(57)【要約】  レーザ再溶融層を除去するために、レーザピーニングされた部品を後処理する方法が提案される。後処理は、部品のグリットブラスト加工、化学エッチング、および機械仕上げを含む、一連のステップを含む。これにより、レーザピーニングによる機械的特性（すなわち、損傷許容度）の利点が部品の表面に回復されることを確実にする。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
レーザピーニング処理によって形成される部品のレーザ再溶融層の仕上げおよび除去方法であって、
ａ）再溶融層の表面をグリットブラスト加工することと、
ｂ）前記表面を化学的にエッチングすることと、
ｃ）前記表面を機械仕上げすることと、
を備えた方法。
【請求項２】
ステップｂ）がステップａ）の後に行われる、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
ステップｃ）がステップｂ）の後に行われる、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
ステップａ）〜ｃ）にかけて除去される前記レーザ再溶融層の深度が、片面当たり１ミル（０．０２５４ｍｍ）未満である、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記レーザ再溶融層が、タービンエンジン部品の一部上にある、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記部品がエアフォイルを含む、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
前記部品がブレードである、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記部品がベーンである、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記部品がシャフトである、請求項５に記載の方法。
【請求項１０】
前記部品がディスクである、請求項５に記載の方法。
【請求項１１】
エアフォイルを有するガスタービン部品の製造方法であって、
ａ）前記部品の母材表面をレーザ衝撃ピーニングすることと、
ｂ）その後、前記表面をグリットブラスト加工することと、
ｃ）その後、前記グリットブラスト加工後の前記表面を化学エッチングすることと、
ｄ）その後、前記化学エッチング後の前記表面を機械仕上げすることと、
を備えた方法。
【請求項１２】
除去された前記レーザ再溶融層の深度が、片面当たり１ミル（０．０２５４ｍｍ）未満である、請求項１１に記載の方法。
【請求項１３】
前記部品がベーンである、請求項１１に記載の方法。
【請求項１４】
前記部品がブレードである、請求項１１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
（連邦支援の研究または開発に関する声明）
本発明は、米国空軍により授与された契約番号Ｆ３３６５７−９９−Ｄ−２０５１の下で政府の支援を受けて成された。米国政府は、本発明において一定の権利を有する。
【０００２】
本出願は、レーザピーニングされた物品の後処理に関する。
【背景技術】
【０００３】
レーザピーニングは、深い圧縮残留応力を誘起する表面処理である。圧縮は、金属材料の損傷許容度を増大させる。物品をレーザピーニングする１つの方法は、それを犠牲アブレーション層で覆うことによって、材料を準備することである。典型的に、このアブレーション層は、レーザピーニング中に部品の母材の損傷を回避するための、テープまたは塗料などの塗布媒体である。
【０００４】
典型的に水である媒体は、アブレーション層を覆い、レーザ照射後に発生するプラズマを閉じ込めるように作用する。レーザパルスは材料に向けられる。レーザが材料に当たるとき、膨張プラズマの爆発がアブレーション層と水層との間に形成される。このプラズマの爆発は、材料の外層を圧縮し外層に作用する衝撃波を発生させる。
【０００５】
材料をレーザピーニングする別の方法は、母材の表面自体をアブレーション媒体として使用することである。母材の一部は、続いて母材表面を損傷する衝撃波を生じさせるプラズマを発生させるために使用される。そのような損傷の例は、微小亀裂、および有害な引張残留応力である。この損傷した材料は、再溶融層（remelt layer）として公知である。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
再溶融層を除去し、部品表面を仕上げるための後処理が提案されている。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
主な実施形態では、レーザピーニング処理によって形成される部品のレーザ再溶融層の仕上げおよび除去方法が、ａ）再溶融層の表面をグリットブラスト加工するステップと、ｂ）表面を化学的にエッチングするステップと、ｃ）表面を機械仕上げするステップと、を含む。
【０００８】
先の実施形態に従う別の実施形態では、表面の化学的なエッチングは、再溶融層の表面をグリットブラスト加工した後に行われる。
【０００９】
先の実施形態のうちのいずれかに従う別の実施形態では、表面の機械仕上げは、表面を化学的にエッチングした後に行われる。
【００１０】
先の実施形態のうちのいずれかに従う別の実施形態では、ステップａ）〜ｃ）にかけて除去されるレーザ再溶融層の深度は、片面当たり１ミル（０．０２５４ｍｍ）未満である。
【００１１】
先の実施形態のうちのいずれかに従う別の実施形態では、レーザ再溶融層が、タービンエンジン部品の一部上にある。
【００１２】
先の実施形態のうちのいずれかに従う別の実施形態では、部品はエアフォイルを含む。
【００１３】
先の実施形態のうちのいずれかに従う別の実施形態では、部品はブレードである。
【００１４】
先の実施形態のうちのいずれかに従う別の実施形態では、部品はベーンである。
【００１５】
先の実施形態のうちのいずれかに従う別の実施形態では、部品はシャフトである。
【００１６】
先の実施形態のうちのいずれかに従う別の実施形態では、部品はディスクである。
【００１７】
別の主な実施形態では、エアフォイルを有するガスタービン部品の製造方法が、ａ）部品の母材表面をレーザ衝撃ピーニングするステップと、ｂ）次に、表面をグリットブラスト加工するステップと、ｃ）次に、グリットブラスト加工後の表面を化学エッチングするステップと、次に、化学エッチング後の表面を機械仕上げするステップと、を含む。
【００１８】
先の実施形態に従う別の実施形態では、除去されるレーザ再溶融層の深度は、片面当たり１ミル（０．０２５４ｍｍ）未満である。
【００１９】
先の実施形態のうちのいずれかに従う別の実施形態では、部品はベーンである。
【００２０】
先の実施形態のうちのいずれかに従う別の実施形態では、部品はブレードである。
【００２１】
本出願のこれらおよび他の特徴は、簡単な説明である以下の仕様および図面から最もよく理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】例示的なガスタービンエンジンを示す図である。
【図２Ａ】図１で示されるエンジンのタービンエアフォイルの実施形態の透視図である。
【図２Ｂ】レーザピーニングされているタービンエアフォイルを示す図である。
【図２Ｃ】グリットブラスト加工されているタービンエアフォイルを示す図である。
【図２Ｄ】化学的にエッチングされているタービンエアフォイルを示す図である。
【図２Ｅ】機械仕上げされているタービンエアフォイルを示す図である。
【図３】仕上げプロセスに対する流れ図である。
【図４】図２Ｃに示されるステップに先立つタービンエアフォイルの図である。
【図５】図４に示されるタービンエアフォイルの、ステップ２Ｅ後の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
図１は、ガスタービンエンジン２０を概略的に解説する。ガスタービンエンジン２０は、ファン部分２２、圧縮機部分２４、燃焼器部分２６、およびタービン部分２８を概して組み込む、２軸式ターボファンとして本明細書で開示される。代替的なエンジンは、他のシステムまたは特徴の中で、オグメンタ部分（図示せず）を含み得る。ファン部分２２はバイパス流路Ｂに沿って空気を送り、一方で圧縮機部分２４はコア流路Ｃに沿って、圧縮および連通のために燃焼機部分２６に空気を送り、次にタービン部分２８を通って膨張する。開示される非限定的な実施形態ではターボファンガスタービンエンジンとして示されるが、本明細書に記載の概念は、教示が３軸構成を含む他の型のタービンエンジンに適用されてもよいように、ターボファンでの使用に限定されないことが理解されるべきである。
【００２４】
エンジン２０は、複数の軸受システム３８を介した、エンジン静的構造３６に対するエンジン長手方向中心軸Ａの周りの回転のために取り付けられた、低速軸３０および高速軸３２を概して含む。様々な位置での様々な軸受システム３８が代替的または追加的に提供されてもよいことが、理解されるべきである。
【００２５】
コア空気流は、低圧圧縮機４４、次に高圧圧縮機５２によって圧縮され、燃焼機５６において燃料と混合されて燃焼され、次に、高圧タービン５４および低圧タービン４６上で膨張される。中間タービンフレーム５７は、コア空気流路中にあるエアフォイル５９を含む。タービン４６、５４は、膨張に応答して、それぞれの低速軸３０および高速軸３２を回転駆動する。
【００２６】
図２Ａは、ガスタービンエンジン２０で使用するためのエンジンブレードのエアフォイル２１の母材表面２５を概略的に示す。エアフォイル２１は、タービンまたは圧縮機のブレードもしくはベーンであってもよい。表面２５は、レーザピーニングシステム１００を使用してレーザピーニングされている。母材表面２５のレーザピーニングは、アブレーション媒体を用いて順番付けられていない。
【００２７】
図２Ｂは、レーザピーニングされたエンジンブレードのエアフォイル２１を示す。レーザ再溶融層２３は、レーザと直接接触する母材表面２５の一部により、プラズマの発生に起因して生じる。再溶融層２３は例示されるものよりも広い表面に亘って延在してもよいことが理解されるべきである。
【００２８】
図４は、レーザピーニング後のエンジンブレードのエアフォイル２１のレーザ再溶融層２３の拡大図を概略的に解説する。レーザ再溶融層２３は損傷領域４７を有する。この損傷領域４７は、脆化している、および／または微小亀裂がある場合がある。
【００２９】
後述する通り、レーザ再溶融層２３は、母材表面２５の状態を改善するための、損傷領域４７の除去および仕上げ方法を受ける。解説する通り、損傷領域４７は、ｄ1として示される小さい厚みにわたる。実際には、ｄ1は１ミル（０．０２５４ｍｍ）未満であってもよい。
【００３０】
図２Ｃを参照すると、概略的に示されるグリットブラスト加工工具１０２は、再溶融層２３をグリットブラスト加工するために使用される。これは、レーザ再溶融層２３を除去し、化学エッチングのために表面２５を準備するために使用される第１のステップである。公知のプロセス制御の使用によって、グリットブラスト加工工具１０２は、損傷領域の除去のために、エンジンブレードのエアフォイル２１上の損傷領域４７の特定の深さを狙うことができる。
【００３１】
図２Ｄに概略的に示される通り、エアフォイル２１は次に化学的除去プロセス１０４を受ける。化学的除去プロセス１０４は、母材表面２５をエッチングし、利用されるプロセスパラメータに応じて損傷領域４７の一部または全てを除去する。
【００３２】
図２Ｅで概略的に示される通り、エアフォイル２１の母材表面２５は、その後、機械的除去操作１０６を使用して仕上げられる。機械的除去プロセスは、媒体仕上げ技術におけるものと同様であってもよい。中間仕上げ技術は当業者に公知である。仕上げのプロセスパラメータおよび制御は、化学エッチングプロセスから生じる可能性のあるいかなる表面への悪影響をも除去しながら、再溶融層２３の完全な除去を確実にする。
【００３３】
一実施例では、ステップ２Ｃ〜２Ｅにかけて除去される損傷領域４７の特定の深さは、母材表面２５の片面につき合計１ミル（０．０２５４ミリメートル）未満である。
【００３４】
母材表面２５の上述のものの後処理によって、損傷領域４７を除去する。図５は、処理後の、図４に示されるものと同様の領域を概略的に示す。
【００３５】
本開示はエアフォイルを特に対象とするが、ベーン、ディスク、シャフトなどの他の部品が、本発明の恩恵を受けることができる。
【００３６】
本発明の一実施形態が開示されたが、当業者であれば、ある種の改変が本発明の範囲内に入るであろうことを認識するであろう。そのため、以下の特許請求の範囲は、本発明の真の範囲および内容を決定するために考察されるべきである。加えて、ガスタービンエアフォイルが例示目的で使用されたが、本発明は本物品への適用に限定されるものではない。
【図１】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図２Ｃ】
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【図２Ｄ】
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【図２Ｅ】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【国際調査報告】
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