(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンの圧縮機ブレードの翼形部を修理する方法であって、
該翼形部（３４）の前縁、後縁、及び半径方向外側先端に沿った翼形部材料（５０）を機械加工して除去し、前記前縁、後縁、及び半径方向外側先端の切込み深さ（６６、６８、６９）を有する、前縁、後縁、及び先端の切込み（６２、６３、６４）を形成する段階と、
溶接材料（７２）のビード（７０）を前記前縁、後縁、及び先端の切込み（６２、６３、６４）上に溶接する段階と、
前記溶接ビード材料の一部を機械加工して除去し、前記前縁、後縁、及び半径方向外側先端の所望の仕上り寸法を得る段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項２】
前記前縁及び後縁（ＬＥ、ＴＥ）に沿った翼形部材料（５０）を機械加工して除去する前記段階は、前記翼形部（３２）の前記先端から基部に向かって延びる前記前縁及び後縁（ＬＥ、ＴＥ）の半径方向最外側部分（８０）に沿ったブレード材料のみを機械加工して除去する段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記前縁及び後縁（ＬＥ、ＴＥ）に沿ったブレード材料を機械加工して除去する前記段階は、前記前縁及び後縁の切込み（６２、６３）と、前記翼形部の前記前縁及び後縁（ＬＥ、ＴＥ）の最外側部分（８０）と前記基部（３２）との間にある前記翼形部（３４）の機械加工されていない部分（７４）と、の間に丸コーナ（３０）を形成する段階を含むことを特徴とする、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記丸コーナ（３０）は、円弧（７６）及び曲率半径（Ｒ）を有する半円形コーナであることを特徴とする、請求項３に記載の方法。
【請求項５】
前記前縁及び後縁（ＬＥ、ＴＥ）の最外側部分（８０）は、前記翼形部の先端と基部（３２）との間の前記翼形部（３４）のスパン（Ｓ）の約半分の長さを有することを特徴とする、請求項２、請求項３又は請求項４に記載の方法。
【請求項６】
溶接ビード材料を機械加工して除去し、前記前縁、後縁、及び半径方向外側先端の所望の仕上り寸法（６６、６８、６９）を得る前記段階は、溶接ビード（７０）を大まかにブレンドし次に最終的にブレンドする段階を含むことを特徴とする、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
前記溶接ビード（７０）は、自動プラズマアーク溶接処理を用いて、前記切込みされた前縁、後縁、及び半径方向外側先端に沿って形成されることを特徴とする、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
溶接ビード材料を機械加工して除去し、前記前縁の所望の仕上り寸法（６６）を得る前記段階は、前記前縁（ＬＥ）を輪郭付けする段階を更に含むことを特徴とする、請求項６又は請求項７に記載の方法。
【請求項９】
溶接パラメータ及び切込み深さは、前記翼形部（３４）の品質を保つために更に冷間処理を必要とするほどの翼形部変形を防止するように制御されることを特徴とする、請求項６又は請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記前縁及び後縁（ＬＥ、ＴＥ）は、該前縁及び後縁の新しい部品寸法（６６、６８）から約０．０８〜０．１２インチ（２．０３〜３．０４ｍｍ）だけ切り込まれることを特徴とする、請求項６又は請求項８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、ガスタービンエンジンの圧縮機ブレードの寸法修復に関し、具体的には、損傷を受けた部位を切り取り、翼形部の前後縁及び先端を形成する材料で溶接することに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは、圧縮機セクション、燃焼器セクション、及びタービンセクションを含む。タービンセクション内部には、周方向に配置された可動ブレード及び固定羽根の交互になった環状段が配置される。羽根及びブレードの列又は段は、ガスタービンエンジンの中心軸線の周りに同心に配置される。ブレードは一般に、その中心軸線の周りで回転するディスクに取り付けられるが、業界で「ブリスク」と呼ばれる一体に形成されたディスク及びブレードも用いることができる。圧縮機ブレードは一般に、ニッケル基合金のような超合金で鍛造される。また、タービン羽根及びブレードの鋳造は、結晶粒がブレードの軸線に平行に整合された方向性凝固部品、又は結晶粒界の無い単結晶部品を作り出すように行なわれる場合が多い。
【０００３】
使用中に、流動するガス流中の研磨性物質及び腐食性物質により引き起こされる酸化、熱疲労亀裂及び金属腐食のために、圧縮機ブレードの前縁、後縁、及び先端の損傷及び劣化が生じる。定期的なエンジン分解整備の間に、ブレードは、物理的損傷を検査され、測定が行われて、劣化及び損傷の程度を判断される。ブレードがかなりの材質を失っている場合には、それらは交換される。
【０００４】
摩耗したか又は損傷したタービンのブレード及び羽根を修理する方法は幾つかある。修理方法には、例えば、従来の融接、プラズマ溶射（特許文献１を参照）、及び結合材と基体合金と相溶性のある金属合金粉末との混合物を含むテープ又はスラリー材料の使用が含まれる。鋳造ガスタービンエンジン構成部品、特にガスタービンエンジンの高温セクションにおいて用いられるニッケル基及びコバルト基超合金で作られた構成部品、より具体的には、高温運転状態に曝される構成部品を改修する方法に関する優れた背景情報源を提供するものもある（特許文献１を参照）。スクイーラ先端を含む空気冷却式タービンブレード先端の溶接による従来技術の修理方法を開示しているものもある（特許文献２を参照）。
【０００５】
【特許文献１】
米国特許第４，８７８，９５３号
【特許文献２】
米国特許第４，７２６，１０４号
【０００６】
一部のガスタービンエンジンの圧縮機ブレードは、エンジン運転中に回転するブレードの先端部分が固定シール又はケーシングを擦過し、作動媒体ガスが軸方向の流れ方向に漏れるのを制限するように設計される。通常、シールはブレード先端よりアブレイダブルである（従って、そのような擦過相互作用の間に、シール中に溝が切り込まれる）が、ブレード先端も摩耗し、ブレードはより短くなる。ブレードが稼動時間を累積するにつれて、遂にはブレードおよびシールシステムの効率が低下し、特にブレード先端においてブレードに亀裂が生じる可能性があるレベルまで、全体の先端磨耗が増大するので、ブレードは修理されるか又は交換される必要がある。修理することの方がずっと安上がりでより望ましい。
【０００７】
例えば、削り取ることなどにより、摩耗した及び／又は損傷した先端部位を機械的に除去し、次いで、当業者に公知である幾つかの周知の溶接技術のいずれか（一般的にはアーク溶接技術）を用いることにより、溶接充填材を先端に加えて所望の寸法に先端を形成することにより、摩耗したブレードの先端は修理可能であり、ブレードの長さが増大される。エンジンが分解整備される場合には、圧縮機ブレードは極めて費用がかる新しい部品と取り換えられるか、又は修理されるが、コストを節約する場合には明らかに修理される方が望ましい。金属充填材を基体上に噴射するか又は溶接することにより金属被覆が溶着され、ガスタービンエンジンの圧縮機ブレード翼形部、より具体的には、ブレード先端を形成するか又は寸法的に修復する幾つかの方法が案出されている。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
圧縮機ブレードの前縁、後縁、及び先端の損傷及び／又は摩耗は、一般にブレードの交換を必要とし、従って、前後縁及び先端を修理し寸法的に修復することができる広範な修理手順が非常に望ましい。本発明は、前縁、後縁、及びブレード先端の摩耗及び／又は損傷を有する摩耗した又は損傷した圧縮機ブレードを修理する方法を目的としている。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
本発明は、摩耗した及び／又は損傷した前縁、後縁、及び先端を有するガスタービンエンジン圧縮機のブレード翼形部のための修理方法である。この方法は、翼形部の前縁、後縁、及び半径方向外側先端に沿った翼形部材料を機械加工して除去し、前縁、後縁、及び半径方向外側先端の切込み深さを有する、前縁、後縁、及び先端の切込みを形成する段階を含む。次いで、溶接材料のビードが前縁、後縁、及び先端の切込み上に溶接される。次いで、溶接ビード材料の一部が機械加工して除去され、前縁、後縁、及び半径方向外側先端の所望の仕上り寸法が得られる。
【００１０】
本発明の例示的な実施形態において、翼形部の先端から基部に向かって延びる前縁及び後縁の半径方向最外側部分に沿ったブレード材料のみが機械加工して除去される。前縁及び後縁の切込みと、翼形部の前縁及び後縁の最外側部分と基部との間にある前縁及び後縁の機械加工されていない部分との間に、丸コーナが形成される。より具体的な実施形態においては、丸コーナは、円弧及び曲率半径を有する半円形コーナである。より具体的な別の実施形態においては、前縁及び後縁の最外側部分は、翼形部の先端から基部までの間の翼形部のスパンの約半分の長さを有する。例示的な実施形態において、溶接ビード材料は、機械加工して除去され、溶接ビードを大まかに次いで最終的に融和させることにより、前縁、後縁、及び半径方向外側先端の所望の仕上り寸法が得られる。前縁の所望の仕上り寸法は、前縁を輪郭付けすることにより得られる。より具体的な別の実施形態においては、前縁及び後縁は、該前縁及び後縁の新しい部品寸法から約０．０８〜０．１２インチだけ切り込まれる。溶接パラメータ及び切込み深さは、翼形部の品質を保つために更に冷間処理を必要とするほどの翼形部変形を防止するように制御される。溶接ビードは、自動プラズマアーク溶接を用いて、切込みされた前縁、後縁、及び半径方向外側先端に沿って形成される。
【００１１】
圧縮機ブレードの前縁、後縁、及び先端の損傷及び／又は摩耗は、より費用のかかるブレードを交換する代わりに本発明で修理することができる。本発明は、前後縁及び先端を経済的に修理し寸法的に修復することができる広範な修理手順を提供する。
【００１２】
本発明の前述の形態及び他の特徴は、添付の図面と関連してなされる以下の記述の中で説明される。
【００１３】
【発明の実施の形態】
図１及び図２には、圧縮機ケーシング１７（又はシール）によって取り囲まれた圧縮機ブレード８を示し、該ブレードは圧縮機ケーシング１７（又はシール）に対してシールされる。圧縮機ブレード８は、ブレードプラットホーム３６に位置する翼形部基部３２から半径方向外向きにブレード又は翼形部先端３８まで延びる翼形部３４を含む。圧縮機ブレード８は根元部分４０を含み、該根元部分４０はプラットホーム３６から根元部分４０の半径方向内側端３７まで延びる。ブレード根元すなわちダブテール４２が、ブレードシャンク４４により根元部分４０の半径方向外側端でプラットホーム３６に接続される。図２を参照すると、翼形部３４の翼弦Ｃは、ブレードの各断面における前縁ＬＥと後縁ＴＥの間の線である。翼形部３４は、翼形部の前縁ＬＥと後縁ＴＥの間で翼弦方向に延びる。翼形部３４の正圧側面４６は、矢印により示すようにほぼ回転方向に面し、また負圧側面４８は翼形部の他側に位置し、また中間線ＭＬは翼弦方向の２つの面の間のほぼ中間に位置する。多くの場合、翼形部３４はまた、ねじりを有しており、そのために翼弦角Ｂはプラットホーム３６から先端３８まで変化する。翼弦角Ｂは、エンジン中心線１１に対する翼弦Ｃの角度として定義される。時折ではあるが繰り返して、圧縮機ブレード８は、圧縮機ケーシング１７及びシュラウド１９をそれぞれ擦過し、ブレード先端３８上のまくれ、刻み目、及び裂け目を含む先端損傷５２を引き起こす。摩耗及びＦＯＤ損傷もまた、それぞれ前縁ＬＥ及び後縁ＴＥ上の前縁損傷５３及び後縁損傷５５を生じ、それらには同様に、まくれ、刻み目、及び裂け目が含まれる。
【００１４】
本発明は、摩耗した及び／又は損傷した前縁、後縁、及び先端を有するガスタービンエンジン圧縮機のブレード翼形部３４の修理方法又は手順である。修理方法は、ブレードの前縁、後縁、及び先端を修復するための広範な処理である。一般的に、処理に先行して、翼形部３４を点検して修理可能性が判断される。図２を参照すると、一般的な修理可能性の限界には、最小ブレード厚さＴ及び最大翼弦減少率が含まれ、この最大翼弦減少率は、例示的な実施形態の場合には翼弦Ｃの約５％である。ブレード８は修理可能性の必要条件を満たしていると判断された後に、ブレードは清浄にされ、修理のための準備をされる。
【００１５】
図１を参照すると、修理方法は、翼形部３４の前縁ＬＥ、後縁ＴＥ、及び先端３８に沿った翼形部材料５０を機械加工して除去し、図３に示すように、それぞれ前縁、後縁、及び先端の切込み深さ６６、６８、６９を有する、前縁、後縁、及び半径方向外側先端における前縁、後縁、及び先端の切込み６２、６３、６４を形成する段階を含む。前縁、後縁、及び先端の切込み深さ６６、６８、６９は、図１及び図３に示すように摩耗も損傷も受けていない本来の前縁ＬＥ、後縁ＴＥ、及び半径方向外側先端３８から測定される。機械加工して除去される翼形部材料５０には、先端損傷５２、前縁損傷５３、及び後縁損傷５５を含む翼形部３４の部分が含まれる。図５を参照すれば、翼形部材料５０が機械加工して除去された後に、溶接材料７２のビード７０が前縁、後縁、及び先端の切込み６２、６３、６４上に溶接される。次いで、溶接材料７２の一部が機械加工して除去され、図６に示すように前縁、後縁、及び半径方向外側先端３８の所望の仕上り又は修復された寸法が得られる。例示的な翼形部材料５０には、A-286及びInconel 718がある。AMS5832又はInconel 718溶接ワイヤは、これらの翼形部材料の両方と共に用いることができる例示的な溶接材料７２である。
【００１６】
本発明の例示的な実施形態において、翼形部の先端３８から基部に向かって延びる前縁ＬＥ及び後縁ＴＥの半径方向最外側部分８０に沿ったブレード材料のみが機械加工して除去される。一般的に、翼形部３４の半径方向外側半分２８に沿ったブレード材料のみが機械加工して除去される。図４に更に示すように、フィレットすなわち丸コーナ３０が、前縁切込み６２及び後縁切込み６３と、翼形部３４の前縁ＬＥ及び後縁ＴＥの最外側部分８０と基部３２との間にある翼形部３４の機械加工されていない部分７４との間に形成される。例示的な実施形態においては、丸コーナは、円弧７６及び曲率半径Ｒを有する半円形コーナである。前縁及び後縁の最外側部分８０は、翼形部の先端３８から基部３２までの間の翼形部３４のスパンＳの約半分である。
【００１７】
例示的な実施形態において、溶接ビード材料は、機械加工して除去され、溶接ビードを大まかに融和させ次いで最終的に融和させることにより前縁、後縁及び半径方向外側先端の所望の仕上り寸法が得られる。前縁の所望の仕上り寸法は、前縁を輪郭付けることによって得られる。溶接パラメータ及び切込み深さは、翼形部の使用に対する品質を保つために更に冷間処理を必要とするほどの翼形部変形を防止するように制御される。溶接ビードは、自動プラズマアーク溶接処理を用いて、切込みされた前縁、後縁、及び半径方向外側先端に沿って形成される。Liburdi Laws500溶接センタが、この処理に適する１つの装置である。
【００１８】
本発明の好ましい例示的な実施形態であると考えられるものをここに説明してきたが、本発明の他の変更が本明細書中の教示から当業者には明らかであるはずであり、従って、本発明の技術思想及び技術的範囲内に含まれるそのような変更の全てが添付の特許請求の範囲で保護されることが望まれる。なお、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】  ブレードの前縁、後縁、及び先端に沿った摩耗及び／又は損傷と、本発明の例示的な実施形態において用いられる寸法の修復及び修理パラメータとを示す例示的な航空機ガスタービンエンジンの圧縮機ブレードの斜視図。
【図２】  図１の線２−２によるブレードの断面図。
【図３】  切込みが機械加工された後の、図１のブレードの側面図。
【図４】  図３の前縁の切込みにおける丸コーナの側面図。
【図５】  切込み上に肉盛りを形成するために材料を溶接した後の、図３のブレードの側面図。
【図６】  図１の修理され寸法的に修復されたブレードの斜視図。
【符号の説明】
８  圧縮機ブレード
１７  圧縮機ケーシング
３２  翼形部基部
３４  翼形部
３６  ブレードプラットホーム
３８  翼形部先端
４０  根元部分
４２  ダブテール
４４  ブレードシャンク
５０  翼形部材料
５２  先端損傷
５３  前縁損傷
５５  後縁損傷
６６  前縁の切込み深さ
６８  後縁の切込み深さ
６９  先端の切込み深さ
８０  翼形部の最外側部分
ＬＥ  前縁
ＴＥ  後縁
Ｂ  翼弦角
Ｓ  スパン
【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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