(57)【要約】【課題】内側及び外側バンド間に配置された少なくとも１つのベーンを有するタービンノズルを補修する方法を提供する。【解決手段】本方法の実施形態は、内側バンドを外側バンドと分離するステップと、交換部品を内側バンドに固定するステップとを含むことができる。１つの実施形態では、本方法は、非翼形部形状を含み且つタービンノズルの作動に有用な冷却特徴要素を組み込んだベース特徴要素を備えたベーンを含む交換部品に対応している。【選択図】      図２
2013002444.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１の外側バンド、内側バンド、及びこれらの間に配置された第１のベーン特徴要素を含むタービンノズルセグメントを補修する方法であって、
前記内側バンドの非翼形部形陥凹部において、第２の外側バンドと下側冷却孔を有する下部セグメントを備えた第２のベーン特徴要素とを有する交換部品に前記内側バンドを接合するステップを含み、前記内側バンドの非翼形部形陥凹部が、前記下部セグメントを受けることができ、前記内側バンドの半径方向内側表面の半径方向内部に流体を分散させるよう前記下側冷却孔を位置決めすることができる、方法。
【請求項２】
前記第１のベーン特徴要素を前記内側バンドから取り除くステップを更に含む、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記第１のベーン特徴要素を前記内側バンドから研磨するステップを更に含む、請求項２記載の方法。
【請求項４】
前記第２のベーン特徴要素を前記内側バンドに接合するステップを更に含む、請求項１記載の方法。
【請求項５】
前記下部セグメントを前記内側バンドにろう付けするステップを更に含む、請求項４記載の方法。
【請求項６】
プランジ放電機械加工法を実行して前記非翼形部形陥凹部を形成するステップを更に含む、請求項１記載の方法。
【請求項７】
前記下部セグメントが、前記非翼形部形陥凹部に対応した外形寸法を有する、請求項１記載の方法。
【請求項８】
前記外側バンド及び前記ベーンが、前記交換部品上で一体的に形成される、請求項１記載の方法。
【請求項９】
前記内側バンドがＴ型バーセグメントを含む、請求項１記載の方法。
【請求項１０】
前記Ｔ型バーセグメントが、前記内側バンドと一体的に形成される、請求項９記載の方法。
【請求項１１】
前記第１のベーン特徴要素を軸方向に切断するステップと、前記第１の外側バンドを前記タービンノズルセグメントから取り除くステップと、を更に含む、請求項１記載の方法。
【請求項１２】
前記交換部品が、前記内側バンドと同じ材料を含む、請求項１記載の方法。
【請求項１３】
前記交換部品は、前記第２の外側バンドから前記第２のベーン特徴要素を貫通する前記下側冷却孔に流体を流すことができるように構成される、請求項１記載の方法。
【請求項１４】
タービンエンジンにおいて、タービンノズルセグメントの第１の部分を外側バンド及び該外側バンドと一体的に形成されたベーンを含む交換部品と置き換えることによってタービンノズルを補修するステップを含み、前記ベーンが、前記タービンノズルセグメントの第２の部分の半径方向内側表面の半径方向内部にある所定位置に流体を配向する下側冷却孔を備えた下部セグメントを含む、方法。
【請求項１５】
前記第２の部分が、これに固定されるＴ型バーセグメントを含む、請求項１４記載の方法。
【請求項１６】
前記タービンノズルのベーンを取り除くステップと、前記第２の部分内に陥凹部を形成するステップとを更に含み、前記陥凹部が、その内部に前記下部セグメントを受けるようなサイズにされて構成される、請求項１４記載の方法。
【請求項１７】
犠牲部品を位置決めステップと、プランジ放電機械加工法を実行するステップとを更に含み、前記犠牲部品が、前記プランジ放電機械加工法用の工具が前記タービンノズルの第２の部分内への貫入を制限する材料特性を有する、請求項１６記載の方法。
【請求項１８】
前記犠牲部品が非導電性材料を含む、請求項１７記載の方法。
【請求項１９】
前記下部セグメント及び前記陥凹部が各々、非翼形部形状を含む、請求項１４記載の方法。
【請求項２０】
前記下部セグメントを前記第２の部分に取り付けるステップを更に含む、請求項１４記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書に開示した主題は、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、航空機エンジンのようなガスタービンエンジンに見られるタービンノズルセグメントの補修に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、空気を加圧してこの加圧空気を燃焼器に送給する圧縮機を含む。燃焼器において、空気が燃料と混合されて点火され、高温燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは、タービンセクションに向けて下流方向に流れ、該タービンセクションは、燃焼ガス流のエネルギーを変換して圧縮機に動力を供給すると共に有用な仕事を行う。このようなガスタービンエンジンの１つの実施例は、飛行中の航空機に動力を供給することができる航空機エンジンがある。
【０００３】
航空機エンジンは、タービンセクション内のガス流及び圧力を変化させる固定タービンノズルを含むことができる。これらの変化は、エンジン性能を高めることができる。１つの実施例では、航空機エンジンは、複数のタービンセクション（又は「段」）を有し、ここでタービンノズルは、各タービン段に流入する燃焼ガスをタービンノズルの下流に位置するタービンロータ内に導く。
【０００４】
タービンノズルは、タービンセクションの周辺部を環状に境界付ける複数のセグメントを含むことができる。セグメントの各々は、それを通して高温燃焼ガスが流れる通路を定める弓形バンド間に半径方向に延びた１つ又はそれ以上のベーンを有することができる。１つの実施例では、セグメントは、隣接する段のロータブレード間に環状アレイの形態でエンジンケーシングに取り付けられる。
【０００５】
航空機エンジンの運転は、タービンノズル（及び、従ってノズルセグメント）を、これら構成要素の有効寿命を制限する可能性のある特性（例えば、温度）を持ったガス流に曝す。従って、ノズルセグメントは、高温度コバルト又はニッケル基超合金のような特定の材料を含むことができ、腐食及び／又は耐熱材料を含むコーティングを有することができる。場合によっては、航空機エンジンは、圧縮機からの冷却空気をノズルセグメント上に配向して有効寿命を延ばすことができる。しかしながら、このような取り組みを行っても、ノズルセグメントの一部分、具体的にはベーンは、亀裂、腐食、或いは品質が低下する可能性がある。このような劣化は、安全で効率的な運転を維持するために、ノズルセグメントの１つ又はそれ以上を補修又は交換する保守整備が必要となる場合がある。
【０００６】
タービンノズルは、タービンエンジンの複雑で入り組んだ要素である。これらの要素は、比較的高価な材料で製作されることが多く、製造するのが高価な場合がある。従って、タービンノズルの補修は、可能な限り好ましい。一部の補修では、ベーンの亀裂に焦点を合わせ、該ベーンの寸法上の完全性を修復させている。局所的な変形及び不充分な最小の壁厚さにより、問題となるベーンが複数の補修工程を受ける場合には特に、これら補修の成功率が低下する可能性がある。結果的に、タービンノズルに対する損傷は補修を妨げる場合が多い。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
米国特許第６，７９３，４５７号明細書
【発明の概要】
【０００８】
補修及び保守整備の手法は、タービンエンジン（例えば航空機エンジン）の稼働寿命にとって重要である。本発明の開示事項は、これらタービンエンジンを通る空気を配向するのに有用なタービンノズルの補修に焦点を合わせた様々な方法を記載している。本方法は、損傷、欠陥、及び摩耗の兆候を示す可能性があるタービンノズルの部分を取り除くためのタービンノズルを変更するステップを含む。１つの実施例では、本方法は、タービンノズルの一部分を交換部品と置き換えるステップを含む。
【０００９】
下記で説明する本方法は、全体としてタービンノズル及びタービンエンジンの運転にとって重要な構成を有するタービンノズルに適用することができる。これらの構成は、例えば、特定の冷却特徴要素をタービンノズルの構造全体に組み込むことができる。これら冷却特徴要素は、少なくともその一部がタービンノズルの全体構造に依存するので、補修がより困難である場合が多い。他方では、本明細書で説明する本方法の実施形態の実施は、依然としてタービンノズルを良好な正常運転状態に戻しながら、このような冷却特徴要素の全体的機能を維持することができる。
【００１０】
ここで、添付図面を概略的に参照する。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】航空機翼上への取付け構成における例示的なガスタービンエンジンの側面図。
【図２】例示的なタービンノズルセグメントの斜視図。
【図３】タービンノズルセグメントを補修する方法の例示的な実施形態のフローチャート。
【図４】タービンノズルセグメントを補修する方法に使用する交換部品の斜視図。
【図５】タービンノズルセグメントを補修する方法を受けるタービンノズルセグメントの斜視図。
【図６】タービンノズルセグメントを補修する方法を受けるタービンノズルセグメントの斜視図。
【図７】タービンノズルセグメントを補修する方法の例示的な実施形態のフローチャート。
【図８】タービンノズルセグメントを補修する方法で使用する犠牲部品の実施例。
【図９】タービンノズルセグメントを補修する方法から得られる補修タービンノズルセグメント。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
ここでは、幾つかの図全体を通して適用可能な同様の参照符号が同一又は対応する構成要素及びユニットを示している。
【００１３】
図１及び図２の両方を参照すると、本明細書において発明者が企図する補修の１つの実施を航空機エンジンに適用している。図１は、ナセル１０２、排気ノズル１０４、パイロン１０６、及び翼１０８を含む航空機の翼部１００の概略図を示している。ナセル１０２は、概略的に図示され且つ符号１１０で示したガスタービンエンジン（又は「航空機エンジン」）における外側ケーシングとして機能する。外側ケーシングは、入口カウル１１２、ファンカウル１１４、及びスラストリバーサ１１６を備えることができる。タービンエンジン１１０を備える多くの構成要素及び特徴機構に関して、図１は、これらのうちの１つ、すなわち以下の説明の主題であるタービンノズル１１８の例証に焦点を合わせている。１つの実施形態では、タービンノズル１１８は、エンジン１１０のタービンセクション内にあり、且つタービンエンジン１１０の中心軸線（ＣＡ）の周りに取り付けられる環状リングを形成する。この環状リングは、タービンエンジン１１０を通して空気を配向する。構成及び／又は形式などの様々な要因に応じて、タービンエンジン１１０は、中心軸線（ＣＡ）に沿って軸方向に所定位置に配置された複数のタービンノズル１１８を含むことができる。
【００１４】
図２は、図１のタービンノズル１１８の実施形態の付加的な詳細部を示している。これら詳細部の１つは、タービンノズルセグメント１２０の実施形態である。タービンノズルセグメント１２０は、機械加工線１２８によって区切られる第１の部分１２４及び第２の部分１２６から成る、一体的に形成された本体１２２を備える。第１の部分１２４は、外側バンド１３０及び第１のベーン特徴要素１３４の一部分を含む。第２の部分１２６は、内側バンド１３２及び第１のベーン特徴要素１３４の他の一部分を含む。図２に示すように、第１の部分１２４及び第２の部分１２６を全体として考えると、タービンノズルセグメント１２０の本体１２２は、外側バンド１３０、内側バンド１３２、及びこれらバンド間に配置された第１のベーン特徴要素１３４を含む。１つの実施形態では、第１のベーン特徴要素１３４は、外側バンド１３０と内側バンド１３２との間に延びる１つ又はそれ以上のベーン１３６を備える。本明細書においてバンド１３０及び１３２に関して使用される用語「外側」及び「内側」とは、中心軸線ＣＡ（図１の）の周りの半径方向領域を指し、「外側バンド１３０」は「内側バンド１３２」よりもより大きな半径を有している。外側バンド１３０、内側バンド１３２、及びベーン１３６は、例えば中心軸線（ＣＡ）（図１）に沿って下流側に配置されたタービンロータ（図示せず）に燃焼ガスを配向することができる通路１３８を形成する。１つの実施形態では、内側バンド１３２は、該内側バンド１３２の半径方向内側表面１４６から延びるフランジセクション１４２及びウェブセクション１４４を備えたＴ型バーセグメント１４０を有する。図１には示していないが、ベーン１３６は、様々な構成で該ベーン１３６の表面を貫通するスロット、孔、及び他の特徴要素を備えた表面トポロジーを有することができる。
【００１５】
タービンノズルセグメント１２０は、外側バンド１３０、内側バンド１３２、及び第１のベーン特徴要素１３４をモノリシックに形成する技法を用いて一体形に鋳造することができる。鋳造品は、コバルト又はニッケル基超合金のような高品質超合金を利用するのが好ましい。特定の仕様は更に、結果として得られる部品が、例えば、耐腐食性及び／又は耐熱性の特性を有するコーティングを組み込むことを必要とする場合がある。ガスタービンエンジンは、例えば、中心軸線（ＣＡ）（図１）の周りに環状構成で円周方向に配列されたこのような複数のタービンノズルセグメント１２０を含むことができる。更に、図２は、２つのベーン１３６を有するタービンノズルセグメント１２０を示しているが、他のタービンノズルセグメント１２０の構成は、あらゆる数のベーン１３６を有することができる。
【００１６】
図１及び図２を参照すると、タービンエンジン１１０の運転中に、タービンノズル１１８の前方領域からタービンエンジン１１０を横断するガスは、ベーン１３６を通り過ぎる。このガスは、腐食性の高温燃焼ガスを含み、ベーン１３６に亀裂、腐食、及び他の劣化を生じさせる。同様に、タービンノズルセグメント１２０は、局所的なガスストリームの過剰温度又は該セグメント１２０上に衝突する異物に起因して生じる可能性がある損傷を受ける場合がある。
【００１７】
上述のように、タービンノズルセグメント１２０の一部分は、既知の補修方法では補修できない個所に損傷を受ける可能性がある。本開示は、内側バンド１３０を保持したまま外側バンド１３０及びベーン１３６を廃棄するタービンノズルセグメント１２０を補修する方法を提供する。１つの実施形態では、本方法は、機械加工線１２８に沿ってなど第１の部分１２４を第２の部分から分離し、あらゆる過剰な材料を取り除き、交換部品（図示せず）を内側バンド１３２に固定して本明細書で説明するタービンノズルの運転が可能になるようにする。本方法は、タービンノズルセグメント１２０の他の部分に冷却空気を分配する内部特徴要素をベーン１３６が含むことができるので、特に好都合なものとなる。この冷却機能は、ような、他の補修、すなわち、冷却特徴要素に対応したタービンノズルセグメント１２０の態様を企図していない補修時には、補修不可能なほど損傷を受けるか、又は損失する可能性がある。しかしながら、以下に記載するように、本方法の実施形態は、タービンノズルセグメント１２０の補修を成功させるために必要な冷却特徴要素並びに他の特徴要素（例えば、材料）を再現した交換部品を利用する。
【００１８】
引き続き図２を参照しながら、図３は、補修方法２００の実施形態のフローチャートを示している。本方法２００は、ブロック２０２において、タービンノズルセグメントが、補修の必要があることを判定するステップと、ブロック２０４において、タービンエンジンにおいてタービンノズルセクションを露出させるステップとを含む。本方法は更に、ブロック２０６において、タービンノズルセグメントを変更するステップと、ブロック２０８において、タービンノズルセグメントの第１の部分を交換部品と置き換えることによってタービンノズルを補修するステップと、ブロック２１０において、交換部品を第２の部分に固定するステップとを含む。
【００１９】
１つの実施形態では、技術者は、様々な技術的手法を使用してタービンノズルセクションにおける破損を診断し特定することができる。診断は、実際の診断（例えば、ブロック２０２において）を行う前に、タービンノズルセクションを露出させること（例えば、ブロック２０４において）ができる定期的保守整備の間に行うことができる。他方、本システムは、保守及び補修の必要がある可能性のある特定のタービンノズルセグメントを識別する自動アラーム又は他のインジケータを設けることができる。
【００２０】
タービンノズルセグメントに対する変更は、該タービンノズルセグメントの物理的な構造を変化させる様々な機械加工及び／又はプロセスを必要とする場合がある。本方法２００のこの段階（例えば、ブロック２０２において）は、第１の部分１２４を第２の部分から分離する。１つの実施例では、技術者は、第１の部分１２４（外側バンド１３０及びベーン１３６を備えた）を廃棄する。１つの実施形態では、本方法２００は、交換部品を受け取り固定するために、１つ又はそれ以上の二次作業（例えば、研磨、ばり取り、切断、接合）を実施して内側バンド１３２を前処理するステップを含むことができ、これは本開が以下でより詳細に説明する。
【００２１】
図４は、本発明の補修方法の実施形態で使用する交換部品３００の１つの実施例を示している。交換部品３００は、１つ又はそれ以上の翼形部３０６（又は「ベーン３０６」）を備えた第２の外側バンド３０２及び第２のベーン特徴要素３０４を含む。第２のベーン特徴要素３０４は、ベーン３０６の各々が下側冷却孔３１４を含む冷却特徴要素３１２を備えたベース特徴要素３１０を有するような下部セグメント３０８を含む。第２の外側バンド３０２は、液体を含む流体、より一般的にはタービンエンジンに共通する空気及び他のガスを受ける対応する外側冷却孔３１６を含むことができる。本明細書では示していないが、第２の外側バンド３０２、ベーン３０６、及びベース特徴要素３１０は、下側冷却孔３１４及び外側冷却孔３１６間に流体を配向するボア、アパーチャ、及び他の特徴要素の種々の構成を含むことができる。
【００２２】
交換部品３００は、取り出されるタービンノズルセグメントの一部分を再現している。タービンノズルセグメントと同様に、交換部品３００は、外側バンド３０２及びベーン３０６を共に鋳造及び／又は他の方法で一体化し、単一のモノリシック部品にすることができる。この構造は、補修方法を簡単化すると同時に、交換部品３００の製造コストを低減することができる。ベース特徴要素３１０は、冷却特徴要素３１２を組込むために十分な材料を提供する外形寸法を有することができる。この外形寸法は、様々な形状を有することができ、１つの構造では、外形寸法は、ベーン３０６が含む材料を超えて材料を含む周辺部を備えた非翼形部形状を有する。この周辺部は、タービン及び／又はエンジン設計仕様に応じてあらゆる外形寸法を有する。すなわち、周辺部は、様々な程度の均一性の外径形状にすることができ、ここでは、例えば、矩形型式形状が高度の均一性を有し、不規則な形状が低度の均一性を有する。
【００２３】
図５及び図６は、上記で概説した例示的な方法の１つ又はそれ以上の全て又は一部を実行することから得られる例示的な内側バンド４００を示している。図５において、内側バンド４００は、ベーン４０４を有する第１のベーン特徴要素４０２と、半径方向内側表面４０８を有する内側バンド部材４０６とを含む。内側バンド４００はまた、フランジセクション４１２と、半径方向内側表面４０８から延びたウェブセクション４１４とを有するＴ型バーセグメント４１０を含む。内側バンド４００のこの実施例に対して、ベーン１０４は、機械加工線４１８に沿って切断した後に残存することができるベーン４０４の残留材料を含むベーン残部４１６を形成する。
【００２４】
図６は、ベーン残部４１６が無い内側バンド４００を示している。より具体的には、内側バンド４００は、内側バンド部材４０６の材料を貫通して延び且つウェブセクション４１２の頂部を露出させた陥凹部４２０を含む。陥凹部４２０は、該陥凹部４２０の形状を定める周辺壁４２２を有する。１つの実施例では、その形状は、交換部品のベース特徴要素（例えば、ベース特徴要素３１０）の形状及び構成に対応している。この形状により、陥凹部４２０は内側バンド部材４０６に対してベース特徴要素を受け入れ、交換部品の特徴要素（例えば、下側冷却孔３１４（図４））を位置付けることが可能になる。１つの実施形態では、陥凹部４２０は、非翼形部形状の陥凹部を含む。
【００２５】
次に図７、及び更に図４〜図６を参照すると、補修方法５００の他の実施例を示している。上述のように、補修方法５００を含む補修方法の実施例は、タービンノズルセグメントから外側バンド及びベーンを取り出し、これらの構成要素の各々を好適に構成された交換部品３００と置き換える。しかしながら、ベース特徴要素３１０の外形寸法に対応し、ベース特徴要素３１０を内側バンド４００と一体化するために、本方法５００はまた、ベース特徴要素３１０を受けるように、及び／又は下側冷却孔３１４を所定位置に位置決めして配置内側バンド４０６の下方及び内側バンド部材４０６及びフランジセクション４１２間に形成されたギャップ内に冷却空気を配向するように、内側バンド４００を変更するステップを含むことができる。
【００２６】
１つの実施形態では、本方法５００は、ブロック５０２において、第１のベーン特徴要素４０２を軸方向に切断する（例えば、機械加工線４１８に沿って）ステップを含む。本方法はまた、ブロック５０４において、第１のベーン特徴要素４０２を内側バンド４００から取り除くステップを含む。本方法５００は、ブロック５０６において、内側バンド４００出るベーン残部４１６を研磨し、及び／又は１つの実施例では、他の好適な技術的手法を適用して上部フランジ部材４０６からの材料を清浄及び除去するステップを含むことができる。本方法５００は更に、ブロック５０８において、含めることができる陥凹部４２０を形成するステップと、ブロック５１０において、犠牲保護部を位置付けるステップと、ブロック５１２において、放電機械加工（「ＥＤＭ」）法を実施して内側バンド部材４０６の材料を除去するステップとを含む。本方法５００は更に、ブロック５１４において、内側バンド４００の陥凹部４２０内に交換部品を位置決めするステップと、ブロック５１６において、交換部品を内側バンド４００に接合するステップとを含む。
【００２７】
本方法５００の実施形態は、プランジＥＤＭ法を利用することができ、ここでＥＤＭ法用の工具は、頂部から、換言すると半径方向内側表面４０８の反対側から内側バンド部材４０６に入る。工具は、規定深さまで押し込まれ、内側バンド部材４０６の材料を取り除いて陥凹部４２０を形成することができる。１つの実施形態では、工具は、ベーン３０６のベース特徴要素３１０の形状及び外形寸法に対応した形状を有する。工具形状（及びそれから得られた陥凹部４２０）における寸法により、交換部品３００及び内側バンド４００の効果的な接合が可能になる。
【００２８】
接合は、ろう付け、溶接、及び又は他の好適な接合技法によって行うことができる。タービンノズルセグメントを高い温度勾配に曝す航空機及び他のタービンエンジンのような用途において、一般にはろう付けが好ましい。本方法５００の実施例は、ベース特徴要素３１０（交換部品３００の）及び内側バンド部材４０６の周辺端縁に沿った接合について説明している。１つの実施例では、接合作業は、ベース特徴要素３１０周りで１つ又はそれ以上の仮溶接を施すステップと、最終的なろう付け材料／構造を適用するステップとを含む。
【００２９】
場合によっては、補修方法２００及び５００の実施形態の１つ又はそれ以上の態様は、完全に組み立てられたタービンエンジン上で行われ、よってこのような場合における切断作業用の装置がこの目的に適合することになる。完全に組み立てられたタービンエンジンに使用できる切断作業の実施例は、研磨切断ホイール、レーザなどを使用することができる。他の実施例では、切断は、上記で検討したＥＤＭ法のような非従来型手段を使用して行うことができる。分離後に、廃物利用できない構造体は、廃棄することができる。
【００３０】
１つの実施形態では、本方法５００はまた、存在する可能性があるあらゆるコーティング材料（耐腐食コーティング又は耐熱コーティングのような）を剥離するステップを含むことができる。コーティング材料は、グリットブラスト、ケミカルバス、及び同様のもの、或いはこうした技術的手法の組合せのようなあらゆる好適な技術的手法を使用して剥離することができる。本方法５００はまた、内側バンド４００における亀裂を補修するステップだけでなく、例えば内側バンド４００の一体性を高めることができる他の補修手法を含むことができる。このような補修は、合金ろう付け、合金肉盛り、溶接、及び同様のものを含む公知の補修技術的手法を使用して行うことができる。これらの従来型の補修は、内側バンド４００の条件に応じて必要な場合に行われることになる。
【００３１】
図８は、方法５００で使用するための犠牲保護部６００の実施例を示している。犠牲保護部６００は、例えば内側バンド６０２の実施例に対して未設置の構成で示されている。内側バンド６０２は、ベーン残部６０４、内側バンド部材６０６、並びにフランジセクション６１０及びウェブセクション６１２を備えたＴ型バーセクション６０８を含む。ベーン残部６０４を囲むのは、技術者が例えば上述のプランジＥＤＭ法を使用して形成できる陥凹部６１４の外径輪郭である。
【００３２】
犠牲保護部６００は、スロット６１８を形成する一対の細長い脚部６１６を含む。犠牲保護部６００は、Ｔ型バーセグメント６０６の構造を保護する。より具体的には、犠牲保護部６００は、内側バンド６０２からの材料の除去を防止することができ、１つの実施では、犠牲保護部６００は、ベーン残部６０４が除去されＥＤＭ法が内側バンド４００において陥凹部を形成するときにウェブセクション６１２を保護する。１つの実施例では、犠牲保護部６００は、ＥＤＭ法を中断させる非導電性材料を含む。本開示事項は、あらゆる数の犠牲保護部６００の構成を企図しているが、スロット６１４は、犠牲保護部６００が内側バンド部材６０６とフランジセクション６１０との間のギャップ内の所定位置にある時に、該犠牲保護部６００がウェブセクション６１２を囲むことができるようなサイズにされ構成される。細長い脚部６１０の各々は、ギャップ内に延びることができ、１つの実施例では、細長い脚部６１０は、挿入個所と反対の側面の外又はその近傍に突出するように、内側バンド６０２を実質的に貫通して延びる。この構成は、ＥＤＭ法用工具が、材料を効率的に除去する深さを制限することができる。
【００３３】
図９は、例示的な方法２００及び５００の１つ又はそれ以上のステップ（又は、これらの組合せ）を実行するステップから得ることができる補修タービンノズルセグメント７００の実施例を示している。この補修したタービンノズルセグメント７００は、交換部品７０２及び内側バンド７０４を含む。１つの実施形態では、交換部品７０２は、元のノズルセグメント（例えば、タービンノズルセグメント１２０）の材料特性を保持した補修タービンノズルセグメント７００を製造するために、内側バンド７０４と同じ材料を含む。しかしながら、他の実施形態では、交換鋳造品７０２は、１つの実施例において増強した材料特性を有する合金のような異なる材料を含む。構成材料の差異は、タービンノズルセグメントなどのガスタービンエンジン構成要素の有効寿命の間に生じる可能性があり、ここでは、このような構成要素での使用に好適になるように合金に対してなされた改善が発現する。従来、技術者は、増強された材料特性を得るために、既存の構成要素を改善された合金から製造された新規の構成要素と置き換えなければならないことになる。しかしながら、交換鋳造品６０２を改善された合金から製造することによって、補修したノズルセグメント７００は、部分的に増強した材料特性を得ることになる。
【００３４】
交換鋳造品７００はまた、元のノズルセグメントと比較して修正された設計特徴を有することができる。このような特徴は、タービンノズルセグメントのようなタービンエンジン構成要素の有効寿命の間に現われることができ、ここでは設計が改善され構成要素の特徴要素が変化することができる。タービンノズルセグメントは、特定の空気力学的態様、熱力学的態様、及び機械的態様を有する第１の設計を含むことができる。例えば、ベーンは、ベーンの前縁及び後縁に関して特定の寸法構成を組み込んだ第１の翼形部定義を有することができる。交換鋳造品７０２は、ベーンがある特定の改善事項を取り入れて性能を向上させて第２の翼形部定義を有するように、ベーンの設計変更を取り入れることができる。従って、補修方法の実施により、全タービンノズルセグメントを交換する必要もなく、設計改善の利点が得られる補修タービンノズルセグメント６００がもたらされる。
【００３５】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、更に、あらゆる当業者があらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる包含の方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【符号の説明】
【００３６】
１００  翼部
１０２  ナセル
１０４  排気ノズル
１０６  パイロン
１０８  翼
１１０  タービンエンジン
１１２  入口カウル
１１４  ファンカウル
１１６  スラストリバーサ
１１８  タービンノズル
１２０  タービンノズルセグメント
１２２  本体
１２４  第１の部分
１２６  第２の部分
１２８  機械加工線
１３０  外側バンド
１３２  内側バンド
１３４  第１のベーン特徴要素
１３６  ベーン
１４０  Ｔ型バーセグメント
１４４  ウェブセクション
１４６  半径方向内側表面
２００  補修方法
２０２  ブロック
２０４  ブロック
２０６  ブロック
２０８  ブロック
２１０  ブロック
３００  交換部品
３０２  第２の外側バンド
３０４  第２のベーン特徴要素
３０６  ベーン
３０８  下部セグメント
３１０  ベース特徴要素
３１２  冷却特徴要素
３１４  下側冷却孔
３１６  外側冷却孔
４００  内側バンド
４０２  第１のベーン特徴要素
４０４  ベーン
４０６  内側バンド部材
４０８  半径方向内側表面
４１０  Ｔ型バーセグメント
４１２  フランジセクション
４１４  ウェブセクション
４１６  ベーン残部
４１８  機械加工線
４２０  陥凹部
４２２  周辺壁
５００  補修方法
５０２  ブロック
５０４  ブロック
５０６  ブロック
５０８  ブロック
５１０  ブロック
５１２  ブロック
５１４  ブロック
５１６  ブロック
６００  犠牲保護部
６０２  内側バンド
６０４  ベーン残部
６０６  内側バンド部材
６１０  フランジセクション
６１２  ウェブセクション
６１４  陥凹部
６１６  脚部
６１８  スロット
７００  補修したタービンノズルセグメント
７０２  交換部品（交換鋳造品）
７０４  内側バンド
【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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【図８】
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【図９】
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【外国語明細書】
2013002444000001.pdf