JP2014234747A - Turbine blade and method of manufacturing the same - Google Patents

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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a turbine blade capable of minimizing hot crack or welding deformation by reducing a heat-affected portion or a heat gain due to welding (for example, laser powder cladding welding), and a welding method thereof.SOLUTION: A turbine blade is equipped with a blade body 13 formed with an opening portion 2, a seat 3 formed on the blade body 13 along a peripheral edge portion 2a for regulating the opening portion 2, and a cover for sealing the opening portion 2. The seat 3 and the cover 4 are welded.

Description

本発明は、例えば、ガスタービン等のタービン翼に用いられて好適なタービン翼およびその製造方法に関するものである。   The present invention relates to a turbine blade suitable for use in, for example, a turbine blade such as a gas turbine, and a manufacturing method thereof.

火力発電プラント、高熱効率が得られるコンバインドサイクル発電プラント等の構成機器として使われるガスタービン装置においては、高温、高圧の燃焼ガスが衝突するガスタービン翼は、極めて過酷な条件下で使用される。そのためガスタービン翼の前縁部や腹側部等は供用期間中に摩耗あるいは高温酸化による減肉、割れの発生などの劣化が生じる可能性があり、定期点検時に不具合の発生が認められた場合、溶接等により補修が実施される。   In a gas turbine device used as a component device such as a thermal power plant or a combined cycle power plant capable of obtaining high thermal efficiency, gas turbine blades that collide with high-temperature and high-pressure combustion gas are used under extremely severe conditions. For this reason, there is a possibility that the leading edge or the ventral side of the gas turbine blades may deteriorate during the service period, such as thinning due to wear or high-temperature oxidation, cracking, etc. Repair is carried out by welding.

極めて過酷な条件下で使用されるタービン翼を冷却する技術として、フィルム冷却技術が知られている。フィルム冷却技術とは、タービン翼面上に設けた冷却孔から翼表面に沿って冷却空気を吹き出すことにより、翼面上に冷却膜を形成し、高温ガスから壁面を保護する技術である。タービン翼の冷却孔に減肉や割れ等の劣化が発生した場合の対策として、下記特許文献１がある。   A film cooling technique is known as a technique for cooling a turbine blade used under extremely severe conditions. The film cooling technique is a technique in which a cooling film is formed on the blade surface by blowing cooling air along the blade surface from a cooling hole provided on the turbine blade surface, thereby protecting the wall surface from high-temperature gas. As a countermeasure when deterioration such as thinning or cracking occurs in a cooling hole of a turbine blade, there is Patent Document 1 below.

特許文献１には、ガスタービン装置用ガスタービン翼の補修方法において、翼内部の翼冷却用の通気孔に流体を通流しながら、該翼を加熱補修することが示されている。これにより、ガスタービン動翼の先端部を肉盛溶接した際に溶接熱影響部において高温割れの発生しない健全な補修部を形成する効果が示されている。   Patent Document 1 discloses that in a gas turbine blade repair method for a gas turbine device, the blade is heated and repaired while a fluid is passed through a blade cooling vent inside the blade. This shows the effect of forming a healthy repaired portion in which hot cracking does not occur in the weld heat affected zone when the tip of the gas turbine rotor blade is welded.

特開平１０−１８０４４２号公報JP-A-10-180442

ガスタービンの製造工程において、タービン翼の冷却構造（例えば、通気孔）を作りこむため、製造工程で用いた孔を塞ぐ場合がある。この孔を塞ぐために特許文献１に開示された補修方法を用いた場合に以下のような問題がある。   In the manufacturing process of a gas turbine, in order to create a cooling structure (for example, a vent hole) for a turbine blade, the hole used in the manufacturing process may be blocked. When the repair method disclosed in Patent Document 1 is used to close the hole, there are the following problems.

タービン翼の基材は、単結晶材や一方向凝固材といった結晶成長方向を制御した材料であるとともに、ＡｌやＴｉといった高温割れを引き起こす成分が含まれていることから溶接性が悪い。また、肉盛溶接による補修にＴＩＧ溶接（Ｔｕｎｇｓｔｅｎ Ｉｎｅｒｔ Ｇａｓ）やアーク溶接を用いた場合、溶接材の溶け込み不良を起こすという問題があった。さらに、溶接中に溶けた金属が通気孔に溶け落ちるという問題があった。   The base material of the turbine blade is a material having a controlled crystal growth direction such as a single crystal material and a unidirectional solidified material, and has poor weldability because it contains components that cause high-temperature cracking such as Al and Ti. In addition, when TIG welding (Tungsten Inert Gas) or arc welding is used for repair by overlay welding, there is a problem in that poor welding of the welding material occurs. Furthermore, there is a problem that the metal melted during welding melts into the vent hole.

ＴＩＧ溶接やアーク溶接の替わりにろう材による溶接補修を用いた場合であっても、ろう切れなどの欠陥が生じるという問題があった。   Even when welding repair using a brazing material is used instead of TIG welding or arc welding, there is a problem that defects such as brazing breakage occur.

また、溶接材の溶け込み不良が生じることで、溶接部にポロシティが発生するという問題あった。ポロシティとは、溶接部における溶接欠陥の一種で、溶接金属中に発生するブローホール（溶着金属中に生じる球状又はほぼ球状の空洞）や、芋虫状に表面まで穴のあいたピット（ビードの表面に生じた小さなくぼみ穴）などの溶接欠陥のことをいう。   Moreover, there existed a problem that a porosity generate | occur | produced in a welding part by the poor penetration of a welding material. Porosity is a kind of weld defect in the weld zone. It is a blow hole (spherical or almost spherical cavity formed in the weld metal) generated in the weld metal, or a pit (hole surface) in a worm-like shape. This refers to welding defects such as small indentations that occur.

レーザ溶接を用いて補修する場合は、高密度エネルギを局所的に集中させることができる。しかし、開口部（例えば、溝や孔）の付近で連続して溶接を行った場合、タービン翼本体が熱影響を受けて開口部が溶接変形を起こすことで、溶接レーザの照射位置がずれるという問題があった。   When repairing using laser welding, high-density energy can be concentrated locally. However, when welding is performed continuously in the vicinity of an opening (for example, a groove or a hole), the turbine blade body is affected by heat and the opening undergoes welding deformation, so that the irradiation position of the welding laser is shifted. There was a problem.

本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、簡便な構造で開口部を塞ぐことができ、溶接材の溶け込み不良を防止するタービン翼およびその製造方法を提供することを目的とする。   The present invention has been made in view of such circumstances, and it is an object of the present invention to provide a turbine blade that can close an opening with a simple structure and prevents a welding material from being poorly welded, and a method for manufacturing the same. And

上記課題を解決するために、本発明のタービン翼およびその製造方法は以下の手段を採用する。
本発明のタービン翼は、開口部が形成された本体と、前記開口部を規定する周縁部に沿って前記本体に形成される座と、前記開口部を密閉する蓋と、を備え、前記座と前記蓋とが溶接されることを特徴とする。 In order to solve the above-described problems, the turbine blade and the manufacturing method thereof according to the present invention employ the following means.
The turbine blade of the present invention includes a main body in which an opening is formed, a seat formed on the main body along a peripheral edge that defines the opening, and a lid that seals the opening. And the lid are welded.

本体（例えば、Ｎｉ基超合金）には、開口部（例えば、溝や孔等）が設けられる。開口部を規定する周縁部に沿って座が形成され、開口部を密閉する蓋が配置される。座と蓋を溶接することで、蓋により本体に形成された開口部を塞ぐことができる。また溶接には、例えばレーザ溶接を用いることで溶接金属の溶け込みが良くなる。したがって、座と蓋の溶接を安定させることができる。また、蓋を用いることで、溶接中の溶けた金属が通気孔に落下することを防止することができる。   An opening (for example, a groove or a hole) is provided in the main body (for example, a Ni-base superalloy). A seat is formed along the peripheral edge that defines the opening, and a lid that seals the opening is disposed. By welding the seat and the lid, the opening formed in the main body can be closed by the lid. For welding, for example, laser welding is used to improve the penetration of the weld metal. Therefore, the welding of the seat and the lid can be stabilized. Moreover, it can prevent that the metal melt | dissolved during welding falls to a vent hole by using a lid | cover.

さらに、本発明にかかるタービン翼は、前記蓋は、その外周縁に向かって漸次厚さが減少する薄肉部が設けられていることを特徴とする。   Furthermore, the turbine blade according to the present invention is characterized in that the lid is provided with a thin portion whose thickness gradually decreases toward the outer peripheral edge thereof.

蓋には、その外周縁に向かって漸次厚さが減少する薄肉部が設けられている。この薄肉部をレーザ溶接の開先として用いることができる。蓋の外周縁に向かって開先が形成されることで、溶接時の溶接金属の溶け込みを良くすることができる。開先の角度は、例えば３０°とされる。   The lid is provided with a thin portion whose thickness gradually decreases toward the outer peripheral edge thereof. This thin portion can be used as a laser welding groove. By forming the groove toward the outer peripheral edge of the lid, it is possible to improve the penetration of the weld metal during welding. The angle of the groove is set to 30 °, for example.

さらに、本発明にかかるタービン翼は、前記開口部は、前記本体を冷却する冷却通路に接続されていることを特徴とする。   Furthermore, the turbine blade according to the present invention is characterized in that the opening is connected to a cooling passage for cooling the main body.

本体の開口部は、例えば、本体を冷却する冷却通路に接続されている。この冷却通路が複数ある場合に、所定の開口部を蓋で覆って溶接することで、所望の形状の冷却通路を形成することができる。   The opening of the main body is connected to a cooling passage for cooling the main body, for example. When there are a plurality of cooling passages, a predetermined opening can be covered with a lid and welded to form a cooling passage having a desired shape.

さらに、本発明にかかるタービン翼は、前記溶接は、レーザ紛体肉盛溶接とされることを特徴とする。   Furthermore, the turbine blade according to the present invention is characterized in that the welding is laser powder overlay welding.

レーザ紛体肉盛溶接とすることで、高密度エネルギを局所的に集中させることができる。これにより、熱影響部や入熱量を減らすことで高温割れや溶接変形を最小限に抑えることができる。   By using laser powder overlay welding, high-density energy can be concentrated locally. Thereby, it is possible to minimize hot cracking and welding deformation by reducing the heat affected zone and the amount of heat input.

また、本発明にかかるタービン翼の製造方法は、本体に形成された開口部を規定する周縁部に沿って形成された座に、該開口部を密閉する蓋を配置する工程と、前記座と前記蓋とを溶接する工程と、前記蓋の外表面をレーザ紛体肉盛溶接により肉盛する工程と、を備えたことを特徴とする。   The turbine blade manufacturing method according to the present invention includes a step of disposing a lid for sealing the opening on a seat formed along a peripheral edge defining the opening formed in the main body, and the seat. The method includes a step of welding the lid, and a step of overlaying the outer surface of the lid by laser powder overlay welding.

レーザ紛体肉盛溶接を用いることで、高密度エネルギを局所的に集中させることができる。また、本体への熱影響部や入熱量が減るため、溶接部の高温割れや溶接変形を最小限に抑えることができる。   By using laser powder overlay welding, high-density energy can be concentrated locally. Moreover, since the heat affected zone and heat input to the main body are reduced, high temperature cracking and welding deformation of the welded portion can be minimized.

また、本発明にかかるタービン翼の製造方法は、本体に形成された開口部の形状をレーザを用いて検知する検知工程と、前記レーザと異なる溶接レーザを用いて前記開口部を溶接する溶接工程と、を備え、前記検知工程にて得られた前記開口部の形状に基づいて前記溶接レーザを走査することを特徴とする。   The turbine blade manufacturing method according to the present invention includes a detection step of detecting the shape of the opening formed in the main body using a laser, and a welding step of welding the opening using a welding laser different from the laser. And scanning the welding laser based on the shape of the opening obtained in the detection step.

検知工程により、本体の開口部（例えば、開先）に形状を検知するレーザを照射することで開口部形状を検知することができる。これにより、開口部形状（開先形状）を把握した上で、開口部に溶接レーザを照射することができる。溶接工程は、検知に用いられたレーザとは異なる溶接レーザを用いて開口部を溶接している。検知工程にて得られた開口部の形状に基づいて溶接レーザを走査することで、レーザを照射する照射部と溶接レーザを照射する照射部間の位置関係を校正することができる。また、検知工程で得られた開口部の形状に基づいて溶接レーザを走査することで、本体の溶接変形による位置ズレを制御装置により補正することができる。   Through the detection step, the shape of the opening can be detected by irradiating the opening (for example, a groove) of the main body with a laser that detects the shape. Thereby, after grasping | ascertaining an opening part shape (groove shape), a welding laser can be irradiated to an opening part. In the welding process, the opening is welded using a welding laser different from the laser used for detection. By scanning the welding laser based on the shape of the opening obtained in the detection step, the positional relationship between the irradiation unit that irradiates the laser and the irradiation unit that irradiates the welding laser can be calibrated. Further, by scanning the welding laser based on the shape of the opening obtained in the detection step, the position shift due to the welding deformation of the main body can be corrected by the control device.

さらに、本発明にかかるタービン翼の製造方法は、前記レーザが照射された前記開口部と隣接する前記本体の端部に隣り合うように、前記レーザが照射される領域に冶具を設置する治具設置工程を備えていることを特徴とする。   Furthermore, in the method for manufacturing a turbine blade according to the present invention, a jig for installing a jig in an area irradiated with the laser so as to be adjacent to an end of the main body adjacent to the opening irradiated with the laser. An installation process is provided.

レーザが照射された開口部と隣接する本体の端部に隣り合うように、レーザが照射される領域に冶具を設置する治具設置工程を備えている。本体のレーザ照射箇所の幅が狭い場合であっても、冶具を設置することによりレーザを受けることができる。また、レーザ照射箇所から外れた場合であっても、レーザが照射される領域に冶具が設けられているので、レーザが本体の端部から突き抜けることがない。したがって、本体端部よりも外側の空間を開口部と誤って検知することを防止することができる。   A jig installation step of installing a jig in a region irradiated with the laser is provided so as to be adjacent to the end of the main body adjacent to the opening irradiated with the laser. Even if the width of the laser irradiation portion of the main body is narrow, laser can be received by installing a jig. Even when the laser beam is removed from the laser irradiation location, the jig is provided in the region irradiated with the laser, so that the laser does not penetrate from the end of the main body. Therefore, it is possible to prevent erroneous detection of the space outside the end of the main body as an opening.

本発明によれば、タービン翼本体（例えば、Ｎｉ基超合金）には、開口部（例えば、溝や孔等）が設けられる。また、開口部を規定する周縁部に沿って座が形成され、開口部を密閉する蓋が配置される。座と蓋を溶接することで、蓋により本体に形成された開口部を塞ぐことができる。また溶接には、例えばレーザ溶接を用いることで溶接金属の溶け込みが良くなり、溶接部の溶け込み不良を防止することができる。これにより、ガスタービン翼の品質を向上させることができる。   According to the present invention, an opening (for example, a groove or a hole) is provided in the turbine blade body (for example, a Ni-base superalloy). Further, a seat is formed along the peripheral edge that defines the opening, and a lid that seals the opening is disposed. By welding the seat and the lid, the opening formed in the main body can be closed by the lid. For welding, for example, laser welding is used to improve the penetration of the weld metal, thereby preventing the poor penetration of the welded portion. Thereby, the quality of a gas turbine blade can be improved.

本発明の第１実施形態にかかるタービン翼の溶接工程を示した部分拡大側断面図であり、（ａ）は座に蓋を設置する工程、（ｂ）は座と蓋を溶接する工程、（ｃ）は蓋の薄肉部を肉盛溶接する工程、（ｄ）は蓋の外表面を肉盛溶接する工程を示す。It is the partial expanded sectional side view which showed the welding process of the turbine blade concerning 1st Embodiment of this invention, (a) The process of installing a cover in a seat, (b) The process of welding a seat and a cover, ( c) shows the process of overlay welding the thin part of the lid, and (d) shows the process of overlay welding the outer surface of the lid. 本発明にかかるタービン翼の溶接方法の第２実施形態を示し、溶接位置を上面視した上面図である。It is the top view which showed 2nd Embodiment of the welding method of the turbine blade concerning this invention, and looked at the welding position from the top. 本発明の第２実施形態にかかる溶接レーザ照射部を示した側断面図である。It is the sectional side view which showed the welding laser irradiation part concerning 2nd Embodiment of this invention. 本発明の第２実施形態にかかる冶具の設置例を示した側断面図である。It is the sectional side view which showed the example of installation of the jig concerning 2nd Embodiment of this invention. 本発明の第２実施形態にかかる溶接レーザの照射箇所を示した上面図である。It is the top view which showed the irradiation location of the welding laser concerning 2nd Embodiment of this invention.

以下に、本発明に係るタービン翼およびその製造方法の第１実施形態について、図１を用いて説明する。
［第１実施形態］
ガスタービン（図示せず）は、例えば、圧縮空気を生成する圧縮機（図示せず）と、圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を供給して作動流体である燃焼ガスを生成する複数の燃焼器（図示せず）が設けられている。また、一組一段となったタービン翼（静翼および動翼）を複数段有し、燃焼器から供給される燃焼ガスにより回転動力を発生させるタービン（図示せず）とを備えている。 Hereinafter, a first embodiment of a turbine blade and a manufacturing method thereof according to the present invention will be described with reference to FIG.
[First Embodiment]
The gas turbine (not shown) includes, for example, a compressor (not shown) that generates compressed air, and a plurality of fuel gas that is a working fluid by supplying fuel to the compressed air supplied from the compressor. A combustor (not shown) is provided. Moreover, the turbine blade (not shown) which has a plurality of stages of turbine blades (stator blades and moving blades) in one set and generates rotational power by the combustion gas supplied from the combustor is provided.

ここで、本発明は、タービン静翼１及びタービン動翼（図示せず）の何れにも適用できる。そこで、以降、本実施形態について、図１に示すようにタービン静翼１について説明し、タービン動翼についての説明は省略する。   Here, the present invention can be applied to both the turbine stationary blade 1 and the turbine rotor blade (not shown). Therefore, hereinafter, in the present embodiment, the turbine stationary blade 1 will be described as shown in FIG. 1, and the description of the turbine rotor blade will be omitted.

タービン静翼１は、図示されない、例えば、前縁及び後縁を結ぶ翼弦に対して凸面状の背面部と凹面状の腹面部とが配された翼本体１３を備えている。また、翼本体１３の先端部には、例えば、タービン静翼１の翼本体１３を冷却する冷却孔と接続される開口部２が設けられている。タービン静翼１の材質は、例えば、Ｎｉ基超合金とされる。   The turbine stationary blade 1 includes a blade main body 13 (not shown) in which, for example, a convex back surface portion and a concave abdominal surface portion are arranged with respect to a chord connecting a leading edge and a trailing edge. Moreover, the opening part 2 connected with the cooling hole which cools the blade main body 13 of the turbine stationary blade 1 is provided in the front-end | tip part of the blade main body 13, for example. The material of the turbine stationary blade 1 is, for example, a Ni-base superalloy.

翼本体１３は、例えば、鋳造によって成形される。また、翼本体１３は、図示しない隣接する翼本体１３の背面部側と腹面部側とが対向するようにして複数配されている。そして、隣接する翼本体１３間を燃焼ガスが通過するようになっている。   The wing body 13 is formed by casting, for example. A plurality of wing bodies 13 are arranged so that the back side and the abdomen side of adjacent wing bodies 13 (not shown) face each other. And combustion gas passes between the adjacent wing | blade main bodies 13. As shown in FIG.

開口部２は、例えば、タービン静翼１の冷却通路（図示せず）を製造する工程で発生した孔とされ、その冷却通路の終端は翼本体１３を冷却する冷却孔と接続されている。また、開口部２は、静翼タービン１の翼本体１３を冷却するための所望の冷却通路（例えばサーペンタイン形状の流路）を形成する際に不要となることから、例えば、レーザ紛体肉盛溶接（以下、単にレーザ溶接という）によって塞がれる。また、レーザ溶接の条件は、例えば、粉末（ＩＮ６２５）、粉末供給量１０ｇ／ｍｉｎ、レーザ出力３００Ｗとされる。   The opening 2 is, for example, a hole generated in a process of manufacturing a cooling passage (not shown) for the turbine stationary blade 1, and the end of the cooling passage is connected to a cooling hole for cooling the blade body 13. Further, the opening 2 becomes unnecessary when forming a desired cooling passage (for example, a serpentine-shaped passage) for cooling the blade body 13 of the stationary blade turbine 1. For example, laser powder overlay welding (Hereinafter simply referred to as laser welding). The laser welding conditions are, for example, powder (IN625), powder supply rate 10 g / min, and laser output 300 W.

本実施形態で使用されるレーザ溶接装置（図示せず）は、開口部２に沿って移動可能な溶接装置（図示せず）、溶接装置に支持固定された金属粉末供給ノズル（図示せず）を備えている。溶接装置は、開口部２に向けてレーザを照射する。また、金属粉末供給ノズルは、詳細には、溶接レーザ照射部（図３参照）の側方からレーザの照射方向と異なる角度で照射部に溶加材としての金属粉末を不活性ガスの流れに乗せて供給するものである。   A laser welding apparatus (not shown) used in the present embodiment includes a welding apparatus (not shown) movable along the opening 2 and a metal powder supply nozzle (not shown) supported and fixed to the welding apparatus. It has. The welding apparatus irradiates the laser toward the opening 2. Further, the metal powder supply nozzle, in detail, causes the metal powder as a filler material to flow into the irradiation gas from the side of the welding laser irradiation unit (see FIG. 3) at an angle different from the laser irradiation direction. It is supplied on board.

図１（ａ）に示されているように、タービン静翼１には、開口部２が形成された翼本体１３と、開口部２を規定する周縁部２ａに沿って翼本体１３に形成される座３と、開口部２を密閉する蓋４とが設けられている。また、座３と蓋４とが溶接されて設けられている。さらに、蓋４は、その外周縁５に向かって漸次厚さが減少する薄肉部４ａが設けられている。言い換えると、蓋４は、座３に対する当接位置から厚さ方向（図において矢印ｃの方向）に向かって空間が漸次増大するように傾斜する傾斜面（薄肉部４ａ）が設けられている。薄肉部４ａは、レーザ溶接時に開先として用いられる。また、開先の角度は、例えば、１５°以上６０°以下、好ましくは３０°とされる。   As shown in FIG. 1 (a), the turbine vane 1 is formed in the blade body 13 along the blade body 13 in which the opening 2 is formed and the peripheral edge 2 a that defines the opening 2. A seat 3 and a lid 4 for sealing the opening 2 are provided. Further, the seat 3 and the lid 4 are welded. Further, the lid 4 is provided with a thin portion 4 a whose thickness gradually decreases toward the outer peripheral edge 5. In other words, the lid 4 is provided with an inclined surface (thin wall portion 4a) that is inclined so that the space gradually increases from the contact position with respect to the seat 3 toward the thickness direction (the direction of arrow c in the figure). The thin portion 4a is used as a groove during laser welding. Further, the angle of the groove is, for example, 15 ° or more and 60 ° or less, preferably 30 °.

座３の寸法は、溝の大きさ、深さ、開口部２の寸法によって調整される。本実施形態では、例えば、幅（矢印ａ）８ｍｍ、深さ（矢印ｄ）３ｍｍ、座の幅（矢印ｂ）１ｍｍとされる。また、蓋４の寸法は、例えば、幅６ｍｍ、高さ（矢印ｃ）２ｍｍとされる。また、蓋４の材質は、例えば、翼本体１３と同様の材質、あるいは類似の材質とされる。   The size of the seat 3 is adjusted by the size and depth of the groove and the size of the opening 2. In this embodiment, for example, the width (arrow a) is 8 mm, the depth (arrow d) is 3 mm, and the seat width (arrow b) is 1 mm. The dimensions of the lid 4 are, for example, a width of 6 mm and a height (arrow c) of 2 mm. The material of the lid 4 is, for example, the same material as the wing body 13 or a similar material.

次に上記構成のタービン静翼１の溶接方法について説明する。
図１（ａ）に示すように、翼本体１３に形成された開口部２を規定する周縁部２ａに沿って形成された座３に、開口部２を密閉する蓋４が配置される。また、図１（ｂ）に示すように、開口部２を覆うように蓋４が配置された後に、蓋４の薄肉部４ａを溶接レーザ（図３参照）のレーザで炙って座３と溶接する。薄肉部４ａが最も溶接欠陥（例えば、ポロシティ等）を生じやすい箇所とされているため、薄肉部４ａを確実に溶融する。また、溶接には、例えば、紛体肉盛りを適用してもよい。 Next, a welding method for the turbine stationary blade 1 having the above-described configuration will be described.
As shown in FIG. 1A, a lid 4 that seals the opening 2 is disposed on a seat 3 formed along a peripheral edge 2 a that defines the opening 2 formed in the wing body 13. Further, as shown in FIG. 1B, after the lid 4 is arranged so as to cover the opening 2, the thin portion 4a of the lid 4 is welded to the seat 3 by welding with a laser of a welding laser (see FIG. 3). To do. Since the thin-walled portion 4a is the place where the welding defect (for example, porosity) is most likely to occur, the thin-walled portion 4a is reliably melted. Moreover, you may apply a powder build-up to welding, for example.

溶接レーザ（図３参照）のレーザで炙ることで薄肉部４ａが熔けて溶金６ａとなる。この時、溶金６ａの溶接条件は、例えば、レーザ出力８７０Ｗ、溶接速度３００ｍｍ／ｍｉｎ、パウダ量０．５ｇ／ｍｉｎとされる。また、同様に溶金６ｂの条件は、例えば、レーザ出力８７０Ｗ、溶接速度３００ｍｍ／ｍｉｎ、ビーム径０．９ｍｍ、パウダ量０．５ｇ／ｍｉｎとされる。   By thinning with a laser of a welding laser (see FIG. 3), the thin portion 4a is melted to form a molten metal 6a. At this time, the welding conditions of the molten metal 6a are, for example, a laser output of 870 W, a welding speed of 300 mm / min, and a powder amount of 0.5 g / min. Similarly, the conditions of the molten metal 6b are, for example, a laser output of 870 W, a welding speed of 300 mm / min, a beam diameter of 0.9 mm, and a powder amount of 0.5 g / min.

薄肉部４ａを溶接した後は、図１（ｃ）に示すように、蓋４は、座３に対する当接位置から厚さ方向（図１（ａ）において矢印ｃの方向）に向かって空間が漸次増大するように傾斜する傾斜面（薄肉部４ａ）と翼本体１３との間の空間を埋めるようにレーザ溶接で肉盛を行う。これにより、薄肉部４ａには、溶金６ｃ、６ｄが形成される。溶金６ｃの溶接条件は、例えば、レーザ出力９００Ｗ、溶接速度８０ｍｍ／ｍｉｎ、ビーム径０．９、パウダ量３ｇ／ｍｉｎ、ウィービングふり幅２．２°、ウィービング周波数３Ｈｚとされる。また、同様に６ｄの溶接条件は、例えば、レーザ出力９００Ｗ、溶接速度８０ｍｍ／ｍｉｎ、ビーム径０．９ｍｍ、パウダ量３、ウィービングふり幅２．２°、ウィービング周波数３Ｈｚとされる。溶接を行う順序としては、６ａ、６ｂ、６ｃ、６ｄの順に行う。   After welding the thin-walled portion 4a, as shown in FIG. 1C, the lid 4 has a space from the contact position with respect to the seat 3 in the thickness direction (the direction of arrow c in FIG. 1A). Overlaying is performed by laser welding so as to fill the space between the inclined surface (thin wall portion 4a) and the blade body 13 that gradually increase so as to increase. Thereby, molten metal 6c, 6d is formed in the thin part 4a. The welding conditions of the molten metal 6c are, for example, a laser output of 900 W, a welding speed of 80 mm / min, a beam diameter of 0.9, a powder amount of 3 g / min, a weaving swing width of 2.2 °, and a weaving frequency of 3 Hz. Similarly, the 6d welding conditions are, for example, a laser output of 900 W, a welding speed of 80 mm / min, a beam diameter of 0.9 mm, a powder amount of 3, a weaving swing width of 2.2 °, and a weaving frequency of 3 Hz. The welding is performed in the order of 6a, 6b, 6c, 6d.

薄肉部４ａをレーザ溶接で肉盛した後は、図１（ｄ）で示すように、蓋４の外表面を覆うように肉盛を行う。この肉盛りにより、溶金６ｅが形成される。また、翼本体１３の高さを越えた時点でレーザ溶接を中止し、翼本体１３と均一の高さとなるようにヤスリなどにより表面を仕上げる。これらの溶接手順を、例えば、レーザヘッドを把持させた多関節ロボットにティーチング（例えば、溶接狙い位置、溶接順序、溶接角度、溶接速度等）することで自動溶接するようにしてもよい。   After the thin-walled portion 4a is built up by laser welding, the build-up is performed so as to cover the outer surface of the lid 4 as shown in FIG. Due to this build-up, the molten metal 6e is formed. Further, when the height of the blade body 13 is exceeded, laser welding is stopped, and the surface is finished with a file or the like so as to have a uniform height with the blade body 13. These welding procedures may be automatically welded by, for example, teaching (for example, a welding target position, a welding sequence, a welding angle, a welding speed, etc.) to an articulated robot that holds the laser head.

本実施形態によれば、以下の作用効果を奏する。
座３と蓋４を溶接することで、蓋４により翼本体１３に形成された開口部２を塞ぐことができる。また溶接には、例えばレーザ溶接を用いることで溶接金属（座３と蓋４）の溶け込みが良くなる。したがって、座３と蓋４の溶け込み不良を防止することができる。 According to this embodiment, there exist the following effects.
By welding the seat 3 and the lid 4, the opening 2 formed in the wing body 13 can be closed by the lid 4. For welding, for example, laser welding is used to improve the penetration of the weld metal (the seat 3 and the lid 4). Therefore, it is possible to prevent the poor melting of the seat 3 and the lid 4.

また、蓋４には、その外周縁５に向かって漸次厚さが減少する薄肉部４ａが設けられている。この薄肉部４ａをレーザ溶接の開先として用いることができる。蓋４の外周縁５に向かって開先が形成されることで、溶接時の溶接金属の溶け込みを良くすることができる。開先の角度は、例えば３０°とされる。   In addition, the lid 4 is provided with a thin portion 4 a whose thickness gradually decreases toward the outer peripheral edge 5. This thin portion 4a can be used as a groove for laser welding. By forming the groove toward the outer peripheral edge 5 of the lid 4, it is possible to improve the penetration of the weld metal during welding. The angle of the groove is set to 30 °, for example.

翼本体１３の開口部２は、例えば、翼本体１３を冷却する冷却通路に接続されている。この冷却通路が複数ある場合に、所定の開口部２を蓋４で覆って溶接することで、所望の形状の冷却通路を形成することができる。   The opening 2 of the wing body 13 is connected to a cooling passage for cooling the wing body 13, for example. When there are a plurality of cooling passages, a predetermined shape of the cooling passage can be formed by covering the predetermined opening 2 with the lid 4 and welding.

レーザ溶接をレーザ紛体肉盛溶接とすることで、高密度エネルギを局所的に集中させることができる。これにより、熱影響部や入熱量を減らすことで高温割れや溶接変形を最小限に抑えることができる。   By using laser powder overlay welding as the laser welding, high-density energy can be locally concentrated. Thereby, it is possible to minimize hot cracking and welding deformation by reducing the heat affected zone and the amount of heat input.

［第２実施形態］
次に、本発明の第２実施形態について、図２〜図５を用いて説明する。
本実施形態は、第１実施形態に示したレーザ肉盛溶接の溶接レーザに加えて、開先形状を検知するレーザを設けるようになっている。したがって、第１実施形態と同様の構成には同一符号を付しその説明を省略する。
図２で示されているように、検知工程において、翼本体１３に形成された開口部２ｂの形状をレーザを用いて検知する検知レーザ７が図示されない検知レーザ照射部（図示せず）から照射される。また、検知レーザ７と異なる溶接レーザ８を用いて開口部２ｂを溶接する溶接工程が行われる。この溶接工程にて、溶接レーザ８を照射する溶接レーザ照射部（図３参照）が形成される。また、溶接レーザ照射部（図３参照）は、検知工程にて得られた開口部２ｂの形状に基づいて溶接レーザ８が走査される。溶接レーザ８が通過した翼本体１３は溶金６が形成される溶接線となる。図３に示されているように、溶接レーザ照射部９が検知レーザ照射部にて得られた開口部２ｂの情報を得て、溶接レーザ８は、開口部２ｂに移動する。 [Second Embodiment]
Next, a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
In the present embodiment, in addition to the laser welding for laser overlay welding shown in the first embodiment, a laser for detecting the groove shape is provided. Therefore, the same components as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and the description thereof is omitted.
As shown in FIG. 2, in the detection step, a detection laser 7 for detecting the shape of the opening 2b formed in the blade body 13 using a laser is irradiated from a detection laser irradiation unit (not shown). Is done. In addition, a welding process is performed in which the opening 2 b is welded using a welding laser 8 different from the detection laser 7. In this welding process, a welding laser irradiation part (see FIG. 3) for irradiating the welding laser 8 is formed. Moreover, the welding laser irradiation part (refer FIG. 3) is scanned with the welding laser 8 based on the shape of the opening part 2b obtained by the detection process. The blade body 13 through which the welding laser 8 has passed becomes a weld line on which the molten metal 6 is formed. As shown in FIG. 3, the welding laser irradiation unit 9 obtains information on the opening 2b obtained by the detection laser irradiation unit, and the welding laser 8 moves to the opening 2b.

また、図４に示されるように、検知レーザ７が照射された開口部２ｂと隣接する翼本体１３の溶接箇所１１の端部に隣り合うように、検知レーザ７が照射される領域に治具１０を設ける治具設置工程が行われる。なお、この治具設置工程は省略することができる。   Further, as shown in FIG. 4, a jig is provided in the region irradiated with the detection laser 7 so as to be adjacent to the end portion of the welded portion 11 of the blade body 13 adjacent to the opening 2 b irradiated with the detection laser 7. The jig installation process which provides 10 is performed. Note that this jig installation step can be omitted.

本実施形態によれば、図示しない検知センサ照射部により、翼本体１３の開口部２ｂに形状を検知する検知レーザ７を照射することで開口部２ｂの形状（開先形状）を検知することができる。これにより、開口部２ｂの形状を把握した上で、開口部２ｂに溶接レーザ８を照射することができる。溶接レーザ照射部９は、検知に用いられた検知レーザ７とは異なる溶接レーザ８を用いて開口部２ｂを溶接している。検知レーザ７にて得られた開口部２ｂの形状に基づいて溶接レーザ８を走査することで、検知レーザ７を照射する照射部と溶接レーザ８を照射する溶接レーザ照射部９間の位置関係を校正することができる。また、図５に示されているように、検知センサ７で得られた開口部２ｂの形状に基づいて溶接レーザ８を走査することで、翼本体１３の溶接変形による位置ズレを制御装置（図示せず）により補正することができる。   According to this embodiment, the shape (groove shape) of the opening 2b can be detected by irradiating the detection laser 7 that detects the shape to the opening 2b of the wing body 13 by the detection sensor irradiation unit (not shown). it can. Thereby, after grasping | ascertaining the shape of the opening part 2b, the welding laser 8 can be irradiated to the opening part 2b. The welding laser irradiation unit 9 welds the opening 2b using a welding laser 8 different from the detection laser 7 used for detection. By scanning the welding laser 8 based on the shape of the opening 2 b obtained by the detection laser 7, the positional relationship between the irradiation part that irradiates the detection laser 7 and the welding laser irradiation part 9 that irradiates the welding laser 8 is obtained. Can be calibrated. Further, as shown in FIG. 5, the welding apparatus 8 scans the welding laser 8 based on the shape of the opening 2b obtained by the detection sensor 7, thereby controlling the positional deviation due to welding deformation of the blade body 13 (FIG. 5). (Not shown).

また、検知レーザ７が照射された開口部２ｂと隣接する翼本体１３の端部に隣り合うように、検知レーザ７が照射される領域に治具１０を設置される。翼本体１３の検知レーザ７の照射箇所１１の幅が狭い場合であっても、治具１０を設置することにより検知レーザ７を受けることができる。また、照射箇所１１から外れた場合であっても、検知レーザ７が照射される領域に冶具が設けられているので、検知レーザ７が翼本体１３の端部から抜けることがない。したがって、翼本体１３の端部よりも外側の空間を開口部２ｂと誤って検知することを防止することができる。   Moreover, the jig | tool 10 is installed in the area | region where the detection laser 7 is irradiated so that the edge part of the blade body 13 adjacent to the opening part 2b irradiated with the detection laser 7 may be adjacent. Even if the width of the irradiation spot 11 of the detection laser 7 on the wing body 13 is narrow, the detection laser 7 can be received by installing the jig 10. Further, even when the irradiation spot 11 is removed, the jig is provided in the region irradiated with the detection laser 7, so that the detection laser 7 does not come off from the end of the blade body 13. Therefore, it is possible to prevent a space outside the end of the wing body 13 from being erroneously detected as the opening 2b.

１ タービン静翼
２ 開口部
２ａ 周縁部
２ｂ 開口部
３ 座
４ 蓋
４ａ 薄肉部（傾斜面）
５ 外周縁
６ａ〜６ｅ 溶金
７ 検知レーザ
８ 溶接レーザ
９ 溶接照射部
１０ 治具
１１ 溶接箇所
１３ 翼本体 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Turbine stationary blade 2 Opening part 2a Peripheral part 2b Opening part 3 Seat 4 Lid 4a Thin part (inclined surface)
5 Outer peripheries 6a-6e Molten metal 7 Detection laser 8 Welding laser 9 Welding irradiation part 10 Jig 11 Welded part 13 Blade body

Claims (7)

開口部が形成された本体と、
前記開口部を規定する周縁部に沿って前記本体に形成される座と、
前記開口部を密閉する蓋と、を備え、
前記座と前記蓋とが溶接されることを特徴とするタービン翼。 A body formed with an opening;
A seat formed in the body along a peripheral edge defining the opening;
A lid for sealing the opening,
The turbine blade, wherein the seat and the lid are welded. 前記蓋は、その外周縁に向かって漸次厚さが減少する薄肉部が設けられていることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。   The turbine blade according to claim 1, wherein the lid is provided with a thin-walled portion whose thickness gradually decreases toward an outer peripheral edge thereof. 前記開口部は、前記本体を冷却する冷却通路に接続されていることを特徴とする請求項１または２に記載のタービン翼。   The turbine blade according to claim 1, wherein the opening is connected to a cooling passage for cooling the main body. 前記溶接は、レーザ紛体肉盛溶接とされることを特徴とする請求項１から３のいずれかに記載のタービン翼。   The turbine blade according to any one of claims 1 to 3, wherein the welding is laser powder overlay welding. 本体に形成された開口部を規定する周縁部に沿って形成された座に、該開口部を密閉する蓋を配置する工程と、
前記座と前記蓋とを溶接する工程と、
前記蓋の外表面をレーザ紛体肉盛溶接により肉盛する工程と、を備えたことを特徴とするタービン翼の製造方法。 Arranging a lid for sealing the opening on a seat formed along the peripheral edge defining the opening formed in the main body;
Welding the seat and the lid;
And a step of depositing the outer surface of the lid by laser powder overlay welding. 本体に形成された開口部の形状をレーザを用いて検知する検知工程と、
前記レーザと異なる溶接レーザを用いて前記開口部を溶接する溶接工程と、を備え、
前記検知工程にて得られた前記開口部の形状に基づいて前記溶接レーザを走査することを特徴とするタービン翼の製造方法。 A detection step of detecting the shape of the opening formed in the main body using a laser;
Welding the opening using a welding laser different from the laser,
A method of manufacturing a turbine blade, wherein the welding laser is scanned based on the shape of the opening obtained in the detection step. 前記レーザが照射された前記開口部と隣接する前記本体の端部に隣り合うように、前記レーザが照射される領域に冶具を設置する治具設置工程を備えていることを特徴とする請求項６に記載のタービン翼の製造方法。   The jig installation step of installing a jig in a region irradiated with the laser so as to be adjacent to an end of the main body adjacent to the opening irradiated with the laser. 6. A method for producing a turbine blade according to 6.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115213645A (en) * 2022-08-15 2022-10-21 贵州永红航空机械有限责任公司 Machining method of microchannel thin-wall closed impeller

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000271772A (en) * 1999-03-23 2000-10-03 Hitachi Constr Mach Co Ltd Method and machine for laser beam machining
JP2001246486A (en) * 2000-03-02 2001-09-11 Kobe Steel Ltd Welding method for joint
JP2003065068A (en) * 2001-08-29 2003-03-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Method for closing used hole on top of gas turbine blade
JP2005152918A (en) * 2003-11-21 2005-06-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Welding method
JP2006320917A (en) * 2005-05-17 2006-11-30 Honda Motor Co Ltd Masking member, laser welding method, and electrochemical element manufacturing method
WO2009001415A1 (en) * 2007-06-22 2008-12-31 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Stator blade ring and axial flow compressor using the same
JP2011073060A (en) * 2009-09-30 2011-04-14 General Electric Co <Ge> Method and system for focused energy brazing
JP2011136344A (en) * 2009-12-25 2011-07-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Method of repairing gas turbine member and the gas turbine member
JP2012020308A (en) * 2010-07-14 2012-02-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Method for repairing metal component and the repaired metal component
JP2012125782A (en) * 2010-12-14 2012-07-05 Ihi Corp Laser welding method and laser welding apparatus

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000271772A (en) * 1999-03-23 2000-10-03 Hitachi Constr Mach Co Ltd Method and machine for laser beam machining
JP2001246486A (en) * 2000-03-02 2001-09-11 Kobe Steel Ltd Welding method for joint
JP2003065068A (en) * 2001-08-29 2003-03-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Method for closing used hole on top of gas turbine blade
JP2005152918A (en) * 2003-11-21 2005-06-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Welding method
JP2006320917A (en) * 2005-05-17 2006-11-30 Honda Motor Co Ltd Masking member, laser welding method, and electrochemical element manufacturing method
WO2009001415A1 (en) * 2007-06-22 2008-12-31 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Stator blade ring and axial flow compressor using the same
JP2011073060A (en) * 2009-09-30 2011-04-14 General Electric Co <Ge> Method and system for focused energy brazing
JP2011136344A (en) * 2009-12-25 2011-07-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Method of repairing gas turbine member and the gas turbine member
JP2012020308A (en) * 2010-07-14 2012-02-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Method for repairing metal component and the repaired metal component
JP2012125782A (en) * 2010-12-14 2012-07-05 Ihi Corp Laser welding method and laser welding apparatus

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115213645A (en) * 2022-08-15 2022-10-21 贵州永红航空机械有限责任公司 Machining method of microchannel thin-wall closed impeller
CN115213645B (en) * 2022-08-15 2024-03-29 贵州永红航空机械有限责任公司 Processing method of micro-channel thin-wall closed impeller

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