JP2007009914A - レーザショック誘起翼形部捻りの打ち消し - Google Patents

Abstract

【課題】ブレードの翼形部のレーザショックピーニング誘起捻り部を打ち消すこと。
【解決手段】ガスタービンエンジンブレード８は、ブレード８の薄い翼形部３４をレーザショックピーニングする段階と、翼形部内にレーザショック誘起捻り部ＤＢを形成する段階と、翼形部３４内のレーザショック誘起捻り部ＤＢを打ち消すようにブレード８の根本を変更する段階とを含む。変更段階は、レーザショックピーニングの後で行うことができる。該変更段階は、鋳造又は鍛造中にレーザショックピーニング前、或いは根本４２の形状に切断する機械加工又はブリーチ処理中に行うことができる。変更段階の1つの実施形態は、ブレードのレーザショックピーニングを施されていない翼形部用に設計された予め定められた根本中心線に対して変更中心線角度を有する変更根本中心線を備えた根本を形成する段階を含む。
【選択図】図３

Description

本発明は、レーザショックピーニングによって与えられる局所化圧縮残留応力を有する前縁及び後縁を備えたガスタービンエンジンロータブレードに関し、より詳細には、これらのブレードの翼形部のレーザショックピーニング誘起捻り部を打ち消す技術に関する。

レーザショックピーニング（ＬＳＰ）又はレーザショック処理は、その名の通り、物品の表面区域をレーザショックピーニングすることによって与えられる深い圧縮残留応力の領域を形成するためのプロセスである。レーザショックピーニングは一般的に、高出力及び低出力パルスレーザからの１つ又はそれ以上の放射パルスを使用して物品の表面に強い衝撃波を生成し、同様の方法が、名称「材料特性変更」の米国特許第３８５０６９８号、名称「レーザショック処理」の米国特許第４４０１４４７号、名称「材料特性」の米国特許第５１３１９５７号で開示されている。当該技術分野で理解され且つ本明細書で使用されているレーザショックピーニングとは、レーザビーム源からのパルスレーザビームを利用して、表面の一部分に強力な局所的圧縮力を生成することを意味する。その表面の部分は、アブレーションコーティングを有するか、又はアブレーションコーティングが無いことを意味する剥き出し状態とすることができる。爆発力は、レーザビームの衝突点において材料表面の薄層又はプラズマを形成するその表面上のコーティング（テープ又は塗装など）の瞬間的なアブレーション又は蒸発によって形成される。

レーザショックピーニングは、ガスタービンエンジン分野での多くの用途について開発されてきており、その幾つかは、以下の名称「オンザフライ・レーザショックピーニング」の米国特許第５７５６９６５号、名称「レーザショックピーニングしたガスタービンエンジンファンブレード縁部」の米国特許第５５９１００９号、名称「レーザショックピーニングしたガスタービンエンジン圧縮機ブレード縁部の歪み制御」の米国特許第５５３１５７０号、名称「レーザショックピーニングしたターボ機械用ロータ構成部品」の米国特許第５４９２４４７号、名称「粘着テープ被覆式レーザショックピーニング」の米国特許第５６７４３２９号及び名称「ドライテープ被覆式レーザショックピーニング」の米国特許第５６７４３２８号で開示されており、これらの全ては本特許出願人に譲渡されている。

約２０〜約５０ジュールの高エネルギーレーザビーム、又は約３〜約１０ジュールの低エネルギーレーザビームが使用されてきており、他のエネルギー水準も企図されている。例えば、１９９７年１０月７日に発行の米国特許第５６７４３２９号（Ｍａｎｎａｖａ他）（高エネルギーレーザを使用するＬＳＰ法）、及び１９９９年８月３日に発行の米国特許第５９３２１２０号（Ｍａｎｎａｖａ他）（低エネルギーレーザを使用するＬＳＰ法）を参照されたい。低エネルギーレーザビームは、ネオジウムでドープされたイットリウム・アルミニウム・ガーネット（Ｎｄ ＹＡＧ）、Ｎｄ：ＹＬＦ、及びその他のような異なるレーザ材料を使用して生成することができる。レーザショックピーニングプロセスは通常、物品を覆って流れる水カーテン又は別の閉込め液体媒体、或いは幾つかの他の方法を使用してプラズマ閉込め媒体を形成する。この媒体により、プラズマは、塑性変形とＬＳＰ効果を構成する関連残留応力パターンを生じさせる衝撃波圧力を急速に獲得することができる。水カーテンは、閉込め媒体を形成し、プロセス発生衝撃波を閉込め且つ該プロセス発生衝撃波をＬＳＰ処理する構成部品の材料バルク内に再配向して、有益な圧縮残留応力を発生させる。
米国特許第５，４０９，４１５号公報 米国特許第５，４９２，４４７号公報 米国特許第５，５３１，５７０号公報 米国特許第５，５９１，００９号公報 米国特許第５，６７４，３２８号公報 米国特許第５，６７４，３２９号公報 米国特許第５，７４４，７８１号公報 米国特許第５，７５６，９６５号公報 米国特許第５，８７３，７７０号公報 米国特許第５，９３２，１２０号公報 米国特許第６，２１５，０９７号公報 米国特許第６，２２０，９４７号公報 米国特許第６，８５２，１７９号公報 米国特許第３８５０６９８号公報 米国特許第４４０１４４７号公報 米国特許第５１３１９５７号公報

ＬＳＰプロセスは、物品内に深い圧縮応力を生成し、異物損傷（ＦＯＤ)状態下での疲労強度の改善をもたらす。ＬＳＰは、高サイクル疲労性、低サイクル疲労性、腐食及び浸食に対する耐性などの材料特性を改善する。ファン、圧縮機及びタービンブレード翼形部の前縁及び／又は後縁のレーザショックピーニングは通常、材料にプラズマをもたらす塗装又はテープのようなアブレーション材料を用いて縁部の部分をコーティングする段階を含む。レーザショックピーニングは、剥き出し又はコーティングを施されていない表面上に実施することができる。薄い圧縮機及びタービンのブレードの関連する変形が存在し、これは、ブレードの外形を変え、従って、大きな空気力学上の問題を引き起こす怖れがある。これらの関係する変形は、ブレード翼形部の捻りの変化を含む。翼形部のこのレーザショックピーニング誘起捻り部を軽減又は除去することは、大いに望ましいものである。

ガスタービンエンジンブレード、及びブレードなどの製造方法は、ブレード翼形部の前縁及び後縁に沿った少なくとも１つのレーザショックピーニング面と、該レーザショックピーニング面から翼形部に延びるレーザショックピーニング（ＬＳＰ）によって与えられる深い圧縮残留応力の領域とを有する。レーザショックピーニング面は、前縁及び／又は後縁の少なくとも一部に沿って延びる。本方法は、翼形部のレーザショックピーニング誘起捻り部を打ち消すようにブレードの根本を変更する段階を含む。

ガスタービンエンジンブレードをレーザショックピーニングするための方法は、ブレードの薄い翼形部をレーザショックピーニングする段階と、翼形部内にレーザショック誘起捻り部を形成する段階と、翼形部（３４）におけるレーザショック誘起捻り部を打ち消すようにブレードの根本を変更する段階とを含む。この変更は、レーザショックピーニングの後に行うことができる。この変更は、ブレードの鋳造又は鍛造中にレーザショックピーニング前、或いは根本の形状に切断する機械加工又はブリーチ処理中に行うようにしてもよい。変更段階の1つの実施形態は、ブレードのレーザショックピーニングを施されていない翼形部用に設計された予め定められた根本中心線に対して変更中心線角度を有する変更根本中心線を備えた根本を形成する段階を含む。

図１、図２及び図３には、ブレードプラットフォーム３６からブレード先端３８まで半径方向外方に延びるチタン基合金又はニッケル基合金製の薄い翼形部３４を有するガスタービンエンジンブレード８が示されている。ブレード８は、翼形部３４の前縁ＬＥに沿って該翼形部３４の金属基材１０上にレーザショックピーニングされた表面５４を備える圧縮機又はタービンブレードを代表するものである。ブレード８は、プラットフォーム３６からその半径方向内方端部３７まで半径方向内方に延びる根元セクション４０を含む。根元セクション４０の半径方向内方端部３７には、ブレードシャンク４４によってプラットフォーム３６に連結されたブレード根元４２がある。ブレード根元４２は、プラットフォーム３６にほぼ平行な根元中心線４５と、プラットフォーム３６の側縁３５と、ブレードシャンク４４とを有する。根元４２は、圧縮機又はエンジンのタービンロータ上で保持スロット内に滑動可能な形状にされる。

翼形部３４は、該翼形部の前縁ＬＥと後縁ＴＥとの間を翼弦方向に延びる。翼形部３４の翼弦Ｃは、図２に示すブレードの各断面において前縁ＬＥと後縁ＴＥとの間の線である。翼形部３４の正圧側４６は、矢印Ｖで示す一般的な回転方向に面し、負圧側４８は翼形部の他方の側面上にあり、中間線ＭＬは、翼弦方向で２つの面の間の中間にほぼ配置されている。翼形部３４はまた、翼弦角度がプラットフォーム３６の第１の角度Ｂ１から先端３８の第２の角度Ｂ２まで変化し、その差違が角度差ＢＴで示される捩れを有する。翼弦角度は、ガスタービンエンジン又はロータ中心線１１に対して翼弦Ｃの角度として定義され、ブレード８は、対応するガスタービンエンジンでの用途向けに設計されている。

ブレード８は、ブレードプラットフォーム３６からブレード先端３８まで翼形部３４の前縁ＬＥ及び後縁ＴＥに沿ってそれぞれ延びる前縁セクション５０及び後縁セクション７０を有する。前縁セクション５０及び後縁セクション７０は、第１の幅Ｗ１及び第２の幅Ｗ２をそれぞれ含み、前縁セクション５０及び後縁セクション７０が、極細線で示されるように形成される可能性のある打痕５２と、翼形部３４の前縁及び後縁に沿って生じる可能性がある裂け目とを囲むようになる。翼形部３４は、エンジンの作動中に回転するファンブレード８によって生成される遠心力に起因した大きな引張応力場にさらされる。翼形部３４はまた、エンジンの作動中に発生する振動にさらされ、打痕５２及び裂け目は、高サイクル疲労応力ライザーとして作用し、その周囲に更に応力集中をもたらす。

打痕及び裂け目から成長して広がる可能性のある亀裂線に沿った翼形部分の疲労破損を打ち消すために、正圧側４６及び負圧側４８の１つ又は両方は、レーザショックピーニングされ、図２に示すようにレーザショックピーニング（ＬＳＰ）によって与えられる深い圧縮残留応力を有し、レーザショックピーニング面５４から翼形部３４内に延びるプレストレスト領域５６を備えたレーザショックピーニング面５４を形成する。プレストレスト領域５６は、前縁セクション５０及び後縁セクション７０と共に幅W１及び幅W２の全範囲まで翼弦方向で同一の広がりを有するように示されており、両幅の少なくとも一部に対して融合するように翼形部３４内に十分深い位置にある。プレストレスト領域５６は、前縁ＬＥに沿って半径方向で前縁セクション５０と同一の広がりを有するように示されるが、より短くてもよい。圧縮性プレストレスト領域５６におけるレーザビームショック誘起の深い圧縮残留応力は、通常約５０〜１５０ＫＰＳＩ（キロポンド／平方インチ）であり、レーザショックピーニング面５４から圧縮性プレストレスト領域５６内に約２０〜５０ミルの深さまで延びる。

金属基材１０のコーティング又は剥き出しの金属は、アブレーションされて、材料の表面上に衝撃波を生じるプラズマが発生する。これらの衝撃波は、水カーテン又は閉込め層などの清浄液体閉込め媒体によってレーザショックピーニング面５４に向って再配向され、レーザショックピーニング面５４の下の材料内に進行衝撃波（圧力波）を発生させる。これらの衝撃波の振幅及び量が、圧縮応力の深さと強さを決定付ける。

圧縮機及びタービンブレード８は、全体的に極めて薄い翼形部３４を有し、該翼形部３４をレーザショックピーニングして、レーザショックピーニング面５４及び上述の深い圧縮残留応力を備えた関連するプレストレスト領域５６を形成することにより、図３に示すように翼形部３４内にレーザショック誘起捻り部ＤＢの形態の翼形部変形を引き起こすことができる。レーザショック誘起捻り部ＤＢは一般に、レーザショックピーニングプロセスによって与えられる深い圧縮応力に起因する翼形部の屈曲によって引き起こされたものと考えられている。レーザショック誘起捻り部ＤＢは、翼形部の縁部に沿って分布し、プラットフォーム３６での翼形部３４のベース３９における０から先端３８における最大値までに及ぶ。レーザショック誘起ブレード捻り部ＤＢは、翼形部のプラットフォーム３６からその先端３８まで、或いはそのいずれかの部分での翼形部の局所的な空気力学に対し累積効果を与える。レーザショック誘起ブレード捻り部ＤＢは、実線で描かれた設計翼形部断面形状Ｓ（レーザショックピーニングを施されていない翼形部４９の）と破線で描かれた変形形状ＤＳとの間のブレード捻り変形として示される。

レーザショック誘起ブレード捻り部ＤＢを打ち消すために、レーザショックピーニングを施されていない翼形部４９の予め定められた又は設計上の捻りと比較して翼形部の捻り全体を変更するよう根本４２が変えられる。根本４２は、ブリーチ処理など機械加工により変更して、根本４２及びブレードシャンク４４を形成し、ブレードが１つである場合には、根本４２及び根本中心線４５を曲げることにより根本中心線を変更し、元の根本中心線４５と変更後の根本中心線４７との間の変更中心線角度ＢＸを有する変更根本４３の変更根本中心線４７を形成することができる。元の根本中心線４５は、ブレードの変形していない、又はレーザショックピーニングを施されていない翼形部４９を備えたブレード用に設計された予め定められた根本中心線である。変更中心線角度ＢＸは、約０．５〜１度の範囲にすべきである。この変更は、ブレード８の鋳造又は鍛造中のーザショックピーニングの前、或いは鋳造又は鍛造後の根本４２の形に切断する機械加工又はブリーチ処理中に行うことができる。

変更根本４３の変更根本中心線４７は、図４に図示されており、プラットフォーム３６の側縁３５に平行ではないが、変更線角度ＢＸが約０．５〜１度の範囲にあるので、プラットフォーム３６の小さな曲げがあるだけに過ぎない。隣接ブレード８の隣接プラットフォーム３６は平行のまま保持されており、根本４２の変更は、ブレードの機械的嵌合及びエンジンの圧縮機又はタービンロータ上の保持スロットへの根本の嵌合とは干渉しないことになる。

本発明の好ましいものと考えられるもの及び例示的な実施形態を本明細書で説明してきたが、本発明の別の修正物は本明細書の教示により当業者には明らかであり、従って、本発明の真の精神及び範囲内に属するこのような全ての修正物は、添付の請求項において保護されることが望まれる。これに伴い、添付の請求項において定義され且つ区別化される本発明は、特許によって保護されることが望まれる。

翼形部を備える例示的な航空機用ガスタービンエンジンブレードの斜視図。 図１に示す線２−２に沿って取られた翼形部を貫通する断面図。 翼形部のレーザショック誘起捻り部を示す図２に示す同じ線３−３に沿って取った従来のレーザショックピーニングを施されていない翼形部の先端セクションを貫通する断面図が重ねられた図２に示す線３−３に沿って取った翼形部の先端セクションを貫通する断面図。 翼形部のレーザショック誘起捻り部を打ち消すようにブレードの根本セクションを変更する段階の前後で翼形部のベースにおけるブレードと翼形部とを比較する断面図。

符号の説明

８ ブレード
１０ 金属基材
１１ ロータ中心線
２８ ショットピーニングパッチ
３４ 翼形部
３６ ブレードプラットフォーム
３７ 根元セクションの半径方向内方端部
３８ ブレード先端
３９ ベース部
４０ 根元セクション
４２ ブレード根元
４４ ブレードシャンク
４６ 正圧側
４８ 負圧側
４９ レーザショックピーニングを施されていない翼形部
５０ 前縁セクション
５２ 打痕
５４ レーザショックピーニング面
５６ プレストレスト領域
７０ 後縁セクション
７６ 正圧側区域
７７ 負圧側区域
７８ ショット
８８ 先端領域
１７６ より大きな程度のショットピーニング流
１７７ より小さな程度のショットピーニング流
Ｃ 翼弦
Ｓ 形状
Ｖ 矢印
ＬＥ 前縁
ＴＥ 後縁
ＭＬ 中間線
Ｂ１ 第１の角度
Ｂ２ 第２の角度
ＢＴ 角度差異
ＣＢ 逆変形捻り
ＣＤＳ 逆変形捻り形状
ＤＢ レーザショック誘起捻り部
ＤＳ 変形形状
Ｗ１ 第１の幅
Ｗ２ 第２の幅

Claims (10)

1. ガスタービンエンジンブレード（８）をレーザショックピーニングするための方法であって、
   前記ブレード（８）の薄い翼形部（３４）をレーザショックピーニングする段階と、
   前記翼形部内にレーザショック誘起捻り部（ＤＢ）を形成する段階と、
   前記翼形部（３４）における前記レーザショック誘起捻り部（ＤＢ）を打ち消すように前記ブレード（８）の根本（４２）に変更を加える段階と、
   を含む方法。
2. 前記変更が、前記レーザショックピーニングの前、前記ブレード（８）の鋳造又は鍛造中、或いは前記ブレード（８）の鋳造又は鍛造後の前記根本（４２）の機械加工中に行われることを特徴とする請求項１に記載の方法。
3. 前記変更が、前記ブレードのレーザショックピーニングを施されていない翼形部（４９）用に設計された予め定められた根本中心線（４５）に対して変更中心線角度（ＢＸ）を有する変更根本中心線（４７）を備えた根本（４２）を形成する段階を含む請求項１に記載の方法。
4. ガスタービンエンジンブレード（８）をレーザショックピーニングする方法であって、
   前記ブレード（８）の薄い翼形部（３４）の正圧側（４６）及び負圧側（４８）の少なくとも一方上の前縁（ＬＥ）に沿ってレーザショックピーニングする段階と、
   前記前縁（ＬＥ）の少なくとも一部に沿って半径方向に延び、且つ前記前縁から翼弦方向に延びるレーザショックピーニング面（５４）をレーザショックピーニングにより形成する段階と、
   前記レーザショックピーニングによって与えられる深い圧縮残留応力を有し、前記レーザショックピーニング面（５４）から前記翼形部（３４）内に延びる領域（５６）をレーザショックピーニングにより形成する段階と、
   前記翼形部内にレーザショック誘起捻り部（ＤＢ）を形成する段階と、
   前記翼形部における前記レーザショック誘起捻り部を打ち消すように前記ブレード（８）の根本（４２）に変更を加える段階と、
   を含む方法。
5. 前記変更が、前記ブレードのレーザショックピーニングを施されていない翼形部（４９）用に設計された予め定められた根本中心線（４５）に対して変更中心線角度（ＢＸ）を有する変更根本中心線（４７）を備えた根本（４２）を形成する段階を含む請求項４に記載の方法。
6. 前記変更が、前記レーザショックピーニングの前、前記ブレード（８）の鋳造又は鍛造中、或いは前記ブレード（８）の鋳造又は鍛造後の前記根本（４２）の機械加工中に行われることを特徴とする請求項５に記載の方法。
7. ガスタービンエンジンブレード（８）であって、
   前縁及び後縁を有し、前記ブレード（８）の根元（４２）から離れて延びる薄い金属翼形部と、
   前記前縁及び後縁の少なくとも一方の前記翼形部の少なくとも片側にある少なくとも１つのレーザショックピーニング面と、
   前記縁部の一方の少なくとも一部に沿って半径方向に延び且つ前記縁部の一方から翼弦方向に延びるレーザショックピーニング面と、
   レーザショックピーニング（ＬＳＰ）によって与えられる深い圧縮残留応力を有し、前記レーザショックピーニング面から前記翼形部内に延びる領域と、
   前記翼形部内のレーザショック誘起捻り部と、
   前記翼形部内の前記レーザショック誘起捻り部を打ち消すために非翼形部縁部用に設計された根本（４２）と比較される前記根本（４２）の変更部と、
   を備えるガスタービンエンジンブレード（８）。
8. 前記変更部が、前記ブレードのレーザショックピーニングを施されていない翼形部（４９）用に設計された予め定められた根本中心線（４５）に対して変更中心線角度（ＢＸ）を備えた変更根本中心線（４７）を有する根本（４２）を含むことを特徴とする請求項７に記載のブレード（８）。
9. 前記変更部が、前記ブレード（８）の鋳造又は鍛造中に形成されたことを特徴とする請求項８に記載のブレード（８）。
10. 前記変更部が前記ブレード（８）の鋳造又は鍛造後の前記根本（４２）の機械加工中に形成されたことを特徴とする請求項８に記載のブレード（８）。

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