JP5589142B2 - ガスタービンのコンプレッサブレードまたはタービンブレードの再形成方法 - Google Patents

Description

本発明は、請求項１の前提部に記載の特徴を有する、ガスタービンのコンプレッサブレードまたはタービンブレードの再形成方法に関する。

ガスタービン、特に、航空機エンジンのガスタービンのコンポーネントは、動作中、浸食性物質、例えば、砂、塵、氷などの物質によって損耗を被る。ガスタービンの正面部のコンプレッサの領域において、浸食により、一般に、コンプレッサブレードの流れ方向の前縁が平坦化される。コンプレッサブレードは、磨滅していない状態では空力的に最適化されたプロファイルを有するが、このプロファイルが摩耗による影響で劣化してしまう。空力的プロファイルがこのように劣化することで、ガスタービンの効率が低下し、すなわち、ガスタービンは、同じ動力の発生に多くの燃料を必要とすることになる。したがって、経済的な観点から、コンプレッサブレードの摩耗、特に、空力的に最適化されたブレードの幾何学的形状の劣化を防ぐことが望まれる。このため、損傷を受けたコンプレッサブレードに空力的に最適化された幾何学的形状を再度与えることを目的とする修理方法が一般的な方法であった。コンプレッサブレードの一般的な修理方法は、例えば、コンプレッサブレードの前縁の研磨である。この研削手法では、平坦化したプロファイル領域およびこれらの領域の粗面を丸めて滑らかにする。例えば、特許文献１に、流れ方向の前縁の研削処理に基づいたタービンブレードの修理方法の装置が記載されている。一般的に言えば、タービンブレードは、ガスタービンに使用される任意のブレードをさすものでありうる。しかしながら、当業者にとって、タービンブレードは、一般に、エンジンのタービン領域に使用されるものであるのに対して、コンプレッサブレードは、コンプレッサの領域においてのみ使用されるものである。しかしながら、以下、「ガスタービンブレード」という用語は、タービンブレードだけでなく、コンプレッサブレード（ファンブレードを含む）をさすように使用される。

このような修理方法により生じる１つの問題は、研削プロセスの性質にある。研削は金属切削処理法の１つであり、すなわち、空力的に好適な前縁が得られるまで材料が研削される。しかしながら、研削処理中に失われるガスタービンブレードの基本材料の損失は、浸食による基本材料の損失とほぼ等しいものでありうる。結果的に、動作中の浸食性摩耗により、ガスタービンブレードから基本材料が除去され、さらにその後、標準的な修理処理中に同等量の基本材料が再び除去されてしまう。材料がこのように二重に減少することは、ガスタービンブレードの弦長の短縮化に直接影響を及ぼし、言い換えれば、流れ方向に見た場合、ガスタービンブレードが短くなることで、ガスタービンブレードの（失速マージン、すなわち、タービンブレードの失速に対する安全性マージンに関する）効率および／または空力的安定性のさらなる低下を生じる。この影響は、修理が行われるたびに起こり、最後には、弦長が短くなりすぎて、例えば、コンプレッサブレードが使い物にならなくなる。この状況において、例えば、ガスタービンブレードに石や鳥などが吸い込まれたときに生じる切り傷や凹みにより、弦長は特に著しく短くなってしまう。このような切り傷は、一般に、ガスタービンの機械的および空力的特性に及ぼす負の影響が大きいため、広い表面積にわたって切り傷を完全に研削したり丸めたりするのに、ガスタービンブレードから大量の材料を除去する必要がある。さらに、コンポーネントの幾何学的形状が上述したように変化してしまうのとは別に、純粋な質量損失、すなわち、ガスタービンブレードの重量が減少することは問題である。例えば、コンプレッサブレードが、組み立て後のエンジン、すなわち、航空機の翼に装着されたままの状態（「オン・ウイング（ｏｎ ｗｉｎｇ）」）にある航空機エンジンで研削されると、個々のコンプレッサブレードから異なる量の材料が除去されるために不均衡が生じうる。ガスタービンブレードをガスタービンから取り外す修理方法では、計量後に重量配分を行うプロセスを経ることで不均衡を軽減することはできる。しかしながら、ガスタービンを取り外す作業を伴うこのような修理方法には非常に多くの労力がかかり、さらには、現場での作業のみになる場合もあるために非常に困難で、場合によっては、作業ができないこともある。

米国特許第６，３０２，６２５号明細書

以上のことから、本発明は、除去する材料の量を可能な限り最小限に抑えたガスタービンのコンプレッサブレードまたはタービンブレードの再形成方法を提供するという目的に基づく。

本発明は、請求項１の特徴を備える方法により、この目的を達成する。本発明のさらなる好ましい実施形態は、従属請求項ならびに付随する記載および図面から明らかになるであろう。

この目的を達成するために、本発明によれば、ガスタービンのコンプレッサブレードまたはタービンブレードの再形成方法であって、コンプレッサブレードまたはタービンブレードの前縁の少なくとも一部分が、本質的に追加材料の導入なしに、材料を硬化させて新しい形状を形成するように、エネルギービームによって体系的に溶融される方法が提案される。この文脈において、「新しい形状」という用語は、未処理の前縁に対して変化した空力的に好適な形状を意味する。特に、新しい形状は、浸食状態において平坦化され、すなわち、場合によっては、角が形成された流れ方向の前縁に形作られた丸みをさす。新しい形状は、ここでは、新品のコンポーネントの出荷状態を再現することを主目的に置いたプロファイルをさす。新しい形状は、出荷状態のものに類似し、本発明による再形成手法から得られる形状を表す。例えば、溶融処理により、ガスタービンブレード、特に、ガスタービンブレードの前縁にある切り傷や凹みのような窪みに溶融物が流れて窪みを充填するため、切り傷や凹みをなくすことができる。その結果、切り傷より深いレベルまで前縁を研削する必要がなく、理想的には、材料の除去量も多くはなく、ガスタービンブレードの材料を単に再分配させたにすぎない。この材料の再分配が、本発明による方法と従来技術による方法との違いであり、従来技術でも、前縁の部分が確かに溶融されているが（例えば、肉盛溶接）、多量の追加材料を導入して溶融が行われている。例えば、肉盛溶接中、典型的には、元の材料の溶融量の数倍の量の追加材料が塗布される。例えば、肉盛溶接中、追加材料が原因となって、浸食された前縁が再び蓄積され、前縁、ひいては、コンプレッサブレードまたはタービンブレードの体積だけではなく質量も増大する。本発明による方法は、本質的に追加材料の導入なしに実行されるため、従来技術による既知の方法とは異なる。本発明による方法の特別な利点は、再形成中に金属切削処理（例えば、研削処理）による材料損失がない点である。結果的に、再形成処理により、モーメント量は変化せず（または極めて最小の変化）、結果的に、ガスタービンブレードが据え付け状態にあるとき、ガスタービンブレードの質量慣性による丸みの変化は無視できる程度（または極めて小さい）のものしか生じない。その結果、均衡をとる作業が不要である。さらに、本発明による方法の利点として、ガスタービンブレードの弦長が修理作業によってさらに短くならず、以下に記載するように、再び部分的に蓄積されうる点が挙げられる。これは、ガスタービンブレードが長期にわたって使用可能になることで、エンジンの維持コストを著しく削減できることを意味する。

本質的に追加材料を導入することなく、材料を硬化させて指定の新しい形状を形成することが好ましい。この文脈において、「指定」とは、材料の溶融、その後の幾何学的形状の変化が無作為に起こるのではなく、例えば、空力的特性の点で改良された新しい形状を求めて、ある形または幾何学的形状を作る試みが少なくともなされることを意味する。「指定の新しい形状」の意味での「指定」とは、例えば、ガスタービンブレードの弦長を長くし、または回復して新しい外形を作ろうとする試みでもある。

コンプレッサブレードまたはタービンブレードの弦長は、この方法によって、０．１ｍｍ〜５ｍｍ、より好ましくは、０．１ｍｍ〜２ｍｍ、例えば、１．５ｍｍであることが好ましい。回復は、７回未満、より好ましくは、４回未満の再形成手順または溶融溶接手順によって実行されることが好ましい。既知の肉盛溶接とは対照的に、追加材料は、ほとんど導入されないか、またはまったく導入されない。

本発明の別の利点は、既知の肉盛溶接とは対照的に、溶接基板または前縁の準備がほとんど不要であり、またはまったく不調であるという事実に見られる。通常、肉盛溶接の準備には、ガスタービンブレードから数ミリメートルの基本材料が研削されるのに対して、本発明に示される再形成処理では、このような複雑な準備が不要である。

前縁は、溶融処理によって丸められることが好ましい。丸みをつけた前縁は、平坦な前縁より良好な空力的特性を有するため、ガスタービンブレードの空力的特性を高める。丸みを作るために、ガスタービンブレードの前縁に一般に使用される材料、例えば、Ｔｉ６Ａ１４ＶまたはＩｎｃｏｎｅｌ ７１８などの材料の通常高い表面張力が、これらのガスタービンブレードの前縁を丸めるために使用される。材料の溶融物の表面張力が高いことで得られる結果は、溶融物がエネルギー的に最適な球状を得る傾向を有することである。溶融物の表面張力を好適に利用することで、再形成された前縁は、空力的に好適な丸みを有する。

前縁の部分に導入されるエネルギービームからのエネルギーは、異なる丸み半径が生じるように調整されることが好ましい。例えば、材料の溶融物の表面の温度調整は、エネルギービームによって導入されるエネルギー出力を調整することによって達成されうる。溶融物の表面温度が、溶融物の表面張力に直接影響をもつため、温度調整もまた、溶融物の表面張力を選択するために体系的に使用されうる。温度の上昇に伴い、表面張力は、温度差を掛け合わせた張力勾配によって変化する。純金属の場合、この張力勾配は負であり、すなわち、これらの金属溶融物の表面張力が、温度上昇に伴って低下することを意味する。この効果を利用して、表面温度を調整することによって所望の丸み半径を達成する。温度だけでなく、溶融物の体積および溶融面積の表面積サイズが選択され変更される。エネルギーおよび温度の調整を助力するために、表面観察に、例えば、カメラシステムが使用されてもよく、データは、再形成を制御するために必要に応じて使用される。前縁部分に導入されるエネルギーは、例えば、エネルギービームのエネルギー密度を変更したり、エネルギービームを制御下で移動したりして調整されうる。

前縁は、新しい形状を形成するために、前縁を複数回溶融することによって再形成されることが好ましい。前縁は、前縁を最大で６回溶融することによって再形成されることが好ましい。ガスタービンブレードの前縁に及ぼす浸食作用により、時間の経過とともに前縁の空力的に最適化された形状が損なわれる。浸食性摩耗、切り傷および凹みにより、不均質な浸食形状になる。概して、修理前、前縁のこのような浸食形状は、非常に粗く、流れ方向に対してほぼ平坦または垂直になるように形作られる。この浸食形状は、より均質で平坦ではない丸められた新しい外形に変えることができ、この新しい形状は、空力的に大幅に改善され、浸食形状を複数回局所的に溶融されて、材料溶融物の表面張力を利用することで丸められれば、高い品質の形状になる。溶融処理を複数回施すことにより、前縁のガスタービンブレード、例えば、ファンブレードの形状を流れに最適なものにする異なる丸み半径を達成しやすくなる。

このプロセスで用いられるエネルギービームは、浸食形状の面に垂直な方向に前縁に向けられることが好ましい。エネルギービームを面に直接向けることで、エネルギービームは、浸食により損傷を受けたガスタービンブレードの前縁部分に正確に当たる。ここで、エネルギービームが、反射またはグレージング放射により不確定に他のコンポーネントまたはコンポーネント領域に結合されないように、ビームを吸収する手段を提供することが好適でありうる。エネルギービームは、２つ以上の丸めステップで前縁の幅を再形成することが好ましい。いくつかの体系的な丸めステップにおいて、前縁は、ステップごとに所望の新しい形状に近付くように再形成される。このアプローチでは、一度に限定された量の材料しか溶融されず、さらに、溶融時だけではなく、硬化時にも容易に制御可能であるため、最良の結果が得られる。この再形成の利点は、浸食により損失した弦長の一部を体系的に蓄積可能なことである。したがって、本発明による方法は、研削処理から得られる弦長の短縮化を回避するだけではなく、前縁の材料を再分配することにより、浸食した弦長の一部を再び蓄積できる。弦長が長くなることにより、この方法で修理されたガスタービンブレードは、既知の方法によって修理されたガスタービンブレードより空力的に優れたものになり、さらに、再形成処理をかなりの回数施すまで、修理が不可能な臨界弦長に達しないため、耐用寿命も長くなる。

生じた丸み半径は、修理されたガスタービンブレードの空力的特性を優れたものにするように、０．１ｍｍ〜１０ｍｍであることが好ましい。

エネルギービームによって溶融された領域に、ごく少量の追加物質が導入されることが好ましい。本発明による方法は、追加材料の導入を本質的に省くことができることを特徴としているが、例えば、前縁が、特に硬質で耐浸食性を備え、または他の利点を有するようにするために、溶融ゾーンにごく少量の追加物質（溶融体積の５０％未満、好ましくは、２５％未満、特に好ましくは、１０％未満）を追加可能である。本発明と先行技術の方法との違いは、これらの添加物が、（例えば、肉盛溶接と同様に）前縁の浸食体積を回復するように働くものではなく、好適には前縁の材料特性を修正するように働くことである。

好ましくは、コンプレッサブレードまたはタービンブレードは、「オン・ウイング」、すなわち、航空機にガスタービンのブレードが据え付けられた状態のまま修理されるため、ガスタービンブレードを取り外す必要はない。従来技術によるオン・ウイング修理では、作業員が研磨紙や研削盤を使って第１の圧縮機段のコンプレッサブレード（ファンブレード）を手動で研削する作業を本質的に伴うため、本発明によるオン・ウイング修理の方がはるかに優れている。材料損失を最小限に抑えるという上述した利点には、研削処理とは対照的に、破片や塵がエンジン内に落ちないという副次的な作用がある。これらの破片は、例えば、冷却開口部を詰まらせ、またはＨＰＴブレード（燃焼室の下流領域において使用されるタービンブレード、高圧タービン）に材料発火や金属拡散を生じうるため、エンジンに損傷を生じうる。また、破片や塵によって生じるこれらの問題に加え、処理中に、いわゆる、「空転」（ブレードリムの回転）による問題を解消することも可能である。

「空転」という用語は、ファンの第１の圧縮機段の望ましくない回転をさし、この回転は、例えば、転風により生じうる。従来技術による修理方法の場合、「空転」は、スクレーパ、研削盤またはフライスによってガスタービンブレードが修理されているときに、修理作業中、ガスタービンブレードに接触圧力がかかるため、ガスタービンブレードが回転することから起こる。この理由から、エンジンのブレードリム、例えば、ファンは、修理中に固定される。しかしながら、ファンを固定すると、処理によって引き起こされたトルクが、ファンブレードまたはディスクのあり継ぎガイドに損傷を与えうる危険性がある。ファンは、ＬＰＴ（低圧タービン）をブロックすることによって固定されうるが、このようなアプローチでは、ブロックすることでディスクやブレードの根元の圧力面に損傷を生じないようにする必要があるため、複雑な文書化を伴う。さらに、シャフトが固定されると、同じ作業高さで次のファンブレードを処理するのにファンを回すことができないため、ファンを固定すると必要な作業が増えてしまう。その結果、シャフトは、時折緩めて回転させ、再び固定する必要があり、この作業は時間がかり、したがって、経済的にも不利である。

本発明による修理方法では、ファンに触れず、ファンブレードに接触圧力をかけずに作用するエネルギービームが使用されるため、必ずしもファンを固定する必要がない。処理中に接触力が不要であるため、処理からトルクが生じることはない。例えば、使用されている位置決めデバイスに対してカウンタ軸受を与えるために、本発明による方法の実施中にファンを固定することが実用的であったとしても、本発明による修理方法の場合、ファンを固定するのに必要な力がかなり低いため、このような固定は非常に緩いものでありえ、すなわち、従来要求されているデバイスの場合より機械的剛性が非常に低い。また、ファンブレードの機械的処理の回避には、特に、フライスや研削盤によってツールを回転させることによって、ファンブレードに伝わる振動がないという利点がある。このような振動は、ブレードの根元をがたつかせ、コーティングシステムに損傷を与える可能性がある。本発明による方法において、処理によってガスタービンブレードにかかる機械力は、無視できる程度しかないか、またはまったくないことが好ましいため、ファンブレードの大きなレバーアーム（６００ｍｍ〜８００ｍｍ）を考慮すると、特に、振動の励起や誘導されるトルクはごくわずかであり、好適である。

エネルギービームは、コンプレッサブレードまたはタービンブレードの吸入側に対して、および／または、排出側に対して５°〜１３５°の角度に向けられうることが好ましい。再分配される材料表面の領域の側にエネルギービームをこのように配置する利点は、この場所にエネルギーを適用することにより、材料はより低温の前縁に流れるため、損失した弦長が比較的容易に再度蓄積されうる。加えて、溶融浴に反射した放射が、前縁以外のコンポーネント領域を加熱しないように防止される。このようにして、ビームキャッチャが、より容易に構成され、使用され、または据え付けられうる。

エネルギービームは、レーザビームとして構成されることが好ましい。エネルギービームをレーザビームとして構成すると、レーザビームを周囲圧力で使用可能であるため、修理方法に好適であり、言い換えれば、修理されるガスタービンブレードは、多大な労力をかけて真空室に配置する必要はないが、好適な方法では、据え付け状態のまま修理することもできる。さらに、レーザビームを使用すると、ガスタービンブレードを正確に目標通りに溶融できるため、この修理方法は、全体的に見て非常に効率的である。ここで、レーザは、ディスクレーザ、ダイオードレーザ、Ｎｄ：ＹＡＧレーザ、ＣＯ_２レーザ、ガスレーザおよび／またはファイバレーザとして構成されることが好ましく、２００Ｗ〜２０００Ｗの出力を有する。ビームに表面露出された溶融浴の表面が、ほぼ楕円に似た軸対称放射を用いて良好な結果が得られる。しかしながら、特殊なケースでは、円、環または線などの他の出力密度分布が好適な場合もありうる。

以下、図面を参照しながら、具体的な実施形態に関連して本発明をさらに詳細に説明する。特に、図面には以下のことが示されている。

ガスタービンのコンプレッサにある２つのコンプレッサブレードの略図。 再形成処理中の材料体積再分配を示す図。 前縁にエネルギービームが直接向けられている再形成処理の略図。 前縁に対してエネルギービームがある角度で向けられた再形成処理の略図。 溶融材料領域における材料の流れを示す図。 異なる出力密度の再分配のプロファイル。

図１は、航空機エンジンの第１の圧縮段からの２つのコンプレッサブレード１、いわゆる、ファンブレードを略図的に示す。２つのコンプレッサブレード１は、上下に配設され、動作中、空気流３が右手側から流入する。コンプレッサブレード１の各々は、上側吸入側１８と、下側排出側１９とともに、空気流３に面する前縁２を有する。コンプレッサブレード１の前縁２からコンプレッサブレード１の後縁までの距離は、コンプレッサブレードの弦長２５である。上側コンプレッサブレード１は、浸食によって前縁２の領域に損傷を受け短くなっているのに対して、下側コンプレッサブレード１は、本発明による修理方法によって修理され、この損傷を呈していない。図２は、前縁２の拡大図を示す。本発明による修理前の状態が、浸食形状４の形で示されている。概して、浸食形状４は、ほぼ平坦であり、面１７を有する。ここで、浸食形状４は、平坦な表面として単純化した形で示されているが、概して、浸食形状の粗さが非常に大きく、結果的に、面１７は、平坦ではない粗面である。修理後の前縁２の状態は、新しい形状５として示されている。この方法の範囲内において、ある量の浸食した前縁２が体系的に溶融、硬化されて、空力的により好適な形を形成する。浸食形状４から新しい形状５へのこのような移行は、すでに存在する材料の再分配によって達成される。材料の除去や追加はない。再硬化材料６は、溶融物１６から形成された前縁２の前領域であり、この領域の後方の位置には、未溶融材料７を有する領域がある。図２は、前縁２の材料を再分配することで、どのようにして空力的に改良された幾何学的形状が得られるかを特に明確に示す。また、コンプレッサブレード１の弦長２５を長くすることも可能であることが明確である。弦長が長くなることで、修理されたコンプレッサブレード１は、先行技術の方法により修理されたコンプレッサブレードより空力的に優れ、さらに、再形成処理をかなりの回数施すまで、修理が不可能な臨界弦長に達しないため、耐用寿命も長くなる。図３および図４には、この方法手順がさらに詳細に示されている。

図３は、第１の修理の方法手順を示す。この実施形態において、修理は、４つの図示した部分ステップＡ、Ｂ、ＣおよびＤを含む。ステップＡは、修理対象の浸食形状４を有する前縁２を示す。エネルギービーム８は、前縁２の上半分に向けられ、このプロセスにおいて、エネルギービーム８は、前縁２の面１７に対して垂直に向けられる。エネルギービーム８は、前縁２の一部分を溶融する。反射されるエネルギービーム８の任意の放射を吸収するために、前縁２の後方領域に、ビームキャッチャ１０が配設される。次に図示された部分ステップＢは、材料が再び硬化された後の前縁２を示す。この中間ステップにおいて、前縁２は、移行形状９を有する。部分ステップＣにおいて、エネルギービーム８は、前縁２の下部に向けられ、部分ステップＡのように、ビームキャッチャ１０は、反射放射を吸収するために設けられる。ステップＡのように、エネルギービーム８は、前縁２の丸みを作るために、材料溶融物の表面張力を利用しながら、前縁２の材料を体系的に溶融する。部分ステップＤに、このようにして修理された前縁２が示されており、前縁２は、所望の空力的に好適な新しい形状５を有する。

図４は、第２の修理の方法手順を示す。部分ステップＡには、図３の方法ステップと同様に、コンプレッサブレード１の前縁２が示されている。前縁２の上部は、コンプレッサブレード１の吸入側１８の部分である。前縁２の正面領域には、浸食形状４がある。エネルギービーム８が、吸入側１８に対して角度αで前縁２に向けられる。角度αは、５°〜１３５°であることが好ましい。エネルギービーム８によって前縁の部分が溶融され、材料溶融物の表面張力を利用しながら丸められる。部分ステップＢは、移行形状９を有し、部分ステップＡによって作られた前縁２を示す。部分ステップＣは、部分ステップＢの前縁２へのエネルギービーム８の向け方を示す。エネルギービーム８は、前縁２の底部に対して角度αに配設され、底部は、コンプレッサブレード１の排出側１９の一部である。角度αは、５°〜１３５°であることが好ましい。部分ステップＤに、部分ステップＣの結果が示されており、部分ステップＤは、このようにして修理された、空力的に最適化された新しい形状５を有する前縁２を示す。コンプレッサブレード１の吸入側または排出側に対して角度αでエネルギービーム８を向けることによって、発生した材料溶融物は、前縁２の正面へと流れることが好ましい。図５に、溶融浴のこのような体系的な取り扱いが例示されている。

図５は、発生した溶融物１６の材料流を示す。エネルギービーム８が、コンプレッサブレード１の前縁２の領域に向けられる。ここで、エネルギービーム８は、ガウス強度プロファイルを有する。このエネルギープロファイルにより、出力最大値１４は、ガウス形状の中心にあり、出力最小値１１は、強度プロファイルの端にある。エネルギービーム８によって溶融された材料である溶融物１６が、エネルギービーム８の下方に示されている。未溶融材料７は、溶融物１６の下方に位置する。溶融物１６の温度最大値１２は、エネルギービームの出力最大値１４の領域にある。溶融物１６の温度最小値１１は、溶融物１６と未溶融材料７との間の移行領域にある。溶融物１６の流れ方向１５は、エネルギービーム８の中心軸に対して軸対称である。溶融浴表面において、高速の溶融浴流は、溶融浴の中央にある温度最大値１２から、溶融浴の端領域にある温度最小値１１への温度勾配に従うことで、主に端領域へ結合エネルギーを送り、エネルギーは、溶融温度を超えるか、または結晶結合の結合エネルギーを断ち切るために利用可能である。溶融浴の底部に沿って戻る途中で、このエネルギーはほとんど利用できないか、またはまったく利用できない。

金属溶融物が流れるプロセスは、表面張力の勾配によって影響される。表面張力γ、温度Ｔおよび張力勾配（ｄγ／ｄＴ）の関係は、以下の式で表される。
γ＝γ_０＋ｄγ／ｄＴ・Ｔ
材料の溶融温度で、温度依存性表面張力γは、表面張力値γ_０を有する。温度Ｔの上昇に伴い、この表面張力γは、張力勾配（ｄγ／ｄＴ）によって変化する。勾配が高いほど、張力勾配を補償する流量が増大する。純金属の場合、張力勾配は負である。これは、言い換えれば、温度Ｔの上昇に伴い、これらの金属溶融物が表面張力の低下を表すことを意味する。この効果は、表面の温度を調整することによって、所望の丸み半径を達成するために利用される。横行速度、適用されるエネルギーの大きさ、表面でのエネルギーの出力密度分布は、温度を調整するためにすべて利用される。

エネルギービーム８を介して適用されたエネルギーは、運動エネルギーおよび熱エネルギーの形で溶融浴に分配される。例えば、チタン溶融物において、流れの方向は、主に、溶融浴が広がる方向である。これらの熱的物理的相互作用は、前縁２を理想的に溶融して、吸入側１８および排出側１９に対して溶融物表面の接線供給を達成するために利用される。材料は前縁２に流され、空力的に好適な幾何学的形状を形成するように硬化する。丸み半径は、特に、ファンブレードの再形成中に、流れ要求に従い、コンプレッサブレード１の長さにわたって構成される。このため、丸み半径は、軸の近傍において大きく、端部（先端部）において小さくなるように構成される。エネルギービーム８の出力密度分布は、この文脈において大きな役割を果たす。図６に、このようなさまざまな出力密度分布が示されている。

出力密度分布、すなわち、ビームに表面露出された溶融浴の表面の幾何学的形状が、ほぼ楕円２２に似た軸対称放射の場合に良好な結果が得られる。しかしながら、円２０、環２１、線２４または特別に適応された出力密度分布２３などの他の出力密度分布も、特殊な場合に好適でありうる。これらのビームプロファイルにより、溶融物の流れ、ひいては、材料の溶融が体系的に達成されるため、特に、縁領域および部分的に溶融された表面の下方の全体積が溶融される。ここで、レーザは、ディスクレーザ、ダイオードレーザ、Ｎｄ：ＹＡＧレーザ、ＣＯ_２レーザ（ガスレーザ）および／またはファイバレーザとして構成されることが好ましく、２００Ｗ〜２０００Ｗの出力を有する。重要な点は、レーザ出力がタービンブレードに結合される進行速度である。以下のパラメータ設定値、例えば、５００ｍｍ／ｍｉｎで３００Ｗ、１ｍ／ｍｉｎで６００Ｗまたは２ｍ／ｍｉｎで１．１ｋＷが好適であることが分かった。この手法は、例えば、窒素のような反応プロセスガスによって促進されうる。しかしながら、溶融処理は、不活性プロセスガス雰囲気下で実行されることが好ましい。

上述した方法により、破片や塵の形成を回避できるだけでなく、エンジンの固定や均衡の再調整も不要になる。さらに、弦長は短くならず、逆に、浸食した弦長が部分的に再び蓄積されることもある。さらに、この方法は、例えば、材料を損失することなくファンブレードを再形成するために、「オン・ウイング」で実行され、したがって、コンプレッサブレードおよびタービンブレードの非常に高度で経済的な修理方法を提供する。エネルギービーム８の進行速度およびエネルギー密度の調整またはエネルギービーム８のエネルギー分布により、溶融浴が硬化されると所望の新しい形状５を達成するように、溶融浴の温度を調整することが可能である。

１ コンプレッサブレード
２ 前縁
３ 空気流
４ 浸食形状
５ 新しい形状
６ 再硬化材料
７ 未溶融材料
８ エネルギービーム
９ 移行形状
１０ ビームキャッチャ
１１ 温度最小値
１２ 温度最大値
１３ 出力最小値
１４ 出力最大値
１５ 流れ方向
１６ 溶融物
１７ 面
１８ 吸入側
１９ 排出側
２０ 円
２１ 環
２２ 楕円
２３ 特別に適応された出力密度分布
２４ 線
２５ 弦長

Claims (14)

1. ガスタービンのコンプレッサブレードまたはタービンブレード（１）の再形成方法であって、前記コンプレッサブレードまたは前記タービンブレード（１）の前縁（２）の少なくとも一部分が、本質的に追加材料の導入なしに、材料を硬化させて新しい形状（５）を形成するように、エネルギービーム（８）によって体系的に溶融されることを特徴とする方法。
2. 本質的に追加材料を導入することなく、材料を硬化させて特定の新しい形状（５）を形成することを特徴とする、請求項１に記載の方法。
3. 前記前縁（２）が、溶融処理によって丸められることを特徴とする、請求項１または２に記載の方法。
4. 前記部分に導入される前記エネルギービームからのエネルギーが、前記前縁（２）が異なる丸み半径が生じるように調整されることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
5. 前記前縁（２）が、前記新しい形状（５）を形成するために、前記前縁を複数回溶融することによって再形成されることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
6. 前記溶融によって、前記前縁（２）が０．１ｍｍ〜１０ｍｍの丸み半径が生じることを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載の方法。
7. 前記エネルギービーム（８）によって溶融された領域に、ごく少量の追加物質が導入されることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の方法。
8. 前記タービンブレードが、「オン・ウイング（ｏｎ ｗｉｎｇ）」で修理されることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の方法。
9. 前記エネルギービーム（８）が、浸食形状（４）の面（１７）に垂直な方向に前記前縁（２）に向けられることを特徴とする、請求項５から８の一項に記載の方法。
10. 前記エネルギービーム（８）が、前記コンプレッサブレードまたは前記タービンブレード（１）の前記吸入側（１８）および／または排出側（１９）に対して、５°〜１３５°の角度で向けられることを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載の方法。
11. 前記コンプレッサブレードまたは前記タービンブレード（１）の弦長が、前記方法によって、０．１ｍｍ〜５ｍｍだけ長くなることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載の方法。
12. 前記エネルギービーム（８）が、レーザビームとして構成されることを特徴とする、請求項１から１１のいずれか一項に記載の方法。
13. 前記レーザビームが、ディスクレーザ、ダイオードレーザ、Ｎｄ：ＹＡＧレーザ、ＣＯ_２レーザおよび／またはファイバレーザとして構成されることを特徴とする、請求項１２に記載の方法。
14. 前記レーザ出力が、２００Ｗ〜２０００Ｗであることを特徴とする、請求項１２または１３に記載の方法。
    

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