(57)【要約】【課題】テンプレートを用いて欠陥パターンを特定し、このパターン内の欠陥を除去した後にレーザクラッド法によってエンジン構成要素を修復する方法を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン構成要素（例えば、ブレード２２）の修復方法は、修復用テンプレート５４に従ってタービンエンジン構成要素の欠陥部分４４を除去することを含む。修復用テンプレート５４は、規格化した形状を有するとともに、タービンエンジン構成要素の規格化した位置において用いられる。このテンプレート５４は、他のタービンエンジン構成要素の共通の欠陥部分４４に基づいて作成される。レーザクラッディングは、欠陥部分４４に代わって修復部分６０を形成するために用いられる。クラッディング加工後は、周知の方法によって本来の表面寸法６２になるように加工される。これにより、タービンエンジン構成要素が、ほぼ本来の形状に修復される。【選択図】図５
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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構成要素を修復する方法であって、
（ａ）複数のテストタービンエンジン構成要素に基づいて規格化した修復部分を決定するステップと、
（ｂ）この規格化した修復部分に対応して、使用したタービンエンジン構成要素の一部分を除去するステップと、
（ｃ）レーザクラッディングによって、材料をこの使用したタービンエンジン構成要素に堆積させ、ステップ（ｂ）の除去部分の位置に修復部分を形成するステップと、を備えることを特徴とする修復方法。
【請求項２】
ステップ（ａ）は、既知のタービンエンジン構成要素の形状に対して、規格化した修復部分の規格化した位置を決定することを含むことを特徴とする請求項１に記載の修復方法。
【請求項３】
ステップ（ａ）は、上記の規格化した修復部分の規格化した形状を決定することを含むことを特徴とする請求項１に記載の修復方法。
【請求項４】
ステップ（ａ）は、複数の上記テストタービンエンジン構成要素の少なくとも２つに共通する欠陥部分の位置を決定することを特徴とする請求項１に記載の修復方法。
【請求項５】
ステップ（ａ）は、複数の上記テストタービンエンジン構成要素のエアフォイルの向きに対して、上記の規格化した修復部分の規格化した位置を決定することを特徴とする請求項１に記載の修復方法。
【請求項６】
ステップ（ｂ）は、上記の規格化した修復部分に対応して、上記の使用したタービンエンジン構成要素のタービンプラットフォームに位置する部分を除去することを特徴とする請求項１に記載の修復方法。
【請求項７】
ステップ（ｂ）は、上記タービンプラットフォームの後縁部に位置する部分を除去することを特徴とする請求項６に記載の修復方法。
【請求項８】
ステップ（ｂ）は、上記タービンプラットフォームの後縁部に位置する角部を除去することを特徴とする請求項６に記載の修復方法。
【請求項９】
ガスタービンエンジン構成要素を修復する方法であって、
（ａ）所定のテンプレートに対応するタービンエンジン構成要素の一部分を除去するステップと、
（ｂ）レーザクラッディングによって、材料をこのタービンエンジン構成要素に堆積させ、ステップ（ａ）の除去部分の位置に修復部分を形成するステップと、を備えることを特徴とする修復方法。
【請求項１０】
ステップ（ａ）は、上記の所定のテンプレートの輪郭を上記タービンエンジン構成要素に写すことを含むことを特徴とする請求項９に記載の修復方法。
【請求項１１】
ステップ（ａ）は、上記の輪郭に沿って切断し、上記タービンエンジン構成要素の一部分を除去することを特徴とする請求項１０に記載の修復方法。
【請求項１２】
ステップ（ａ）は、上記の所定のテンプレートの多角形形状に対応するタービンエンジン構成要素の一部分を除去することを特徴とする請求項９に記載の修復方法。
【請求項１３】
ステップ（ａ）の所定のテンプレートは、約０．１７インチの寸法を有することを特徴とする請求項９に記載の修復方法。
【請求項１４】
ステップ（ａ）は、上記タービンエンジン構成要素の亀裂部分を除去することを特徴とする請求項９に記載の修復方法。
【請求項１５】
タービンエンジン構成要素を含むガスタービンエンジンアセンブリであって、
上記タービンエンジン構成要素は、異なるタービンエンジン構成要素の欠陥の位置によって少なくとも部分的に画定される規格化した特徴を備えるレーザクラッディングによる修復部分を有することを特徴とするアセンブリ。
【請求項１６】
上記の規格化した特徴は、上記タービンエンジン構成要素のレーザクラッディングによる修復部分の位置であることを特徴とする請求項１５に記載のアセンブリ。
【請求項１７】
上記の規格化した特徴は、上記のレーザクラッディングによる修復部分の形状であることを特徴とする請求項１５に記載のアセンブリ。
【請求項１８】
上記の規格化した特徴は、複数のタービンエンジン構成要素間の少なくとも共通の欠陥位置もしくは共通の欠陥形状に基づいており、上記の異なるタービンエンジン構成要素は、複数の該タービンエンジン構成要素の一部であることを特徴とする請求項１５に記載のアセンブリ。
【請求項１９】
上記タービンエンジン構成要素は、タービンブレードのプラットフォームを備えることを特徴とする請求項１５に記載のアセンブリ。
【請求項２０】
圧縮機部と、燃焼器部と、タービン部と、を備え、このタービン部は、請求項１５に記載のガスタービンエンジンアセンブリを有することを特徴とするガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジン構成要素の修復に関し、特にタービンエンジン構成要素の規格化した部分を修復する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来のガスタービンエンジンは、通常、交互に配置された回転するタービンブレード及び静止しているタービンベーンを有するタービン部を備える。燃焼器部からの高温ガスの流れが、タービンブレード及びベーンに対して膨張し、圧縮機部を駆動するエンジンの主軸に結合しているタービンブレードを回転駆動させる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
エンジンの作動中に、高温のガスによって、ブレード及びベーンの表面を腐食させる腐食環境が発生し、その結果、腐食による穴が頻繁に生じる。また、高温ガス、燃焼による煤、及び高温ガス流中の微粒子によって、タービンブレード及びベーンが磨耗するとともに、ブレード、ベーンならびに他のタービンエンジン構成要素の表面が侵食され、これにより、タービンブレードやベーンの耐用年数が、不必要に低下する。
【０００４】
例えば、疲労による構成要素の微細な亀裂を修復するために、従来からエンジン構成要素を修復する方法が用いられてきたが、これらの方法は、いくつかの理由により好ましくない。１つの従来の修復方法は、微細な亀裂を修復するために、エンジン構成要素をろう付けすることを含む。通常、ろう付けは、微細な亀裂を充填するようにろう付け用の充填材を溶かすために、エンジン構成要素もしくはエンジン構成要素の比較的大きな領域を高温に加熱することを含む。この高温によって、エンジン構成要素に好ましくない残留熱応力が発生するとともに、修復領域の金属の微細構造に好ましくない変化が生じる可能性がある。
【０００５】
従って、高レベルの残留応力を発生させることなくタービンエンジン構成要素の耐用年数を延ばす修復方法が必要である。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明によるガスタービンエンジン構成要素の修復方法は、テンプレートに従ってタービンエンジン構成要素の欠陥部分を除去することを含む。テンプレートは、規格化した形状を有するとともに、タービンエンジン構成要素の規格化した位置において用いられる。このテンプレートは、従来のタービンエンジン構成要素の共通の欠陥部分に基づいて作成される。レーザクラッディングは、除去した欠陥部分に代わって修復部分を形成するように用いられる。故に、タービンエンジン構成要素が、ほぼ本来の形状に修復される。
【０００７】
本発明によるガスタービンエンジンアセンブリは、レーザクラッディングによる修復部分を有するタービンエンジン構成要素を備える。この修復部分は、他の多数のタービンエンジン構成要素の共通の欠陥位置によって画定される規格化した特徴を有する。他の多数のタービンエンジン構成要素によって、タービンエンジン構成要素の使用中に発生する欠陥パターンが示される。
【０００８】
従って、開示された例の方法及びアセンブリによって、高レベルの残留応力を発生させることなしにタービンエンジン構成要素の寿命が延びる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１は、航空機用のガスタービンエンジンなどの実施例の燃焼機関１０の選択した部分を示している。この実施例では、燃焼機関１０は、圧縮機部１２と、燃焼器部１４と、タービン部１６と、を備える。燃焼機関１０は、周知の方法で作動し、圧縮空気即ち酸化剤を圧縮機部１２から燃焼器部１４に供給する。圧縮空気即ち酸化剤は、燃料と混合して反応し、高温のガス１８の流れを発生させる。タービン部１６によって、高温ガス１８の流れが、圧縮機部１２を動かす機械エネルギに変換される。排気ノズル２０は、高温ガス１８を燃焼機関１０の外側に案内し、航空機や他の輸送手段にスラストを与える。
【００１０】
図示された実施例においては、タービン部１６は、交互に列になっている回転式のエアフォイル即ちブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃと、固定式のエアフォイル即ちベーン２４と、を備える。ベーン２４は、第１段、第２段、第３段、第４段などのそれぞれの段に配置される。ブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃ及びベーン２４は、鋳造、鍛造、或いは他の周知の製造法によって、コバルトやニッケル超合金などの超合金金属材料から形成される。
【００１１】
図２は、図１に示される部分に対応している個々のブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃの半径方向外側から見た図を示している。ブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃの各々は、プラットフォーム３２と、前縁３６及び後縁３８を有するエアフォイル３４と、を備える。燃焼機関１０（図１）においては、前縁３６は、概ね燃焼器部１４に向けて配置され、後縁３８は、概ね排気ノズル２０に向けて配置される。
【００１２】
前縁３６及び後縁３８によって、ブレード２２の翼弦幅（ｃｈｏｒｄｗｉｄｔｈ）Ｃが画定される。図示された実施例においては、エアフォイル３４の厚さＴに対する翼弦幅Ｃのアスペクト比によって、各ブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃの空気力学的効率が、少なくとも部分的に決定される。即ち、比較的大きなアスペクト比が、より高い空気力学的効率に対応し、一方で比較的小さなアスペクト比が、より低い空気力学的効率に対応する。
【００１３】
各々のプラットフォーム３２は、エアフォイル３４の前縁３６及び後縁３８にそれぞれ対応する前縁４０及び後縁４２を備える。図示された実施例においては、プラットフォーム３２の各々は、該プラットフォーム３２の後縁４２の近くに微細な亀裂や腐食による穴を含む部分などの、それぞれの欠陥部分４４ａ、４４ｂ、４４ｃを含む。この図においては、欠陥部分４４ａ、４４ｂ、４４ｃの各々は、例えば、疲労によって生じる亀裂４６を含む。また、亀裂４６に加えて、通常、硫酸ナトリウムなどの硫化物や高温ガス１８中の他の汚染物質によって生じる、高温腐食としても知られている腐食穴が存在し得る。
【００１４】
この実施例では、欠陥部分４４ａ、４４ｂ、４４ｃが、各ブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃの後縁４２の角部（図の左上隅）の近くに共通して位置している。また、各欠陥部分４４ａ、４４ｂ、４４ｃの亀裂４６が、ブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃのそれぞれのプラットフォーム３２の同じ形状の部分に及んでいる。従って、この実施例では、ブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃは、例えば、プラットフォーム３２のその部分において繰り返し応力によって生じ得る欠陥のパターンを示している。本明細書を鑑みると、ブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃは、同一のエンジンに具備されるものとして示されているものの、異なるエンジンのブレードもまた、ある欠陥パターンを示し得ることが当業者に理解されるであろう。
【００１５】
欠陥パターンが特定されると、このパターンは、輪郭を描くために形成される金属の切り抜きや他の材料などの修復用テンプレート５４（図３）を作成するために用いられる。一実施例においては、修復用テンプレート５４は、コンピュータファイルとして記録されている。別の実施例においては、修復用テンプレート５４は、自動修復工程に用いることができる。修復用テンプレート５４は、ブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃ（即ちテストブレード）と同様の欠陥パターンを示す可能性のあるブレードを修復するのに用いられる。点線５６は、修復用テンプレート５４によってブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃが覆われる規格化した部分の境界を示しており、また該テンプレート５４は、亀裂４６の殆どの量をカバーする特定の形状を有する。この実施例では、特定された規格化部分は、角部Ｃ（図２のプラットフォーム３２の右上隅）から約０．１５インチの距離Ｄだけ離れている。
【００１６】
図示された実施例では、修復用テンプレート５４は、長さＬ及び高さＨを有する多角形形状である。側面Ｓ1が、側面Ｓ2に対し２０°の角度αを形成している。一実施例においては、長さＬは、約０．１７インチである。
【００１７】
図４を参照すると、一実施例においては、修復用テンプレート５４が、修復すべきブレード２２上に線５８を引くように用いられる。この線５８は、ブレード２２を修復するためにプラットフォーム３２から欠陥部分４４を切断するガイドとして機能する。欠陥部分４４は、周知の切断装置を用いて切断される。オプションとして、欠陥部分の除去は、コンピュータにファイルとして記録された修復用テンプレート５４に従って、コンピュータ制御式の切断装置によって自動で行われる。
【００１８】
図５を参照すると、欠陥部分４４が除去された後に、レーザクラッディングが行われ、プラットフォーム３２が再形成される。充填材７４は、粉末もしくは他の種類の充填材として、周知の方法で欠陥部分４４の代わりに堆積され、修復部分６０を徐々に形成していく。一実施例においては、充填材７４は、クラッディングを行った部分とブレード２２の本来の超合金との間の接合を強化するために、該ブレード２２を初めに形成するのに用いられた超合金と同様の組成になっている。別の実施例においては、充填材７４は、ＡＭＳ５８３７に記載されている規格による組成物である。
【００１９】
レーザによって、堆積した充填材７４が、周知の方法で固められる（即ち、融解して融合する）。充填材７４の融解ならびに融合は、比較的迅速で正確であり、これによりブレード２２の修復間隔時間が短く、再現性が高い利点がもたらされる。さらに、レーザクラッディングにより、プラットフォーム３２及び充填材７４の比較的小さい量だけが融解して融合する。即ち、比較的大きな熱影響領域及び残留応力を発生させる従来技術のろう付けや溶接の欠点であるこのプラットフォーム３２の熱影響領域の大きさを最小限にする。
【００２０】
固まった充填材７４が堆積し、ブレード２２の本来の超合金材料に接合される過度に大きなクラッディング部７６を形成する。このクラッディング部７６は、本来の表面位置６２より量６４だけ大きい。これにより、修復部分６０が、プラットフォーム３２の形状及び寸法を確実に完全に復元するという利点がもたらされる。
【００２１】
次に、該クラッディング部７６が、本来の表面寸法６２（図５）に機械加工される。一実施例においては、機械加工は、修復部分６０からプラットフォーム３２本来の未修復部分への円滑な遷移領域を形成する周知の研削、グリットブラスト、研磨、或いは他の周知の機械加工法を含む。
【００２２】
上述の実施例は、ブレード２２もしくは他のガスタービンエンジン構成要素を修復する方法を開示している。ブレード２２のプラットフォーム３２は、事前のテストブレードの欠陥部分と同様の欠陥パターンを示している。プラットフォーム３２の欠陥部分４４は、テンプレート５４に従って除去される。テンプレート５４は、規格化した形状を有するとともに、プラットフォーム３２上の規格化した位置において用いられる。テンプレート５４は、従来のブレード２２ａ、２２ｂ、２２ｃの共通の欠陥部分に基づいて作成される。レーザクラッディングは、欠陥部分４４に代わってプラットフォーム３２上に修復部分６０を形成するように用いられる。故に、ブレード２２が、ほぼ本来の形状に修復され、該ブレード２２の寿命が延びる。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】実施例の燃焼機関の図。
【図２】複数のテストタービンブレードから欠陥パターンを特定する図。
【図３】規格化した欠陥形状の輪郭を描き、かつタービンブレード上に配置される修復用テンプレートの図。
【図４】図３のテンプレートを用いてタービンブレード上に輪郭を描く図。
【図５】図４のタービンブレードの欠陥部分を除去し、レーザクラッディングによって修復した部分を示す図。
【図６】除去した欠陥部分に代わる修復部分を有する図５のタービンブレードの図。
【符号の説明】
【００２４】
２２…ブレード
３２…プラットフォーム
３４…エアフォイル
３６…前縁
３８…後縁
６０…修復部分
６２…本来の表面位置
６４…量
７４…充填材
７６…クラッディング部
【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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