(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つの台板と少なくとも１つのエアフォイルとを有し、少なくとも１つの台板が少なくとも１つの開口を有するようなタービン羽根を修理する方法であって、
少なくとも１つのエアフォイルから少なくとも１つの台板を分離する分離工程と、
少なくとも１つの台板内の分離工程により生じた少なくとも１つの開口をシールするシール工程と、
少なくとも１つの台板内に少なくとも１つのエアフォイルソケットを切削する切削工程と、
少なくとも１つの台板及び少なくとも１つの交換用のエアフォイルから羽根を再組立てする工程と、を有する方法。
【請求項２】
分離工程は、少なくとも１つの台板の各々上に少なくとも１つのスタブを形成するように少なくとも１つの台板から少なくとも１つのエアフォイルを切断する工程、及び少なくとも１つの台板に対応する表面と同一面となるように各スタブを機械加工する工程を含む請求項１の方法。
【請求項３】
分離工程は少なくとも１つのエアフォイルと少なくとも１つの台板との間のジョイントを溶融するのに十分な温度まで羽根を加熱する工程を含む請求項１の方法。
【請求項４】
シール工程は、少なくとも１つの台板内の少なくとも１つのエアフォイル開口を含む開口を閉栓する閉栓工程、及び少なくとも１つの台板をろう付けする工程を含む請求項１の方法。
【請求項５】
閉栓工程は、素材からプラグを機械加工する工程、及び少なくとも１つの台板の対応するエアフォイル開口内に前記プラグを溶接する工程を含む請求項４の方法。
【請求項６】
切削工程はＥＤＭ機械を使用して遂行される請求項４の方法。
【請求項７】
少なくとも１つの台板をレーザークラッディングするレーザークラッディング工程を更に有する請求項１の方法。
【請求項８】
レーザークラッディング工程は、少なくとも１つの台板を加熱する工程、及び超合金粉末で少なくとも１つの台板をクラッディングする工程を含む請求項７の方法。
【請求項９】
シール工程は対応する少なくとも１つのシールされた台板を形成するように少なくとも１つの台板をシールし、更に少なくとも１つのシールされた台板に冷却穴を回復させる工程を含む請求項１の方法。
【請求項１０】
冷却穴を回復させるためにレーザードリル工程が使用される請求項９の方法。
【請求項１１】
少なくとも１つの台板と少なくとも１つのエアフォイルとを有し、少なくとも１つの台板が少なくとも１つの開口を有するようなタービン羽根を修理する方法であって、
少なくとも１つのエアフォイルから少なくとも１つの台板を分離する分離工程と、
少なくとも１つの台板内の分離工程により生じた少なくとも１つの開口を閉栓する工程と、
少なくとも１つの台板にガス経路表面を回復させる回復工程と、
少なくとも１つの台板内に少なくとも１つのエアフォイルソケットを切削する工程と、
少なくとも１つの台板及び少なくとも１つの交換用のエアフォイルから羽根を再組立てする工程と、を含む方法。
【請求項１２】
回復工程は自動化機械作業を使用してガス経路表面を輪郭づけする工程を含む請求項１１の方法。
【請求項１３】
少なくとも１つの台板と複数のエアフォイルとを有し、複数のエアフォイルのうちの２つのエアフォイル間の距離が第１のクラス領域を画定し、少なくとも１つの台板が複数の開口を有するようなタービン羽根を修理する方法であって、
複数のエアフォイルから少なくとも１つの台板を分離する分離工程と、
少なくとも１つの台板内の、分離工程により生じた複数のエアフォイルに対応する複数のエアフォイル開口を含む複数の開口のうちの少なくとも１つをシールする工程と、
少なくとも１つの台板内に、対応するエアフォイル開口とは異なる位置で切削される少なくとも１つのエアフォイルソケットを切削する工程と、
少なくとも１つの台板及び少なくとも１つの交換用のエアフォイルから羽根を再組立てする工程と、を含む方法。
【請求項１４】
再組立てられた羽根は第１のクラス領域とは異なる第２のクラス領域を有する請求項１３の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】
本発明は、タービン羽根上のエアフォイル（airfoils）を交換する方法に関し、特に、タービン羽根の台板（platform）内でエアフォイルを改善及び／又は再位置決めできるように、エアフォイルを交換する方法に関する。
【０００２】
ガスタービンエンジンの素子、特にエンジンの高温区分内に位置する素子は、苛酷な作動環境に曝される。エンジンのウォームアップ、作動及び冷却中の反復温度サイクルに伴う極限の作動温度はエンジンの素子を急激に劣化させることがある。これらの素子は、修理又は交換を必要とするように損傷又は摩耗することのあるＨＰＴ（高圧タービン）の羽根セグメントを含む。
【０００３】
タービンエンジンの羽根セグメントは典型的には外側及び内側のプラットフォーム即ち台板からなり、これらの間に、１又はそれ以上のエアフォイルが位置する。エアフォイルは、一方又は両方の台板と一体の単一ユニットとして鋳造されるか、または、素子組立体の形として台板に別個に溶接又はろう付けされる。あるタービン羽根は内側及び外側の台板と一体的に鋳造された２個、３個又はそれ以上のエアフォイルを有する複雑な鋳造物である。タービン羽根の別の形は対をなす組立体である。対をなす組立体は、単一のエアフォイルが２つの台板間で一体的に鋳造されている羽根である。これらの２つの鋳造物は合致面ジョイントに沿ってろう付け又は溶接され、ダブレット羽根組立体を形成する。
【０００４】
後の羽根の修理及びエアフォイルの交換を容易にするために、単一の鋳造物または溶接又はろう付けされた対から、内側及び外側の台板に取り付けられた個々のエアフォイルセグメントを有する多部品組立体へとこれらの羽根を修正できるようにすることが望ましい。
【０００５】
材料科学の進歩はしばしばエアフォイル部材として使用する改善された材料を提供し、既存の羽根に使用されるものとは異なる寸法を有するエアフォイルを提供することができる。その上、羽根内でのエアフォイルの位置決め即ち羽根セグメントの台板上での位置決めは、調整を必要とすることがある。例えば、隣接する羽根間のノズル開口領域（以下、「クラス領域」という）に対する調整が必要か又は望ましいことがある。
【０００６】
ガスタービンエンジン内の素子は空冷され、高価な材料から製造される。これらの素子はまた組立てが高価である。その結果、元の材料をできるだけ多く再使用できるように、各羽根内で改善された素子及び材料を提供しながら、損傷を効率的に修理できるようにすることが望ましい。
【０００７】
従来のエアフォイル交換修理手順は台板からエアフォイルを切断することにより台板を分離する工程を含む。この手順は、エアフォイルが切り出された各台板上に端くれ即ちスタブを残す。次いで、交換用のエアフォイルが、典型的には電子ビーム溶接技術を使用して、スタブに溶接される。新しいエアフォイルを既存のスタブ上で位置決めしなければならないため、新しいエアフォイルの位置決めは制限されてしまう。また、エアフォイルスタブが残っているため、自動化処理による台板のガス経路表面の完全な磨き直しは不可能である。各台板から突出する不規則輪郭のスタブは、台板のろう付け及び輪郭づけを手動で行うことを要求する。しかし、修理価格及び時間を最小にするためには、できるだけ多くの磨き直し作業を自動化するのが望ましい。
【０００８】
別のエアフォイル交換手順は、エアフォイル鋳造物が別個に鋳造された台板のポケット内にろう付けされる上述のような素子組立体として最初に形成されたＨＰＴタービンの羽根に適用されている。素子組立体の羽根を修理する場合、ろう付けされたジョイントを溶融するのに十分な温度まで全体の組立体を加熱でき、素子の引き離しを可能にする。この手順は米国特許第５，４４４，９１１号明細書に記載されている。代わりに、エアフォイルを台板から切断でき、続いて、台板のポケットを回復するように引き続きの機械作業を行う。この代わりの手順は米国特許第５，８１３，８３２号明細書に記載されている。しかし、交換用のエアフォイルは台板内の既存のソケット内での交換に制限され、エアフォイルの再位置決め即ちクラス寸法の変更、または、元のものとは異なる寸法のエアフォイルの使用を妨げてしまう。
【０００９】
【発明の概要】
本発明は、エアフォイルが除去され、交換されるようなタービンエンジンの羽根を磨き直す方法を提供する。羽根の元の形状は、単一の鋳造物又は溶接された対から、内側及び外側の台板に取り付けられた個々のエアフォイルセグメントを有する多部品素子組立体へ修正される。素子組立体は改善された鋳造物とのエアフォイル及び／又は台板の交換を可能にする。改良点は改善された合金、改善された物理幾何学形状又はその双方の形をとることができる。本発明の方法はまた、ろう付け又は他の輪郭変更処理によりエアフォイルの輪郭を修正する必要なしに、羽根のクラス領域における修正を可能にする。
【００１０】
例えば、方向性を持つように固化された又は単結晶の交換用鋳造物は、本発明の方法を使用して新たな羽根組立体へ容易に組み込むことができる。また、羽根台板の分離、並びに、冷却穴及び台板内の他の通路のシールの後に存在するエアフォイルスタブの除去は、ガス経路表面輪郭づけ作業の自動化を容易にする。本発明はまた、羽根素子組立体での引き続きの修理を一層容易にする。その理由は、素子組立体の羽根でのエアフォイルの交換の遂行が鋳造組立体でのその修理の遂行よりも一層簡単だからである。それ故、本発明の方法は修理、時間及びコストを減少させ、素子の改善及び羽根の性能の最適化を可能にする。
【００１１】
本発明によれば、少なくとも１つの台板と少なくとも１つのエアフォイルとを有し、少なくとも１つの台板が少なくとも１つの開口を有するようなタービン羽根を修理する方法が提供され、この方法にあっては、少なくとも１つの台板が少なくとも１つのエアフォイルから分離され、少なくとも１つの台板内の開口がシールされ、少なくとも１つのエアフォイルソケットが少なくとも１つの台板内に切削され、羽根が少なくとも１つの台板及び少なくとも１つの交換用エアフォイルから再組立てされる。
【００１２】
本発明はまた、少なくとも１つの台板と少なくとも１つのエアフォイルとを有し、各台板が少なくとも１つの開口を有するようなタービン羽根を修理する方法を提供し、この方法にあっては、少なくとも１つの台板が少なくとも１つのエアフォイルから分離され、少なくとも１つの台板内の開口が閉栓され、ガス経路表面が少なくとも１つの台板に自動的に回復され、少なくとも１つのエアフォイルソケットが少なくとも１つの台板内に切削され、羽根が少なくとも１つの台板及び少なくとも１つの交換用エアフォイルから再組立てされる。
【００１３】
更に、本発明は、少なくとも１つの台板と複数のエアフォイルとを有し、複数のエアフォイルのうちの２つのエアフォイル間の距離が第１のクラス領域を画定し、各台板が少なくとも１つの開口を有するようなタービン羽根を修理する方法を提供し、この方法にあっては、少なくとも１つの台板が複数のエアフォイルから分離され、少なくとも１つの台板内の、複数のエアフォイルに対応する複数のエアフォイル開口を含む開口のうちの少なくとも１つがシールされる。少なくとも１つのエアフォイルソケットが少なくとも１つの台板内に切削され、エアフォイルソケットの少なくとも１つは対応するエアフォイル開口とは異なる位置で切削される。次いで、羽根が少なくとも１つの台板及び少なくとも１つの交換用エアフォイルから再組立てされる。本発明の他の特徴及び利点は添付図面を参照しての本発明の実施の形態の次の説明から明らかとなろう。本発明を図示する目的で、現在好ましい形態を図面に示すが、本発明は図示の精確な構成及び手段に限定されないことを理解すべきである。
【００１４】
【発明の実施の形態の詳細な説明】
最初に、ここでは、「修理」、「改善」及び「磨き直し」という用語はタービンエンジン羽根の解体及びそのエアフォイルの交換の処理を参照するために互換的に使用されることに留意されたい。
【００１５】
同様の符号は同様の素子を示す図面を参照すると、図１は本発明の方法が遂行されるタービン羽根の斜視図である。本発明の方法に従って修理されるタービン羽根２は内側の台板４と、外側の台板６と、先行エアフォイル８と、後行エアフォイル１０とを有する。修理の前は、先行エアフォイル８及び後行エアフォイル１０は内側の台板４及び外側の台板６の一方又は両方と一体のユニットとして鋳造されるか、または、内側の台板４及び外側の台板６の一方又は両方に溶接及び／又はろう付けされる。図１は２つのエアフォイル８、１０を示すが、タービン羽根は任意数のエアフォイルを有することができることに留意すべきである。冷却溝穴１２は先行エアフォイル８及び後行エアフォイル１０の後縁に位置する。ここで、図２に示すフローチャートを参照しながら本発明のエアフォイル交換方法を説明する。
【００１６】
エアフォイルの交換前は、完成した羽根が元のものと実質上同じ寸法を有するのを保証するために、羽根２が詳細に測定される。例えば、ガス経路表面の軸方向及び半径方向における湾曲即ち台板の内側は、他の台板の寸法と同様に、輪郭を新たな部品のものと比較することにより測定することができる。
交換用のエアフォイルを新品導入されている羽根は、最初に、羽根から既存の被覆を剥離する処理（ステップ１４）を受ける。これらの被覆を剥離する方法は既知で、例えば、最初のグリットブラスト操作、及びこれに続く５０％の硝酸／５０％のリン酸の加熱溶液内への浸没を含む。羽根のすすぎ及び乾燥の後の引き続きのグリットブラストが被覆の除去を完了させることができる。除去される特定の被覆に応じて、他の酸内での付加的なサイクルが必要になることがある。
【００１７】
羽根から被覆を剥離した後、エアフォイル８、１０が内側の台板４及び外側の台板６から分離される。修理すべき羽根が素子組立体の羽根である場合は、ろう付けジョイントを溶融するのに十分な温度まで全体の組立体を加熱することにより、台板及びエアフォイルを分離することができる。代わりに、図３に示すようなエアフォイルスタブ３６を残すように、エアフォイルを羽根から切断することができる。
【００１８】
エアフォイルが台板と一体的に鋳造される場合は、エアフォイル８、１０からのスタブが内側の台板４及び外側の台板６から突出するように羽根２からエアフォイル８、１０を切断することにより、分離が達成される。図３は、エアフォイルスタブ３６を形成するようにエアフォイル８、１０が除去された状態での内側の台板４及び外側の台板６を示す。
【００１９】
元の合致面溶接部に沿ったひび割れを含む台板内の顕著なひび割れは、羽根２からのエアフォイル８、１０の除去前に、手動で確かめられ、準備され、溶接することができることに留意すべきである（図示しないステップ）。更に、エアフォイル８、１０の除去前に、随意として、熱サイクルにより発生し、初期の溶接作業により発生した羽根内の歪みを修正するために羽根２を手動で加熱し、真っすぐに直すことができる（図示しないステップ）。
【００２０】
台板４、６からエアフォイル８、１０を除去した後は、内側の台板４及び外側の台板６のための基本的な修理手順は同じである。台板４、６が分離された後、第２の溶接作業を遂行して、台板内に残ったいかなるひび割れをも修理し、台板４、６のすべての冷却穴３８を閉栓する（ステップ１８）。ＴＩＧ（タングステン不活性ガス）溶接の如き既知の溶接技術を使用することができる。次いで、台板４、６上のガス経路表面４０と同一面となるようにエアフォイルスタブ３６を機械加工する（ステップ２０）。例えば、機械加工はエアフォイルスタブ３６のベルト研磨により達成することができる。
【００２１】
次いで、台板４、６のエアフォイル通路を閉栓する（ステップ２２）。図４は台板の開口を閉栓した状態での内側の台板４及び外側の台板６の斜視図を示す。プラグ４２は台板の対応するエアフォイル開口内に嵌合するように機械加工され、プラグ４２を適所に保持するために仮付け溶接部４４が使用される。使用されるプラグは台板の基礎合金と両立できる合金材料から切削加工され、従って、プラグ合金は台板の基礎合金に対して均一に溶接又はろう付けされる。典型的には、プラグのための合金の基礎元素は台板のための合金のものと同じであり、すなわち、Ｎｉ又はＣｏを基礎とするのは同じである。Ｘ−４０コバルト合金の台板に対しては、Ｌ−６０５コバルト合金のプラグが有用であり、一方、ニッケル合金の台板に対しては、ニッケル合金のプラグ即ちインコネル(Inconel) ６２５が有用である。
【００２２】
次いで、ろう付け作業のために大半の型式のタービン羽根を準備するために使用される真空クリーニングサイクルで台板４、６を処理する。部品が完全にクリーニングされない場合は、ろうは適正に流れず、部品内へ拡散せずに適正に接着されず、汚染を生じさせてしまう。適当なクリーニングサイクルは大気炉内で生じる最初のフッ化物クリーニングを含み、この炉では、化学反応が生じて、羽根表面上及び露出したひび割れ内の酸化アルミニウム及び酸化チタンを減少させる（破壊する）。次の工程は水素真空クリーニングであり、この工程では、水素ガスがクロムを純化するために酸化クロムを減少させるように作用する。最後の工程は、部品がろう付けのために最終的に準備されるように、部品の表面からいかなる残留酸化物（Ａｌ、Ｔｉ、Ｃｒ）をも吸引するための真空クリーニングサイクルである。
【００２３】
次いで、既知の技術を使用してガス経路表面４０をろう付けして、プラグ４２により閉栓されたエアフォイル通路をシールし、台板４、６内の微小ひび割れをシールし、冷却穴３０をシールするようにろう材料の層を施し、比較的平滑な表面を得る（ステップ２４）。
【００２４】
次いで、既知の機械加工処理（例えば、輪郭フライス加工、自動ベルト研磨、手動ベルト研磨）を使用して台板４、６を機械加工し、ガス経路表面４０に正確な輪郭即ち最初に特定された輪郭を回復させ、エアフォイル交換作業前に測定されたような台板の寸法を回復させる（ステップ２６）。ガス経路の輪郭づけは既知の自動機械加工技術を使用して容易に自動化される。その理由は、エアフォイルスタブ３６を平坦に機械加工した後には、台板４、６が実質上平滑になるからである。また、手動機械加工工程と一緒に、真空加熱処理作業を遂行することができる。ニッケル及びコバルトを基礎とする超合金は複雑で、厳密に制御された結晶構造及びマイクロ構造を有する。両者は、エンジン運転中に見られる高温により、及び、溶接、ろう付け、真空クリーニング等の高温修理作業により、影響を受けることがある。
【００２５】
修理工程中の種々の時間において、マイクロ構造を元の状態に回復させるために又は（溶接作業前の応力解除前における初期の応力解除の遂行の如き）他の作業を容易にするようにこれを当座の工程として調整するために、特定の熱処理を遂行しなければならない。一般に、すべてのこれらの熱処理はいかなる表面酸化又は他の汚染を阻止するために真空炉内で遂行される。
【００２６】
次いで、台板４、６を適当な固定具内に配置し、ガス経路表面４０のレーザークラッディングのための準備を行う（ステップ２８）。台板４、６は例えば１６００゜Ｆの適当な温度に加熱され、超合金粉末でレーザークラッディングを行う。レーザークラッディングは米国特許第５４７７０２６号及び同第５５５４８３７号各明細書にほぼ記載されているような処理である。レーザークラッディングは台板の基礎合金（例えば、Ｘ４０台板におけるＸ４０粉末）と同じ組成で実施することができ、または、性能を改善するために改善された組成（例えば、コバルト基礎の合金の台板における５０／５０コバルトニッケル粉末）とすることができる。
【００２７】
レーザークラッディングは、表面が基礎材料の特性に合致する機械的特性を有するように表面を基礎材料に適合させる溶接作業である。また、レーザークラッディングは、基礎材料の特性よりも秀れた特性を有する合金又は合金混合物で基礎材料をクラッディングすることにより、基礎材料の表面の機械的特性を改善（すなわち、表面を強化）することができる。特に、台板の基礎材料のものを越えるように台板４、６の表面特性を改善するためにガス経路表面４０をクラッディングすることができる。
【００２８】
この時点で、台板４、６は、先にエアフォイルがこれに取り付けられていた又は冷却穴がこれを貫通していたという形跡を殆ど又は全く伴わずに、完全にシールされる。必要なら、台板４、６は付加的な真空熱処理を随意に受けることができる。次いで、機械加工を実施して、元の寸法との迎合を保証する（図示しないステップ）。
【００２９】
シール及びレーザークラッディングの後、次いで、台板４、６に冷却穴３８を回復させる。冷却穴の回復は、例えば、ＹＡＧレーザードリル加工（ステップ３０）又はＥＤＭ（電気放電機械加工）の如き既知の技術を使用して達成することができる。
【００３０】
この時点で、台板４、６はエアフォイルソケットの切削の準備が整う。プラグが挿入されていた場合は、一般に、新たなソケットを切削し、付加的な台板材料をも除去する際に、全体のプラグ領域を切り落とす。ＥＤＭ（電気放電機械加工）機械を使用して、内側の台板４及び外側の台板６上の精確な位置に新たなエアフォイルのためのソケットを切削する（ステップ３２）。
【００３１】
代わりに、例えば炭酸ガス又はＹＡＧレーザーの如きレーザーによりこれらのソケットを切削することができる。炭酸ガスレーザーは設定周波数で連続ビームを発生させるために二酸化炭素ガスを使用する。ＹＡＧレーザーはフラッシュランプにより付勢されるイットリウム、アルミニウム、ガーネット結晶により発生されるパルスビームを放出する。炭酸ガスレーザーは一般に切削又は溶接用途のために使用され、ＹＡＧレーザーは一般に穴のドリル加工又は切削加工のために使用される。図５はソケット４６が切削された台板４、６を示す。
【００３２】
エアフォイルソケット４６が完全にシールされた台板４、６内に切削されるので、羽根２の最初の製造時とは異なる位置で、台板４、６上にエアフォイルソケット４６を位置決めすることができる。これは、元のエアフォイルに比べて異なる寸法のエアフォイルを使用でき、タービンエンジン内での羽根２の性能を最適化するようにクラス領域をも調整できるという大なる融通性を可能にする。
【００３３】
次いで、台板４、６をクリーニングし、新たな鋳造エアフォイルを使用して羽根２を再組立てする（ステップ３４）。羽根の再組立て中、新たな鋳造エアフォイルは、ソケット４６及び適所で溶接された仮付けを使用して、適所に配置される。エアフォイルは、これらを適所でろう付けすることにより、羽根２内の適所で恒久的にシールされる。羽根２の最終機械加工及び被覆を遂行して、適正なガス経路表面、及び、ボルトフランジ、台板の上下縁、シール等の各台板の端部における合致面を含む他の重要な表面を仕上げる。
【００３４】
図６は、エアフォイルセグメントが台板に仮付け溶接された後の、組立てられた羽根２の斜視図を示す。特に、先行エアフォイル８及び後行エアフォイル１０はエアフォイル仮付け溶接部４８により内側の台板４及び外側の台板６に仮付け溶接された状態で示される。本発明の方法は新品の羽根よりも顕著に低いコストで製造される包括的に磨き直された高圧タービンの羽根を提供する。素子組立体の羽根は、羽根の不使用時間を最小にしながら、その元の形からの大幅な修正を可能にする。
【００３５】
本発明の方法はまた、エアフォイル鋳造物が改善されるのを可能にする。例えば、本発明は鋳造ニッケル合金の交換用エアフォイルをタービン羽根２内で使用できるようにする。これは、内側の台板４及び外側の台板６がコバルト合金である場合又は交換されるエアフォイルがコバルト合金であった場合でさえも事実である。従来の方法を使用すると、異なる材料のためにひび割れが生じることがあるので、鋳造ニッケル合金の交換用エアフォイルをコバルト合金のスタブにうまく溶接することができない。更に、スタブへのろう付けは羽根２のための適当なジョイント強度及び十分な材料特性（強度、腐食及び高温酸化抵抗）を提供しない。
【００３６】
本発明はまた、台板４、６が改善されるのを可能にする。従って、交換用エアフォイル合金の改善に加え、台板もまた改善された鋳造物と交換できる。この台板の改善は改善された合金及び／又は改善された物理幾何学形状の形をとることができる。更に、方向性を持たせて固化された又は単一結晶の交換用鋳造物は、本発明の方法を使用して、修理される（又は改善される）素子組立体に容易に組み込むことができる。その理由は、個々の素子部片への羽根２の分離及びエアフォイルソケット４６の新たな切削が個々の部片部品の使用を可能にするからである。
【００３７】
同じ一般的な合金クラス（等級）を使用した場合でさえ、改善を達成することができる。例えば、羽根が等軸ニッケル合金から鋳造された場合、ＤＳ又は単結晶の羽根を設置できる。ＤＳＲ１４２合金を使用して最初に作られたＣｆｍ５６−３型羽根はＣＭＳＸ単結晶エアフォイルを得ることができる。新たなエアフォイルソケット４６が交換用エアフォイルを位置決めするために内側の台板４及び外側の台板６内に切削されるので、従来の羽根修理方法において必要であるようなエアフォイルに対する材料の付加又は除去により、エアフォイルの輪郭を修正することなく、クラス領域を変更することができる。
【００３８】
また、本発明がエアフォイルスタブを除去し、台板の通路を閉じるので、ガス経路表面輪郭づけ作業を自動化することができ、羽根２に対する修理を遂行するのに必要なコスト及び時間を減少させる。引き続きのエアフォイルの交換も簡単になり、羽根２のコスト及び不使用時間を減少させる。その理由は、素子組立体の羽根におけるエアフォイルの交換が一体化した鋳造組立体における交換の遂行よりも一層複雑でないからである。これは特に事実である。なぜなら、本発明の方法を使用して一旦修理された羽根２が一体化した鋳造組立体を素子組立体に変更するからである。もちろん、本発明の方法を使用して修理を受けている羽根は素子組立体とすることができる。
【００３９】
特定の実施の形態につき本発明を説明したが、当業者なら、多くの他の変形や修正及び他の使用は明らかであろう。それ故、本発明はここでの特定の開示に限定されない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の方法が遂行されるタービン羽根の斜視図である。
【図２】  本発明のエアフォイル交換方法のフローチャートである。
【図３】  エアフォイルスタブを形成するためにエアフォイルを除去した状態の羽根台板の斜視図である。
【図４】  閉栓された台板開口を有する羽根台板の斜視図である。
【図５】  新たなソケットを切削した羽根台板の斜視図である。
【図６】  エアフォイルセグメントを台板に溶接した状態での組立てられた羽根の斜視図である。
【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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