(57)【要約】【課題】本発明は、エアフォイルの設計において、冷却用微細回路の形状を適用するための単純な手段を提供する。【解決手段】タービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分１０は、第１のエアフォイル半部１２と第２のエアフォイル半部１４とからなり、第１のエアフォイル半部１２の露出した内部壁表面に、冷却用微細回路１２０が鋳造もしくは機械加工され、第２のエアフォイル半部１４の内部壁表面に冷却用微細回路１２０´が鋳造もしくは機械加工される。冷却用微細回路１２０,１２０´の点検後に、第１のエアフォイル半部１２と第２のエアフォイル半部１４を突き合わせ、ガスタービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分１０とする。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジン部材のエアフォイル部分の第１の半部を形成するステップと、
このエアフォイル部分の第１の半部の露出される内部表面に少なくとも１つの通路を有する第１の冷却用微細回路を形成するステップと、を備えることを特徴とするタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項２】
上記第１の半部が、鋳造により形成されるとともに、上記第１の冷却用微細回路を形成するステップが、入口および出口を有する上記第１の冷却微細回路を形成することを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項３】
上記冷却用微細回路を形成するステップが、少なくとも１つの通路を形成する複数のエレメントを鋳造することにより、上記第１の冷却用微細回路を形成するステップを備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項４】
上記冷却用微細回路を形成するステップが、少なくとも１つの通路を形成する複数のエレメントを機械加工することにより、上記第１の冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項５】
上記第１の冷却用微細回路上にカバープレートを配置するステップを更に備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項６】
タービンエンジン部材のエアフォイル部分の第２の半部を形成するステップと、
このエアフォイル部分の第２の半部の露出される内部壁表面に少なくとも１つの通路を有する第２の冷却用微細回路を形成するステップと、をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項７】
上記第２の半部が鋳造により形成されるとともに、上記第２の冷却用微細回路を形成するステップが、入口および出口を有する上記第２の冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項６に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項８】
上記第２の冷却用微細回路を形成するステップが、少なくとも１つの通路を形成する複数のエレメントを鋳造することにより上記第２の冷却用微細回路を形成するステップを含むことを特徴とする請求項６に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項９】
上記第２の冷却用微細回路を製造するステップが、少なくとも１つの通路を形成する複数のエレメントを機械加工することにより、上記第２の冷却用微細回路を形成することを特徴とする請求項６に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項１０】
上記第２の冷却用微細回路上にカバープレートを配置するステップを更に備えることを特徴とする請求項６に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項１１】
上記エアフォイル部分の第１の半部を上記エアフォイル部分の第２の半部に突き合わせるように配置するステップと、上記第１の半部を上記第２の半部に突き合わせるように配置する前に各上記微細回路を点検するステップと、を含むことを特徴とする請求項６に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項１２】
上記エアフォイル部分の第１の半部を形成するステップが、第１のプラットフォーム部分と、エアフォイル部分の第１の半部の外表面と第１のプラットフォーム部分の外表面との間にある第１のフィレットと、ともに第１の半部を形成し、
第２の半部を形成するステップが、第２のプラットフォーム部分と、エアフォイル部分の第２の半部の外表面と第２のプラットフォーム部分の外表面との間にある第２のフィレットと、ともに第２の半部を形成することを含むことを特徴とする請求項６に記載のタービンエンジン部材の製造方法。
【請求項１３】
第１のエアフォイル半部を第２のエアフォイル半部と突き合わせるようにして形成されるエアフォイル部分を備え、
第１のエアフォイル半部および第２のエアフォイル半部の各々は、内部壁表面および該表面に形成される冷却用微細回路を有することを特徴とするタービンエンジン部材。
【請求項１４】
第１のエアフォイル半部および第２のエアフォイル半部が別々に鋳造された構造体であることを特徴とする請求項１３に記載のタービンエンジン部材。
【請求項１５】
カバープレートが各微細回路上に配置されることを特徴とする請求項１３に記載のタービンエンジン部材。
【請求項１６】
第１のエアフォイル半部が第１の内部鋳造構造を有し、第２のエアフォイル半部が第２の内部鋳造構造を有し、第１のエアフォイル半部と第２のエアフォイル半部を突き合わせるように配置したときに、これらの内部構造が互いに突き合わされることを特徴とする請求項１３に記載のタービンエンジン部材。
【請求項１７】
互いに離間している第１のエアフォイル半部と第２のエアフォイル半部との間に位置する鋳造されたプラットフォーム部分をさらに備え、各エアフォイル半部が、外表面と、該外表面と上記プラットフォームの表面との間にあるフィレットと、を有することを特徴とする請求項１３に記載のタービンエンジン部材。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、冷却用微細回路（ｍｉｃｒｏｃｉｒｃｕｉｔ）を有するタービンエンジン部材の製造方法およびこの方法により形成されるタービンエンジン部材に関する。
【背景技術】
【０００２】
高圧タービンブレードエアフォイルなどのタービンエンジンの構成要素は、過酷な環境に直面し、バーナーなどの他の構成要素から極めて高温のガスに晒される。これらの構成要素のエアフォイル部分は、多様な熱負荷をうける。結果として、エアフォイル部分は、局所的な冷却を必要とする。エアフォイル部分の冷却機構は、設計により変化するが、冷却流を最小化する最適な配置がある。
【０００３】
今日では、タービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分に、二重壁の設計として、耐熱金属コアを用いて冷却用微細回路が、形成されることがある。この耐熱金属コア材料は、溶け出す前にインベストメント鋳造の間の処理に適するように高い融点を有し、鋳造される構成要素の壁内に内部微細回路の通路を形成する。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
この技術は、非常に望ましい冷却用微細回路を形成するためには効果的である一方、このように形成された微細回路を点検するのは困難である。
【０００５】
従って、本発明の目的の１つは、大きな困難がなく検査することができる冷却用微細回路を備えたエアフォイル部分を有する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。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明では、エアフォイルを有するタービンエンジンの構成要素を製造する方法が提供される。この方法は、タービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分の第１の半部を形成するステップと、エアフォイル部分の第１の半部の露出した内部壁表面に少なくとも１つの通路を有する第１の冷却用微細回路を形成するステップと、を備える。さらに本発明は、タービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分の第２の半部を形成し、エアフォイル部分の第２の半部の露出した内部壁表面に少なくとも１つの通路を有する第２の冷却用微細回路を形成し、微細回路が形成され、かつ検査がなされた後、第１の半部を第２の半部と突き合わせるように配置することを含む。
【０００７】
本発明の方法では、高圧タービンブレードなどのタービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分が、微細回路型冷却形状を備えて簡単に製造できる点で非常に優位である。
さらに、本発明では、タービンエンジンの構成要素が、第１のエアフォイル半部と、これに突き合わされている第２のエアフォイル半部とを有するエアフォイル部分を備え、第１のエアフォイル半部および第２のエアフォイル半部の各々が、内部壁表面に冷却用微細回路形状を有する。
【０００８】
製造可能かつ点検可能な本発明の微細回路は、付随する他の目的と利点とともに、以下の詳細な説明と添付の図面に記載する。同様の符号は、同様の要素を示す。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
ここで図面を参照すると、図１は、高圧タービンブレードなどのタービンエンジンの構成要素のエアフォイル部分１０を示す。エアフォイル部分１０は、第１の半部１２と第２の半部１４を有する。これらのエアフォイル半部１２，１４は、所望の形状を有し、リブ１６，１８などの内部構造を含む。以下で明らかになるように、エアフォイル半部１２，１４は、各々の内部壁表面２０，２２が露出するように形成される。
【００１０】
エアフォイル半部１２，１４は、適宜な公知の方法により適宜な公知の材料から鋳造することができる。例えば、エアフォイル半部１２，１４は、ニッケル基合金、コバルト基合金、鉄基合金、チタニウム基合金などの材料から形成される。
【００１１】
本発明の好適な実施例において、エアフォイル半部１２，１４は、図２に示されるような鋳造ユニット２４を用いて形成される。この鋳造ユニット２４が、図５に示されるような構造体１００を鋳造し、この構造体１００によりタービンエンジンの構成要素を形成することができる点において、鋳造ユニット２４は、ユニークである。この構造体１００は、前縁１０４、後縁１０６、第１の側端１０８、および第２の側端１１０を有するプラットフォーム１０２を備える。さらに構造体１００は、第１の側端１０８に沿った第１のエアフォイル半部１２と、第２の側端１１０に沿った第２のエアフォイル半部１４を含む。さらに、この構造体１００は、プラットフォーム１０２の下側に形成される取付部分（図示せず）や、エアフォイル半部１２，１４の各外表面１１４，１１６とプラットフォーム１０２の表面との間に形成されるフィレット１１２などの形状を有する。構造体１００の１つの利点は、隣接する構造体１００のエアフォイル半部１２，１４同士が互いに接合される前に、内部壁表面２０，２２が露出されることである。内部壁表面２０，２２が露出されることにより、簡単に１つまたは複数の冷却用微細回路が内部壁表面２０，２２上に形成される。目標とする環境においてエアフォイル部分１０が必要とする冷却を最適化するように微細回路の形状を選択できる。
【００１２】
構造体１００を形成するために、鋳造ユニット２４は、エアフォイル部分１０のスプリットライン２６を規定するＡ‐Ａ線およびＢ‐Ｂ線に沿って分離することが可能である。鋳造ユニット２４は、スプリットラインのないエアフォイル部分を形成していた先行技術の鋳造ユニットとは異なる。従来は、替わりに、分割線（ｐａｒｔｉｎｇ  ｌｉｎｅ）が、プラットフォームの中心部分に存在していた。タービンエンジン部材の構造をこのように形成していたことは、多数のシールを用いなければならない複数の漏れ流路がプラットフォーム部分付近にあるという点で不利益があった。この不利益は、構造体１００を形成するために使用される鋳造ユニット２４により克服される。なぜならば、プラットフォーム部分は、プラットフォーム端に沿って配置されているようなシールを必要としない単一のユニットとして鋳造される。使用の際に、鋳造ユニット２４は、公知の適宜な方法で、溶融材料で満たされる。つまり、ワックスで型を作成し、型のシェルを形成し、ワックスを除去し、鋳造時に液体金属を型（中空の空間）に注ぐ。
【００１３】
図３は、エアフォイル半部１２，１４を形成する本発明の鋳造ユニット２４において実施可能なスプリットラインの１つの形状を例示する。図４は、エアフォイル半部１２，１４を形成する本発明の鋳造ユニット２４において使用可能な代替の実施例のスプリットライン２６´を示す。
【００１４】
図１および図６に示すように、第１の冷却用微細回路１２０は、公知の適宜な技術を用いて内部壁表面２０に形成することができる。例えば、必要に応じて、微細回路１２０は鋳造構造にすることができ、１つまたは複数の冷却流体用通路を形成するペデスタル構造などの多数のエレメント１２２ならびに通路用の入口１２４および出口１２６が鋳造される。代替としては、公知の適宜な技術を用いて、冷却流通路ならびに通路用の入口および出口を形成するように、微細回路１２０を機械加工することができる。上述したように、微細回路１２０の正確な配置は、タービンエンジン構成要素の最終的な用途に関係する。図７（Ａ）および図７（Ｂ）は、本発明で使用される冷却用微細回路の配置を例示する。このように微細回路１２０を形成する利点は、エアフォイル１０を組立てる前に、容易に点検することができる点である。
【００１５】
微細回路１２０を点検する前または後に、カバープレート１２８が、微細回路上に配置され、１つまたは複数のエレメント１２２に接合される。
【００１６】
同様に、第２の微細回路１２０´が、エアフォイル半部１４の内部壁表面２２に形成される。第１の微細回路１２０と同様に、第２の微細回路１２０´は、公知の適宜な技術を用いて形成され、多数の冷却通路を有する。さらに、この微細回路１２０´は、１つまたは複数の冷却流体用の通路を形成する複数のエレメント１２２´と、冷却通路用の入口１２４´および出口１２６´を有する。微細回路１２０´が点検される前または後で、カバープレート１２８´が、微細回路１２０´上に配置され、エレメント１２２´に接合される。
【００１７】
カバープレート１２８，１２８´は、ろう付け、拡散接合、溶接などの公知の適宜な技術を用いて、各々の微細回路１２０，１２０´のエレメント１２２、１２２´に接合される。この領域の目詰まり（ｄｉｒｔ  ｐｌｕｇｇｉｎｇ）が問題となった場合に、カバープレート１２８，１２８´を、容易に交換可能な点が、この方法の１つの利点であることに留意すべきである。
【００１８】
微細回路１２０，１２０´が形成されて、点検された後、カバープレート１２８，１２８´が取付けられた後に、構造体１００は、ディスクなどの支持構造（図示せず）に取付けられるようになっている。第１のエアフォイル半部１２を第２のエアフォイル１４と突き合わせることにより、互いに隣接する構造体１００がエアフォイル部分１０を形成する。エアフォイル半部１２の接合表面４０，４２，４４は、エアフォイル半部１４の接合表面４６，４８，５０に接触つまり突き合わされる。必要であれば、エアフォイル半部１２，１４は、機械的装置、拡散接合、瞬間液相接合、固相接合などによる公知の適宜な手段を用いて、互いに接合することができる。
【００１９】
上述したように、本発明に用いられる技術は、冷却用の二重壁の設計による複雑さを伴なうことなく、微細回路をエアフォイルに適用するための単純な手段を提供する。本発明は、内部検査を容易とし、目詰まりの問題を解決し、多数の漏れ流路を排除することにより性能を改善する。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】本発明の形状のエアフォイル半部を一つずつ示す図。
【図２】本発明のエアフォイル半部を形成する鋳造ユニットを示す図。
【図３】図２の鋳造ユニットのスプリットラインを示す図。
【図４】図２の鋳造ユニットとともに使用することできる代替のスプリット配置を示す図。
【図５】タービンエンジンの構成要素を形成するために用いることができる、図２の鋳造ユニット用いて形成される構造体を示す図。
【図６】各エアフォイル部分の壁に設けられている冷却流用微細回路を示す図。
【図７】図６の冷却流用微細回路に使用できる種々の形状を示す図。
【符号の説明】
【００２１】
１２…第１の半部
１４…第２の半部
２４…鋳造ユニット
１００…構造体
１２２…エレメント
【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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