(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンエンジンのためのブレード（１０）であって、
略細長形状のエアロフォイル（１２）であって、前縁（１４）と、圧力側面（１８）と吸引側面（２０）とを接続する後縁（１６）と、前記エアロフォイル（１２）の先端端部（２２）において先端キャップ上面（５０）を有する半径方向外側の先端キャップ（７０）と、前記ブレード（１０）を支持して前記ブレード（１０）をディスクに連結するために前記先端端部（２２）の反対側で細長形状の前記エアロフォイル（１２）に連結された翼根（３４）と、略細長形状の前記エアロフォイル（１２）内に配置される少なくとも１つのキャビティ（５８）から形成された内部冷却システム（５６）と、を備える、略細長形状のエアロフォイル（１２）と、
前記先端キャップ上面（５０）から半径方向外側に延在し、少なくとも第１の先端キャップリブ（７２）と第２の先端キャップリブ（７４）とを備えるスキーラ先端（３６）と、
前記先端キャップ上面（５０）に堆積されかつ前記先端キャップ上面（５０）から半径方向外側に延在する少なくとも１つの高密度酸化物分散強化層（３８）と、
を備えており、
前記先端キャップ上面（５０）上において、かつ前記スキーラ先端（３６）の少なくとも２つの前記先端キャップリブ（７２、７４）および少なくとも１つの前記高密度酸化物分散強化層（３８）のうちの少なくとも１つの各露出面に沿って、遮熱コーティング（２８）をさらに備えることを特徴とするブレード（１０）。
【請求項２】
少なくとも２つの前記先端キャップリブ（７２、７４）は、少なくとも１つの前記高密度酸化物分散強化層（３８）よりも小さい半径方向高さを有することを特徴とする請求項１に記載のブレード（１０）。
【請求項３】
少なくとも２つの前記先端キャップリブ（７２、７４）は、少なくとも１つの前記高密度酸化物分散強化層（３８）に等しい半径方向高さを有することを特徴とする請求項１に記載のブレード（１０）。
【請求項４】
前記高密度酸化物分散強化層（３８）が、前記先端キャップリブ（７２、７４）の材料であることを特徴とする請求項１に記載のブレード（１０）。
【請求項５】
前記高密度酸化物分散強化層（３８）は、さらに、少なくとも２つの前記先端キャップリブ（７２、７４）の半径方向最外面に堆積されていることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のブレード（１０）。
【請求項６】
少なくとも２つの前記先端キャップリブ（７２、７４）の少なくとも１つが、前記エアロフォイル（１２）の前記圧力側面（１８）および前記吸引側面（２０）の一方から円周方向にずらされており、
前記内部冷却システム（５６）による直接伝導冷却が、前記スキーラ先端（３６）の少なくとも２つの前記先端キャップリブ（７２、７４）の少なくとも１つに適用されることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のブレード（１０）。
【請求項７】
前記第１の先端キャップリブ（７２）と、前記エアロフォイル（１２）の前記圧力側面（１８）に沿う縁部と、の間に配置される少なくとも１つのフィルム冷却孔（６０）をさらに備えており、
前記フィルム冷却孔（６０）は、前記先端キャップ上面（５０）において少なくとも１つの前記フィルム冷却孔（６０）の排気口（６２）と、前記内部冷却システム（５６）を形成する少なくとも１つの前記キャビティ（５８）と少なくとも１つの前記フィルム冷却孔（６０）を連結する入口（６４）と、を備えることを特徴とする請求項１から請求項６のいずれか一項に記載のブレード（１０）。
【請求項８】
前記ブレード（１０）の前記圧力側面（１８）および前記吸引側面（２０）を形成する外面上に遮熱コーティング（２８）をさらに備えることを特徴とする請求項１から請求項７のいずれかに記載のブレード（１０）。
【請求項９】
前記エアロフォイル（１２）の前記圧力側面（１８）に沿って前記圧力側面（１８）から外向きに延在する鋭角張出部（３０）をさらに備えており、
前記鋭角張出部（３０）は、前記圧力側面（１８）の大部分の延長した平面からなり、かつ前記圧力側面（１８）から外側に展開しており、
前記鋭角張出部（３０）は、上部と底部とを備えており、前記底部は圧力側面（１８）から外側に延在しており、前記上部はさらに、前記先端端部（２２）と等しい半径方向高さまで前記鋭角張出部（３０）を延ばし、
少なくとも１つのフィルム冷却孔（６０）は、前記エアロフォイル（１２）の前記先端キャップ上面（５０）に存在する前記鋭角張出部（３０）を通るよう配置されることを特徴とする請求項１から請求項８のいずれかに記載のブレード（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンのためのタービンブレードに関し、より具体的には、スキーラ先端および高密度酸化物分散強化層に関する。
【背景技術】
【０００２】
産業用ガスタービンエンジンでは、高温の圧縮ガスが生成される。高温ガス流は、発電のために発電機を駆動するよう使用される機械的仕事を生成するためにタービンを通過して膨張する。タービンは一般的に、高温ガス流からのエネルギーを、エンジンの回転シャフトを駆動する機械的エネルギーに変換するために、複数段のステータベーンおよびロータブレードを含む。タービン入口温度は、タービン部品の材料特性と冷却能力とによって制限される。
【０００３】
燃焼システムが、圧縮機から空気を受け取り、燃料に混ぜてその混合物を燃焼させることによって空気を高エネルギーレベルまで引き上げ、その後、燃焼器の生成物がタービンを通って膨張される。
【０００４】
ガスタービンは、より大きく、より効率的であり、かつより堅牢になされている。とりわけエンジンシステムの高温セクションには、大型のブレードおよびベーンが製造される。結果として、タービンブレードは、そうした高温に耐えることができる材料から作る必要がある。
【０００５】
タービンブレードは、ロータディスクに連結された翼根部分と、ブレードを形成する細長部分とから形成されており、ブレードは、タービンブレードの反対側の端部において翼根部分に連結されたプラットフォームから外側へ向けて延在する。ブレードは、通常、翼根部分の反対側にある先端と、前縁と、後縁とから構成される。動作中、タービンブレード先端にわたって流体の翼端流の漏出が起こることがあり、それによってタービンの作動効率が低下する。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の一態様では、タービンエンジンのためのブレードは：前縁と、圧力側面と吸引側面とを接続する後縁と、エアロフォイル先端端部において先端キャップ上面を有する半径方向外側の先端キャップと、ブレードを支持してブレードをディスクに連結するために先端端部のおおむね反対側において細長形状のエアロフォイルに連結される翼根と、略細長形状のエアロフォイル内に配置された少なくとも１つのキャビティから形成される内部冷却システムと、を備える略細長形状のエアロフォイルと；少なくとも第１の先端キャップリブと第２の先端キャップリブとを備える先端キャップ上面から半径方向に延在するスキーラ先端と；先端キャップ上面に堆積されかつ当該先端キャップ上面から半径方向外側に延在する少なくとも１つの高密度酸化物分散強化層と、を備える。
【０００７】
本発明の別の態様では、タービンエンジンのためのブレードは：前縁と、圧力側面と吸引側面とを接続する後縁と、エアロフォイルの先端端部において先端キャップ上面を有する半径方向外側の先端キャップと、ブレードを支持してブレードをディスクに結合するために先端端部のおおむね反対側において細長形状のエアロフォイルに連結される翼根と、略細長形状のエアロフォイル内に配置された少なくとも１つのキャビティから形成される内部冷却システムと、を備える略細長形状のエアロフォイルと；少なくとも第１の先端キャップリブと第２の先端キャップリブとを備える先端キャップ上面から半径方向に延在するスキーラ先端と；を備えており、当該スキーラ先端は、先端キャップ上面に堆積されかつ当該先端キャップ上面から半径方向外側に延在する少なくとも１つの高密度酸化物分散強化層である。
【０００８】
本発明のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の図面、説明、および請求項を参照することにより、より良く理解されるであろう。
【０００９】
本発明は、図面によってより詳細に示される。これら図面は好ましい構成を示しており、本発明の範囲を限定しない。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明の実施形態が組み込まれ得るタービンブレードの列を備えるガスタービンエンジンの軸方向断面図である。
【図２】ブレードおよびスキーラ先端の従来技術の構成の部分断面図である。
【図３】本発明の例示的な実施形態に基づく、スキーラ先端および少なくとも１つの高密度酸化物分散強化（ＯＤＳ）層を備えるタービンブレードの部分断面図である。
【図４】本発明の例示的な実施形態に基づく、スキーラ先端および少なくとも１つの高密度酸化物分散強化（ＯＤＳ）層を備えるタービンブレードの部分断面図である。
【図５】本発明の例示的な実施形態に基づく、スキーラ先端および少なくとも１つの高密度酸化物分散強化（ＯＤＳ）層を備えるタービンブレードの部分断面図である。
【図６】本発明の例示的な実施形態に基づくタービンブレードの前縁におけるスキーラ先端の詳細図である。
【図７】本発明の例示的な実施形態に基づく少なくとも１つの高密度酸化物分散強化（ＯＤＳ）層を備えるタービンブレードの製造プロセスの正面図である。
【図８】本発明の例示的な実施形態に基づく、基材（タービンブレード）に付加される高密度酸化物分散強化（ＯＤＳ）層の製造プロセスの試験の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
好ましい実施形態の以下の詳細な説明では、その一部を形成する添付の図面が参照され、かつ当該図面では、本発明が実施され得る特定の実施形態を、限定としてではなく例示として示す。他の実施形態を利用できかつ本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく変更が可能であることを理解されたい。
【００１２】
概して、本発明の実施形態は、略細長形状のエアロフォイル内に配置された少なくとも１つのキャビティから形成された内部冷却システムを含むタービンエンジンのためのブレードを提供する。スキーラ先端および少なくとも１つの高密度酸化物分散強化層が、ブレードの半径方向外側の先端キャップから半径方向に延在しており、先端キャップは先端キャップ上面を有する。
【００１３】
ガスタービンエンジンは、圧縮機セクション、燃焼器、およびタービンセクションを備えてもよい。圧縮機セクションは周囲の空気を圧縮する。燃焼器は、圧縮空気を燃料と合わせ、その混合物に点火し、作動流体を形成する高温ガスを含む燃焼生成物を作り出す。作動流体はタービンセクションに移動する。タービンセクション内には、円周方向において交互に並ぶベーンおよびブレードの列が存在しており、ブレードは、ローターに連結されている。各対のベーンおよびブレードの列は、タービンセクション内に段を形成する。タービンセクションは、ベーンとブレードとローターとを収容する固定タービンケーシングを備える。
【００１４】
タービンブレードは、半径方向内側の翼根と、半径方向外側の先端と、を含む。タービンブレード先端は、タービンのガス経路内のリングセグメントとブレードとの間の間隙のサイズを小さくして、翼端流の漏出を防ぐための先端特徴部を有することができ、それによってタービンブレードによって生じたトルクの大きさが低減される。先端特徴部は、スキーラ先端と呼ばれることがあり、タービン段間の空気力学的損失の低減に役立つようブレードの先端に組み込むことができる。これら特徴部は、ブレード先端とリングセグメントとの間の漏出を最小化するよう設計される。
【００１５】
リングセグメントは、流路の外側円環を形成する回転ブレードにわたって配置される。ブレード先端と各リングセグメントの内側高温表面とが、小さな隙間を形成する。間隙のサイズは、タービンの低温状態から高温運転段階まで、ブレードおよびリングセグメントの熱特性に起因して変化する。隙間が小さいほど、ブレード先端とリングセグメントとの間の高温ガスの漏出流が少なくなる。高温ガスの漏出流を減らしかつタービンの高温運転中の先端の隙間を狭く維持するために、リングセグメントを高温ガス流から隔離してリングセグメントの金属の温度を低下させるよう、薄手のコーティングをリングセグメントの半径方向内面に沿って塗布することができる。金属の温度を低下させることは、必要な冷却空気流を低減し、それによって今度はタービンの効率を向上させることができる。そうしたコーティングの１つが、遮熱コーティング（ＴＢＣ）などのコーティングである。ブレード先端の侵入が発生した場合、リングセグメント上のコーティングが良好な摩耗性を有することが有益となる。この状況では、各ブレードのスキーラ先端における過酷な摩耗とは対照的に、コーティング上に局所的な円周方向の切り傷が発生する。前方タービン段において、多孔質ＴＢＣをリングセグメント上に塗布できる。多孔質ＴＢＣは、ケーシング上の歪み、製造または組立の影響など、クリアランスの偏心つまり真円度が損なわれることを引き起こすさまざまな影響に対処できる犠牲的な表面を提供する。しかしながら、リングセグメント上の多孔質ＴＢＣ層は、望ましくないコーティング侵食をもたらす可能性もある。
【００１６】
タービンの空気力学的性能は、システム内のタービンの位置を考慮するガスタービンエンジン全体の効率に大きな影響を与える。タービンの空気力学的損失の主な要素は、ブレードの先端を越える漏出(blade overtip leakage)によるものであり、当該漏出は、空気力学的な二次損失とともに仕事抽出の損失の機会を増加させる。動作中の小さな先端間隙とスキーラ先端形状とが、望ましいタービンの空気力学的性能を最大化できる。
【００１７】
スキーラは冷却回路から離れているため、許容可能な金属温度を維持することは非常に難しい。スキーラは従来ではリングセグメントに擦られやすいため、スキーラ先端に沿って過酷な摩耗が発生し、それによって最終的に間隙が増加して、翼端流の漏出が増加する。その間隙を低下させることが望ましい。
【００１８】
図１を参照すると、タービンエンジン３２の一部が示されている。中心線１１は、タービンエンジン３２の軸方向中心を表すよう示される。半径方向Ｒａは、半径方向外側へ向かう方向に示される。さらに、作動流体Ｗｆの方向が示される。タービンブレード１０は、ロータディスク（図示せず）に連結された翼根部分３４と、翼根部分３４に連結されたプラットフォーム２４から外側に延在するエアロフォイル１２を形成する細長部分と、から形成される。タービンブレード１０の反対側の端部において、ブレード１０は、翼根部分３４の反対側にある先端２２と、前縁１４と、後縁１６と、から構成される。前縁１４と後縁１６とを接続するエアロフォイル１２の圧力側面１８および吸引側面２０が半径方向に延在している。翼端流の漏出を防ぐべくタービンのガス経路におけるリングセグメント２６とブレード１０との間の間隙のサイズを小さくするように、タービンブレード１０の先端２２に沿って適所に先端特徴部が設けられており、それによってタービンブレード１０によって発生するトルクの大きさが低減される。先端特徴部は、スキーラまたはスキーラ先端３６と呼ばれており、タービン段間の空気力学的損失の低減に役立つようにブレードの先端に組み込まれている。これら特徴部は、ブレード先端２２とリングセグメント２６との間の漏出を最小化するよう設計される。
【００１９】
図２は従来のスキーラ先端３６の位置を表しており、この位置では、間隔を空けた先端壁が、ブレード１０の圧力側面１８および吸引側面２０から直接上方に延在してブレード１０の圧力側面１８および吸引側面２０の長さを延ばす。一方で、本発明の実施形態のスキーラ先端３６は、第１の先端キャップリブ７２つまり延在部と、第２の先端キャップリブ７４つまり延在部とを含んでおり、両方ともが、図３から図６に示されるように、ブレード１０の先端端部２２に沿って先端キャップ７０の先端キャップ上面５０から半径方向外側に延在する。
【００２０】
図３はさらに、冷却システム５６としても公知の内部冷却回路に触れている。冷却システム５６は、ブレード１０の先端２２に沿う先端キャップ７０の下に存在し、ここでは冷却システム５６は主にブレード１０の内部に存在する。冷却システム５６は、様々な異なる経路を有してもよく、そのいくつかは蛇行様式であり、または様々な方向に向いている。冷却システム５６は、冷却流体６８が動き回り、ブレード１０内およびブレード１０に沿う温度を下げることを可能にする。冷却システム５６は、ブレード１０に沿う他の位置よりも多くの冷却を必要とする位置にかつその周囲に冷却流体６８の集中を生じるように割り当てられている。冷却システム５６は、ブレード先端２２の内面に沿った冷却流体の流れを可能にする。ブレード１０の先端２２に沿って、先端キャップ７０が設けられる。先端キャップ７０は、先端キャップ内面７６および先端キャップ外面５０を有する。
【００２１】
スキーラ先端３６は、タービンブレード１０の犠牲的な特徴部であってもよく、より良いタービン効率のために小さな先端クリアランスを維持して、ブレード１０の先端２２に沿って先端キャップ７０の下に存在するブレード冷却システム５６を保護する。しかしながら、スキーラ先端３６を減少させると、ブレード先端２２とリングセグメント２６との間の間隙が増大する。スキーラ先端３６の減少をなくすこと、またはスキーラ先端３６に沿って減少が生じる前にライフサイクル時間を増加させることが、本明細書で説明される実施形態によって提供される。本発明の特定の実施形態では、過渡的なエンジン動作中に先端がリングセグメント２６に擦られる場合に、スキーラ先端３６が先端キャップ７０とリングセグメント２６との間に配置される。スキーラ３６は冷却システム５６から離れているため、許容可能な金属温度を維持することは非常に難しい。スキーラ３６はリングセグメント２６に擦られやすいので、温度の低下を補助できるようにするために、スキーラの半径方向において最も外側にある表面には遮熱コーティング（ＴＢＣ）２８は塗布しない。
【００２２】
温度の低下およびブレードのスキーラに沿う少量の翼端漏出の維持が望まれている。本発明の実施形態は、ブレードのスキーラ先端３６と、翼端漏出の低減およびスキーラに沿う温度の低下を可能にし得る高密度酸化物分散強化層と、を提供する。
【００２３】
図３から図６を参照すると、スキーラ先端３６は、タービンブレード１０の先端キャップ上面５０から半径方向外側に延在する少なくとも１つの第１の先端キャップリブ７２と少なくとも１つの第２の先端キャップリブ７４とを含む先端キャップリブから形成される。特定の実施形態では、スキーラ先端３６は、第１の先端キャップリブ７２および第２の先端キャップリブ７４の少なくとも１つが、内側半径方向につまりブレード１０の中心に向かって、ブレード１０の圧力側面１８および／または吸引側面２０の少なくとも１つの延在部からオフセットされるように形成される。図３には、図面の右側においてスキーラ先端３６の一例が示される。
【００２４】
ずらされたスキーラ先端３６を有することは、第１の先端キャップリブ７２および／または第２の先端キャップリブ７４の直接伝導冷却による改善された冷却の可能性を実現する。直接伝導冷却は、先端キャップ７０と接触している内部冷却システム５６から生じ得る。半径方向に延在するブレード１０の圧力側面１８および吸引側面２０に沿って延在する第１の先端キャップリブ７２および第２の先端キャップリブ７４とは対照的に、第１の先端キャップリブ７２および／または第２の先端キャップリブ７４はブレード１０の側面からずらされかつ内部冷却システム５６の上方において先端キャップ７０のすぐ上にあるため、直接伝導冷却が生じる。
【００２５】
少なくとも１つの高密度酸化物分散強化（ＯＤＳ）層３８が、ブレード１０の先端端部２２に堆積されている。ＯＤＳ層３８の位置は、実施形態に基づいて変更できる。特定の実施形態では、ＯＤＳ層３８は、スキーラ先端３６の各先端キャップリブ７２、７４の吸引側面２０と同じ高さにかつ当該吸引側面２０へ向けて配置される（図３参照）。特定の実施形態では、ＯＤＳ層３８は、先端キャップリブ７２、７４として配置されており、ここではスキーラ先端３６の各先端キャップリブ７２、７４がＯＤＳ層３８材料から作られる（図４参照）。さらに、特定の実施形態では、ＯＤＳ層３８は、各先端キャップリブ７２、７４の吸引側面２０と同じ高さにかつ当該吸引側面２０へ向けて配置されるだけでなくさらにスキーラ先端３６に沿って各先端キャップリブ７２、７４の上部半径方向外側表面に配置される（図５および図６参照）。少なくとも１つのＯＤＳ層３８が各先端キャップリブ７２、７４の吸引側面２０に沿って同じ高さにのみ配置される実施形態では、ＯＤＳ層３８の半径方向高さは、先端キャップリブ７２、７４とほぼ同一であるか、あるいは、先端キャップリブ７２、７４よりも半径方向外側においてわずかに高くなるよう配置される。各高密度ＯＤＳ層３８は、レーザー支援プロセスを用いる直接堆積によって形成でき、レーザー支援プロセスは、レーザー出力およびスキャン速度によって主に管理されるが、レーザー出力およびスキャン速度に制限されない。レーザー出力が低すぎる場合、以下で詳細に説明される溶融プール４６の十分な作成およびＯＤＳ粉末の溶融には不十分な出力となる。さらに、低いレーザー出力は、望ましくない焼結効果しか生じない。
【００２６】
これらの実施形態の各々において、少なくとも１つのＯＤＳ層３８は、リングセグメント２６に擦られることが原因となって、主要な接触および何らかの損傷を受ける。ＯＤＳ層３８は、リングセグメント２６のＴＢＣ層２８への刃先に関してスキーラ先端３６に取って代わる。ＯＤＳ層３８の刃先は、リングセグメント２６へのブレード先端の侵入に関して、従来の先端よりも長く持続できる。ＯＤＳ層３８がリングセグメント２６と最初に接触できるようにすることによって、リングセグメント２６のアブレイダブルコーティング（つまりＴＢＣなど）への最悪のブレード先端の侵入を含むよう設計されたエンジンの「ブレークイン」サイクルが回避され、それによって、動作中の先端隙間が最小化されて、エンジン性能が最適なレベルに維持される。ブレード先端２２上の刃先として少なくとも１つの高密度ＯＤＳ層３８を付加することによって、リングセグメントのアブレイダブルＴＢＣの多孔性を低下させて、耐食性を改善することができる。先端キャップリブ７２、７４は、先端キャップリブ７２、７４のさらなる保護を提供するために、上述のように少なくとも１つのＯＤＳ層３８よりも小さい半径方向高さを有してもよい。たとえブレード先端２２上の少なくとも１つのＯＤＳ層３８が酸化されたとしても、定常状態の小さな先端間隙を形成するようスキーラ先端３６の残りが依然として存在している。
【００２７】
内部冷却システム５６は、略細長形状のエアロフォイル１２内に配置された少なくとも１つのキャビティ５８から形成されてもよい。冷却システム５６は、動作中のガスタービンエンジンで使用する際にタービンブレード１０を冷却するために任意の適切な構成を有してもよい。タービンブレード１０および上で挙げられたその関連構成要素は、当該技術分野で既に公知のあるいはまだ発見されていないかまたは特定されていない任意の適切な材料から形成されてもよい。
【００２８】
先端キャップ７０は、貫通する少なくとも１つのフィルム冷却孔６０を含んでもよい。少なくとも１つのフィルム冷却孔６０は、先端キャップ上面５０に沿って配置された排気口６２を有する。少なくとも１つのフィルム冷却孔６０は、少なくとも１つのフィルム冷却孔６０を内部冷却システム５６を含むキャビティ５８と連結する入口６４を含む。少なくとも１つのフィルム冷却孔６０は、先端キャップ７０に沿って第１の先端キャップリブ７２とブレード１０の圧力側面１８との間に配置されてもよい。
【００２９】
特定の実施形態では、ブレード１０の圧力側面１８は、ブレード１０の先端端部２２において鋭角張出部３０を含んでもよく、当該張出部３０は、ブレード１０の圧力側面１８の大部分に沿って延在する平面を越えてかつブレード１０から離れるように鋭角で、半径方向外側に展開するよう延在する。傾斜張出部３０は、少なくとも１つのフィルム冷却孔６０が、先端キャップリブ７２からさらに離れるよう先端キャップ上面５０に沿ってさらに突出可能なように配置されてもよい。傾斜張出部３０を付加することは、ブレード１０と交わる間隙から離れるよう作動流体の流れを傾けることによって、かつその流れを経路から吸引側面２０へ向けてさらに離れるよう移動させることによって、ブレード１０の圧力側面１８から吸引側面２０への翼端漏出流を妨げる。さらに、それは、ブレード先端２２にフィルム冷却流のためのシールドを提供する。第１の先端キャップリブ７２の上流の先端キャップ上面５０の表面空間を長くすることによって、出て行く冷却流体６８が長時間にわたってその表面に沿って移動することが可能になる。加えて、少なくとも１つのフィルム冷却孔６０の出口は、場合によって、サイズを大きくすることができる。増大した先端冷却効果のおかげでこの傾斜張出部３０は、先端の酸化に抗する。
【００３０】
鋭角張出部３０は、底部と上部とを含んでもよい。底部は鋭角で外側に延びており、一方で上部は鋭角で続いていてもよく、あるいは圧力側面１８の大部分として半径方向に平行な経路を有してもよい。上部は、先端キャップ上面５０とほぼ同じ半径方向高さになるまで延在する。
【００３１】
先端キャップ７０は、先端キャップ上面５０に遮熱コーティング２８を有してもよい。特定の実施形態では、遮熱コーティング２８は、スキーラ先端３６の露出面または同様に少なくとも１つのＯＤＳ層３８に塗布されてもよい。遮熱コーティング２８は、ブレード１０の圧力側面１８および同様に吸引側面２０を形成する外面に塗布されてもよい。
【００３２】
使用中の実施形態の一例である図３に示されるように、冷却流体６８は内部冷却システム５６内に存在する。冷却流体６８は、入口６４を通ってタービンブレード１０の少なくとも１つのフィルム冷却孔６０へ通されてもよい。続いて、冷却流体６８は、先端キャップ７０に沿う領域を冷却する排気口６２を介して少なくとも１つのフィルム冷却孔６０から出てもよい。
【００３３】
図７および図８に示されるように、製造プロセスは、各ＯＤＳ層３８を堆積するために直接レーザー堆積などの付加製造法（ＡＭ）を使用することを含む。少なくとも１つのＯＤＳ層３８が基材の材料上に堆積される。これらの実施形態では、基材はブレード１０の材料である。特定の実施形態では、ＯＤＳ層３８は、スキーラ先端をずらすことによって生成された先端キャップ上面５０に沿う空間に堆積される。少なくとも１つのＯＤＳ層３８は、スキーラ３６の露出面に沿って第１の先端キャップリブ７２および第２の先端キャップリブ７４と同じ高さに配置された先端キャップ上面５０上に直接堆積される。別の実施形態では、ＯＤＳ層３８は、第１の先端キャップリブ７２および第２の先端キャップリブ７４の材料として、先端キャップ上面５０に沿って適所に堆積される。別の実施形態では、少なくとも１つのＯＤＳ層３８は、第１の先端キャップリブ７２および第２の先端キャップリブ７４に対して同じ高さで先端キャップ上面５０に堆積されるだけでなくさらに第１の先端キャップリブ７２および第２の先端キャップリブ７４の半径方向外表面に堆積される。この時、ＯＤＳ層３８は、リングセグメント上の多孔質ＴＢＣへの犠牲的な刃先となる。たとえ信頼性の高いＴＢＣ摩耗性がある場合でも、ベアメタルがセラミック材料に接触する際にはブレード先端がある程度摩耗する。ＯＤＳ層３８を付加することで、スキーラ先端３６をより長い時間にわたってそのままにしておくことができ、それによって構成要素の耐用期間を増大できる。少なくとも１つのＯＤＳ層３８は、付加され得るＴＢＣ層２８の前にブレード先端２２上に堆積されてもよい。
【００３４】
付加製造の場合、そのプロセスは、ＯＤＳ粉末を堆積できるノズルアセンブリを備えるレーザービーム４４を含むことができ、ノズルアセンブリは、ＯＤＳ層３８のための場所の一例として、先端キャップ上面５０に向かう垂直下方向をレーザーが指向する状態で、ブレード先端２２の上方に配置可能である。ＯＤＳ粉末は、従来の超合金よりも高温で強度を維持するようにマトリックス全体に均一に分布される酸化物を利用できる。局所的な溶融プール４６をレーザービーム４４によって作成することができ、溶融プール４６ではノズルアセンブリの粉末ストリーム４２を通してＯＤＳ粉末を堆積させることができる。次に、ＯＤＳ粉末は急速に溶融されて、希釈領域４８に新しい層を形成し、この層は、基材に、この例においてはブレード１０または先端キャップ上面５０などに融着される。高密度層３８は、ノズルアセンブリおよびレーザーが溶融プール４６から離れるよう移動すると形成される。典型的には、シールドガス４０は、ノズルアセンブリを用いてＯＤＳ粉末を粉末供給機からレーザービーム４４まで搬送するためのガスキャリアとして使用することができ、そこで、溶融プール４６に堆積される。ガスキャリアとして使用されるガスは、堆積プロセス中の酸化を排除するのに役立つシールドガスとしても機能できるガスとすることができる。各ＯＤＳ層３８の幾何学的形状、厚さ、および密度は、レーザー出力、堆積量、堆積速度、ハッチ間隔などのパラメータによって調整できるが、これらに限定されない。少なくとも１つのＯＤＳ層３８が完成すると、構成要素全体を、この場合ではタービンブレード１０などを取り外して、任意の慣習的な様式で熱処理、熱間静水圧プレス、機械加工、または仕上げを行うことができる。仮にＴＢＣ層２８がブレードに付加される場合、少なくとも１つのＯＤＳ層３８の堆積が完了したらその時点でＴＢＣ層２８を付加することができる。
【００３５】
図８は、異なるレーザー出力範囲を使用することによって堆積される様々なＯＤＳ層３８を示す。ＯＤＳ層３８は、超合金などの基材上に堆積されている。これら超合金は、タービンブレード１０の母材として入手できる。詳細な微細構造評価により、ＯＤＳ層３８と基材の境界に不連続性がないことが示されており、ＯＤＳ層３８が基材にうまく融着されていることが証明されている。
【００３６】
少なくとも１つのＯＤＳ層３８を付加することで、リングセグメント２６上のＴＢＣ２８の多孔性を低減することができる。ＴＢＣ層２８の多孔性をこうして低下させることで、侵食に対する耐性を改善できる。ブレード先端２２の全体密度を、リングセグメント２６の全体密度よりも高くすることができる。ＯＤＳ合金は、耐酸化性および耐食性と、従来の超合金を超える上昇温度での機械的特性とを示す。比較すると、ＯＤＳ合金の硬度およびクリープ強度も、従来の超合金およびＴＢＣ層２８の硬度およびクリープ強度よりも大幅に高くなる。細長形状の粒子構造と酸化物およびその他の粒子の分散は、ＯＤＳ構造をそうしたものにする。これら特徴は、ＯＤＳ合金層が従来の手段を超える優れた特性を提供できるようにする。テストによって、酸化とＴＢＣ破砕に対する耐性との両方においてＯＤＳ合金の利点が明らかになった。ＯＤＳ層３８を使用することで、温度耐性の増大または所定の温度での耐用期間の増大がもたらされる。本明細書で説明する製造技術によって、このタイプの用途に使用できるタイプの基材の一例として任意のニッケルベース基材にＯＤＳ層３８を堆積する能力が実現可能となる。
【００３７】
少なくとも１つの高密度ＯＤＳ層３８は、リングセグメント２６への切り込み性を改善することができる。少なくとも第１の先端キャップリブ７２および／または第２の先端キャップリブ７４をずらすことは、直接伝導による付加的な冷却を可能にする。ブレード１０の圧力側面１８に対して鋭角張出部３０を付加することによって、少なくとも１つの遮蔽されたフィルム冷却孔６０を介して付加的な冷却をもたらすだけでなくさらに、圧力側面１８から吸引側面２０へのブレードの先端を越える漏出を阻止するのに役立つ。
【００３８】
特定の実施形態を詳細に説明したが、当業者は、本開示の全体的な教示に照らして、それらの詳細に対する様々な変更および代替案を開発できることを理解するであろう。したがって、開示された特定の構成は、単なる例示を意味しており、添付の請求項およびそのあらゆる同等物のすべての広がりが与えられる本発明の範囲に関して限定するものではない。
【符号の説明】
【００３９】
１０  タービンブレード
１１  中心線
１２  エアロフォイル
１４  前縁
１６  後縁
１８  圧力側面
２０  吸引側面
２２  ブレード先端
２４  プラットフォーム
２６  リングセグメント
２８  遮熱コーティング
３０  張出部
３２  タービンエンジン
３４  翼根
３６  スキーラ先端
３８  高密度酸化物分散強化層
５０  先端キャップ外面
５６  内部冷却システム
５８  キャビティ
６０  フィルム冷却孔
６２  排気口
６４  入口
７０  半径方向外側の先端キャップ
７２  第１の先端キャップリブ
７４  第２の先端キャップリブ
【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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