(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジン圧縮機ブレード翼形部を補修するのを可能にする方法を提供する。【解決手段】本方法は、翼形部の前縁及び後縁３４及び３６に沿ってまた該翼形部の半径方向外側先端４０に沿ってそれらからチタン合金材料６１を除去して、各々がカットバック深さＤ１、Ｄ３及びＤ２を定めるそれぞれの前縁、後縁及び先端カットバック６２、６４及び６６を形成する段階と、前縁、後縁及び先端カットバック上にチタン溶接材料８０を堆積させる段階とを含む。本方法はさらに、チタン溶接ビード材料の少なくとも幾らかを除去して、前縁、後縁及び半径方向外側先端に対する予め所望の仕上り寸法を得る段階を含む。【選択図】図１
2005133725.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン圧縮機ブレード翼形部（２０）を補修する方法であって、
前記翼形部の前縁及び後縁（３４及び３６）に沿ってまた該翼形部の半径方向外側先端（４０）に沿ってそれらからチタン合金材料（６１）を除去して、各々がカットバック深さ（Ｄ１、Ｄ３及びＤ２）を定めるそれぞれの前縁、後縁及び先端カットバック（６２、６４及び６６）を形成する段階と、
前記前縁、後縁及び先端カットバック上にチタン溶接材料（８０）を堆積させる段階と、
前記チタン溶接材料の少なくとも幾らかを除去して、前記前縁、後縁及び半径方向外側先端に対する予め所望の仕上り寸法を得る段階と、
を含む方法。
【請求項２】
チタン合金材料（６１）を除去する前記段階が、前記翼形部（２０）の先端（４０）から基部（３８）に向かって延びる、前記前縁及び後縁（３４及び３６）の半径方向最外端部分（４８）のみに沿ってチタン合金材料を切削して除去する段階をさらに含む、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記前縁及び後縁（３４及び３６）の半径方向最外端部分のみに沿ってチタン合金材料（６１）を切削して除去する前記段階が、前記前縁及び後縁カットバック（６２及び６４）と前記翼形部（２０）の前縁及び後縁最外端部分（７４）並びに基部（３８）間で延びる該翼形部（２０）の非切削部分（７４）との間に丸コーナ（７０）を形成する段階をさらに含む、請求項２記載の方法。
【請求項４】
前記前縁及び後縁カットバック（６２及び６４）と前記翼形部（２０）の非切削部分（７０）との間に丸コーナ（７０）を形成する前記段階が、所定の円弧（７６）及び曲率半径（Ｒ）を有する半円形コーナを形成する段階をさらに含む、請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記前縁及び後縁（３４及び３６）の半径方向最外端部分（４８）のみに沿ってチタン合金材料（６１）を切削して除去する前記段階が、前記翼形部の先端（４８）及び基部（３８）間の該翼形部（２０）の翼長の約半分の長さに沿ってチタン合金材料を切削して除去する段階をさらに含む、請求項２記載の方法。
【請求項６】
前記前縁及び後縁（３４及び３６）の半径方向最外端部分（４８）のみに沿ってチタン合金材料（６１）を切削して除去する前記段階が、前記チタン溶接材料（８０）をブレンディングする段階をさらに含む、請求項２記載の方法。
【請求項７】
前記前縁及び後縁（３４及び３６）の半径方向最外端部分（４８）のみに沿ってチタン合金材料（６１）を切削して除去する前記段階が、前記前縁（３４）を輪郭付けする段階をさらに含む、請求項２記載の方法。
【請求項８】
翼形部（２０）を含むガスタービンエンジンロータブレード（１０）を補修する方法であって、
圧縮機ロータブレードをガスタービンエンジンから切り離す段階と、
前記翼形部の前縁及び後縁（３４及び３６）に沿ってまた該翼形部の半径方向外側先端（４０）に沿って、それぞれの前縁、後縁及び先端カットバック（６２、６４及び６６）が形成されるようにそれらからチタン合金材料（６１）を切削する段階と、
各それぞれの前縁、後縁及び先端カットバック上にチタン溶接材料（８０）を堆積させる段階と、
補修圧縮機ロータブレードが元の圧縮機ロータブレード外形の輪郭と実質的に酷似した輪郭を有するように、前記チタン溶接材料を輪郭付けする段階と、
を含む方法。
【請求項９】
チタン合金材料（６１）を切削する前記段階が、前記翼形部（２０）の先端（４０）から基部（３８）に向かって延びる、前記前縁及び後縁（３４及び３６）の半径方向最外端部分（４８）のみに沿ってそれらからチタン合金材料を切削して除去する段階をさらに含む、請求項８記載の方法。
【請求項１０】
前記前縁及び後縁（３４及び３６）の半径方向最外端部分（４８）のみに沿ってチタン合金材料（６１）を切削する前記段階が、前記前縁及び後縁カットバック（６２及び６４）と前記翼形部（２０）の前縁及び後縁最外端部分並びに基部（３８）間で延びる該翼形部の非切削部分（７４）との間に丸コーナ（７０）を形成する段階をさらに含む、請求項９記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、総括的に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ロータブレードを補修する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは、空気を加圧するための圧縮機を含み、加圧された空気は、燃料と混合されて燃焼器に流れ、燃焼器において燃焼室内部で混合気は点火されて高温燃焼ガスを発生する。高温燃焼ガスは、下流方向にタービンに流れ、タービンは、燃焼ガスからエネルギーを取り出して、圧縮機に動力を供給し、また飛行中の航空機を推進するか又は発電機のような負荷に動力を供給するような有用な仕事を行う。
【０００３】
公知の圧縮機は、少なくとも１列の円周方向に間隔を置いて配置されたロータブレードを備えたロータ組立体を含む。各ロータブレードは、前縁及び後縁において互いに接合された正圧側面及び負圧側面を備えた翼形部を含む。各翼形部は、ロータブレードプラットホームから半径方向外向きに延びる。各ロータブレードはまた、プラットホームに結合されたシャンクから半径方向内向きに延びるダブテールを含む。ダブテールは、ロータ組立体内でロータブレードをロータディスク又はスプールに取付けるのに用いられる。少なくとも一部の公知の圧縮機では、ロータブレードは、ロータディスク又はスプールと一体形に形成される。
【０００４】
作動の間に、ブレードの前縁及び後縁並びに／又は圧縮機ブレードの先端は、それに限定されないが、異物損傷（ＦＯＤ）、先端摺擦、酸化、熱疲労割れ、又は流動ガス流中のアブレシブ成分及び腐食成分によって生じる侵食を含む多数の過酷損傷（ディストレス）モードの何れかのために劣化するか又は損傷した状態になるおそれがある。このような作動上の影響を軽減するのを可能にするために、損傷の有無について定期的にブレードを点検して、損傷及び／又は劣化の大きさの判定が行われる。ブレードが大量の材料が失われた場合には、それらブレードは交換される。ブレードが僅かな量の材料のみしか失われていない場合には、それらブレードは補修せずに実使用に戻すことができる。もう一つの方法として、ブレードが中程度の材料が失われた場合には、ブレードは補修されることになる。
【０００５】
例えば、タービン圧縮機ブレードを補修する少なくとも１つの公知の方法は、研削することなどによって摩耗及び／又は損傷した先端区域を機械的に除去する段階と、次に材料堆積物を先端に付加して該先端を所望の寸法に形成する段階とを含む。材料堆積物は、溶接及び／又は溶射を含む幾つかの方法により形成することができる。その上、さらに特殊工具を用いて圧縮機ブレードの元の部分と圧縮機ブレードの付加した部分との間で正確な寸法関係を得る。従って、圧縮機ブレードの一部分を交換することは、時間がかかりかつ費用がかかる処理になる可能性がある。
【特許文献１】特開２００３−２０１８５９号公報
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
１つの態様では、ガスタービンエンジン圧縮機ブレード翼形部を補修する方法を提供する。本方法は、翼形部の前縁及び後縁に沿ってまた該翼形部の半径方向外側先端に沿ってそれらからチタン合金材料を除去して、各々がカットバック深さを定めるそれぞれの前縁、後縁及び先端カットバックを形成し、また前縁、後縁及び先端カットバック上にチタン合金材料又は別の適当な材料を堆積させることによって表面を調整する段階を含む。本方法はさらに、チタン合金溶接ビード材料の少なくとも幾らかを除去して、前縁、後縁及び半径方向外側先端に対する予め所望の仕上り寸法を得る段階を含む。
【０００７】
別の態様では、翼形部を含むガスタービンエンジンロータブレードを補修する方法を提供する。本方法は、圧縮機ロータブレードをガスタービンエンジンから切り離す段階と、翼形部の前縁及び後縁に沿ってまた該翼形部の半径方向外側先端に沿って、それぞれの前縁、後縁及び先端カットバックが形成されるようにそれらからチタン合金材料を切削する段階とを含む。本方法はさらに、各それぞれの前縁、後縁及び先端カットバック上にチタン合金材料又は別の適当な材料を堆積させる段階と、補修圧縮機ロータブレードが元の圧縮機ロータブレード外形の輪郭と実質的に酷似した輪郭を有するように、チタン合金溶接ビード材料を輪郭付けする段階とを含む。
【０００８】
さらに別の態様では、ガスタービンエンジンロータブレードの一部分を交換する方法を提供する。ロータブレードは、前縁、後縁、第１の側壁及び第２の側壁を含み、第１及び第２の側壁は翼形部外形を形成する。本方法は、翼形部前縁及び後縁に沿ってまた該翼形部の半径方向外側先端に沿って、それぞれの前縁、後縁及び先端カットバックが形成されるようにそれらからチタン合金材料を切削する段階と、各それぞれの前縁、後縁及び先端カットバック上にチタン合金材料又は別の適当な材料を堆積させる段階と、補修翼形部が元の翼形部外形の輪郭と実質的に酷似した輪郭を有するように、チタン合金溶接ビード材料を輪郭付けする段階とを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１は、ガスタービンエンジン（図示せず）内で用いるための例示的なガスタービンエンジンロータブレード１０の斜視図である。図２は、区域２に沿って取ったブレード１０の一部分の拡大側面図である。図３は、補修の中間段階時のブレード１０の斜視図である。図４は、ブレード１０が本明細書に記載した方法を用いて補修されて寸法が復元した後のブレード１０の斜視図である。
【００１０】
この例示的な実施形態では、ロータブレード１０は、圧縮機ブレードである。単一のロータブレード１０のみを示しているが、タービンエンジンは複数のロータブレード１０を含むことを理解されたい。各ロータブレード１０は、翼形部２０、プラットホーム２２、シャンク２１及びダブテール２６を含む。この例示的な実施形態では、ブレード１０は、チタン合金で製作されている。
【００１１】
各翼形部２０は、第１の側壁３０及び第２の側壁３２を含む。第１の側壁３０は凸面形であり、翼形部２０の負圧側面を形成し、また第２の側壁３２は凹面形であり、翼形部２０の正圧側面を形成する。側壁３０及び３２は、翼形部２０の前縁３４と軸方向に間隔を置いて配置された後縁３６とにおいて接合される。より具体的には、翼形部後縁３６は、翼形部前縁３４から翼弦方向かつ下流方向に間隔を置いて配置される。第１及び第２の側壁３０及び３２は、それぞれプラットホーム２２に隣接して配置されたブレード根元３８から翼形部先端４０まで翼長にわたって長手方向すなわち半径方向外向きに延びる。翼形部２０の翼弦は、翼形部２０の各断面における前縁３４及び後縁３６間の直線として定められる。
【００１２】
エンジン作動の間に、ブレード１０の部分４８は、劣化、摩耗及び／又は損傷した状態になる場合がある。より具体的には、作動の間に、ブレード１０は、該ブレード１０がエンジン内に結合されたときに、該ロータブレード１０の周りで円周方向に延びる圧縮機ケーシング及び／又はシュラウド部材５０に誤って摺擦する可能性がある。このような摺擦により、翼形部ブレード先端４０にわたって、まくれ、欠け及び／又は裂け目を含む先端損傷５２が生じる場合がある。さらに、摩耗及び異物損傷（ＦＯＤ）により、それぞれ翼形部前縁３４及び後縁３６にわたって、まくれ、欠け及び／又は裂け目を含む前縁５４及び後縁５６損傷が生じる場合がある。
【００１３】
ロータブレード１０の劣化及び／又は損傷した領域４８は、本明細書に記載した方法を用いて除去しかつ交換することができる。より具体的には、劣化及び／又は損傷した領域４８は、本明細書に記載した方法を用いて取り外されかつ補修されて、ブレード１０を空気力学的に復元するのを可能にすることができる。点検によりロータブレード１０が少なくとも１つの損傷及び／又は劣化した部分４８を含むことが明らかになった場合、ロータブレード１０は、本明細書に記載した方法を用いて取り外されかつ補修される。より具体的には、ロータブレード１０が損傷及び／又は劣化した部分４８を含むようになっている場合、予め確定した補修可能性条件を満しているか否かを判定するために寸法測定が行われる。１つの実施形態では、補修可能性限度は、最小ブレード厚さＴと、この例示的な実施形態では翼弦のおよそ５％である最大翼弦縮小値とを基準にしている。
【００１４】
ブレード１０が、補修条件に適合した劣化領域４８を有すると判定された後に、複数のカットバック６０が、ブレード１０内に切削される。より具体的には、チタン合金材料６１が、切削法を用いてそれぞれ翼形部前縁３４及び後縁３６に沿ってまた翼形部先端４０に沿ってそれらから除去される。この例示的な実施形態では、先端４０からブレード根元３８に向かって延びる、それぞれ前縁３４及び後縁３６の半径方向最外端部分６３のみに沿ったチタン材料が、切削して除去される。さらに、この例示的な実施形態では、前縁及び後縁最外端部分６３は、翼形部先端４０及び根元３８間の該翼形部２０の翼長Ｓの約半分だけ延びる。より具体的には、この例示的な実施形態では、翼形部２０の半径方向外側半分のみに沿ったチタン材料が除去される。別の実施形態では、翼形部２０の他の区域からチタン材料が除去される。
【００１５】
この例示的な実施形態では、チタン材料が除去されると、複数のカットバック６２、６４及び６６がそれぞれ、それぞれの翼形部前縁３４及び後縁３６に沿ってまた翼形部先端４０に沿って形成される。各カットバック６２、６４及び６６は、それぞれの元の摩耗かつ損傷していない前縁３４及び後縁３６に対してまた元の摩耗かつ損傷していない翼形部先端４０に対して測定したそれぞれの深さＤ１、Ｄ２及びＤ３を有する。より具体的には、各深さＤ１、Ｄ２及びＤ３は、異なっており、先端損傷５２を含む翼形部２０の部分、及びそれぞれ前縁及び後縁損傷５４及び５６を含む翼形部２０の部分を除去するのを可能にするように選択される。従って、除去されるチタン合金材料６１の量は、翼形部２０に対する損傷又は劣化の程度に応じて変化する。
【００１６】
それぞれ前縁及び後縁カットバック６２及び６４を形成するとき、各前縁及び後縁カットバック６２及び６４と半径方向最外端部分６３及びブレード根元３８間で延びる翼形部２０の非切削部分７４との間に、フィレットすなわち丸コーナ７０が形成される。この例示的な実施形態では、丸コーナ７０は、円弧７６及び曲率半径Ｒを有する半円形コーナである。別の実施形態では、それぞれ前縁及び後縁カットバック６２及び６４は、丸コーナ７０なしで形成され、それに代えて非切削部分７４との間に傾斜交差部が形成される。
【００１７】
チタン合金翼形部材料６１が除去された後に、通常は複数の溶接材料８０のビードが、各それぞれのカットバック６２、６４及び６６内に溶接される。別の実施形態では、１つの溶接材料８０のビードのみが、各それぞれのカットバック６２、６４及び６６内に溶接される。この例示的な実施形態では、溶接材料８０は、翼形部２０を製作するのに用いたのと同じ合金であるチタン合金で製作される。別の実施形態では、溶接材料８０は、翼形部２０を製作するのに用いた材料とは異なる材料で製作される。より具体的には、翼形部２０に結合されたとき、各溶接ビードは異なっているが、各それぞれのカットバック深さＤ１、Ｄ２及びＤ３よりも厚い状態になったそれぞれの厚さＴ１、Ｔ２及びＴ３を有する。
【００１８】
溶接材料８０の一部分が、翼形部２０、より具体的にはそれぞれ翼形部前縁３４及び後縁３６並びに翼形部先端４０の所望の仕上り寸法すなわち復元した元の寸法を得るように切削される。より具体的には、この例示的な実施形態では、溶接ビード材料８０は、溶接ビードの粗ブレンディング（面仕上げ）工程によって、次に最終ブレンディング工程によってそれぞれ前縁３４及び後縁３６並びに半径方向外側先端４０の所望の仕上り寸法を得るように切削して除去される。
【００１９】
この例示的な実施形態では、溶接ビード材料８０は、溶接ビードを粗ブレンディング及び次に最終ブレンディングすることによって前縁、後縁及び半径方向外側先端の所望の仕上り寸法を得るように切削して除去される。前縁の所望の仕上り寸法は、前縁３４を輪郭付けすることによって得られる。溶接パラメータ並びにカットバック深さＤ１、Ｄ２及びＤ３は、熱入力を最小にするのを可能にするように調整され、従って、翼形部２０の品質を使用に適するようにするための更なる冷間加工工程及び／又はコイニング工程を必要とすることになる翼形部の変形を防止する。溶接ビードは、カットバック前縁、後縁及び半径方向外側先端に沿って自動プラズマ・アーク溶接法で製作される。１つの実施形態では、Ｌｉｂｕｒｄｉ  Ｌａｗｓ５００（登録商標）自動溶接センタを用いて溶接ビードを形成する。
【００２０】
別の実施形態では、ブレード１０への損傷の程度は、カットバック６２、６４又は６６を必要とせずに、むしろ各劣化及び／又は損傷した領域４８内に溶接材料８０のビードを溶接するような程度である。
【００２１】
上記の翼形部補修方法は、翼形部の前縁及び／又は後縁に沿って、及び／又はその翼形部先端に沿って延びる損傷及び／又は劣化を有するチタン合金製翼形部を、費用効果がありかつ信頼性がある方法で補修することを可能にする。より具体的には、上記の翼形部補修方法は、損傷及び／又は劣化したブレードをその元の寸法に復元するのを可能にする。従って、チタン合金材料は、翼形部の前縁及び後縁の、また該翼形部の半径方向外側先端に沿った劣化区域のみに沿ってそれらから除去されて、各々がカットバック深さを定めるそれぞれの前縁、後縁及び先端カットバックが形成されるようになる。本方法により、損傷及び／劣化した翼形部をその元の空気力学的輪郭及び元の寸法に戻すことが可能になる。その結果、費用効果がありかつ信頼性がある方法で、ブレードの空気力学的性能を向上させながら該ブレードに空気力学的安定性をもたせることを可能にする補修方法が得られる。
【００２２】
以上、ブレード補修方法の例示的な実施形態を詳細に説明している。本補修方法は、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、各補修方法の構成要素及び態様は、本明細書に記載した他の補修方法から独立してかつ別個に実施しまた利用することができる。さらに、上記の補修方法はまた、他の補修方法及び他のロータブレード構成要素と組合せて用いることもできる。
【００２３】
なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】例示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。
【図２】区域２に沿って取った、図１に示すブレードの一部分の拡大側面図。
【図３】補修の中間段階時の、図１に示すブレードの斜視図。
【図４】ブレードが補修されて寸法が復元した後の、図１に示すブレードの斜視図。
【符号の説明】
【００２５】
１０  ガスタービンエンジンロータブレード
２０  翼形部
２１  シャンク
２２  プラットホーム
２６  ダブテール
３０  翼形部第１の側壁
３２  翼形部第２の側壁
３４  翼形部前縁
３６  翼形部後縁
３８  ブレード根元
４０  翼形部先端
５０  シュラウド部材
５２  先端損傷
５４  前縁損傷
５６  後縁損傷
６０、６２、６４、６６  カットバック
６１  チタン合金材料
６３  半径方向最外端部分
Ｄ１  、Ｄ２  、Ｄ３  カットバック深さ
Ｓ    翼形部の翼長
Ｔ    最小ブレード厚さ
【図１】
2005133725.tif 000003
【図２】
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【図３】
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【図４】
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