(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数の冷却通路（４４）の端部がそれぞれ先端部へ延び、キャップ（２０）が先端部の冷却通路の端部上にろう付けされ、スクエラー部分（２２）がキャップを超えて延びるタービン翼（４０）の補修方法であって、
タービン翼からスクエラー部分（２２）、キャップ（２０）及び全てのろう付け材（３４）を除去して先端部（１６）上に補修表面（４６）を形成し、
冷却通路（４４）の複数の端部をまたぐようなサイズの交換キャップ（４８）を形成し、
交換キャップを補修表面へ溶接して固着することにより冷却通路の端部を密封し、
補修スクエラー部分（５４）を溶接により形成するステップより成るタービン翼の補修方法。
【請求項２】
タービン翼は先端部に割れ（２４）があり、
スクエラー部分、キャップ及び全てのろう付け材を除去するステップの後、割れに隣接する材料を除去して（５１）割れ補修空間を形成し、
割れ補修空間を溶接により充填する（５３）ステップをさらに含む請求項１の方法。
【請求項３】
割れ補修空間を充填する（５３）ステップの後、交換キャップを固着するステップの前に、先端部の非破壊検査を行う（５５）ステップを含む請求項２の方法。
【請求項４】
少なくとも１つの冷却通路がキャップに隣接して形成されたウェブ部分を構成し、交換キャップを固着するステップの前にウェブ部分を除去する（４３）ステップをさらに含む請求項１の方法。
【請求項５】
ウェブ部分を除去するステップの後に先端部の非破壊検査を行うステップをさらに含む請求項４の方法。
【請求項６】
スクエラー部分、キャップ及び全てのろう付け材を除去するステップは、タービン翼の先端部に平坦な表面を切削するステップより成る請求項１の方法。
【請求項７】
タービン翼（４０）は鋳造ニッケル系超合金材料より成り、交換キャップを固着する（４９）ステップは、高温ＴＩＧ溶接法により交換キャップを補修表面に溶接するステップより成る請求項１の方法。
【請求項８】
タービン翼（４０）は鋳造ニッケル系超合金材料より成り、交換キャップ（４８）を形成する（４５）ステップは、タービン翼と同じ材料の交換キャップを形成するステップより成り、交換キャップを固着するステップは、タービン翼及び交換キャップの材料と同じ材料である溶加材を用いる高温ＴＩＧ溶接法により交換キャップを補修表面に溶接するステップより成る請求項１の方法。
【請求項９】
交換キャップを固着するステップはさらに、
交換キャップを仮付け溶接部に関して定位置に保持し（４７）、
高温ＴＩＧ溶接法により交換キャップを補修表面に溶接し（４９）、
高温ＴＩＧ溶接時に仮付け溶接部及びその熱影響領域を消耗させるステップより成る請求項１の方法。
【請求項１０】
交換キャップを固着するステップは第１の溶加材を用いて行い、交換スクエラー部分を形成する（５４）ステップは第２の溶加材を用いて行う請求項１の方法。
【請求項１１】
交換スクエラー部材を形成するステップは、レーザー溶接法によりスクエラー部分を形成するステップより成る請求項１の方法。
【請求項１２】
高温ＴＩＧ溶接法は、予熱し、溶接時に１６５０−１９５０°Ｆの温度を溶接温度として用いる請求項８の方法。
【請求項１３】
高温ＴＩＧ溶接法は、予熱し、溶接時に１６５０−１９５０°Ｆの溶接温度を用いる請求項９の方法。
【請求項１４】
タービン翼の製造方法であって、
タービン翼の根元部及び翼形部を方向性固化柱状結晶鋳造材料により形成し、
キャップを従来の鋳物材料により形成し、
キャップを翼形部の端部に溶接し、
溶接時に溶接材料を付着させてスクエラー部分を形成するステップより成るタービン翼の製造方法。
【請求項１５】
キャップはプレートである請求項１４の方法。
【請求項１６】
翼形部に形成された複数の冷却通路（４４）の端部が翼形部の先端部の表面近くにあるため最小の壁厚が維持されないとしてリジェクトされたタービン翼（４０）を補修する方法であって、
翼形部の先端部の最小の壁厚がない部分を含む部分を除去して補修表面を形成し、
キャップを補修表面に溶接して固着し、
溶接時に溶接材料を付着させてスクエラー部分を形成するステップより成るタービン翼の補修方法。
【請求項１７】
キャップはプレートである請求項１６の方法。
【請求項１８】
スクエラー部分を形成するステップの前にプレート上に曲面を形成する（５７）ステップを含む請求項１６の方法。
【請求項１９】
キャップを溶接により固着するステップは、高温ＴＩＧ溶接法を用いるステップである請求項１６の方法。
【請求項２０】
高温ＴＩＧ溶接法は、予熱と、溶接時に１６５０−１９５０°Ｆの溶接温度を用いる請求項１９の方法。
【請求項２１】
方向性固化柱状結晶鋳造材料より成る翼の根元部及び翼形部と、
翼形部の端部に溶接により固着された、従来の鋳造材料より成るキャップ（４８）と、
翼形部に溶接により溶接材料を層状に付着させて形成したスクエラー部分（５４）とを備えたタービン翼（４０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】
本発明は、一般的に、タービン翼の分野に関し、さらに詳細には、タービン翼の先端部の補修に関する。
【０００２】
図１は、ガスまたは燃焼タービンの第１列の動翼として使用する、当該技術分野で公知の、発電タービン用翼１０を示す。タービン翼１０は、翼の根元部１２、翼形部１４及び先端部１６を有する。翼の根元部１２は、タービンの回転軸（図示せず）上のディスクに挿入し、そのディスクにより保持されるように設計されている。翼形部１４の形状は、翼形部１４を通過する燃焼ガスからエネルギーを取り出してタービン軸に該軸を回転させる機械エネルギーを付与するように選定されている。現代のガスタービンエンジンは、翼形部１４の表面下に１またはそれ以上の冷却通路を形成して、高温の燃焼ガス環境内で翼材料の健全性を確保するに必要な冷却空気を通過させるように設計されている。かかる冷却通路は、鍛造翼を穿孔して形成するか、または鋳造時、翼に直接形成することができる。鋳造タービン翼の冷却通路の形成は、翼材料の鋳造時に型の空間内にセラミックのコアを支持して行う。鋳造時セラミックのコアをその適正な位置に支持するためには、コアの一部を鋳造物の端縁部に延伸させて鋳造されたままの翼の先端部１６に１またはそれ以上の開口を形成しなければならない。これらの開口は、タービン翼１０内に冷却空気が適正に流れるようにするため、翼の製造時に密封する必要がある。開口のサイズが十分に小さければ、翼１０の先端部１６上に形成した溶接プラグ１８により密封する。大きな開口は、１またはそれ以上のプレート２０のようなキャップで覆うことにより密封する。１９７８年２月１４日発行の米国特許第４，０７３，５９９号（発明者：Allen et al.）は、かかるタービン翼の先端部を閉鎖する設計法を開示している。
プレート２０は、翼先端部１６の構造により機械的に拘束され、１またはそれ以上のろう付け接続部２１により定位置に保持・密封される。プレート２０の組込み及びろう付けは、厄介で高コストのプロセスであることがわかるであろう。さらに、鋳造時にコアをその適正な位置に維持しようとしても、コアが不用意に移動して冷却通路の端部が翼形部先端の表面近くに位置するようになるため最小の壁厚が維持できず、多くの鋳造翼がリジェクトされる。
【０００３】
タービン１０は、鋳造構造（図示せず）内で回転するように設計されている。翼の先端部１６が鋳造構造にぴったり嵌合し、翼の先端部１６の周りを流れる燃焼ガスが最小限に抑えられるようにすることが重要であるが、その理由は、かかるバイパスガスは翼形部１４にエネルギーを付与しないからである。翼の先端部１６には、その周面を隆起して延びるスクエラー部分２２が設けられる。スクエラーの名前は、翼の先端部１６と鋳造構造とが機械的に干渉する場合に発生する音に由来する。スクエラー部分２２のサイズは、該部分と鋳造構造とが最小の間隔でぴったり嵌合するが、擦り合わないように選定されているのが理想的である。
【０００４】
タービン翼１０は、タービン運転時に先端部１６に低サイクル疲労応力が加わるため、先端部１６の近くに１またはそれ以上の割れ２４が発生することが知られている。割れ２４の長さが臨界的寸法を超えると、タービン翼１０を使用停止にして補修することにより、翼とタービンとの壊滅的な故障を防止しなければならない。割れ２４の補修は、割れ近くの材料を除去して割れ補修空間を形成した後、その空間に溶接金属を充填して行えることが分かる。しかしながら、プレート２０を定位置に固定するろう付け接続部２１により補修プロセスが複雑になるが、その理由は、ろう付け材料の上に溶接を行うことにより溶接の一体性が損なわれるためである。
米国特許第４，２１４，３５５号は、２つの部分より成る先端部の交換キャップを既存のタービン翼に固着するタービン翼先端部の補修方法を記載している。交換キャップの２つの部分は互いに別々に製造され、補修中の翼に逐次的に固着される。
米国特許第５，８２２，８５２号は、方向性固化または単結晶超合金の補修先端部をろう付けまたは抵抗溶接により既存の翼に固着してタービン翼の先端部を補修する方法を記載している。
【０００５】
従来技術の設計の制約に鑑みて、割れのある領域の近くにろう付け材料が存在するために生じる問題を解消する、割れのある中空タービン翼の補修方法を提供するのが望ましい。また、ろう付け接続部の領域での補修の可能性を排除する中空タービン翼の製造方法を提供することが望ましい。さらに、翼先端部の近くで割れが発生しないようにする高い性能を備えたタービン翼を提供するのが望ましい。
【０００６】
【発明の概要】
本発明の上記及び他の目的は、複数の冷却通路の端部がそれぞれ先端部へ延び、キャップが先端部の冷却通路の端部上にろう付けされ、スクエラー部分がキャップを超えて延びるタービン翼の補修方法であって、タービン翼からスクエラー部分、キャップ及び全てのろう付け材を除去して先端部上に補修表面を形成し、冷却通路の複数の端部をまたぐようなサイズの交換キャップを形成し、交換キャップを補修表面へ溶接して固着することにより冷却通路の端部を密封し、補修スクエラー部分を溶接により形成するステップより成るタービン翼の補修方法により達成される。
【０００７】
【好ましい実施例の詳細な説明】
図２は、図１の断面２−２に沿う従来型タービン翼１０の部分断面図である。プレート２０と、スクエラー部分２２とが、図２の断面図からわかる。図示の実施例では、タービン翼１０の壁２８は、スクエラー部分２２と一体的に鋳造されている。セラミックのコア（図示せず）は、鋳造時に定位置に配置されて、冷却通路２６だけでなく内部のウェブ３０が形成されるようにする。内部にプレート２０を保持するノッチ３２の形成は、ウェブ３０を切削してスロットを形成することにより行う。ろう付け材料３４により、プレート２０をノッチ３２内の定位置に保持する。ノッチ３２は、このタービン翼１０が装着されるタービンの運転時に、プレート２０に加わる力に対抗する反力を与える。上述したように、図１に示す割れ２４はろう付け材料３４を含む翼１０の部分に延びることがある。
【０００８】
図３は、本発明に従って製造または補修されるタービン翼４０を示す。翼４０の壁４２は、図２の翼１０の壁２８に相当する。壁４２は、翼４０の鋳造時に形成される冷却通路４４の境界の一部を形成する。翼４０のこれらの部分は、新しい翼の製造時かまたはタービンから取り外した翼１０の部分的補修プロセスの結果として形成される。本発明によると、図２の翼１０を図４に概略的に示す一連のステップにより補修すると、図３の翼４０となる。第１のステップ４１は、翼１０からスクエラー部分２２、キャップであるプレート２０及び全てのろう付け材料３４を除去するステップである。これらの構造部分を除去すると、翼４０の先端部１６上に補修表面４６が形成される。補修表面４６は平坦であるのが好ましく、各冷却通路４４の端部を露出させる。翼１０が最小の壁厚がないとしてリジェクトされた場合、最小の壁厚がない翼１０の部分を除去するに十分な材料を除去することができる。図２のウェブ３０は、先端部における熱特性を改善し、ウェブ３０により適正な溶接が妨げられないようにするため、ステップ４３において除去される。さらに、ウェブ３０を除去すると、溶接表面４６上の冷却通路４４の開口のサイズが拡張する。冷却通路４４へのアクセスが改善されると、壁４２の内側表面５０が非破壊検査（ＮＤＥ）にとってアクセスしやすくなる。タービン翼の従来の設計方法によると、ウェブにより翼先端部の幅木開口をできるだけ小さくすることにより、プレートをろう付けして固着するかまたは幅木孔が十分に小さければ溶接によりプラグを形成して、幅木孔を容易に閉鎖できることがわかる。鋳造業界では、幅木孔のサイズを最小限に抑えるため、現在、かなりの努力が払われている。しかしながら、翼の先端にウェブ材料があると、翼の先端部の冷却が困難になる。本発明は、新しく製造される翼だけでなく補修される翼の両方にとってウェブに付随する問題を解消するものである。
【０００９】
図３においてプレート４８として示す交換キャップはその後、ステップ４５において、冷却通路４４を跨ぐように形成する。翼４０に形成された複数の、または全ての冷却通路４４を単一のプレート４８で覆うのが有利であるが、その理由は、補修表面４６が翼４０の断面全体に延びる単一の平坦な表面であるからである。このように、図１に示すような翼１０に複数のプレートを使用する従来の設計法を採用しない。プレート４８のサイズは、通路４４を跨ぐが、プレート４８の端縁部と翼形部の壁４２の端縁部との間に小さなギャップが残されるように選定されるため、以下に述べる後の溶接工程を容易に行なうことができる。
【００１０】
プレート４８の材料は、翼形部の壁４２への溶接が容易に行えるように選択されている。１つの実施例において、翼４０はＩＮ−７３８ＬＣのような鋳造ニッケル系超合金で形成され、プレート４８とそのプレートを補修表面４６上に固定するための溶接材料５２とは共に、翼４０と同じ材料となるように選択されている。典型的なガスタービンの第１列の動翼は、プレート４８の厚さが０．０６０−０．１００インチの範囲にある。プレート４８は、図４のステップ４７に示すように、ステップ４９で補修表面４６に溶接する前に、機械的手段または仮付け溶接により定位置に保持する。本発明の１つの実施例では、ステップ４９に用いる溶接法は、高温ＴＩＧ溶接プロセスである。発明者等は、従来の鋳造法か方向性凝固法により、またはＩＮ−７３８、Ｍａｒ Ｍ２４７若しくはＣＭ ２４７ＬＣ材料の単結晶として鋳造される翼では、予熱し、また溶接時に１６５０−１９５０°Ｆの溶接温度を用いると、受け入れ可能な結果が得られることを発見している。仮付け溶接をステップ４７で行う場合、仮付け溶接部及びその熱影響領域を、高温ＴＩＧ溶接プロセスに付随する望ましい材料特性を得るために、ステップ４９の溶接時において消耗させる、即ち、化学的に変性させ、そして／又は焼き取る。
【００１１】
図１に示すような１またはそれ以上の割れ２４が生じた元の翼１０を補修して翼４０を形成する場合、補修プロセスは、割れ２４の近くの材料を除去して割れ補修空間を形成するステップ５１と、割れ補修空間を溶接により充填するステップ５３とを含む。ステップ５５は、交換キャップの溶接及び／または存在するかもしれない割れの補修の前または後に翼４０の非破壊検査を行なうことを示している。新しく製造される翼では、ステップ４１、４３、５１、５３は不要であり、これらのステップに図３に示す翼形部４２を備えた新しい翼本体の製造が取って代わることがわかる。
【００１２】
具体例によっては、プレートの上表面に曲面を形成するステップ５７の実施が必要かまたは望ましいであろう。ステップ５９は、スクエラー部分５４を溶接プロセスにより形成することを示すが、このプロセスでは溶接材料の層を付着してスクエラー部分５４の一般的な形状になるようにする。従来の溶接法またはレーザー溶接法をステップ５９で使用することができる。ステップ６１は、翼先端部１６及びスクエラー部分５４の最終形状を、最終的な研削、研磨、ＥＤＭまたは他の材料成形プロセスのような工程により形成できることを示している。
【００１３】
本発明の一実施例では、スクエラー部分を形成するステップ５９を、補修表面４６上にキャップ４８を溶接するステップ４９に用いる溶加材とは異なる溶加材を用いて行う。タービン翼の根元部１２及び翼形部１４の材料は、主として、それらの耐高温特性、耐高応力特性及びクリープ特性で選択する。しかしながら、タービン翼４０の先端部１６は翼の低い部分とは異なる組の動作パラメータを経験し、先端部１６の故障は通常、低サイクル疲労、酸化及び腐蝕の結果生じる。従って、プレート４８及び／またはスクエラー部分５４の材料は、翼形部の壁４２の材料とは異なる特性を有するように選択するのが望ましい。
本発明の上述した実施例は、例示のためであって限定の目的はない。従って、本発明の全範囲は、頭書の特許請求の範囲よって規定される。
【図面の簡単な説明】
【図１】  図１は、先端部に割れが生じた従来型タービン翼の斜視図である。
【図２】  図２は、図１のタービン翼の部分断面図である。
【図３】  図３は、本発明に従って行う補修を説明するためのタービン翼の部分断面図である。
【図４】  図４は、本発明に従ってタービン翼を補修する方法のステップを示す概略図である。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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