(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用の翼形部であって、
翼形部本体（１０）、一体の部分高さスクイーラ先端（１４）、及び前記翼形部本体（１０）と前記一体の部分高さスクイーラ先端（１４）との間の一体の先端キャップ（１２）を最初の製造時に含む、第１の超合金で形成された一体形コア本体と、
前記部分高さスクイーラ先端（１４）に接合されたスクイーラ先端延長部（１６）と、を含み、
前記スクイーラ先端延長部（１６）は、前記第１の超合金とは異なる第２の超合金で形成されることを特徴とする翼形部。
【請求項２】
前記一体の先端キャップ中に冷却孔（１８）を更に含み、該冷却孔は、該孔から流出する冷却剤を前記スクイーラ先端延長部（１６）の方向に向けるように傾斜していることを特徴とする、請求項１に記載の翼形部。
【請求項３】
前記第２の超合金は、およその公称重量パーセントで、０．１〜０．１５％の炭素、６．０〜７．０％のクロム、０．０１〜０．０２％のホウ素、５．５〜６．５％のアルミニウム、２．５〜３．５％のレニウム、４．５〜５．５％のタングステン、１〜２％のモリブデン、１１〜１３％のコバルト、６〜７％のタンタル、１〜２％のハフニウム、及び残部のニッケルを含むことを特徴とする、請求項１又は２に記載の翼形部。
【請求項４】
前記第１の超合金は、およその公称重量パーセントで、０．１％の炭素、９％のクロム、２．５％のチタン、０．０１％のホウ素、４．８％のアルミニウム、７％のタングステン、２．５％のモリブデン、１０％のコバルト、３．５％のタンタル、１．５％のハフニウムを含むことを特徴とする、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の翼形部。
【請求項５】
前記第１の超合金は、およその公称重量％で、０．１５〜０．２％の炭素、１３．５〜１４．５％のクロム、４．５〜５．５％のチタン、０．０１〜０．０２％のホウ素、２．５〜３．５％のアルミニウム、３．５〜４．５％のタングステン、３．５〜４．５％のモリブデン、７．５〜１２．５％のコバルト、及び残部ニッケルを含むことを特徴とする、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の翼形部。
【請求項６】
ガスタービンエンジン用の翼形部であって、
翼形部本体（１０）、一体の部分高さスクイーラ先端（１４）、及び前記翼形部本体（１０）と前記一体の部分高さスクイーラ先端（１４）との間の一体の先端キャップ（１２）を含む、第１の超合金で形成された一体形コア本体と、
前記部分高さスクイーラ先端（１４）に接合されたスクイーラ先端延長部（１６）と、前記一体の先端キャップ中の冷却孔（１８）と、
を含み、
該冷却孔は、該孔から流出する冷却剤を前記スクイーラ先端延長部（１６）の方向に向けるように傾斜しており、
前記スクイーラ先端延長部（１６）は、前記一体形コア本体と同じ超合金で形成されることを特徴とする翼形部。
【請求項７】
ガスタービンエンジン用の翼形部であって、
翼形部本体（１０）、一体の部分高さスクイーラ先端（１４）、及び前記翼形部本体（１０）と前記一体の部分高さスクイーラ先端（１４）との間の一体の先端キャップ（１２）を含む、第１の超合金で形成された一体形コア本体と、
前記部分高さスクイーラ先端（１４）に接合されたスクイーラ先端延長部（１６）と、前記一体の先端キャップ中の冷却孔（１８）と、
を含み、
該冷却孔は、該孔から流出する冷却剤を前記スクイーラ先端延長部（１６）の方向に向けるように傾斜しており、
前記スクイーラ先端延長部（１６）は、前記第１の超合金とは異なる第２の超合金で形成されることを特徴とする翼形部。
【請求項８】
翼形部本体、その中にフィルム冷却孔を有する先端キャップ、及びスクイーラ先端を有する形式のガスタービンエンジン翼形部を製造するための方法であって、
翼形部本体（１０）、一体の部分高さスクイーラ先端（１４）、及び前記翼形部本体（１０）と前記一体の部分高さスクイーラ先端（１４）との間の一体の先端キャップ（１２）を含む一体形コア本体を第１の超合金で形成する段階と、
スクイーラ先端延長部（１６）を前記第１の超合金とは異なる第２の超合金で形成し、前記部分高さスクイーラ先端（１４）に接合する段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項９】
翼形部本体、その中にフィルム冷却孔を有する先端キャップ、及びスクイーラ先端を有する形式のガスタービンエンジン翼形部を製造するための方法であって、
翼形部本体（１０）、一体の部分高さスクイーラ先端（１４）、及び前記翼形部本体（１０）と前記一体の部分高さスクイーラ先端（１４）との間の一体の先端キャップ（１２）を含む一体形コア本体を形成する段階と、
スクイーラ先端延長部（１６）を前記部分高さスクイーラ先端（１４）上に肉盛り溶接することにより形成し、前記部分高さスクイーラ先端（１４）に接合する段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項１０】
スクイーラ先端延長部（１６）を前記部分高さスクイーラ先端（１４）に接合する前記段階に先立って、冷却孔（１８）を、該冷却孔（１８）が冷却剤を前記スクイーラ先端延長部（１６）に向けるように傾斜させて、前記先端キャップ中に孔あけ加工する段階を含むことを特徴とする、請求項８又は９に記載の方法。
【請求項１１】
翼形部本体、先端キャップ、及びスクイーラ先端を有する形式のガスタービンエンジン翼形部を修理するための方法であって、前記ガスタービンエンジンが修理の前には前記先端キャップ中にフィルム冷却孔を有しており、
前記スクイーラ先端の少なくとも一部分を除去する段階と、
前記フィルム冷却孔を塞ぐ段階と、
インピンジメント冷却孔を、該冷却孔がインピンジメント冷却をもたらすように傾斜させて前記先端キャップ中に孔あけ加工する段階と、前記スクイーラ先端の前記少なくとも一部分を取り換える段階と、
を含むことを特徴とする、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、翼形部本体と別個に形成された翼形部先端とを有するガスタービンエンジン用の翼形部に関し、より具体的には、鋳込み(cast-in)先端キャップを有する翼形部、インピンジメント冷却されるスクイーラ先端を有する翼形部、バイメタルの翼形部、並びに翼形部を製造及び修理するための方法に関する。
【０００２】
【発明の背景】
ガスタービンエンジンにおける翼形部は、熱によって発生する応力による亀裂発生及び酸化による材料損失の形で現れる、翼形部の先端における耐久性の問題を生じる。この問題は、環境による酸化及び腐食に対して高い耐性を有する合金を用いることにより対処することができる。しかしながら、翼形部全体をより高い耐熱性及び耐酸化性の合金に格上げすることは、構成部品の費用及びおそらく重量を増大させることになるので、望ましくない。
【０００３】
Ｂｏｗｄｅｎ，Ｊｒ．他の米国特許第５，７９４，３３８号には、単一の超合金からなる一体形本体を備えるように最初に製造されたブレードが開示されており、該ブレードは、損傷を受けると使用状態から外される。ブレード先端は、損傷を受けた合金材料を除去してそれを環境による酸化に対してより耐性がある異なる合金と取り換えることにより修理される。
【０００４】
Ｌｅｅ他の米国特許第５，３４８，４４６号には、第１の合金からなるコア本体と該コア本体の平坦な頂部に接合された第２の合金からなるＵ字形のブレード先端とを有する翼形部が開示されている。
【０００５】
また、先端の摩耗は、先端における冷却効率を高めることにより対処されてきた。Ｌｅｅ他の米国特許第５，１８３，３８５号には、図３に示すような、ろう付けされた先端キャップ中の傾斜したインピンジメント冷却孔によってスクイーラ先端をインピンジメント冷却するものを含む様々な冷却構成が開示されている。Ｄｅｎｎｉｓ他の米国特許第３，８９９，２６７号には、別のインピンジメント冷却構成が開示されている。
【０００６】
【発明の概要】
従って、手短に言えば、本発明は、翼形部本体、一体の部分高さスクイーラ先端、及び翼形部本体と一体の部分高さスクイーラ先端との間の一体の先端キャップを最初の製造時に有する一体形コア本体と、部分高さスクイーラ先端に接合されたスクイーラ先端延長部とを有する翼形部に関する。
【０００７】
本発明はまた、翼形部本体及び一体の先端キャップを最初の製造時に含む、第１の超合金で形成された一体形コア本体を有する翼形部に関する。また、最初の製造時にコア本体に接合され、かつ少なくともその一部分が第１の超合金とは異なる第2の超合金で形成されたスクイーラ先端がある。第２の超合金は、およその重量パーセントで、０．１〜０．１５％の炭素、６．０〜７．０％のクロム、０．０１〜０．０２％のホウ素、５．５〜６．５％のアルミニウム、２．５〜３．５％のレニウム、４．５〜５．５％のタングステン、１〜２％のモリブデン、１１〜１３％のコバルト、６〜７％のタンタル、１〜２％のハフニウム、及び残部ニッケルを含む。
【０００８】
別の態様では、本発明は、翼形部本体、一体の部分高さスクイーラ先端、及び翼形部本体と一体の部分高さスクイーラ先端との間の一体の先端キャップを有する一体形コア本体を含む翼形部である。部分高さスクイーラ先端に接合されたスクイーラ先端延長部があり、スクイーラ先端延長部の方向に冷却剤を向けるように傾斜させた、一体の先端キャップ中の冷却孔がある。
【０００９】
本発明は更に、翼形部本体、一体の部分高さスクイーラ先端、及び翼形部本体と一体の部分高さスクイーラ先端との間の一体の先端キャップを含む一体形コア本体を形成する段階と、スクイーラ先端延長部を部分高さスクイーラ先端に接合する段階と、冷却孔を、該冷却孔が冷却剤をスクイーラ先端延長部に向けるように傾斜させて、先端キャップ中に孔あけ加工する段階とにより製造される翼形部に関する。
【００１０】
別の態様では、本発明は、翼形部本体、先端キャップ、及びスクイーラ先端を有し、翼形部がスクイーラ先端の少なくとも一部分を除去する段階と、インピンジメント冷却孔を、該冷却孔がインピンジメント冷却をもたらすように傾斜させて先端キャップ中に孔あけ加工する段階と、スクイーラ先端の少なくとも一部分を取り換える段階とにより修理される形式の翼形部である。
【００１１】
本発明はまた、翼形部本体、その中にフィルム冷却孔を有する先端キャップ、及びスクイーラ先端を有する形式のガスタービンエンジン翼形部を製造するための方法である。該方法は、翼形部本体、一体の部分高さスクイーラ先端、及び翼形部本体と一体の部分高さスクイーラ先端との間の一体の先端キャップを含む一体形コア本体を形成段階と、スクイーラ先端延長部を部分高さスクイーラ先端に接合する段階とである。
【００１２】
更に、本発明は、翼形部本体、先端キャップ、及びスクイーラ先端を有する形式のガスタービンエンジン翼形部を修理するための方法に関する。該方法は、スクイーラ先端の少なくとも一部分を除去する段階と、インピンジメント冷却孔を、該冷却孔がインピンジメント冷却をもたらすように傾斜させて、先端キャップ中に孔あけ加工する段階と、スクイーラ先端の少なくとも一部分を取り換える段階とを含む。
【００１３】
他の態様は、一部は明らかであり、また一部は以下に指摘する。
【００１４】
【発明の実施の形態】
図１、図２及び図３に示すような本発明は、翼形部本体１０、一体に鋳込まれた(cast-in)先端キャップ１２、及び一体の部分高さに鋳込まれたスクイーラ先端１４を備えるコア本体を有する翼形部１を含む。また、鋳込まれたスクイーラ先端から上向きに延びるスクイーラ先端延長部１６がある。
【００１５】
翼形部を製造する時に、翼形部本体１０、先端キャップ１２、及び部分高さスクイーラ先端１４が、図２に示すように単一鋳物品として一体に形成される。これらは、翼形部本体、一体の部分高さスクイーラ先端、及び部分高さスクイーラ先端と翼形部本体との間の一体の先端キャップを有する一体形コア本体を形成する。次に、インピンジメント冷却孔１８が、例えばレーザ孔あけ加工又は他の方法により先端キャップ１２中に孔あけ加工される。冷却孔は、図２に一点鎖線で示すように、部分高さスクイーラ先端１４の末端より上方に向けられるようにある角度になっている。このインピンジメント冷却孔により冷却が強められる。
【００１６】
スクイーラ先端延長部１６が、図３に示すように部分高さスクイーラ先端１４に接合される。延長部は、肉盛り溶接されるか、或いは、溶接、拡散接合、又は他の技法により取り付けられる別個の鋳物品とされることができる。スクイーラ先端延長部は、例えばＨｏｒｖａｔｈによる米国特許第４，５４０，３３９号におけるような鋳込み先端キャップに重なっているＵ字形の構成部品とは異なり、上向きにのみ延びている。‘３３９特許の構成と比較したこの構成の利点は、この構成は‘３３９特許の構成の有効二重先端キャップを持たないので、重さがより軽くなることである。
【００１７】
本発明の利点の１つは、図２及び図３を従来技術の図５と比較した場合に特に明らかである。スクイーラ先端の全長が先端キャップとコア本体とに一体に鋳造されている図５では、スクイーラ先端の全体高さが冷却孔を孔あけ加工するための通視線を妨げるので、傾斜したインピンジメント冷却孔を先端キャップ中に孔あけ加工できないことは明白である。全体高さのスクイーラ先端ではなくて部分高さスクイーラ先端を鋳込むことにより、図２の一点鎖線で示すように、傾斜したインピンジメント冷却孔を孔あけ加工するための通視線が存在する。このことの技術的効果は、効率的なインピンジメント冷却が先端に与えられることである。更に、ブレードの残りの部分と同じ合金で又は異なる合金でスクイーラ先端延長部１６を形成する自由度が得られる。
【００１８】
本発明の特徴は、先端キャップがろう付け(Brazed-on)されるのではなく鋳込み(Cast-in)されることである。本体中に先端キャップを鋳込むことにより、余分のろう付け製造作業とろう付け表面処理が避けられる。また、更なる接合及びそれに対応する耐久性の問題が回避される。部分高さスクイーラ先端及び別個の先端延長部を含む本発明は、この点で、傾斜したインピンジメント冷却孔を可能にするろう付けされる先端キャップの利点をろう付けされる先端キャップの欠点が無い設計中に組み込むのを容易にするという技術的効果を有するので好都合である。
【００１９】
本発明の１つの態様は、コア本体が形成される合金（第１の超合金）の耐性と比較して、翼形部先端がうけるより厳しい酸化及び腐食条件に対する耐性を強めた合金（第２の超合金）でスクイーラ先端の少なくとも一部分を製造することである。利点のある組合せの実例は次の通りである（公称組成）。
【００２０】
【表１】
0004181793.tif 000002
【００２１】
【表２】
0004181793.tif 000003
【００２２】
「Ｒｅｎｅ」は、米国カリフォルニア州ロサンゼルスにあるＴｅｌｅｄｙｎｅＩｎｄｕｓｔｒｉｅｓ，  Ｉｎｃ．が所有する米国登録商標である。
【００２３】
スクイーラ先端の全て又は一部分を除去し、それを酸化及び腐食に対してより耐性がある第２の合金からなる先端と取り換えることにより、図５及び図６に示すように、損傷を受けたブレードを修理することが知られている。しかしながら、図５及び図６に示すような、又は米国特許第５，７４９，３３８号に記載されているような修理の場合と比較して、この第２の超合金を最初の製造時の翼形部の先端に組み込むことには、著しい利点がある。具体的には、最初の製造時の先端の耐久性をこのように高める技術的効果は、運転中の亀裂発生の数が減少することである。このことは、修理の歩留まりを高め、かつ構成部品が最初の製造後のその最初の実地飛行中に修理不可能なほどに損傷をうける構成部品の数を減少させる。その上、酸化及び腐食による劣化も減少するので、酸化により先端間隙が増大することが少なくなり、その結果、先端間隙に起因する性能低下によるエンジン取り外しの間の実働時間を延ばすことになる。
【００２４】
第２の超合金で先端を製造することの別の利点は、翼形部全体の合金を修正するのに比べて、先端合金のみを修正することは重量変化を非常に少なくすることになり、従って、重量変化がどのように振動数又はディスク寿命に影響するかについての懸念を最小限にするか又は無くすことである。
【００２５】
本発明は、図２及び図３に示されており、スクイーラ先端高さの部分高さ、例えばこの特定の実施形態において示すようにほぼ半分が、翼形部本体と同じ合金で形成され、スクイーラ先端の延長部のみが異なる合金で形成されている。図４に示す実施形態においては、第２の合金で形成されたスクイーラ先端の部分は、半分よりずっと大きく、先端キャップの上方のスクイーラ先端の全体と同じくらいの大きさであり、これが第２の合金で形成される。
【００２６】
１つの実施形態において、本発明は、フィルム冷却される先端キャップを備えて最初に製造されたブレードを修理することを含む。スクイーラ先端の一部分又は全てが除去される。先端キャップ中のフィルム冷却孔は、図５中の先端キャップ孔２２と同様に翼形部の主寸法に平行であり、溶接などで閉じられるか又はその他の方法で永久に塞がれる。図２及び図３中の符号１８のような新しいインピンジメント冷却孔が孔あけ加工されるが、スクイーラ先端を部分的に又は完全に除去することによりそれが容易になる。また、新しいスクイーラ先端又はスクイーラ先端延長部が、拡散接合、溶接、又は他の技法により取り付けられる別個の鋳造品として或いは肉盛り溶接として取り付けられる。
【００２７】
本発明の技術的範囲から逸脱することなく上記の構成に様々な変更を加えることが可能であるので、上記の説明に含まれるか又は添付の図面に示されるすべての事項は、例示として解釈されるべきであって、限定する意味で解釈されてはならない。特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  ガスタービンエンジン翼形部の斜視図。
【図２】  部分的に製造されたガスタービンエンジン翼形部の概略断面図。
【図３】  ガスタービンエンジン翼形部の概略断面図。
【図４】  ガスタービンエンジン翼形部の概略断面図。
【図５】  従来技術の翼形部を示す概略断面図。
【図６】  修理作業後の従来技術の翼形部を示す概略断面図。
【符号の説明】
１  翼形部
１０  翼形部本体
１２  一体の先端キャップ
１４  一体の部分高さスクイーラ先端
１６  スクイーラ先端延長部
１８  インピンジメント冷却孔
【図１】
0004181793.tif 000004
【図２】
0004181793.tif 000005
【図３】
0004181793.tif 000006
【図４】
0004181793.tif 000007
【図５】
0004181793.tif 000008
【図６】
0004181793.tif 000009