(57)【要約】【課題】プラットフォームの分割ギャップを排除し、ガスタービンエンジン構成部品の列の形成方法を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジンに用いられる構成部品の形成方法には、前縁１０４と、後縁１０６と、エアフォイル負圧側構造１１４を備えたエッジ１１２と、を有する第１のプラットフォーム１０２を備えた第１の空力的構造物１００を形成するステップと、前縁１０４と、後縁１０６と、エアフォイル正圧側構造１１０を備えたエッジ１０８と、を有する第２のプラットフォーム１０２を備えた第２の空力的構造物１００を形成するステップと、負圧側構造１１４と正圧側構造１１０とが突き合わされてエアフォイル１２０が形成されるように２つの構造物１００を互いに接合するステップと、が含まれる。隣接するエアフォイル１２０間に流体通路１２２が延在する。本発明により、優れた空力性能をもたらすプラットフォームが提供される。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンに用いられる構成部品を形成する方法であって、
前縁と、後縁と、エアフォイルの負圧側構造を備えたエッジと、を有する第１のプラットフォームを備える第１の空力的構造物を形成するステップと、
前縁と、後縁と、エアフォイルの正圧側構造を備えたエッジと、を有する第２のプラットフォームを備える第２の空力的構造物を形成するステップと、
前記エアフォイル負圧側構造と前記エアフォイル正圧側構造とが突き合わされてエアフォイルが形成されるように前記第１および第２の空力的構造物を互いに接合するステップと、
を含む構成部品形成方法。
【請求項２】
前記接合ステップが、前記エアフォイルの平均キャンバ線に沿って前記エアフォイル負圧側構造と前記エアフォイル正圧側構造とを接合することを含む請求項１に記載の構成部品形成方法。
【請求項３】
前記形成ステップが、エアフォイル正圧側構造を備えた対向するエッジを有する前記第１の空力構造物を形成することと、エアフォイル負圧側構造を備えた対向するエッジを有する前記第２の空力構造物を形成することと、を含む請求項１に記載の構成部品形成方法。
【請求項４】
前記形成ステップの各々が、前記エアフォイル正圧側構造および前記エアフォイル負圧側構造の露出した内側面を備えた前記構造物をそれぞれ鋳造することを含む請求項３に記載の構成部品形成方法。
【請求項５】
前記接合ステップの前に、前記エアフォイル正圧側構造および前記エアフォイル負圧側構造に冷却孔をドリル加工するステップをさらに含み、
前記ドリル加工ステップが、前記エアフォイル正圧側構造および前記エアフォイル負圧側構造の各々の内側面から外側面に向けて前記冷却孔をドリル加工することを含む請求項１に記載の構成部品形成方法。
【請求項６】
前記ドリル加工ステップが、意図する冷却流の方向と同じ方向に前記冷却孔をドリル加工することをさらに含む請求項５に記載の構成部品形成方法。
【請求項７】
前記接合ステップの後に、前縁インサート部および後縁インサート部を付加することをさらに含む請求項１に記載の構成部品形成方法。
【請求項８】
前記形成ステップおよび前記接合ステップにより、タービンベーンの構成部品が形成されることを特徴とする請求項１に記載の構成部品形成方法。
【請求項９】
前縁、後縁、正圧側構造および負圧側構造を有するエアフォイルを備え、
前記エアフォイルが、前記前縁から前記後縁に延びる分割線を備えて形成され、これにより、前記正圧側構造が、前記分割線の一方の側に位置し、前記負圧側構造が、前記分割線の他方の側に位置することを特徴とするガスタービンエンジンに用いられる構造物。
【請求項１０】
前記エアフォイルの前記正圧側構造に接合された第１のプラットフォーム構造部と、
前記エアフォイルの前記負圧側構造に接合された第２のプラットフォーム構造部と、
をさらに備え、
前記分割線が、前記第１および第２のプラットフォーム構造部の互いに突き合わされるエッジに沿って延びることを特徴とする請求項９に記載の構造物。
【請求項１１】
前記正圧側構造および前記負圧側構造が、内側に向かって互いに接合されることを特徴とする請求項１０に記載の構造物。
【請求項１２】
前記エアフォイルの内側面から前記エアフォイルの外側面に向かって外側に延びるドリル加工された複数の孔をさらに備える請求項９に記載の構造物。
【請求項１３】
前記正圧側構造の前縁部分および前記負圧側構造の前縁部分に接合される前縁インサート部と、
前記正圧側構造の後縁部分および前記負圧側構造の後縁部分に接合される後縁インサート部と、
をさらに備える請求項９に記載の構造物。
【請求項１４】
前記構造物がタービンベーンであることを特徴とする請求項９に記載の構造物。
【請求項１５】
タービンエンジンの構成部品の列の形成に用いられる構造物であって、
前縁および後縁を有するプラットフォームと、
前記プラットフォームの第１のサイドエッジに沿って形成されたエアフォイル正圧側構造と、
前記プラットフォームの第２のサイドエッジに沿って形成されたエアフォイル負圧側構造と、
を備えることを特徴とする構造物。
【請求項１６】
前記エアフォイル正圧側構造および前記エアフォイル負圧側構造の内側面が、外側に面していることを特徴とする請求項１５に記載の構造物。
【請求項１７】
前記エアフォイル正圧側構造および前記エアフォイル負圧側構造にドリル加工された複数の孔をさらに備え、
前記孔が、前記内側面から外側面に向けてドリル加工されることを特徴とする請求項１６に記載の構造物。
【請求項１８】
互いに接合された複数の構造物により形成されたタービンエンジンの構成部品の列であって、
前記構造物の各々は、
前縁および後縁を有するプラットフォームと、
前記プラットフォームの第１のサイドエッジに沿って形成されたエアフォイル正圧側構造と、
前記プラットフォームの第２のサイドエッジに沿って形成されたエアフォイル負圧側構造と、
を備えることを特徴とするタービンエンジン構成部品の列。
【請求項１９】
隣接する前記エアフォイル正圧側構造および前記エアフォイル負圧側構造が、前記エアフォイルの平均キャンバ線に沿って接合されることを特徴とする請求項１８に記載のタービンエンジン構成部品の列。
【請求項２０】
前記列が、タービンブレードの列であることを特徴とする請求項１８に記載のタービンエンジン構成部品の列。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンベーンを形成する方法、および本発明の方法により形成されたタービンベーンに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、複数のベーンを備えた１つまたは複数の段を有する。タービンベーン１０は、通常、図１に図示されているように、エアフォイル１２およびプラットフォーム１４を有する鋳造された構造物である。タービンベーン１０は、一列に組み付けられる際に、プラットフォームのエッジ１６，１８に沿って突き合わされる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
組み付け時に、隣接するプラットフォームのエッジ１６とエッジ１８との間にプラットフォームの分割ギャップ（ｐａｒｔｉｎｇ  ｇａｐ）２０が生じる場合がある。そのような望ましくないギャップから流体が漏出しないように、ギャップにシールを施すことが必要となる。
【０００４】
そのようなプラットフォームの分割ギャップを排除する技術が望まれている。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
したがって、本発明により、プラットフォームの分割ギャップを排除するガスタービンエンジンの構成部品の列（タービンベーンの列など）を形成する方法が提供される。
【０００６】
また、本発明により、独特の構造を有するタービンブレードなどのタービンエンジンの構成部品が提供される。
【０００７】
本発明によると、ガスタービンエンジンに用いられる構成部品を形成する方法が提供される。前記方法は、前縁と、後縁と、エアフォイルの負圧側構造を備えたエッジと、を有する第１のプラットフォームを備える第１の空力的構造物を形成するステップと；前縁と、後縁と、エアフォイルの正圧側構造を備えた第１のエッジと、を有する第２のプラットフォームを備える第２の空力的構造物を形成するステップと；前記エアフォイル負圧側構造と前記エアフォイル正圧側構造とが突き合わされてエアフォイルが形成されるように前記２つの構造物を互いに接合するステップと、を含む。
【０００８】
さらに本発明によると、ガスタービンエンジンに用いられる構造物が提供される。前記構造物は、前縁、後縁、正圧側構造および負圧側構造を有するエアフォイルを備え、前記エアフォイルが、前記前縁から前記後縁に延びる分割線（パーティングライン）を備えて形成され、これにより、前記正圧側構造が、前記分割線の一方の側に位置し、前記負圧側構造が、前記分割線の他方の側に位置する。
【０００９】
さらに本発明によると、タービンエンジンの構成部品の列の形成に用いられる構造物が提供される。前記構造物は、前縁および後縁を有するプラットフォームと、前記プラットフォームの第１のサイドエッジに沿って形成されたエアフォイル正圧側構造と、前記プラットフォームの第２のサイドエッジに沿って形成されたエアフォイル負圧側構造と、を備える。
【００１０】
さらに本発明によると、互いに接合された複数の構造物により形成されたタービンエンジン構成部品の列が提供される。前記構造物の各々は、前縁および後縁を有するプラットフォームと、前記プラットフォームの第１のサイドエッジに沿って形成されたエアフォイル正圧側構造と、前記プラットフォームの第２のサイドエッジに沿って形成されたエアフォイル負圧側構造と、を備える。
【００１１】
本発明のタービンベーンの構造の他の細部、利点および目的は、以下の詳細な説明ならびに添付の図面から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
次に図を参照すると、図２および図３には、複数の構造物１００が図示されており、該構造物からタービンエンジンの構成部品の列が形成される。本発明は、タービンベーンの列の形成について説明しているが、タービンおよび圧縮機のブレードの列、ならびに他のガスタービンエンジンの構成部品の列を形成するために本発明を用いてもよいことを理解されたい。
【００１３】
図２および図３に図示されているように、各構造物１００は、前縁１０４および後縁１０６を備えたプラットフォーム１０２を有する。プラットフォーム１０２の第１のエッジ１０８に沿って、エアフォイルの正圧側構造を有する第１のベーンハーフ（半分に分割されたベーンの一方の部分）１１０が設けられている。プラットフォーム１０２の第２のエッジ１１２に沿って、エアフォイルの負圧側構造を有する第２のベーンハーフ１１４が設けられている。２つの構造物１００が互いに隣接して配置または接合されると、第１のベーンハーフ１１０の露出面１１６により内側面が形成される。同様に、２つの構造物１００が互いに隣接して配置または接合されると、第２のベーンハーフ１１４の露出面１１８により内側面が形成される。各構造物１００は、プラットフォーム１０２の下面に形成された取付部（図示せず）を備えていてもよい。
【００１４】
各構造物１００は、鋳造された構造物であることが望ましく、当業者に周知の適切な鋳造技術を用いて形成されてもよい。構造物１００は鋳造された構造物であることが好ましいが、所望であれば、構造物を機械加工して形成してもよい。
【００１５】
隣接する構造物１００が互いに配置または接合されることにより、エアフォイル１２０が形成される。隣接する構造物１００は、当業者に周知の適切な技術を用いて互いに接合されてもよい。隣接するエアフォイル１２０の間に流体通路１２２が延在する。
【００１６】
所望であれば、第１のベーンハーフ１１０と第２のベーンハーフ１１４との間における分割線（パーティングライン）１２４が、エアフォイル１２０の平均キャンバ線に沿っていてもよい。
【００１７】
次に図４および図５を参照すると、ベーンハーフ１１０，１１４が互いに配置あるいは接合されると、通常、エアフォイル１２０の前縁に開口部１２６が、エアフォイル１２０の後縁に開口部１２８がそれぞれ生じる。完全な空力的エアフォイルをもたらすために、前縁インサート部１３０を用いて開口部１２６を閉鎖してもよい。前縁インサート部１３０を当業者に周知の適切な金属材料または非金属材料で製造してもよい。所望であれば、前縁インサート部１３０をエアフォイル１２０と同じ材料で製造してもよい。前縁インサート部１３０は、第１のベーンハーフ１１０のタブ１３４および第２のベーンハーフ１１４のタブ１３６を受ける一対の溝１３２を備えていてもよい。所望であれば、溝１３２は、内側面１１６または１１８に設けられたショルダー部１４０に接する後方壁部１３８を備えていてもよい。さらに、所望であれば、接着剤、溶接などによりタブ１３４，１３６を溝１３２の一部分に物理的に接合してもよい。
【００１８】
開口部１２８を閉鎖するように、後縁インサート部１４２を用いてもよい。後縁インサート部１４２を当業者に周知の適切な金属材料または非金属材料で製造してもよい。所望であれば、後縁インサート部１４２をエアフォイル１２０と同じ材料で製造してもよい。タングおよび溝の構造を介して後縁インサート部１４２をそれぞれベーンハーフ１１０，１１４に接合してもよい。後縁インサート部１４２は、嵌合するエッジ１４６に一対のタング部１４４を備えていてもよい。ベーンハーフ１１０，１１４の各々は、タング部１４４を受ける溝１４８を備えていてもよい。所望であれば、接着剤、溶接などにより各タング部１４４を溝１４８の一部分に物理的に接合してもよい。
【００１９】
前縁および後縁インサート部１３０，１４２は、同様のまたは異なった材料（セラミックなど）を備えていてもよく、また、別々に鋳造された同様のまたは異なった細部構造を備えていてもよい。
【００２０】
本発明によると、タービンベーンなどのガスタービンエンジンに用いられる構成部品を形成する方法は、前縁１０４と、後縁１０６と、エアフォイル負圧側構造１１４を備えたエッジ１１２と、を有する第１のプラットフォーム１０２を備えた第１の空力的構造物１００を形成するステップと、前縁１０４と、後縁１０６と、エアフォイル正圧側構造１１０を備えた第１のエッジ１０８と、を有する第２のプラットフォーム１０２を備えた第２の空力的構造物１００を形成するステップと、エアフォイル負圧側構造１１４とエアフォイル正圧側構造１１０とが突き合わされてエアフォイル１２０が形成されるように前記２つの構造物１００を互いに接合するステップと、を含む。正圧側および負圧側構造１１０，１１４は、当業者に周知の適切な技術により互いに接合されてもよく、また、エアフォイル１２０の平均キャンバ線に沿って接合されてもよい。前縁および後縁インサート部１３０，１４２は、接合ステップの後に取付けられることが望ましい。
【００２１】
本発明の方法の１つの利点は、プラットフォームの分割ギャップを排除することができることである。本発明の他の利点としては、より優れた空力性能をもたらし、かつ要求されるフェザーシールおよび付随的に発生する漏出の主な原因を排除する段のない（ｓｔｅｐｌｅｓｓ）プラットフォーム１０２が提供されることである。
【００２２】
さらに別の利点としては、突き合わされる面が、エアフォイル１２０の前縁および後縁に移動することである。開口部１２６，１２８は、自然的な漏出通路であり、この場所は、温度低下のために冷却空気を必要とする部分である。また、前縁の接合部により、望ましいトレンチつまり開口部１２６が形成される。
【００２３】
図６を参照すると、本発明の方法により、鋳造されたベーンハーフ１１０，１１４を互いに配置または接合する前に、露出しているベーンハーフ１１０または１１４の内側からフィルム冷却孔１６０をドリル加工することが可能となる。内側から外側に孔をドリル加工することができるため、フィルム冷却孔のドリル加工が容易となる。さらに、ドリル加工する方向と冷却流の方向が同一となる。内側から外側に向けて孔をドリル加工することにより、孔の内側の入口と外側の出口との間の相互関係がさらに向上し、冷却流を最適化する性能がもたらされる。また、本発明の方法により、冷却通路における内部のトリップストリップ間に正確に冷却孔を配設することが可能となり、これにより、局所的な流れ分布および結果として得られるフィルム冷却効果が向上する。孔をドリル加工するための基準点をエアフォイル内壁の鋳造物に直接設けてもよい。
【００２４】
付加的な利点として、バッフルを完全に排除して、内壁１１６，１１８の一方または両方に取付けられる適合カバーと置き換えることが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】現在用いられているタービンベーンの構造を示す図。
【図２】本発明によるタービンベーンの構造を示す図。
【図３】本発明によるタービンベーンの構造を示す図。
【図４】選択的な後縁および前縁インサート部を示す図。
【図５】選択的な後縁および前縁インサート部を示す図。
【図６】本発明のタービンベーン構造にドリル加工された複数の孔を示す図。
【符号の説明】
【００２６】
１０…タービンベーン
１２，１２０…エアフォイル
１４，１０２…プラットフォーム
１６，１８…プラットフォームのエッジ
２０…ギャップ
１００…構造物
１０４…前縁
１０６…後縁
１０８…第１のエッジ
１１０…エアフォイル正圧側構造
１１２…第２のエッジ
１１４…エアフォイル負圧側構造
１１６，１１８…露出面
１２２…流体通路
１２６，１２８…開口部
１３０…前縁インサート部
１３２，１４８…溝
１３４，１３６…タブ
１３８…後方壁部
１４０…ショルダー部
１４２…後縁インサート部
１４４…タング部
１４６…エッジ
１６０…フィルム冷却孔
【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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