(57)【要約】　　　（修正有）【課題】ガスタービンエンジンの固定ノズル羽根構造に関し、スロート面積の目標範囲に合致するものとなるように、ノズル羽根を修理することについての改良された手法を提供する。【解決手段】ガスタービンノズルの環状構造体の最初の対間スロート面積が最終の対間スロート面積の目標範囲内に収まらない各対のガスタービンノズル羽根４２について、延長用線材１００を後縁５０に沿って長手方向に延びるように後縁５０に固定し、蝋付け材料１０４を延長用線材１００と後縁５０とに適用し、蝋付け材料１０４を蝋付け温度にまで加熱し蝋付け材料１０４の少なくとも一部を溶融し、冷却したとき、延長用線材１００と蝋付け材料１０４とが後縁５０に接着されるようにすることによって、後縁５０を延長する。【選択図】　　　図１０
2004036607.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンノズル羽根（４２）の後縁（５０）を延長するための方法であって、
根元部（５２）と先端部（５４）との間で長手方向に延びる丸みのある後縁（５０）を有するガスタービンノズル羽根（４２）を準備する段階と、
前記後縁（５０）に沿って長手方向に延びるように延長用線材（１００）を該後縁（５０）に固定する段階と、
前記延長用線材（１００）と前記後縁（５０）とに蝋付け材料（１０４）を適用する段階と、
該蝋付け材料（１０４）を蝋付け温度にまで加熱し、該蝋付け材料（１０４）の少なくとも一部を溶融させ、冷却したときに前記延長用線材（１００）と前記蝋付け材料（１０４）とが前記後縁（５０）に接着されるようにする段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項２】
前記ガスタービンノズル羽根（４２）がノズル羽根用ニッケル基超合金でできており、前記延長用線材（１００）が延長用線材用ニッケル基超合金でできていることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記延長用線材用ニッケル基超合金が、重量パーセントで、約１２．０パーセントのコバルト、約６．８パーセントのクロム、約１．５パーセントのモリブデン、約４．９パーセントのタングステン、約２．８パーセントのレニウム、約６．３５パーセントのタンタル、約６．１５パーセントのアルミニウム、約１．５パーセントのハフニウム、約０．１２パーセントの炭素、約０．０１５パーセントのホウ素を含み、残部がニッケル及び微量元素からなる公称組成を有することを特徴とする、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記蝋付け材料（１０４）を適用する段階が、
高温溶融性充填用合金の第１層（１０６）を前記延長用線材（１００）と前記後縁（５０）との間の間隙領域に適用する段階と、その後で、
蝋付け組成物の第２層（１１０）を前記第１層（１０６）に重なるように適用する段階と、
を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記第１層（１０６）が、前記蝋付け温度より高い第１層用ニッケル基超合金融点を有する第１層用ニッケル基超合金であることを特徴とする、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
前記第１層用ニッケル基超合金が、
重量パーセントで、約７．５パーセントのコバルト、約９．７５パーセントのクロム、約１．５パーセントのモリブデン、約６．０パーセントのタングステン、約４．８パーセントのタンタル、約４．２パーセントのアルミニウム、約３．４５パーセントのチタン、約０．１５パーセントのハフニウム、約０．０５パーセントの炭素、約０．００４パーセントのホウ素、約０．５パーセントのニオブを含み、残部がニッケル及び微量元素からなる公称組成を有する第１のニッケル基超合金と、
重量パーセントで、約１２．０パーセントのコバルト、約６．８パーセントのクロム、約１．５パーセントのモリブデン、約４．９パーセントのタングステン、約２．８パーセントのレニウム、約６．３５パーセントのタンタル、約６．１５パーセントのアルミニウム、約１．５パーセントのハフニウム、約０．１２パーセントの炭素、約０．０１５パーセントのホウ素を含み、残部がニッケル及び微量元素からなる公称組成を有する第２のニッケル基超合金と、
からなる群から選択されることを特徴とする、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
前記第２層（１１０）が、前記蝋付け温度より低い第２層用ニッケル基超合金融点を有する第２層用ニッケル基超合金であることを特徴とする、請求項４に記載の方法。
【請求項８】
前記第２層用ニッケル基超合金が、前記蝋付け温度よりも高い第１成分融点を有する第１成分と、前記蝋付け温度より低い第２成分融点を有する第２成分との混合物であることを特徴とする、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記第２層用ニッケル基超合金が、
重量パーセントで、約１２．０パーセントのコバルト、約６．８パーセントのクロム、約１．５パーセントのモリブデン、約４．９パーセントのタングステン、約２．８パーセントのレニウム、約６．３５パーセントのタンタル、約６．１５パーセントのアルミニウム、約１．５パーセントのハフニウム、約０．１２パーセントの炭素、約０．０１５パーセントのホウ素を含み、残部がニッケル及び微量元素からなる公称組成を有する第１のニッケル基超合金と、
重量パーセントで、約０．１６パーセントの炭素、約４．５パーセントの珪素、約１４．０パーセントのクロム、約９．５パーセントのコバルト、約４．９パーセントのチタン、約４．０パーセントのモリブデン、約４．０パーセントのタングステン、約３．０パーセントのアルミニウム、約０．６５パーセントのホウ素、約０．０３パーセントのジルコニウムを含み、残部がニッケル及び微量元素からなる公称組成を有し、珪素とホウ素との付加によって変成された第２のニッケル基超合金と、
の混合物であることを特徴とする、請求項７に記載の方法。
【請求項１０】
前記蝋付け温度が約華氏２１９０度（摂氏１２００度）から約華氏２２４０度（摂氏１２３０度）までであることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項１１】
ガスタービンノズルの環状構造体の最終のスロート面積を設定するための方法であって、
最終の対間スロート面積の目標範囲を設ける段階と、
ガスタービンの少なくとも２つのノズル羽根（４２）を準備する段階と、その後で、
各対のガスタービンノズル羽根（４２）の間の最初の対間スロート面積を求める段階と、その後で、
その最初の対間スロート面積が前記最終の対間スロート面積の目標範囲内に収まらないような各対のガスタービンノズル羽根（４２）について、前記最初の対間スロート面積を求める段階に応答して前記ガスタービンノズル羽根（４２）の少なくとも１つの後縁（５０）を延長し、そのことにより、前記最終の対間スロート面積が前記最終の対間スロート面積の目標範囲内に収まるようにする段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項１２】
前記準備する段階は、複数対のガスタービンノズル羽根（４２）がまとまって前記ガスタービンノズルの環状構造体を構成するようになったノズルを準備する段階を含むことを特徴とする、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
最終の総スロート面積の目標範囲を設ける段階と、
複数対のガスタービンノズル羽根（４２）がまとまって前記ガスタービンノズルの環状構造体を構成するノズルを、最終の対間スロート面積の総計が前記最終の総スロート面積の目標範囲内に収まるように選択する段階と、
の付加的段階を含むことを特徴とする、請求項１１に記載の方法。
【請求項１４】
前記延長する段階が、
前記ガスタービンノズル羽根（４２）の根元部（５２）と先端部（５４）との間で長手方向に延びる丸みのある後縁（５０）を有する前記ガスタービンノズル羽根（４２）の１つを準備する段階と、
前記後縁（５０）に沿って長手方向に延びるように該後縁（５０）に延長用線材（１００）を固定する段階と、
前記延長用線材（１００）と前記後縁（５０）とに重なるように蝋付け材料（１０４）を適用する段階と、
前記延長用線材（１００）と前記後縁（５０）とに前記蝋付け材料（１０４）を蝋付けする段階と、
を含むことを特徴とする、請求項１１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンの固定ノズル羽根構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機用ガスタービン（ジェット）エンジンにおいては、空気は、エンジンの前部に引き込まれ、シャフトに取付けられた圧縮機によって圧縮され、燃料と混合される。混合気が燃焼され、その結果生じる高温燃焼ガスは、同じシャフトに取付けられたガスタービンを通過する。燃焼ガス流は、タービンブレードの翼形部分に接触することによってガスタービンを回転させ、ガスタービンがシャフトを回転させて出力を圧縮機に与える。高温の排気ガスがエンジンの後方から噴出し、該エンジン及び航空機を前方に駆動する。更には、タービン部分から延びるシャフトによって駆動され、エンジンの中央コアの周りに空気を強制的に送るバイパスファンを設けることができる。
【０００３】
ガスタービンエンジンの燃焼器から流出する燃焼ガスは、ほぼ円筒形のガスタービンエンジンの燃焼ガス流路の周囲周りに半径方向に延びる複数の固定ノズル羽根を有する固定の（即ち回転しない）ノズル構造体に入る。ガスタービンノズル羽根は、適当な速度及び角度でタービンに入るように燃焼ガス流を僅かに加速し方向付けするノズルとして作用する。方向付けされた燃焼ガス流は、タービンシャフトを中心に回転可能なタービンホイールから半径方向に延びるタービンブレードに衝突して、タービンホイールを回転させ、したがって、タービンホイールが圧縮機を駆動するようになる。
【０００４】
ガスタービンエンジンの重要な作動パラメータの１つは、固定ノズル羽根構造の面積であり、スロート面積と呼ばれる該面積を通して燃焼ガス流が流れる。ガスタービンエンジンの設計パラメータである総スロート面積は、タービン流の機能を定めるものであり、このタービン流の機能が圧縮機の圧力比及び作動線を設定し、圧縮機の失速限界を求める際の重要パラメータとなる。各対のガスタービンノズル羽根の間の対間スロート面積が、対間スロート面積の選択された目標範囲内に維持され、ガスタービンノズル羽根の全ての対についての総スロート面積も、該総スロート面積の選択された目標範囲内に維持されることが望ましい。
【０００５】
ノズル羽根は精密な寸法許容範囲に製造されるが、その許容範囲内のばらつき及び組立体の許容範囲は、ガスタービンエンジンが組み立てられたとき、ガスタービンノズル羽根の隣接する対が、対間スロート面積の目標範囲に合致しなくなるか、又はノズル羽根の全ての組が総スロート面積の目標範囲に合致しなくなるほどに、大きくなることがある。このスロート面積の目標範囲からの偏差の問題は、ガスタービンエンジンが使用され、ノズル羽根の寸法が、侵食、羽根材料の焼損、その他の影響に起因して、ノズル羽根とノズル羽根との間で一様でない大きさにまで変化した後には、さらに深刻なものとなる。その場合には、ガスタービンエンジンのオーバホールは、個々のノズル羽根の交換又は修理をし、次にノズル羽根の適当な組み合わせを選択し、対間スロート面積及び総スロート面積の目標範囲に合致させるようにすることを含むものとなる。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
個々のノズル羽根を製造するのは高価であるが、スロート面積の目標範囲に合致させるために使用済みノズル羽根の多くを廃棄し、それらを新品のノズル羽根に交換することが、ガスタービンエンジンのオーバホール中に必要となることが多い。ノズル羽根についての修理技術が提案されてきたが、利用可能な技術は、それらがノズル羽根の性能に望ましくない変更をもたらすことがあるために全面的に受入れられてはない。従って、ノズル羽根の性能が許容できるものとなり、またスロート面積の目標範囲に合致するものとなるように、ノズル羽根を修理することについての改良された手法の必要性がある。本発明はこの必要性を満たし、更に関連する利点を提供するものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
本発明は、ガスタービンノズルのスロート面積を設定するための技術、及び個々のノズル羽根のための修理手順を提供する。本発明による手法は、対間スロート面積の目標範囲及び総スロート面積の目標範囲の双方に合致することを可能にする。対間スロート面積の目標範囲に合致させる適当な寸法を個々のノズル羽根に与えるために修理手順が利用され、次に、対になるノズル羽根は、総スロート面積の目標範囲に合致するように組み合わされる。それはまた、他の理由でノズル羽根の寸法を変えるのに用いることもできる。修理手順は、実質的に、ノズル羽根の翼形部の形状を維持する。
【０００８】
ガスタービンノズルの最終のスロート面積を設定するための方法は、最終の対間スロート面積の目標範囲を設ける段階と、少なくとも２つのガスタービンノズル羽根を準備する段階と、その後で、各対のガスタービンノズル羽根の間における最初の対間スロート面積を求める段階とを含む。その後で、その最初の対間スロート面積が最終の対間スロート面積の目標範囲内に収まらない各対のガスタービンノズル羽根について、最初の対間スロート面積を求める段階に応答して、ガスタービンノズル羽根の１つの後縁が延長され、そのことにより、最終の対間スロート面積が最終の対間スロート面積の目標範囲内に収まるようになる。
【０００９】
この方法は、典型的には、複数対のガスタービンノズル羽根がまとまってガスタービンノズルの環状構造体を構成するようになるノズルに適用される。最終の総スロート面積の目標範囲が設けられ、複数対のガスタービンノズル羽根のノズルが選択され、そのことにより、それらの最終の対間スロート面積の総計が、最終の総スロート面積の目標範囲内に収まるようになる。
【００１０】
後縁を延長する段階は、好ましくは、ガスタービンノズル羽根の根元部と先端部との間で長手方向に延びる丸みのある後縁を有するガスタービンノズル羽根の１つを準備する段階と、後縁に沿って長手方向に延びるように後縁に延長用線材を固定する段階と、延長用線材と後縁とに重なるように蝋付け材料を適用する段階と、蝋付け材料を延長用線材と後縁とに蝋付けする段階とを含む。蝋付けは、望ましくは、蝋付け材料を蝋付け温度にまで加熱して蝋付け材料の少なくとも一部を溶融させ、冷却したときに、延長用線材と蝋付け材料とが後縁に接着されるようにすることによって達成される。後縁の延長は、上記のように最終のスロート面積の設定に関連して、又はスロート面積についての何らかの考慮事項とは無関係に、他の理由のために行うことができる。
【００１１】
典型的事例において、ガスタービンノズル羽根はノズル羽根用ニッケル基超合金でできており、延長用線材は延長用線材用ニッケル基超合金でできている。例えば、ノズル羽根用ニッケル基超合金は、方向性凝固のＲｅｎｅ（商標）１４２、又はＡｌｌｏｙ　Ｘ−４０とすることができ、延長用線材用ニッケル基超合金はＲｅｎｅ（商標）１４２ニッケル基超合金とすることができる。
【００１２】
好ましい手法において、蝋付け材料を適用する段階は、延長用線材と後縁との間隙領域内に高温溶融性充填用合金の第１層を適用する段階と、その第１層に重なるように蝋付け組成物の第２層を適用する段階とを含む。第１層は、標準的には、蝋付け温度よりも高い第１層用ニッケル基超合金融点を有する第１層用ニッケル基超合金であり、例えば、Ｒｅｎｅ（商標）Ｎ４又はＲｅｎｅ（商標）１４２ニッケル基超合金である。第２層は、蝋付け温度よりも低い第２層用ニッケル基超合金融点を有する第２層用ニッケル基超合金の蝋付け材料であり、例えば、融点を低くするために珪素及び可能ならホウ素を付加することによって変成された重量比で４０％のＲｅｎｅ（商標）１４２超合金と、６０％のＲｅｎｅ（商標）　８０ニッケル基超合金との混合物である。この好ましい蝋付け材料の蝋付け温度は、典型的には、約華氏２１９０度から約華氏２２４０度までである。
【００１３】
本発明による手法は、ノズル羽根の後縁を延長することによってノズル羽根を改造するものである。ノズル羽根の翼形部の形状は、実質的に変えられることはない。これに対して、ノズル羽根を修理するための従来の手法の幾つかにおいては、余分な材料が後縁ではなくノズル羽根の翼形部表面に適用されノズル羽根を厚くする。ノズル羽根を厚くすると翼形部の形状が変わることがあり、そのことにより、ノズル羽根の空気力学的性能が変更される。
【００１４】
後縁を延長するための本発明による手法は、延長用線材を後縁に仮着け溶接し、次に蝋付け材料を適用して後縁に滑らかな空気力学的表面を形成することによって、容易に実行される。延長用線材の直径は、必要とされる延長量に応じて選択することができる。加熱したとき、蝋付け材料は部分的に溶け、延長用線材を後縁に蝋付けする。拡散又は上層アルミニドなどの保護被覆を、任意に後縁とその延長部に重ねて適用することができる。
【００１５】
本発明のその他の特徴及び利点は、一例として本発明の原理を表す添付図面と関連してなされた好ましい実施形態についての、以下のより詳細な説明から明らかになるであろう。しかしながら、本発明の技術的範囲は、この好ましい実施形態に限定されるものではない。
【００１６】
【発明の実施の形態】
図１は、本説明にとって適切なガスタービンエンジン２０の構成要素を概略的に示す。軸流圧縮機２２からの加圧空気２１の流れ及び燃料は、ガスタービンエンジン２０の中心線の周りを環状形で延びる燃焼器２４に供給される。燃料は加圧空気２１と混合され、燃焼器２４で燃焼されて燃焼ガス流２６を発生させる。燃焼ガス流２６がガスタービンノズルの環状構造体２８を通過し、ここで、その速度及び流れ方向が変えられて、燃焼ガスがガスタービン３０を通過するときに適当な速度及び方向となるようにされる。燃焼ガス流２６は、ガスタービン３０のタービンディスク３４から半径方向に延びるタービンブレード３２に衝突する。タービンディスク３４は、シャフト３６に取付けられ、タービンブレード３２への燃焼ガス流２６の衝突力を受けて回転する。シャフト３６は、圧縮機２２まで前方に延びており、該圧縮機は、シャフト３６に取付けられているため、タービンディスク３４とシャフト３６との回転に伴い回転する。ガスタービンノズルの環状構造体２８は、シャフト３６に取付けられておらず、シャフト３６と一緒に回転しないという意味では固定である。燃焼ガス流２６は、ガスタービン３０を通過した後に、ガスタービンエンジン２０の背後から噴出して、前方への推力を生み出す。実際のガスタービンエンジンにおいては、圧縮機２２内には、連続して気流が流れる複数の圧縮機段があり、燃焼ガス流２６に沿って、ガスタービンノズルの環状構造体２８とガスタービン３０の連続する複数の対があり、そのため、燃焼ガス流２６はそれらの対を連続して通過する。ガスタービンエンジン２０の図示された部分は、シャフト３６の回転軸線３８を中心としてほぼ円筒形で対称となっており、回転軸線が中心線の役割をする。
【００１７】
図２は、ガスタービンノズルの環状構造体２８をより詳細に示す。ガスタービンノズルの環状構造体２８は、ノズル支持構造体４０と、そのノズル支持構造体４０の外周４４において半径方向に延びる複数のノズル羽根４２とを含む。燃焼ガス流２６は、図２の図示面に対して垂直である。
【００１８】
ノズル羽根４２の対４５が図３に示されており、この図３は、外周４４の近くでガスタービンノズルの環状構造体２８を半径方向外向きに見た図である。ノズル羽根４２の各々は、湾曲した翼形部を形成する対向した翼形部表面４６を有する。ノズル羽根４２の各々は、丸みのある前縁４８と丸みのある後縁５０を有し、これらは各々の側面において翼形部表面４４に緩やかにつながっている。これらの要素はまた、図４の斜視図においても見ることができる。ノズル羽根４２は、根元部５２及び先端部５４と、根元部５２と先端部５４との間の長さＬとを有するものとして説明できる。後縁５０は、根元部５２と先端部５４との間に延びており、長手方向５６とほぼ平行である。湾曲したノズル羽根の中心線５８は、前縁４８から後縁５０まで延びており、ノズル羽根４２の厚さを２分する。
【００１９】
図５は、３つのノズル羽根６０、６２及び６４を示す。ノズル羽根６０及び６２がノズル羽根の第１の対を構成し、ノズル羽根６２及び６４がノズル羽根の第２の対を構成する。スロート幅Ｄｏは、各対の２つのノズル羽根の間の最近接距離である。スロート幅Ｄｏは、典型的には、１つのノズル羽根の後縁５０と隣接するノズル羽根の対面する翼形部表面４６の最近接点との間の距離である。例えば、スロート幅Ｄｏ１は、ノズル羽根６２の後縁５０とノズル羽根６０の翼形部表面４６の最近接点との間の距離であり、スロート幅Ｄｏ２は、ノズル羽根６４の後縁５０とノズル羽根６２の翼形部表面４６の最近接点との間の距離として定義される。スロート面積ＴＡは、長手方向５６に平行に測定された翼形部の長さＬ（図４参照）とスロート幅Ｄｏとを掛けた積である。
【００２０】
最終の対間スロート面積の目標範囲は、各対のノズル羽根４２、例えば、ノズル羽根６０及び６２の対及び／又はノズル羽根６２及び６４の対におけるスロート面積ＴＡについての設計上の目標範囲である。典型的なガスタービンエンジンにおいて、最終の対間スロート面積の目標範囲ＤｏＬの例は、１．４１＋／−０．０１平方インチである。最終の総スロート面積の目標範囲は、ガスタービンノズルの環状構造体２８上のノズル羽根４２の対４５の全てにわたるＴＡ値の総計ＴＴＡについての設計上の目標範囲である。最終の対間スロート面積の目標範囲及び最終の総スロート面積の目標範囲は、エンジン設計者によって、ガスタービンエンジン２０の性能を最適化するために選択されるパラメータであり、それらの特定値は本発明による手法の一部にはならない。本発明による手法の１つは、ノズル羽根４２の寸法を調整して、これらのパラメータを実現する技術を準備することに関する。
【００２１】
図６は、ガスタービンノズルの環状構造体による最終のスロート面積を設定するための手法のブロックフロー図であり、図７から図１２は、その後縁が延長されつつあるノズル羽根４２の後縁５０の領域を表す図である。翼形部表面４６もまた、図７から図１２に示される。
【００２２】
符号７０に示すように、最終の対間スロート面積の目標範囲が設けられる。上記したように、これは、エンジン設計者によって準備される本処理のための入力値である。
【００２３】
符号７２に示すように、少なくとも２つのガスタービンノズル羽根４２が準備され、その後縁領域５０の１つが図７に示される。ガスタービンノズル羽根４２は上記した形状を有し、典型的には、ノズル羽根４２の主金属としてのノズル羽根用ニッケル基超合金から作られる。ニッケル基合金は、その他の成分のいずれよりも多くのニッケルを有する合金であり、ニッケル基超合金は、ガンマ・プライム又はそれに関連する相の析出によって強化されたニッケル基合金である。ガスタービンノズル羽根４２を製造するためのノズル羽根用ニッケル基超合金として用いられるニッケル基超合金の例には、Ｒｅｎｅ（商標）１４２があり、それは、重量パーセントで、約１２．０パーセントのコバルト、約６．８パーセントのクロム、約１．５パーセントのモリブデン、約４．９パーセントのタングステン、約２．８パーセントのレニウム、約６．３５パーセントのタンタル、約６．１５パーセントのアルミニウム、約１．５パーセントのハフニウム、約０．１２パーセントの炭素、約０．０１５パーセントのホウ素を含み、残部がニッケル及び微量元素からなる公称組成を有する。ガスタービンノズル羽根４２は、代わりに、その他の成分のいずれよりも多くのコバルトを有するコバルト基合金で製作することができる。ガスタービンノズル羽根４２を製造するために用いられるコバルト基合金の例には、Ａｌｌｏｙ　Ｘ−４０があり、それは、重量パーセントで、約０．５パーセントの炭素、約１パーセントのマンガン、約１パーセントの珪素、約２５パーセントのクロム、約２パーセントの鉄、約１０．５パーセントのニッケル、約７．５パーセントのタングステンを含み、残部がコバルト及び微量元素からなる公称組成を有する。これらの合金は、好ましいものであるが、本発明による使用は、ノズル羽根４２を製作するために用いられるこれらの合金に限定されるものではない。
【００２４】
符号７４に示すように、各対のガスタービンノズル羽根４２の間における最初の対間スロート面積は、典型的には、これらガスタービンノズル羽根が図３に示すように取付けられ、支持された構成で、対のガスタービンノズル羽根の寸法測定を行うことによって求められる。最初のスロート面積が、最終の対間スロート面積の目標範囲内である場合には、その対になるノズル羽根は満足なものであり、符号７６に示すように、最終処理に移される。（最初のスロート面積が、最終の対間スロート面積の目標範囲よりも小さい場合には、研磨によるなどして少量の材料を該当する後縁５０から取り除くことができ、符号７６に示すように、対のガスタービンノズル羽根を最終処理に移すことができる。実際には、こうした状況はめったに見られない。）
【００２５】
各対のガスタービンノズル羽根について、その最初の対間スロート面積が最終の対間スロート面積の目標範囲内にはなく、実際に、最終の対間スロート面積の目標範囲以下である場合には、符号８０に示すように、ガスタービンノズル羽根４２の少なくとも１つの後縁５０が、最初の対間スロート面積を求めるステップ７４に応答して延長され、それにより、その対のガスタービンノズル羽根４２の最終の対間スロート面積は、最終の対間スロート面積の目標範囲内に収まるようになる。
【００２６】
後縁５０を延長するためには、符号８２に示すように、延長用線材１００が丸みのある後縁５０に固定され、長手方向５６に平行な後縁５０に沿って延びるようにする。延長用線材１００は断面が円形であることが好ましいが、その他の断面形状を有するものでもよい。延長用線材１００は、後縁５０を所望量だけ延長するのに十分な直径を有する。好ましい手法においては、延長用線材１００は約０．０４５インチの直径を有する。延長用線材１００は、ノズル羽根４２自体の高温特性と同等な高温特性を有する材料で作られる。好ましい事例においては、延長用線材１００は、Ｒｅｎｅ（商標）１４２合金のような延長用線材用ニッケル基超合金から製造される。延長用線材１００は、好ましくは、図８に示すような反復的仮着け溶接１０２によって、ノズル羽根４２から外向きに、翼形部表面４６から離れる方向に延びるように後縁５０に固定され、したがって、ノズル羽根の中心線５８の外向き突出部分上に位置するようになる。仮着け溶接１０２は、使用状態で延長用線材１００を後縁５０に保持する所望強度を与えるための主要取付け機構ではなく、むしろ、後に続く蝋付け作業中に、後縁５０に隣接する所定の位置に延長用線材１００を保持するのに十分なものであればよい。
【００２７】
蝋付け材料１０４は、符号８４に示すように、延長用線材１００と後縁５０とに重なるように適用される。蝋付け材料は、一層又はそれ以上の層で適用することができる。好ましい手法は２層を用いることである。最初に、図９に示される第１層１０６が適用される。好ましい第１層１０６は、好ましくは、優れた高温特性を有する高温溶融性充填用合金である。第１層１０６は、ノズル羽根の主金属と同じ材料のニッケル基超合金の粉末粒子スラリであることが好ましく、例えば、好ましい事例ではＲｅｎｅ（商標）１４２である。第１層１０６は、代わりに、ニッケル基超合金のＲｅｎｅ（商標）Ｎ４のような別種類の合金スラリにすることができ、ニッケル基超合金のＲｅｎｅ（商標）Ｎ４は、重量パーセントで、約７．５パーセントのコバルト、約９．７５パーセントのクロム、約１．５パーセントのモリブデン、約６．０パーセントのタングステン、約４．８パーセントのタンタル、約４．２パーセントのアルミニウム、約３．４５パーセントのチタン、約０．１５パーセントのハフニウム、約０．０５パーセントの炭素、約０．００４パーセントのホウ素、約０．５パーセントのニオブを含み、残部がニッケル及び微量元素からなる公称組成を有する。第１層１０６は、好ましくは、第１層の融点が蝋付け温度の融点よりも高い金属でできており、以下で説明する。第１層１０６の粉末粒子は、通常、ポリエチレン・オキシド（ＰＥＯ）のキャリア液体中にスラリ化され、そのスラリは、Ｖ字形の間隙領域１０８（図８）内に適用することができるのに十分な粘性を有するものである。第１層１０６は、延長用線材１００と後縁５０との間のＶ字形の間隙領域１０８（ノズル羽根４６の各側面に１つ、図９参照）内に該間隙領域を充填するのに十分な分量だけ適用される。第１層１０６は、延長用線材１００の形状が翼形部表面４６に良好につながるように滑らかにされる。スラリは、キャリアの部分的蒸発によって所定の位置で乾燥させられる。キャリアの完全な蒸発は、後の加熱段階で生じる。
【００２８】
図１０に示すように、蝋付け組成物の第２層１１０が、第１層１０６に重なるように適用される。第２層１１０は、好ましくは、蝋付け温度より低い第２層用ニッケル基超合金融点を有する少なくとも１つの成分を含む第２層用ニッケル基超合金である。第２層１１０は、好ましくは、第１成分が蝋付け温度よりも高い第１成分融点を有し、第２成分が蝋付け温度より低い第２成分融点を有する少なくとも２つの成分を含む。最も好ましい第２層用ニッケル基超合金は、重量比で６０パーセントのＲｅｎｅ（商標）１４２ニッケル基超合金粉末と、その融点を下げるべく珪素と任意に施されるホウ素との付加によって変成された重量比で４０パーセントのＲｅｎｅ（商標）８０ニッケル基超合金粉末との２成分からなる混合物である。この変成されたＲｅｎｅ（商標）８０の材料は、重量パーセントで、約０．１６パーセントの炭素、約４．５パーセントの珪素、約１４．０パーセントのクロム、約９．５パーセントのコバルト、約４．９パーセントのチタン、約４．０パーセントのモリブデン、約４．０パーセントのタングステン、約３．０パーセントのアルミニウム、約０．６５パーセントのホウ素、約０．０３パーセントのジルコニウムを含み、残部がニッケル及び微量元素からなる公称組成を有する。第２層１１０は実施可能ないかなる厚さでもよいが、典型的には、約０．０２０インチから約０．０５０インチまでの厚さである。この蝋付け材料が選択されたことにより、米国特許第４，８３０，９３４号に記載されたような公知の蝋付け材料と比較すると、被覆のない状態での耐酸化性において数倍、アルミニド皮膜で被覆化された場合では最高約１０倍までの改善をもたらす。
【００２９】
第２層１１０のための代替材料はＳＡ６５０合金であり、それは、重量パーセントで、約２２〜２８パーセントのコバルト、約１６．５〜２０パーセントのクロム、約３．８〜４．４パーセントのチタン、約２．２〜２．８パーセントのアルミニウム、約１．９〜２．４パーセントのタンタル、約０．６〜１．３パーセントのニオブ、約０．４〜０．６５パーセントのモリブデン、約１．９〜２．２５パーセントのタングステン、約０．９５〜１．２５パーセントのホウ素、約０．０３〜０．０８パーセントのハフニウム、最大０．０３０パーセントの酸素、最大０．０３０パーセントの窒素を含み、残部がニッケル及び微量元素からなる公称組成を有する。
【００３０】
層１０６及び１１０を含む蝋付け材料１０４は、符号８６に示すように蝋付け温度まで加熱され、好ましい事例では、第２層１１０の低温溶融成分である蝋付け材料の少なくとも一部を溶融させる。典型的には、ノズル羽根４２、延長用線材１００及び蝋付け材料１０４からなる全体構造体は、炉で蝋付け温度まで加熱される。蝋付け温度は、第２層１１０の低温溶融成分の融点よりは高く、ノズル羽根４２の主金属及び延長用線材１００の融点より低く、更にまた、典型的には、第１層１０６の融点よりも低い。好ましい実施形態において、蝋付け温度は、約華氏２１９０度（摂氏１２００度）から約華氏２２４０度（摂氏１２３０度）までである。組立体が蝋付け温度より高い状態の間に、第２層１１０のＲｅｎｅ（商標）　８０の粉末成分が溶融しＲｅｎｅ（商標）１４２の粉末は溶融しないで残る）、第１層１０６の粉末部分に浸透し、第１層１０６の粉末粒子を湿らせ、後縁５０及び延長用線材１００を湿らす。蝋付け温度より低い温度に、最終的には室温にまで冷却したとき、溶融成分は凝固し、図１１に示すように、最終蝋付け金属１０４の媒介により延長用線材１００と蝋付け材料１０４とを後縁に接着させて、後縁の延長部分１１２を形成する。上記の処理により、後縁の延長部分１１２が長くなり過ぎた場合には、研磨によるなどして、適当な量を取り除くことができる。
【００３１】
ノズル羽根４２の湾曲のために、後縁５０の延長が寸法Ｄｏを減少させ、そのことによって、隣接する２つのノズル羽根４２の対間スロート面積を減少させる。
【００３２】
後縁の延長部分１１２は、符号８８に示すように、任意に保護皮膜１１４で被覆することができる。被覆段階８８は、通常は、ノズル羽根４２の表面の残りの部分に対する同様の保護皮膜１１４の適用と同時に実行される。保護皮膜１１４は、当技術分野において周知の種類の拡散又は上層によるアルミニウム皮膜などの実施可能ないずれの種類によるものでもよく、任意に、当技術分野において周知の種類の断熱皮膜を適用することもできる。
【００３３】
後縁５０の延長は、図６の符号８０により、所望の最終のスロート面積を達成するための総合的な方法の一部としてここに記載されている。しかしながら、延長方法８０は、他の理由で、それ自身で実行可能である。
【００３４】
全ての対のノズル羽根が適正に所望の寸法の大きさにされ、それぞれの場合において所望の最終の対間スロート面積の目標範囲（ＴＡ）が達成されるまで、ステップ７２からステップ８８までのステップが、符号９０に示すように、別の対のノズル羽根４２に対して繰り返される。
【００３５】
最終の総スロート面積の目標範囲は、符号９２に示すように、入力パラメータとして与えられる。最終の対間スロート面積の目標範囲内に入る最終のスロート面積を有するように既に設定された対のノズル羽根４２から、符号９４に示すように、複数対のガスタービンノズル羽根がまとまってガスタービンノズルの環状構造体２８を構成するようになるノズルが選択される。選択基準は、それらの最終の対間スロート面積の総計が最終の総スロート面積の目標範囲（ＴＴＡ）内でなければならないということである。
【００３６】
図６の手法は、ノズル羽根の実際の組に実施され、優れた結果を得た。対間と全体との双方による最終のスロート面積は、所望のスロート面積の目標範囲内にある。
【００３７】
例示のために本発明の特定の実施形態を詳細に説明してきたが、本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなく、種々の変更及び発展を加えることができる。従って、本発明は特許請求の範囲による場合を除き限定されるものではない。
【００３８】
特許請求の範囲に示す参照番号は、本発明の技術的範囲を限定するためではなく、それらを容易に理解するためのものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】圧縮機、燃焼器、ガスタービンノズルの環状構造体及びガスタービンの概略断面正面図。
【図２】ガスタービンノズルの環状構造体の拡大平面図。
【図３】図２の線３−３から見たノズル羽根対の半径方向外向きの図。
【図４】１つのノズル羽根を示す斜視図。
【図５】二対のノズル羽根を形成する３つのノズル羽根の概略平面図。
【図６】本発明による手法を実施するための好ましい方法のブロックフロー図。
【図７】図６に示す方法の最初の段階におけるノズル羽根の一部を示す長手方向に垂直な面での概略拡大断面図。
【図８】図６に示す方法の次の段階におけるノズル羽根の一部を示す長手方向に垂直な面での概略拡大断面図。
【図９】図６に示す方法の次の段階におけるノズル羽根の一部を示す長手方向に垂直な面での概略拡大断面図。
【図１０】図６に示す方法の次の段階におけるノズル羽根の一部を示す長手方向に垂直な面での概略拡大断面図。
【図１１】図６に示す方法の次の段階におけるノズル羽根の一部を示す長手方向に垂直な面での概略拡大断面図。
【図１２】図６に示す方法の次の段階におけるノズル羽根の一部を示す長手方向に垂直な面での概略拡大断面図。
【符号の説明】
４２　ガスタービンノズル羽根
４６　翼形部表面
５０　後縁
１００　延長用線材
１０４　蝋付け材料
１０６　蝋付け組成物の第１層
１１０　蝋付け組成物の第２層
【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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【図１２】
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【外国語明細書】
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