(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
鋳造プロセスによって製造されたタービンブレードまたはベーンの翼セクション（１２）を機械加工する方法であって、前記翼セクション（１２）は、１つまたは複数の内部冷却通路（２８）を有する翼内部を画定する外壁（１８）を有し、前記方法は、
公称外側翼形状（４０N）および公称壁厚（ＴN）データを含む、前記翼セクション（１２）に関する設計データを受け取り、
目標外側翼形状（４０T）を求めることによって機械加工パスを生成し、前記目標外側翼形状（４０T）は、公称壁厚（ＴN）が、後で機械加工される翼セクションにおいて１つまたは複数の内部冷却通路（２８）の周囲の前記外壁（１８）における全ての点において維持されるように、前記公称外側翼形状（４０N）を適応させることによって生成され、
前記生成された目標外側翼形状（４０T）に従うように余分な材料を除去するために、前記機械加工パスに従って、鋳造プロセスによって製造された前記翼セクション（１２）の外面（１８ａ）を機械加工する、
ことを含み、
前記目標外側翼形状（４０T）を求めることは、
鋳造プロセス後に前記翼セクション（１２）の三次元外側形状（４０A）を測定し、
鋳造された前記翼セクション（１２）の測定された前記外側形状（４０A）に関して前記１つまたは複数の内部冷却通路（２８）のための冷却通路位置および形状測定を行い、該冷却通路位置および形状測定は、前記鋳造された翼セクション（１２）の前記外壁（１８）に沿った複数の点における実際の壁厚（ＴA）測定を行うことによって行われ、
前記１つまたは複数の内部冷却通路（２８）の測定された位置（２８m）の周囲の公称壁厚（ＴN）の値を表す点（４２）を構成し、
前記公称壁厚（ＴN）の値を表す前記点（４２）に対して前記公称外側翼形状（４０N）を整合させるためにベストフィットオペレーションを行い、
前記ベストフィットオペレーションにより整合された公称外側翼形状（４０N）からまだ逸脱している公称壁厚の値を表す点（４２ａ）と一致するように、前記ベストフィットオペレーションの後に前記公称外側翼形状（４０N）を適応させることによって前記目標外側翼形状（４０T）を生成する
ことを含む、
方法。
【請求項２】
前記目標外側翼形状（４０T）が、前記鋳造された翼セクション（１２）の前記測定された外側形状（４０A）を超えて延びることがないように、前記目標外側翼形状（４０T）を制限することをさらに含む、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記翼セクション（１２）の三次元外側形状（４０A）の測定は、触覚座標測定機械プロービング、またはレーザスキャニングまたは写真測量、またはそれらの組合せによって行われる、請求項１または２記載の方法。
【請求項４】
前記実際の壁厚（ＴA）の測定は、超音波、Ｘ線、計算された断層撮影法、渦電流またはそれらの組合せを用いて行われる、請求項１から３までのいずれか１項記載の方法。
【請求項５】
前記実際の壁厚の測定（ＴA）は、前記鋳造された翼セクション（１２）のスパン方向（半径方向）および翼弦方向に沿った様々な点において行われる、請求項４記載の方法。
【請求項６】
タービンブレードまたはベーンの列を製造する方法であって、
鋳造プロセスによって複数のタービンブレードまたはベーンを製造し、各ブレードまたはベーンは、１つまたは複数の内部冷却通路を備える翼セクション（１２）を有し、
請求項１から５までのいずれか１項記載の方法によって、前記鋳造プロセスの後に各翼セクション（１２）の外面（１８ａ）を機械加工し、
各ブレードまたはベーンの前記翼セクション（１２）に特定の、前記機械加工のために用いられる機械加工パスが生成される、
タービンブレードまたはベーンの列を製造する方法。
【請求項７】
鋳造プロセスによって製造されたタービンブレードまたはベーンの翼セクション（１２）をアダプティブに機械加工するための機械加工パスデータを生成するためのＣＡＤモジュール（５６）であって、前記翼セクション（１２）は、１つまたは複数の内部冷却通路（２８）を有する翼内部を画定する外壁を有し、
前記ＣＡＤモジュール（５６）は、公称外側翼形状（４０N）および公称壁厚（ＴN）データを含む、前記翼セクション（１２）に関する設計データを受け取るように構成されており、
前記ＣＡＤモジュール（５６）は、目標外側翼形状（４０T）を求めることによって前記機械加工パスデータを生成するように構成されており、前記ＣＡＤモジュール（５６）は、前記公称壁厚（ＴN）が、後で機械加工される前記翼セクションにおいて１つまたは複数の内部冷却通路（２８）の周囲の前記外壁（１８）における全ての点において維持されるように、前記公称外側翼形状（４０N）を適応させることによって前記目標外側翼形状（４０T）を生成するように構成されており、
前記機械加工パスデータは、前記生成された目標外側翼形状（４０T）に従うように余分な材料を除去するために、前記鋳造プロセスによって製造された前記翼セクション（１２）の外面（１８ａ）を機械加工するための情報を規定し、
前記ＣＡＤモジュール（５６）は、前記鋳造された翼セクション（１２）に関する三次元外側形状（４０A）測定データを受け取るように構成されており、
前記ＣＡＤモジュール（５６）は、前記鋳造された翼セクション（１２）の測定された前記外側形状（４０A）に関して１つまたは複数の内部冷却通路（２８）のための冷却通路位置および形状測定を行うように構成されており、該冷却通路位置および形状測定は、前記鋳造された翼セクション（１２）の前記外壁（１８）に沿った複数の点における実際の壁厚（ＴA）の測定を行うことによって行われ、
前記ＣＡＤモジュール（５６）は、前記１つまたは複数の内部冷却通路（２８）の測定された位置（２８m）の周囲の公称壁厚（ＴN）の値を表す点（４２）を構成するように適応させられており、
前記ＣＡＤモジュール（５６）は、前記公称壁厚（ＴN）の値を表す前記点（４２）に対して前記公称外側翼形状（４０N）を整合させるためにベストフィットオペレーションを行うように適応させられており、
前記ＣＡＤモジュール（５６）は、前記ベストフィットオペレーションにより整合された公称外側翼形状（４０N）からまだ逸脱している公称壁厚（ＴN）の値を表す点（４２ａ）と一致するように、前記ベストフィットオペレーションの後に前記公称外側翼形状（４０N）を適応させることによって、目標外側翼形状（４０T）を生成するように適応させられている、
ＣＡＤモジュール（５６）。
【請求項８】
さらに、前記ＣＡＤモジュール（５６）は、前記目標外側翼形状（４０T）が、前記鋳造された翼セクション（１２）の前記測定された外側形状（４０A）を超えて延びることがないように、前記目標外側翼形状（４０T）を制限するように構成されている、請求項７記載のＣＡＤモジュール（５６）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
関連出願とのクロスリファレンス
本願は、ここで引用したことによりその全体が本明細書に組み込まれる、２０１７年１月１３日に出願された米国仮出願第６２／４４５９５６号明細書（US provisional application No.62/445,956）の優先権を請求する。
【０００２】
背景
１．分野
本発明は、概してタービン翼の製造、特に、内部冷却通路を備える鋳造されたタービン翼のアダプティブ・マシニングのプロセスに関する。
【０００３】
２．関連技術の説明
ガスタービン翼は、通常、鋳造、特にインベストメント鋳造によって製造される。冷却式タービン翼は、インベストメント鋳造プロセス中にコアを使用して形成される１つまたは複数の内部冷却通路を有する。インベストメント鋳造プロセスは、特に外壁厚さ、後縁厚さおよび形状などの翼の重要な特徴においてある制限を課す。例えば、図１に概略的に示したように、鋳造プロセス中、例えば金属部分の固化／収縮の差により、変形および／または変位（破線によって示されている）を生じることがある。図１に示された例は、前縁冷却通路ＬＥおよび後縁冷却通路ＴＥの場合のねじれまたは回転ならびに翼弦中央冷却通路ＭＣの場合のコア変位の形式におけるコア変形を示している。コアの変形は、冷却通路の形状および／または位置の変化につながることがあり、これは、鋳造されたタービン翼の外壁の壁厚を、タービン翼の公称または目標壁厚からずらすことがある。
【０００４】
上述のような鋳造制限は、構成部材のサイズおよび重量にある程度関係する。新世代のガスタービンエンジンは、より高い負荷を達成するために、増大されたサイズのタービン翼を有する傾向がある。薄い翼を備える必要な翼ジオメトリは、このようなプロセス制限により、インベストメント鋳造によって製造するためには困難であることがある。これまで、任意の翼サイズおよび形状によるこのような鋳造制限は、利用可能な設計オプションを制限してきた。
【０００５】
概要
簡潔に言えば、本発明の態様は、ある鋳造プロセス制限、特にコア変形および／または変位を含む制限を克服することがある、翼のアダプティブ・マシニングのための技術を提供する。
【０００６】
発明の第１の態様によれば、鋳造プロセスによって製造されたタービンブレードまたはベーンの翼セクションを機械加工する方法が提供される。翼セクションは、１つまたは複数の内部冷却通路を有する翼内部を画定した外壁を有する。方法は、公称外側翼形状および公称壁厚データを含む、翼セクションに関する設計データを受け取ることを含む。方法は、さらに、目標外側翼形状を求めることによって機械加工パスを生成することを含む。目標外側翼形状は、引き続き機械加工される翼セクションにおける１つまたは複数の内部冷却通路の周囲の外壁における全ての点において公称壁厚が維持されるように公称外側翼形状を適応させることによって生成される。方法は、次いで、生成された目標外側翼形状に従うように余分な材料を除去するため、生成された機械加工パスに従って、鋳造プロセスによって製造された翼セクションの外面を機械加工することを含む。
【０００７】
発明の第２の態様によれば、鋳造プロセスによって製造されたタービンブレードまたはベーンの翼セクションをアダプティブに機械加工するための機械加工パスデータを生成するためのＣＡＤモジュールが提供される。翼セクションは、１つまたは複数の内部冷却通路を有する翼内部を画定した外壁を有する。ＣＡＤモジュールは、公称外側翼形状および公称壁厚データを含む、翼セクションに関する設計データを受け取るように構成されている。ＣＡＤモジュールは、さらに、目標外側翼形状を求めることによって機械加工パスデータを生成するように構成されている。ＣＡＤモジュールは、引き続き機械加工される翼セクションにおける１つまたは複数の内部冷却通路の周囲の外壁における全ての点において公称壁厚が維持されるように公称外側翼形状を適応させることによって目標外側翼形状を生成するように構成されている。機械加工パスデータは、生成された目標外側翼形状に従うように余分な材料を除去するため、鋳造プロセスによって製造された翼セクションの外面を機械加工するための情報を規定する。
【０００８】
発明は、図面を用いてさらに詳細に示されている。図面は、好ましい構成を示しており、発明の範囲を限定しない。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】タービン翼を製造するためのインベストメント鋳造プロセスにおけるコア変形または変位の概略図である。
【図２】本発明の態様が実施されてもよい、翼セクションを含む鋳造されたタービンブレードの斜視図である。
【図３】図２における断面ＩＩＩ−ＩＩＩに沿った断面図である。
【図４】翼セクションにおける内部冷却通路の測定された位置の周囲における公称壁厚の値を表す点の構成を示す概略図である。
【図５】公称壁厚の値を表す前記点に対する公称外側翼形状のベストフィットアライメントを示す概略図である。
【図６】機械加工後の翼セクションの最終的な外面と一致する目標外側翼形状を示す概略図である。
【図７】本発明の１つの態様による、鋳造された翼セクションをアダプティブに機械加工するためのシステムを示す概略図である。
【００１０】
詳細な説明
好ましい実施の形態の以下の詳細な説明において、その一部を形成する添付の図面が参照され、図面には、例として、限定としてではなく、発明が実施されてもよい特定の実施の形態が示されている。本発明の思想および範囲から逸脱することなく、その他の実施の形態が使用されてもよく、変更がなされてもよいことが理解されるべきである。
【００１１】
本発明の実施の形態は、タービンブレード、典型的には、ガスタービンエンジンの低圧タービン段において使用可能な大スパンブレードに関連して示される。本発明の態様は、高圧または低圧タービン段における回転ブレードまたは固定ベーンなどの、翼セクションを有するその他のタービン構成部材に適用可能であってもよいことに留意すべきである。
【００１２】
ここで図２を参照すると、鋳造プロセス、例えばインベストメント鋳造プロセスによって製造されてもよいタービンブレード１０が示されている。鋳造されたタービンブレード１０は、回転軸線（図示せず）に関してプラットフォーム１４から半径方向外方へスパン方向に延びる翼セクション１２を有する。ブレード１０は、さらに、プラットフォーム１４から半径方向内方へ延びておりかつブレード１０をロータディスク（図示せず）に取り付けるように構成された根元部分１６を有する。図１および図２を一緒に参照すると、鋳造された翼セクション１２は、概して中空の翼内部を画定する外壁１８から形成されている。外壁１８は、前縁２４および後縁２６において接続された、概して凹面状の正圧面２０と、概して凸面状の負圧面２２とを有する。翼内部は、冷却流体の半径方向流れのための１つまたは複数の内部冷却通路２８を有する。内部冷却通路２８は、内部隔壁３０の間に画定されていてもよい。外壁１８は、高温ガスパスに面するように構成された外面１８ａと、内部冷却通路２８に面する内面１８ｂとを有する。
【００１３】
内部冷却通路２８は、インベストメント鋳造プロセスの間に鋳造コアによって形成される。上述のように、鋳造プロセス中、例えば金属部分の固化または収縮の差により、コアは、変形（例えば、転がり、回転）および／または変位を生じることがある。コアの変形は、内部冷却通路２８の形状および／または位置の変化につながることがあり、これは、外壁１８の壁厚をその意図した厚さからずらすことがある。本発明の態様は、コアの変形および／または変位に関連した上述の問題を少なくとも解決する。
【００１４】
本発明の実施の形態によれば、翼セクションの最終的な形状は、鋳造制限を超えて翼セクションの外側（すなわち、外壁１８の外面１８ａ）をアダプティブにポストマシニングすることによって形成されてもよい。図３〜図６を参照してここで説明するように、鋳造された翼セクションのアダプティブなポストマシニングのための方法は、公称外側翼形状４０Nおよび公称壁厚ＴNデータを含む、翼セクション１２に関する設計データを受け取り、目標外側翼形状４０Tを求めることによって機械加工パスを生成し、目標外側翼形状４０Tは、公称壁厚ＴNが、後で機械加工される翼セクションにおいて１つまたは複数の内部冷却通路２８の周囲の外壁１８における全ての点において維持されるように、公称外側翼形状４０Nを適応させることによって生成され、生成された目標外側翼形状４０Tに従うように余分な材料を除去するために、前記機械加工パスに従って、鋳造プロセスによって製造された翼セクション１２の外面１８ａを機械加工する、ことを含む。目標外側翼形状４０Tは、鋳造プロセス中のコアシフト（変形および/または変位）を補償するように適応させられており、述べられた順序での以下の基準の、優先順位がつけられた考慮に基づいて生成される：１）内部冷却通路２８の周囲の外壁１８の公称壁厚および２）公称翼外側形状。
【００１５】
鋳造プロセスの後の第１のプレマシニングステップにおいて、個々の鋳造された翼セクションの外側形状を求めるために、三次元（３−Ｄ）測定が行われる。３−Ｄ測定は、例えば、触覚座標測定機械プロービング、またはレーザスキャニングまたは写真測量、それらのあらゆる組合せ、または鋳造された翼セクションの外側形状に関する３−Ｄ幾何学的データを得るための別のその他の測定技術によって行われてもよい。図４において３−Ｄ面４０Aによって示された、測定された外側形状は、図３に示された、鋳造された翼セクション１２の外面１８ａに対応する。
【００１６】
次のステップは、鋳造された翼セクション１２の測定された外側形状４０Aに対する、内部冷却通路２８のための冷却通路位置および形状測定を行うことを含む。冷却通路位置および形状測定は、図３に示したように、鋳造された翼セクション１２の外壁１８に沿った複数の点において実際の壁厚測定（ＴAとして示されている）を行うことによって行われてもよい。測定された実際の壁厚は、単純にするためにＴAとして均一に示されているが、外壁１２における異なる点において変化することがあることに留意すべきである。壁厚測定は、超音波、Ｘ線、計算された断層撮影法、渦電流またはあらゆるその他の公知の技術を用いて行われてもよい。例えば、超音波を用いた測定の場合、壁厚ＴAは、翼セクション１２の外壁１８の外面１８ａにおける１つの点に信号送信器／プローブを配置し、最も強いエコー信号が受信される外壁１８の内面１８ｂにおける１つの点までの距離を求めることによって測定されてもよい。外壁１８の軸方向（翼弦方向）および半径方向範囲に沿った十分に多数の点における壁厚の値を測定することによって、図４に示したように、冷却通路の３−Ｄジオメトリ２８m（形状および位置を含む）が、鋳造された翼セクションの測定された外側形状４０Aに関して求められてもよい。
【００１７】
さらに図４を参照すると、後続のステップにおいて、点４２は、設計データから得られた公称壁厚（ＴN）の値を表す、内部冷却通路の測定された位置２８mの周囲に構成される。すなわち、点４２は、内部冷却通路の測定された形状２８mの周縁におけるそれぞれの点からの公称または設計壁厚ＴNと等しい距離に構成される。点４２は、冷却通路の半径方向スパンに沿って形成されてもよい。単純にするために、公称厚さは、ＴNとして均一に示されている。当業者は、公称厚さの値が、半径方向および軸方向（翼弦方向）の両方において、内部冷却通路の周囲の異なる点において変化することがあることを認識するであろう。
【００１８】
次に、図５に示したように、（設計データから得られた）３−Ｄ公称外側翼形状４０Nを、公称壁厚ＴNの値を表す点４２と一致させるために、反復ベストフィットオペレーションが行われる。理想的な鋳造プロセスの場合、公称壁厚の値を表す全ての点４２は、公称外側翼形状４０N上に位置する。例示した例において、鋳造プロセス中の鋳造コアの角度方向の向きの変化および相対的な変位により、点４２のうちの少なくとも幾つかは、ベストフィットアライメントの後、公称外側翼形状４０Nから逸脱する。
【００１９】
次に、図６に示したように、目標外側翼形状４０Tが、ベストフィットアライメントの後、公称外側翼形状４０Nを適応させることによって生成される。図６に示したように、ベストフィットアライメントの後の、公称外側翼形状４０Nから逸脱する公称壁厚の値を表す点（すなわち、公称外側翼形状４０Nの内側または外側に位置する点）が４２ａとして示されているのに対し、ベストフィットアライメントの後の、公称外側翼形状４０N上（または規定された公差範囲内）に位置する公称厚さの値を表すこれらの点は、４２ｂとして示されている。目標外側翼形状４０Tは、３−Ｄ公称外側翼形状４０Nを調節することによって生成された３−Ｄ形状であり、これにより、公称外側翼形状４０Nのベストフィットアライメントから逸脱した点４２ａは、今では目標外側翼形状４０T上に位置する。したがって、目標外側翼形状４０Tは、図６に示したように、公称壁厚の値を表す全ての点４２ａおよび４２ｂと一致する。上述のように、目標外側翼形状４０Tは、適応のための、優先順位が付けられた基準、すなわち、設計データから得られる公称壁厚（ＴN）および公称外側翼形状（４０N）に基づいて求められる。
【００２０】
目標外側翼形状４０Tの生成のための上記のステップは、後述するように計算機支援設計（ＣＡＤ）を介して実施されてもよい。例示された実施の形態において、ＣＡＤモジュールは、目標外側翼形状４０Tが、鋳造された翼セクション１２の測定された外側形状４０Aを超えて延びることがないように、目標外側翼形状４０Tを制限するように適応させられていてもよい。
【００２１】
目標外側翼形状４０Tに基づき、機械加工パスデータが生成されてもよい。機械加工パスデータは、生成された目標外側翼形状４０Tに従うように余分な材料を除去するため、測定された形状４０Aに対応する鋳造された翼セクションの外面を機械加工するための情報を規定する。生成された機械加工データに基づき、外壁の外面は、例えば、研削またはフライス削りによって機械加工されてもよい。しかしながら、外壁機械加工は、特に電解加工（ＥＣＭ）および放電加工（ＥＤＭ）を含みかつこれらに限定されないその他の手段によって行われてもよい。
【００２２】
上述の実施の形態において、鋳造プロセスは、（機械加工前の）鋳造された翼セクション１２における実際の壁厚（ＴA）が、それぞれの翼セクションの設計データから得られた対応する公称壁厚の値（ＴN）より大きくなることを保証するように構成されてもよい。任意のタービン列のタービンブレードまたはベーンのポストマシニングのために、各翼セクションの機械加工は、外側翼面および内部冷却通路の形状に同時に適合するように適応させられてもよい。これにより、ブレードまたはベーンの当該列の各翼セクションを機械加工するために、特定の機械加工パスが生成される。コア変形は、個々の翼ごとに変化するので、機械加工パスの生成および機械加工の実行は、各タービン翼に特定して適応させられてもよい。
【００２３】
本発明の別の態様は、鋳造された翼セクションのアダプティブなポストマシニングのための自動化されたシステムに関する。図７に示したように、このようなシステム５０は、センサモジュール５２を有してもよい。センサモジュール５２は、上述のように、鋳造された翼セクションの外側形状の３−Ｄ測定を行いかつ鋳造された翼セクションの実際の壁厚の値の測定によって冷却通路の形状および位置を測定するためのセンサを含む。システム５０は、例えば、タービンブレードまたはベーンの３−ＤモデルまたはＣＡＤモデルの形式の設計データを含むメモリ手段５４を有してもよい。システム５０は、さらに、上述の方法に従って機械加工パスデータ６６を生成するために、センサモジュール５２から測定データ６２を受け取りかつメモリ５４から設計データ６４（例えば、公称壁厚の値、公称外側翼形状）を受け取るように構成されたＣＡＤモジュールを有する。ＣＡＤモジュールは、計算機支援設計パッケージのためのサブコンポーネントであってもよい。ＣＡＤモジュールによって生成された機械加工パスデータ６６は、数値制御（ＮＣ）プログラムを含んでもよい。システム５０は、さらに、機械加工データ６６に基づいて、鋳造されたタービン翼の外面を機械加工するための機械加工装置を含む。ＣＡＤモジュールは、鋳造された各タービン翼のためにＮＣプログラムを自動的にセットアップし、チェックしかつ適応させてもよい。ＣＡＤモジュールは、コンピュータコードにおいて規定されてもよく、上述の方法を行うためにコンピュータを操作するために使用されてもよいことが認められるであろう。すなわち、方法を行うためにコンピュータを操作するために使用するために適したコンピュータコードを実現する方法および物品は、１つの発明的概念の、独立して特定可能な態様である。
【００２４】
薄い翼のアダプティブ・マシニングを含む上述の実施の形態は、鋳造プロセス制限を克服してもよく、これにより、鋳造不能なジオメトリを製造することを可能にし、例えば、より薄い翼、テーパを有さないまたは小さなテーパを有する、より薄い後縁を備える翼の製造を可能にする。より薄い翼外壁は、特に低圧タービン段において、回転するタービンブレードにおける遠心引張荷重を著しく減じることがある。例示された実施の形態は、鋳造プロセス最適化によって壁厚を減じることと比較して、より費用対効果の高い製造方法をも可能にする。別の利点は、鋳造プロセス公差を減じかつ／または鋳造壁厚を増大させる可能性であり、これにより、鋳造歩留まりを高め、したがって、鋳造コストを減じる。
【００２５】
特定の実施の形態が詳細に説明されているが、全体的な開示内容を考慮して、これらの詳細に対する様々な変更および代替を開発することができることを当業者は認識するであろう。したがって、開示された特定の配列は、例示的でしかなく、添付の請求項ならびにそのあらゆるおよび全ての均等物の完全な範囲が与えられるべき本発明の範囲に関して制限するものではないことが意図されている。
【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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