Ａは、別の実施形態の円錐部１５０を示している。実施形態の円錐部１５０は、拡大部分１５２および小さい円錐部分１５４を有する。例えば、図６Ａに示すように、円錐部１５４が壁２６を貫通していない場合、検査官は壁が厚すぎると分かる。
【００１９】
図６Ｂに示すように、円錐部１５４の先端１５６は壁を貫通し、開口部１５８を形成している。このとき、検査官は、開口部１５８の寸法を受けて、この結果での壁厚２６が適切であると分かる。
【００２０】
図６Ｃに示すように、拡大部分１５２が壁２６を貫通して、開口部１５８が非常に大きくなっている場合、検査官は壁が薄すぎると分かる。
【００２１】
図７Ａは、円錐部１７０が平面１７２につながる傾斜部１７４を有する実施形態を示している。この実施形態では、壁が薄すぎるかどうかをのみ示すことができる。図７Ａに示すように、円錐部は壁２６を貫通していないので、検査官は壁が薄すぎることはないと分かる。
【００２２】
一方で、図７Ｂに示すように、円錐部１７０が壁２６を突き破っており、そのため、開口部１８０が存在する場合、このとき、検査官は、壁２６が薄すぎると分かる。示すように、円錐部１７０の部分１８２は壁を貫通している。
【００２３】
最終的なエアフォイルに残ることがある開口部は、それらが比較的小さくできるので、機能に影響することは全くない。これらのタイプのエアフォイルは、フィルム冷却口などを形成されるので、これらの数個の小さな追加穴はほとんど影響しない。この特徴部は、エアフォイル全体にわたって複数の場所で利用でき、特に、壁厚が重要な特徴になっており、かつ壁厚を測定するのが困難である重要な場所で利用することができる。本発明は、ベーンに関して具体的に説明したが、タービンブレードにまで拡張することができる。また、本発明は、プラットフォーム、およびエアフォイル以外のベーンまたはブレード上の他の場所における壁厚検査まで拡張することもできる。これらの流れに沿って、本発明はまた、ブレードの外側エアシールなどの特定のエアフォイル構造をもたない構成要素で利用することもできる。
【００２４】
本発明の好ましい実施形態が開示されたが、当業者ならば、特定の修正が本発明の範囲に入ると分かるであろう。この理由から、本発明の真の範囲および内容を確定するために、上記の特許請求の範囲を検討すべきである。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１Ａ】公知のタービンベーンの斜視図である。
【図１Ｂ】図１Ａのベーンを形成する鋳型を示す図である。
【図２】図１Ａのベーンの一部を示す図である。
【図３】図１Ａのベーンの別の部分を示す図である。
【図４】ベーン内に空気チャネルを形成するモールドプラグを示す図である。
【図５Ａ】図４のモールドプラグの第１の実施形態と、第１の起こり得る結果とを示す図である。
【図５Ｂ】別の起こり得る結果を示す図である。
【図５Ｃ】第１の実施形態を用いて発見できるさらに別の結果を示す図である。
【図６Ａ】第２の実施形態を用いて発見できる第１の結果を示す図である。
【図６Ｂ】第２の実施形態を用いて起こり得る第２の結果を示す図である。
【図６Ｃ】第２の実施形態を用いて起こり得る第３の結果を示す図である。
【図７Ａ】第３の実施形態を用いて起こり得る第１の結果を示す図である。
【図７Ｂ】第３の実施形態を用いて起こり得る第２の結果を示す図である。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図５Ｃ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図６Ｃ】
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【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
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