(57)【要約】【課題】タービンにおける複合翼形部（２２）の一部分を交換する方法を提供する。【解決手段】本方法は、ホイール（２４）上に取付けられた複数の複合翼形部（２２）を備えたタービンを準備する段階を含む。複合翼形部（２２）の少なくとも１つは、非プラスチック材料で製作されたコア（３０）及び該コアの少なくとも一部分を囲むプラスチック翼形部分（３２）を有する。交換を必要とするプラスチック翼形部分（３２）を有する複合翼形部（２２）にアクセスする。コア（３０）をホイール（２４）上に取付けたままの状態で、該コアを露出させるようにプラスチック翼形部分（３２）を除去する。コア（３０）をホイール（２４）上に取付けたままの状態で、該コアを囲むようにプラスチック翼形部分（３２）を成形する。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
複合翼形部（２２）の一部分を交換する方法であって、
非プラスチック材料で製作されたコア（３０）及び前記コアの少なくとも一部分を囲むプラスチック翼形部分（３２）を有しかつ交換を必要とする部分を有する複合翼形部（２２）を準備する段階と、
前記プラスチック翼形部分（３２）を除去して前記コア（３０）を露出させる段階と
を含む方法。
【請求項２】
前記成形段階が、
型枠（１２０）を準備する段階と、
前記コア（３０）の周りに型枠（１２０）を配置しかつ密封する段階と、
前記型枠内に流動性プラスチック材料を注入する段階と
を含む、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記成形段階が、前記コア（３０）を完全に囲むように前記交換翼形部分（３２）を射出成形する段階を含む、請求項１記載の方法。
【請求項４】
前記射出成形段階が、前記交換翼形部分（３２）に対して最終成形及び仕上げを行う段階を含む、請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記除去段階が、前記コア（３０）から前記プラスチック翼形部分（３２）を機械的、熱的又は化学的に除去する段階を含む、請求項１記載の方法。
【請求項６】
前記コア（３０）が前縁を備えており、前記成形段階が、前記コアの前縁を囲むように前記翼形部分（３２）を射出成形する段階を含む、請求項１記載の方法。
【請求項７】
前記コア（３０）が金属又はセラミック材料で製作される、請求項１記載の方法。
【請求項８】
交換を必要としかつホイール（２４）上に取付けられた状態にある前記複合翼形部（２２）を準備する段階と、
前記コアを前記ホイール（２４）上に取付けたままの状態で、該コア（３０）を露出させるように前記プラスチック翼形部分（３２）を除去する段階と、
前記コアを前記ホイール（２４）上に取付けたままの状態で、該コア（３０）の少なくとも一部分を囲むように前記交換プラスチック翼形部分（３２）を成形する段階と
をさらに含む、請求項１記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはターボ機械に関する。具体的には、本発明は、ターボ機械で用いる複合翼形部の交換に関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボ機械は、多くの形態を取ることができ、或いは様々な用途で使用することができる。これらの形態及び用途には、発電用蒸気タービン、発電用ガスタービン、航空機推進用ガスタービン及び発電用風力タービンを含むことができる。
【０００３】
ガスタービン内には一般的に、多数の回転ブレード及び固定ベーンが存在する。ブレード及びベーンは、タービンに沿って長手方向に間隔を置いて配置された交互の円周方向列として配置される。ブレード及びベーンの各々は、取付け部分に対して取付けられた翼形部分を含む。
【０００４】
ガスタービンの作動時には、塵埃、デブリ及び／又は水分が、翼形部に接触しかつその表面に損傷、侵食及び／又は腐食を引き起こす可能性がある。このことは通常、ガスタービンの性能の低下を引き起こす。一般的に、航空機推進用ガスタービンでは、ブレード及びベーンに対する比較的良好なアクセスが可能であり、従って、損傷したブレード及びベーンを取外しかつ交換することができる。しかしながら、発電用ガスタービンは一般的に、ブレード及びベーンを取外しかつ交換するためのそのようなアクセスを可能にしない。
【０００５】
米国特許出願第１１／８５８３２６号及び第１１／８５８３３３号に開示されているような、発電用に用いることができる１つのガスタービンは、複数の圧縮機段及びタービン段を有する。圧縮機段の少なくとも１つは、複合翼形部を含む。複合翼形部は、ガスタービン構造に取付けるための取付け構造体を有する。取付け構造体から、コアが延びる。コアは、金属又はセラミックのような材料で製作される。翼形部分は、コアを囲みかつ射出成形プラスチック材料で製作される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許出願第１１／８５８３２６号明細書
【特許文献２】米国特許出願第１１／８５８３３３号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
従って、ガスタービン用の複合翼形部を補修又は交換する方法に対する必要性が存在する。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の１つの態様による、タービンにおける複合翼形部の一部分を交換する方法は、ホイール上に取付けられた複数の複合翼形部を備えたタービンを準備する段階を含む。複合翼形部の少なくとも１つは、非プラスチック材料で製作されたコア及び該コアの少なくとも一部分を囲むプラスチック翼形部分を有する。交換を必要とするプラスチック翼形部分を備えた複合翼形部にアクセスする。コアをホイール上に取付けたままの状態で、該コアを露出させるようにプラスチック翼形部分を除去する。コアをホイール上に取付けたままの状態で、該コアを囲むようにプラスチック翼形部分を成形する。
【０００９】
本発明の別の態様による、タービンにおける複合翼形部の一部分を交換する方法は、ホイール上に取付けられた複数の複合翼形部を備えたタービンを準備する段階を含む。複合翼形部の少なくとも１つは、非プラスチック材料で製作されたコア及び該コアの少なくとも一部分を囲むプラスチック翼形部分を有する。交換を必要とする複合翼形部にアクセスする。コアを露出させるようにプラスチック翼形部分を除去する。コアの少なくとも前縁を囲むようにプラスチック翼形部分を成形する。
【００１０】
本発明のさらに別の態様による、複合翼形部の一部分を交換する方法は、交換を必要とする複合翼形部を準備する段階を含む。複合翼形部は、非プラスチック材料で製作されたコア及び該コアの少なくとも一部分を囲むプラスチック翼形部分を有する。コアを露出させるようにプラスチック翼形部分を除去する。コアを囲むように交換プラスチック翼形部分を成形する。
【００１１】
本発明のこれらの及びその他の特徴、態様並びに利点は、添付図面を参照して以下の説明を読むことにより、一層良好に理解されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】ホイール上に取付けられた複合翼形部を有するガスタービン段組立体の正面図。
【図２】図１に示す複合翼形部の１つの斜視図。
【図３】交換を必要とする可能性がある様々な部分に対する代表的損傷を示す複合翼形部の側面図。
【図４】ガスタービンハウジングに取付けられた、図１に示す組立体の正面図。
【図５】図４に示す組立体及びハウジングの一部分の拡大図。
【図６】その中に取付けられた複合翼形部のコアを有する型枠部分の斜視図。
【図７】別の型枠部分の斜視図。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
本発明の１つの態様は、損傷した又は最新のものにすることを必要とする、ガスタービンで用いる複合翼形部を補修又は交換する方法を提供する。本方法では、発電用ガスタービンで用いる複合翼形部は、迅速にかつ現場で補修又は交換することができる。
【００１４】
図１には、ロータ組立体２０の段を示している。組立体２０は、ホイール２４に取付けられたブレードの形態になった複数の複合翼形部２２を含む。組立体２０は、作動時に軸線Ａの周りで回転可能である。組立体２０は、例えばガスタービンの圧縮機セクションにおける第１段として発電用ガスタービンで使用するのに適している。組立体２０は、回転可能であるように示しているが、本発明は、複合翼形部２２の構成と同様の構成の複合翼形部を有する回転不能ベーン組立体段にも適用可能であることを理解されたい。
【００１５】
図２には、本発明の１つの態様による複合翼形部２２を詳細に示している。複合翼形部２２は、コア３０を含む。複合翼形部２２はまた、プラスチック翼形部分３２を含む。プラスチック翼形部分３２は、コア３０を完全に囲みかつ密封している。
【００１６】
複合翼形部２２は、少なくとも２つの異なる材料で製作される。本明細書で用いる場合に、「複合」というのは、コア３０を形成した比較的高強度の構造材料を覆って設置された状態で完成翼形部分３２を形成したプラスチック材料を有するものとして定義される。「プラスチック」という用語は、コア３０の材料の融点よりも比較的低い温度で溶融することができ、従って流動しかつ最終所望形状に容易に成形することができることを意味するものとして定義される。
【００１７】
根元部４０は、コア３０に取付けられ、複合翼形部２２を作動のためにガスタービン構造に取付けるために用いられる。根元部４０は、単一の原材料片から鍛造又は機械加工することなどによりコア及び根元部を一体のサブ構成要素として一体形に形成することによって、コア３０に取付けることができる。コア３０は、金属又はセラミックのようなあらゆる適当な非プラスチック材料で製作することができる。それに代えて、コア３０及び根元部４０は、別個に製作し、かつ根元部に対して、コアを締結、溶接又はその他の方法で取付けることができる。先端部４２は、複合翼形部２２の根元部４０とは軸方向反対側端部に設置される。軸線Ｂは、複合翼形部２２の全長に沿った方向に根元部４０から先端部４２まで延びる。
【００１８】
複合翼形部２２は、ガスタービン圧縮機の最初の数段が一般的に曝されることになる標準的温度で作動するように設計される。発電用ガスタービン用途では、「設計作動温度」は、複合翼形部２２及び翼形部分３２が正常作動時に圧縮機の最初の数段において受けると予測される最高温度である。最初の数段における標準的ガスタービン設計作動温度の実施例は、それに限定されないが、一般的に１８℃〜２００℃の範囲内にある。
【００１９】
複合翼形部２２としてのガスタービンの圧縮機ブレード用途では、根元部４０は一般的に、該複合翼形部をロータホイール２４の溝内に取付けるダブテール部分４６を含む。翼形部分３２は、前縁６０及び後縁６２を有する。
【００２０】
翼形部分３２は、軸線Ｂに沿って間隔を置いて配置されたセクションにおける一連の点によって形成された非常に複雑な表面である。前縁６０及び後縁６２は一般的に、比較的小さい半径によって形成された円形表面である。複雑な表面、前縁６０及び後縁６２は、製造するのが比較的困難である。空気力学的理由で、例えば０．０１０インチなど可能な限り小さい半径を備えた前縁６０を有することが一般的に望ましく、これは、以前は現実的でなかった。機械研磨又はコーティングさえ必要とする翼形部分３２の極度に平滑かつ精密な最終形状を有することもまた望ましく、これもまた以前は現実的でなかった。最終又はほぼ最終形状に形成された射出成形プラスチック翼形部分を有することにより、多くの利点が得られる。
【００２１】
翼形部分３２により、コア３０を完全に囲むのが好ましい。本発明の１つの態様では、複合翼形部２２は、金属又はセラミックコア３０の少なくとも一部分を囲むプラスチック翼形部分３２を有する。しかしながら、コア３０は翼形部分３２によって完全に囲まれる必要はないこと、及び本発明の別の態様によるとコアは部分的に覆うことができることは明らかであろう。プラスチック翼形部分３２は、繊維強化の必要性なしでコア３０上に成形され、好ましくは射出成形される。射出成形プロセスにより、翼形部分３２の精密かつ正確な部分、つまり前縁６０、後縁６２、並びに前縁と後縁との間で延びる正圧側面及び負圧側面を形成することができる。
【００２２】
コア３０の形態になった複合翼形部２２の内部ジオメトリは、振動数調整及び構造的必要性を最適化することができる。外部表面は、射出成形プラスチック翼形部分３２の形態として空気力学的性能に合わせて調整することができる。
【００２３】
例示的な態様では、コア３０は、該コア３０を貫通して延びる複数の開口部８２を有する。開口部８２は、強度又は機能のための連続中実構造を必要としないコア３０の領域内に設置される。開口部８２は、一般的に望ましい特性であるより低い回転質量になるようにコア３０を軽量化する。開口部８２は、射出成形プロセスの間に翼形部分３２のプラスチック材料の一部分８４を受けてコア３０に対して翼形部分を適所に保持する。開口部８２は、コア３０を完全に貫通して延びる必要はないが、プラスチック材料の一部分８４を受けるのに十分な深さを有する。プラスチック材料の一部分８４は、開口部８２を完全に充填する必要はないが、コア３０に対して翼形部３２を適所に保持するのに十分な距離だけ開口部内に延びる。
【００２４】
射出成形プラスチックで翼形部分３２を形成することによって、好ましくは成形機械加工、研磨又はコーティングを必要とせずに、空気力学的性能に合った所望の最終翼形形状を組み込むことができる。翼形部分３２は、コア３０の内部耐荷重構造から切り離されるので、吸込みデブリによる損傷に対してより耐性がある設計もまた可能になる。コア３０の耐荷重構造を翼形部分３２から切り離すことによりまた、コアを製造するのに使用可能な材料選択の数を増加させて構造特性を最大にしかつ重量を最小にする。
【００２５】
従って、複合翼形部２２は、射出成形プラスチック翼形部分３２により最適な空気力学的形状を備え、またコア３０により望ましい構造的特性を備える。翼形部分３２のプラスチック材料は、あらゆる適当なプラスチック材料とすることができる。プラスチック材料は、その中で該プラスチック材料が作動するように選択されたガスタービンの特定の段の設計作動温度に耐えることができるように選択される。例えば、ガスタービン圧縮機の第１段は、外気温度でかつ該圧縮機のその他の後段に比べて相対的に低い圧力で作動する。
【００２６】
媒体Ｍ（図３）は、ガスタービンの作動時に複合翼形部２２に対して示した全体方向に流れる。媒体Ｍは一般的に、ガスタービン用途では空気を含む。複合翼形部２２の周りでの媒体Ｍの流れの方向は一般的に、前縁６０から後縁６２に向かう。翼形部分３２のプラスチック材料は、吸込みデブリによる前縁６０への衝突損傷Ｄ、シュラウドのようなガスタービンの構造体に対する先端部４２の摩擦Ｒ、並びに水分、塩又はその他の微粒子による侵食Ｅ又は腐食を受ける。
【００２７】
大型フレームガスタービンの大多数は、現場交換可能な翼形部を有するように設計されていない。ロータ組立体２０の分解は一般的に、ガスタービンの大半の段での交換又は補修を可能にするために必要とされる。射出成形複合翼形部２２は、翼形部分３２を現場において交換して、ロータホイール２４からの取外しを必要とせずにこの損傷を直すことができる。翼形部分３２の成形及び仕上げにより、最小の作動停止時間で、ガスタービンの最適性能を実現する所望の空気力学的形状を形成することができる。
【００２８】
複合翼形部２２の翼形部分３２は、本発明の１つの態様により交換することができる。ガスタービンの設置場所において翼形部分３２を交換することは、損傷を補修するために、或いは該翼形部分の材料、形状又は仕上げを修正又は最新のものにするために行うことができる。交換プロセスは、それに対して作業しようとする複合翼形部２２にアクセスすることによって開始される。図４及び図５に示すように、ガスタービンのケーシング１００が開放される。作業しようとする複合翼形部２２がアクセス可能になる位置に、ロータホイール２４を回転させる。
【００２９】
複合翼形部２２の既存のすなわち現在の翼形部分３２が、最初にコア３０から除去される。既存のすなわち現在の翼形部分３２のコア３０からの除去は、様々なプロセスによって達成することができる。そのようなプロセスには、一例として機械的、熱的又は化学的除去、或いはそれらプロセスのあらゆる組合せを含むことができる。使用する実際のプロセスは、複合翼形部２２の既存のすなわち現在の翼形部分３２に用いられている材料に応じて決めることができる。
【００３０】
例示的な除去プロセスは、複合翼形部２２の既存のすなわち現在の翼形部分３２を加熱することを含む。そのような加熱は、石英水銀灯又は電気加熱要素を用いることによって達成することができる。既存のすなわち現在の翼形部３２が柔軟にかつ曲げやすくなる所定の温度に達するまで、熱が加えられる。所定の温度に達すると、既存のすなわち現在の翼形部分３２は、スリットを入れられかつコア３０からはがされる。次に、コア３０は、依然としてロータホイール２４に取付けられたままの状態で、完全に露出される。コア３０は、検査されて、さらなる実使用に適するかどうか判定される。コア３０が実使用可能であると判定された場合には、プロセスにおける次の段階への準備が整った状態になる。
【００３１】
射出成形装置のクラムシェル型枠組立体１２０（図４〜図５）が、コア３０の周りに嵌合されかつ密封される。型枠組立体１２０は、ケーシング１００に対して適所に保持される。ケーシング１００の接合面１０４に対して、固定具１０２が取付けられる。型枠組立体１２０と固定具１０２との間にホルダ１０６を延在させて、ロータホイール２４を回転しないように抑制しながら型枠組立体をコア３０の周りの適切な位置に保持する。
【００３２】
型枠組立体１２０の各型枠部分１２２、１２４（図６〜図７）は、収縮及び反りのための許容量を備えた状態で、型枠部分内に形成された翼形部の一部分の所望の完成形状を有する。コア３０は、図５に示すように型枠内の所定の位置に支持される。型枠１２０内の位置決めピン１４０が、型枠組立体１２０及び翼形形状をコア３０に対する所定の位置に適切に位置決めするのを助ける。通気孔１４２が、型枠部分１２２、１２４の内部から外部まで延びる。根元部４０は、型枠１２０の外部に位置し、型枠組立体１２０に係合して型枠に対してコア３０を位置決めする表面を有する。
【００３３】
型枠部分１２２、１２４は、コア３０を囲む。型枠部分１２２、１２４は、互いにクランプ締め又は締結される。導管１４４が、型枠組立体１２０によって形成された空洞内に溶融プラスチック材料を注入するように設けられる。プラスチック材料は、射出成形装置内で溶融される。溶融プラスチック材料が、導管１４４を通して型枠組立体１２０の空洞内に流入すると、空洞内の空気は、型枠部分１２２、１２４内の通気孔１４２を通して通気させ又は排出することができる。
【００３４】
交換翼形部分３２は、コア３０の少なくとも一部分を、好ましくはコア全体を囲むように射出成形される。射出成形プロセスの間に、コア３０内の開口部８２は、翼形部分３２の溶融プラスチック材料で充填される。これにより、翼形部分３２がコア３０に対して適所に保持される。プラスチック材料は次に、冷却しかつ硬化して、型枠１２０の空洞によってコア３０の周りに形成された所望の形状を形成する。はみ出し部分のトリミング及びバフ仕上げを必要とする可能性がある。交換翼形部分３２は、ガスタービンの再組立において実使用できる準備が整った状態になる。
【００３５】
説明全体を通して特定の用語を用いている。これら特定の用語は、表現すること及び説明することを意図しているにすぎず、限定を目的とするものではない。
【００３６】
少なくとも１つの態様に関して、本発明を説明してきた。本発明は、開示した態様に限定されるものではない。様々な修正及びその他の態様が、特許請求の範囲の技術的範囲内に含まれることを意図している。
【符号の説明】
【００３７】
２０  組立体
２２  複合翼形部
２４  ロータホイール
３０  コア
３２  翼形部分
４０  根元部
４２  先端部
４６  ダブテール
６０  前縁
６２  後縁
８２  開口部
１００  ケーシング
１０２  固定具
１０４  接合面
１０６  ホルダ
１２０  型枠組立体
１２２  型枠部分
１２４  型枠部分
１４０  位置決めピン
１４２  通気孔
１４４  導管
Ａ  軸線（タービン）
Ｂ  軸線（ブレードスタッキング）
Ｄ  損傷
Ｅ  侵食
Ｍ  媒体
Ｒ  摩擦
【図１】
2009287561.tif 000003
【図２】
2009287561.tif 000004
【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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