(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
中空翼型の内部からインサート部材を取り出すための方法において、該方法は、
未固化の接着剤で前記インサート部材の少なくとも一部を充填するステップと、
前記接着剤の固化前に取っ手を前記接着剤中に埋封して、前記接着剤を固化して前記インサート部材と、前記接着剤と、前記取っ手との結合物を形成させるステップと、
前記インサート部材と結合した、前記取っ手に力を加えることによって、前記取っ手とともに前記インサート部材の取り出しを行うことにより、前記翼型から前記インサート部材と接着剤と取っ手との結合物の抜き出しを行うステップとを有し、
前記インサート部材が少なくとも前記取っ手と前記接着剤とをその内部に収容する構造を有することを特徴とする、中空翼型の内部からインサート部材を取り出すための方法。
【請求項２】
前記インサート部材は、バッフルであることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記取っ手は、一端が大きくなった頭部を有するシャンクを備えた取っ手を有していることを特徴とする、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記接着剤にシャフト頭部が埋封されていることを特徴とする請求項３に記載の方法。
【請求項５】
前記取っ手は、釘であることを特徴とする請求項３に記載の方法。
【請求項６】
前記取っ手は、ネジであることを特徴とする請求項３に記載の方法。
【請求項７】
前記接着剤は、ホットメルト接着剤であり、この接着剤は、冷却により、加熱された溶融状態から固化するようになっていることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記接着剤は、ポリエステルを含有するホットメルト接着剤であることを特徴とする請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記接着剤と前記インサートとの結合物を抜き出し、その後前記接着剤を再度溶融させ、前記インサートから前記接着剤を除去するステップを有することを特徴とする請求項７に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、タービンエンジンに関するものであり、より詳細には、タービンエンジンに使用されている翼型のオーバーホール又は修理に用いられる方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは、タービン機器に典型的に使用されているものであり、本願に説明する概念は、多くの場合に効果的に利用できるものと考えられる。航空機を駆動するためのガスタービンエンジンは、加圧した空気と燃料とが燃焼室内で燃焼されて、流体に熱エネルギを加え、この流体が上記エンジンを通して流れて行くようにされている。上記燃焼室からの排出物は、燃焼によって生じた高温の生成物を含有しており、この生成物は、上記エンジンのタービン領域を通して環状の流路を下流に向かって流れて行く。タービンに向いた入り口部のノズルガイドベーンは、複数のロータブレードに向かって上記排出物を流すためのものであり、これらのガイドベーンは、上記エンジンロータから径方向外側に向かって延びている。上記ノズルガイドベーンとロータブレードは特に熱的に損傷を受けやすく、このため、通常では上記エンジンの圧縮機からの空気によって冷却されている。この際、上記空気は、上記エンジン内において、下流側の上記ロータブレードとガイドベーンとに向けて分散されるように好適な導管を通して流されている。
【０００３】
上記タービンブレードとベーンとを冷却するための方法では、複数のインピンジメントチューブすなわち複数のインピンジメントバッフルが、上記タービンブレード又はベーン内に配設されているのが普通である。上記複数のバッフルは、上記タービンベーンの翼型部分を通して延ばされているとともに、さらに冷却流体供給源と連通している。上記複数のバッフルには、複数のインピンジメントホールとなっている多くの離間したホールが形成されており、これらのホールには、上記冷却流体が流されている。上記バッフルから排出される上記冷却流体は、上記翼型の内側面に衝突する。上記インピンジメントホールは、上記翼型内部で上記冷却流体が分散されるように配置され、特定位置での冷却不良の発生を防ぐようにされている。
【０００４】
上記タービン翼型が受ける熱的損傷としては、表面に施されている断熱被膜の焼損（断片化）の他にも、クラッキングと形状的変形（ツイスト）が支配的である。従って、上記ガスタービンエンジンの寿命中、上記部材は、上記エンジンから定期的に取り外されて、オーバーホールが行われることになる。この様なオーバーホールの一部として、上記複数の冷却バッフルは、どのような修理、上記翼型の内側面の再コーティングにおいても、それらに先立ち、予め取り除いておく必要がある。上記バッフルは、上記バッフルをパンチ等でタッピングすることによってその一端から除去するのが普通に行われている。この様にして、上記バッフルは、取り外され、かつ、反対側の端部を通してスライドさせて上記翼型からの除去が行われる。上記バッフルを除去する別方法としては、上記バッフルの端部をプライヤ又はそれに類したグリップデバイスによってグリップして、上記バッフルを上記翼型の一端から引き出す方法も実際に行われている。いずれの場合でも、上記バッフルは、しばしば修理前に破損してしまうことがあった。実際のところ、現代の航空機用ガスタービンエンジンにおいては、バッフルの破損率が、２０％〜１００％であることは珍しいことではない。上記したバッフルのための費用は、約４５．００ドルから約４００．００ドル程度必要になる。この高い破損率は、上記部品のオーバーホールや修理の費用を著しく高め、この結果、バッフルが使用される上記エンジンの運転コストがかさむことになっていた。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
従って、本発明は、ガスタービンエンジン用の翼型からバッフルやその他のインサート部材を除去するための方法を改善することを、目的とする。本発明によれば、上記部材の破損率は、著しく低減させることができる。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、バッフルは、パンチング、タッピング、グリッピングのいずれも行うことなく、ホットメルト接着剤等の接着剤でバッフルの少なくとも一部を充填し、上記バッフル内にコアを形成させるという手段によって、上記翼型からバッフルの抜き出しが行われる。上記した好適な実施例では、上記接着剤の固化を行うに先立って、取っ手を上記接着剤中に埋封して、プライヤなどによってグリップできる表面を形成し、上記バッフルとコアとの結合物を上記翼型から抜き出しを行う。この際、上記バッフルそれ自体には、衝撃が与えられずかつ、グリップされることがないため、上記バッフル等は、パンチ、プライヤなどによって損傷を受けることがない。上記バッフルが除去されると、上記接着剤を好適な方法によって取り去るだけでこのバッフルが再利用することができるようになるが、その際上記したような接着剤を取り去る好適な方法は、用いた接着剤の型に依存する。ホットメルト接着剤を用いるのは、上記接着剤が、上記接着剤の溶融温度以上の高温オーブン中でベークすることによって除去できるためである。上記バッフルは、その後冷却され、清浄化された後、再利用することができる。
【０００７】
本発明の方法によれば、上記した２０％〜１００％の破損率は、著しく低減でき、約０％とすることができる。これによって、上記インピンジメントホール等が用いられる翼型、ひいては上記エンジンの経済性が向上できる。
【０００８】
【発明の実施の形態】
図１には、ガスタービンエンジン１０のタービン領域の一部分を断面として示す。ノズルガイドベーン１５と、タービンブレード２０とは、燃焼室３０から排出される燃焼ガスの環状流路２５内部に配設されている。上記ノズルガイドベーンは、ベーン段のうちの第１段であり、これらのベーン段は、上記環状流路内において同一の軸方向に向いて配設されている。同様に、上記タービンブレードは、上記環状通路において上記ベーンのすぐ下流に配設されているタービンブレード段の第１段である。各ガイドベーンは、径方向外側ベース３５と径方向内側ベース４０とを有しており、これらは、上記径方向外側ベース３５と上記径方向内側ベース４０との間に延びた翼型部分４５を支持している。
【０００９】
図２には、各翼型領域が、翼前縁５０を有しているのが示されており、この翼前縁５０は、さらに、上流側を向いているとともに、内部に複数の翼前縁冷却ホール５５を有しており、かつ、これらのホールが上記径方向内側ベース３５と径方向外側ベース４０との間に配設されているのが示されている。複数の上記翼前縁冷却ホールは、上記環状流路２５と内側翼前縁キャビティ６０とを連通している。上記翼型領域は、また、翼後縁６５を有しており、その翼後縁６５は、複数の冷却ホールを有しているが、それらのうちの一つを符号７０で示してある。複数の冷却孔７０は、上記径方向内側ベース４０と上記径方向外側ベース３５との間の上記翼後縁に沿って列となって配列されている。上記翼後縁冷却ホールは、内側翼後縁キャビティ７５と上記環状流路２５とを連通している。上記翼前縁キャビティと翼後縁キャビティには、それぞれ種々の支え７７と、シーリングのためのリブ７９とが備えられている。上記翼前縁と上記翼後縁とに加えて、それぞれの翼型領域には、正圧面８０が画成されており、この正圧面８０には、複数の正圧面冷却ホール８５が設けられている。又、上記正圧面冷却ホール８５は、翼前縁キャビティ６０と上記環状流路２５とを連通している。その他の複数の正圧面冷却ホール９０は、翼後縁キャビティ７５と上記環状流路２５とを連通している。それぞれの翼型は、また、負圧面９５を有しており、この負圧面９５には、負圧面冷却ホール１００が備えられていて、これらは翼後縁キャビティ７５と上記環状通路２５とを連通しているとともに、翼前縁キャビティ６０と環状流路２５とを連通している。
【００１０】
橋かけ部材１１０は、上記翼前縁キャビティと上記翼後縁キャビティとを分離している。上記翼前縁キャビティは、インサート部材すなわち、バッフル１１５を収容するようになっており、このインサート部材１１５は、その断面がほぼＵ型をしているとともに、上記翼前縁キャビティ６０の内側壁内において、壁から離間しつつシーリングリブ７７と、支え７９とによって位置決めされている。バッフル１１５には、上記径方向内側ベース４０と上記径方向外側ベース３５との間にその表面を横切向きの多数の細孔１２０が設けられている。上記翼後縁キャビティ７５は、上記インサート部材すなわちバッフル１２５を収容するようになっているとともに、内部に細孔１３０を有していて、支え７９やシーリングリブ７７によってキャビティ７５内部に位置決めされている。
【００１１】
上記したタービン領域１０の概略と、特に上記ガイドベーン４５は、特に米国特許第４，１５３，３８６号に開示されているものであり、本願と共通の譲受人に係わるものである。上記特許において詳細に述べられているように、上記エンジンの運転中には、空気は、上記エンジンの上記圧縮機領域（特に図示してはいない）から抽気され、翼前縁キャビティ６０と翼後縁キャビティ７５とに供給されるようになっている。上記空気流は、そのうちの一部が上記した種々の冷却ホールを通して流されて、上記ベーンの外部表面をフィルム冷却するようになっている。バッフル１１５と１２５とは、上記冷却空気を上記ホール内部を通って上記翼型領域の内側壁内に分散させ、上記各壁をインピンジメント冷却するようになっている。上記インピンジメント冷却は、上述したフィルム冷却を効率よく補助するようになっている。上記冷却方法についてのさらに詳細については、上述した米国特許第４，１５３，３８６号を参照されたい。
【００１２】
一般には、現代の航空機用ガスタービンエンジンでは、本発明において開示したように、タービンベーンとタービンブレードとは上記燃焼器１８からの燃焼生成物にさらされる。この際、燃焼生成物の温度は、約１６４９℃（約３０００゜Ｆ）程度の高温となっていることが当業者に知られている。この様な究極的な熱的環境においては、時間が経過するにつれて、上記翼型領域は変形し、かつ、内部にクラックを生じる。また、表面に施されている断熱被膜は劣化を生じる。また、エンジンがメンテナンスを受ける際には、上記複数のベーンを取り外してオーバーホールする必要がある。
【００１３】
上記翼型のいかなるクラッキング又はツイスティング、又は耐熱性被膜の再コート等、修理した後に上記翼型を再動作させる前には、上記バッフルを取り除くことが必要である。従来では上述したように、上記バッフルの取り外しは、上記バッフルをパンチなどのデバイスを用いてタッピングした後、上記ベース又はカバーを取り外すか上記ベーンを通して上記バッフルを径方向に押すか、又は、バッフルの端部をプライヤなどによってつかんで上記バッフルを引き抜くことによって取り外しが行われる。上述したように、上記技術は、多くの場合には上記バッフルに修復不可能な損傷を与えてしまうことになる。
【００１４】
図３には、ベーン４５が示されており、その翼型のカバーが切り取られて、上記翼前縁バッフルが露出している。本発明によれば、上記翼前縁バッフルの抜き取りは、まず上記バッフルの複数の端部から溶接を取り去ることによって行われる。この溶接は、上記バッフルを上記ベーンに固定しているものである。ついで、接着剤１４０を上記バッフル内に、好ましくはその開口近くまで流し込む。上記したホットメルト接着剤としては、アロー社（Ａｒｒｏｗ）のグルースティックス（Ｇｌｕｅ  Ｓｔｉｘ（登録商標））として販売されているものを挙げることができる。上記接着剤は、約２０４℃（約４００゜Ｆ）で溶解し、種々の良く知られた熱間塗布装置（Ｈｏｔ  Ａｐｐｌｉｃａｔｏｒ）によって塗布ができるものである。なお、熱間塗布装置については、特に開示してはいない。
【００１５】
上記接着剤が徐々に冷却することによって生じる上記接着剤の固化前に、取っ手を上記接着剤内に埋封して、そのと取っ手の一部を径方向の外部へと延ばしておく。好適な実施例では、上記取っ手は、シャンク１４７や一体となった頭部１５０を有するネジや釘などのような固定部を有しており、上記接着剤に延びる結合面と、上記取っ手に加えられる抜き出すための力が、上記接着剤へと伝達されるようになった広い面とを有している。
【００１６】
上記接着剤が固化すると、上記取っ手は強固に上記接着剤に埋封され、上記バッフル自体と、支えと、シーリングリブとの間でのしばり嵌によって位置決めされている上記バッフルは、取っ手１４５をプライヤあるいはその他のグリッピングデバイスによって摘むことによって、上記ベーンから外側に向けて引き抜かれる。この様にして、上記バッフルと、上記取っ手と、上記接着剤との結合物が上記翼型内部から引き抜かれることになる。このような結合物は、その後、いかなる好適なオーブンあるいはチャンバ内でも上記接着剤をその融点以上に加熱して上記接着剤を溶解させ、上記バッフルと上記取っ手とが結合している上記バッフルから上記接着剤を流し出すことができる。
【００１７】
上述したように本発明によれば、バッフルを取り外す際に従来法が有していた不都合、すなわち、上記バッフルをパンチ等やプライヤやその他のグリップ手段によってバッフルを直接的に引き抜くと言った従来法により発生していた不都合を改善することができる。上記接着剤は、上記バッフルを強固に固定し、この接着剤が開口内に流し込まれることによって上記バッフルに強固に結合する。上記取っ手の頭部は、また、表面積を増大させるようになっており、強固な結合を与えるとともに、上記接着剤と上記バッフルへと加えられる引き抜きの際の力が広い面積に対して加えられるようにしている。上記バッフルを引き抜く場合には、上記バッフル自体ではなく上記取っ手がグリップされるため、上記ベーンからの引き抜きの際には上記バッフルには損傷が生じず、従来技術では、ある場合には１００％発生していた損傷率が、０％へと著しく減少でき、このことにより上記タービンベーンのオーバーホールにともなう費用を著しく低減させることができる。
【００１８】
上述したように、本発明を特定の実施例によって説明を加えてきたが、本発明の別実施態様についても、当業者によれば容易に行うことができる。すなわち、本発明ではＵ形状を有したバッフルについて説明を行ってきたが、本発明は、チューブ型のバッフル又はインサート部材であっても等しく適用できる。また、本発明は、翼型の内側に用いられているいかなるタイプのインサート部材の取り出しについても用いることができる。本発明は、第１段のタービンベーンについて説明を行ってきたが、本発明は、上記エンジン内のいかなる翼型（ブレード又はベーン）に対しても等しい有効性をもって適用できる。さらには、上述したのは、ネジや釘などの固定用のポリエステル系ホットメルト接着剤を用いて説明を行ってきたが、種々のいかなる別の接着剤、取っ手であっても等しい有効性をもって利用できる。このように本発明の趣旨及び範囲内で、種々の改良を加えることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、航空機用ガスタービンエンジンの燃焼領域とタービン領域の断面立面図である。
【図２】図２は、図１の線２−２の方向に沿った断面図である。
【図３】図３は、図１に示すタイプのタービン入り口ステータベーンの一部を断面とし、かつ、切り欠いて示した拡大立面図である。
【符号の説明】
１０…ガスタービンエンジン
１５…ノズルガイドベーン
２０…タービンブレード
２５…環状流路
３０…燃焼チャンバ
３５…径方向外側ベース
４０…径方向内側ベース
４５…翼型領域
５０…翼前縁
６０…翼後縁
【図１】
0003871374.tif 000002
【図２】
0003871374.tif 000003
【図３】
0003871374.tif 000004