JP6633344B2 - ブリスクの製造方法 - Google Patents

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Description

本発明は、ブリスクを製造するための方法に関する。
航空機エンジン等のガスタービンエンジンのコンプレッサ又はタービンは、ロータとしてブリスク（一体型翼車）を用いることがある。このブリスクは、ニッケル合金又はチタン合金等（金属材料の１つ）により構成されている。また、ブリスクは、円板状のディスクと、ディスクの外周面にその周方向に沿って等間隔に備えた複数の動翼とを有している。そして、ブリスクを製造する場合には、通常、次のように行われる。
バイト等のディスク用の切削工具を用いて、ニッケル合金等からなる円板状の素材の中央部に粗旋削（粗切削の１つ）及び仕上げ旋削（仕上げ切削の１つ）を順次行って、円板状の素材の中央部を製品形状（最終形状）のディスクに仕上げる。続いて、エンドミル等の動翼用の切削工具を用いて、円板状の素材の外縁部に粗転削（粗切削の１つ）及び仕上げ転削（仕上げ切削の１つ）を順次行って、円板状の素材の外縁部を製品形状の複数の動翼に仕上げる。これにより、円板状の素材からブリスクを製造することができる。
本発明に関連する先行技術としては特許文献１及び特許文献２に示すものがある。
特開２００９−１９７６４９号公報 特開２００９−１９７６４９号公報
ところで、動翼の翼厚が薄く、動翼のスパン長が長いため、動翼自体の剛性が小さく、仕上げ転削によって製品形状の動翼を仕上げる際に、動翼の仕上げ精度の低下に繋がるビビリ振動を招き易くなっている。そのため、通常、動翼用の切削工具の切削速度及び送り速度等を小さくすることにより、製品形状の動翼に仕上げる際におけるビビリ振動を抑制して、動翼の仕上げ精度、換言すれば、ブリスクの製品精度（形状精度）を確保している。一方、動翼用の切削工具の切削速度及び送り速度等を小さくすると、動翼用の切削工具と加工硬化した加工表面との摩擦熱によってブリスクの表面性状が悪化すると共に、切削時間が長くなって、ブリスクの生産性の低下を招くことになる。つまり、ブリスクの製品精度を十分に確保しつつ、ブリスクの生産性を高めることは困難であるという問題がある。
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のブリスクの製造方法を提供することを目的とする。
本発明の態様は、円板状のディスクと、前記ディスクの外周面にその周方向に沿って間隔を置いて備えた複数の動翼とを有したブリスク（一体型翼車）を製造するための方法であって、金属材料からなる金属ブロックに鍛造加工を行って、削り代（余肉）を含みかつ前記ディスクに相当する円板状のディスク相当部と、前記ディスク相当部の外周面にその周方向に沿って間隔を置いて備えかつ削り代を含みかつ前記動翼に相当する複数の動翼相当部と、各隣接する一対の前記動翼相当部のうちの一方の前記動翼相当部の前縁と他方の前記動翼相当部の後縁のみをスパン方向の全域に亘って連結するブリッジとを有した前記ブリスクの中間品を成形する中間品成形工程と、ディスク用の切削工具を用いて、前記ディスク相当部に切削（粗切削と仕上げ切削を含む）を行って、前記ディスク相当部を製品形状（最終形状）の前記ディスクに仕上げるディスク仕上げ工程と、動翼用のエンドミルを用いて、前記動翼用のエンドミルをその軸心回りに回転させた状態で、前記動翼用のエンドミルに各動翼相当部に対する切り込みを与え、ビビリ振動を抑制できるように、前記動翼用のエンドミルを各動翼相当部の先端側からスパン方向へピッチ移動させつつ、各動翼相当部の周囲方向へ移動させることにより、各ブリッジを転削して除去しながら、各動翼相当部の先端側から根本側に転削を行って、各動翼相当部を製品形状の前記動翼に仕上げる動翼仕上げ工程と、を具備したことである。
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「切削」とは、旋削、転削等を含む意である。また、中間品成形工程、ディスク仕上げ工程、及び動翼仕上げ工程のうちの少なくともいずれかの工程が複数の工程からなるものであってもよい。
本発明の態様によると、各隣接する一対の前記動翼相当部のうちの一方の前記動翼相当部の前縁と他方の前記動翼相当部の後縁が前記ブリッジによって連結されている。そのため、各動翼相当部の翼厚が薄く、各動翼相当部のスパン長が長くても、各動翼相当部の剛性を十分に確保することができる。これにより、前記動翼用の切削工具の切削速度及び送り速度等を小さくすることなく、製品形状の前記動翼に仕上げる際におけるビビリ振動を抑制することができる。
本発明によれば、前述のように、前記動翼用の切削工具の切削速度及び送り速度等を小さくすることなく、製品形状の前記動翼に仕上げる際におけるビビリ振動を抑制できる。よって、本発明によれば、前記動翼の仕上げ精度、換言すれば、前記ブリスクの製品精度（形状精度）を十分に確保しつつ、前記ブリスクの生産性を高めることができる。
図１は、本発明の実施形態に係るブリスクの中間品の斜視図である。 図２は、本発明の実施形態に係るブリスクの中間品の斜視図であって、図２には、二点鎖線でブリスクを図示してある。 図３は、本発明の実施形態に係るブリスクの斜視図である。 図４（ａ）（ｂ）は、本発明の実施形態に係るブリスクの製造方法における 中間品成形工程を説明する模式断面図、図４（ｃ）は、図４（ｂ）におけるＣ −Ｃ線に沿った拡大断面図であって、図４（ａ）（ｂ）においては、便宜上、 ブリッジを省略してある。 図５（ａ）（ｂ）（ｃ）は、本発明の実施形態に係るブリスクの製造方法における第１ディスク仕上げ工程を説明する模式図、図５（ａ）（ｂ）（ｃ）においては、便宜上、ブリッジを省略してある。 図６（ａ）（ｂ）は、本発明の実施形態に係るブリスクの製造方法における動翼仕上げ工程を説明する模式図、図６（ａ）（ｂ）においては、便宜上、ブリッジを省略してある。 図７（ａ）は、本発明の実施形態に係るブリスクの製造方法における動翼仕上げ工程を説明する模式図、図７（ｂ）は、本発明の実施形態に係るブリスクの製造方法における第２ディスク仕上げ工程を説明する模式図であって、図７（ａ）（ｂ）においては、ブリッジの図示を省略してある。
本発明の実施形態に係るブリスク、本発明の実施形態に係るブリスクの中間品、及び本発明の実施形態に係るブリスクの製造方法等について図面を参照して順次説明する。なお、図面に示す通り、「Ｕ」は、上方向（鉛直方向上側）、「Ｄ」は、下方向（鉛直方向下側）、「ＡＤ」は、ブリスク又はブリスクの中間品の軸方向、「ＣＤ」は、ブリスクの回転方向、「ＲＤ」は、ブリスク又はブリスクの中間品の半径方向、「ＳＤ」は、動翼又は動翼相当部のスパン方向（根本側から先端側に向かう方向）のことである。
図３に示すように、本発明の実施形態に係るブリスク（一体型翼車）１０は、航空機エンジン等のガスタービンエンジンのコンプレッサ（図示省略）又はタービン（図示省略）に用いられるものである。また、ブリスク１０は、ニッケル合金又はチタン合金等（金属材料の１つ）により構成されている。
ブリスク１０は、円板状のディスク１２を有しており、ディスク１２は、その中央部（ディスク１２の中央部）に、コンプレッサ又はタービンのロータ軸（図示省略）を挿通させるための挿通穴１４を備えている。挿通穴１４は、ディスク１２をブリスク１０の軸方向に沿って貫通してある。また、ディスク１２は、その外周面（ディスク１２の外周面）に、複数の動翼１６を周方向（ディスク１２の外周面の周方向）に沿って等間隔に備えている。そして、各隣接する一対の動翼１６のうちの先行の動翼１６の前縁１６ａは、後続の動翼１６の後縁１６ｂよりもブリスク１０の回転方向側に位置している。換言すれば、ブリスク１０の軸方向から見たときに、各隣接する一対の動翼１６の間は、開放されている。ここで、先行の動翼１６とは、ブリスク１０の回転方向から見て先行する動翼１６のことをいい、後続の動翼１６は、ブリスク１０の回転方向から見て後続する動翼１６のことをいう。なお、先行の動翼１６の前縁１６ａが後続の動翼１６の後縁１６ｂよりもブリスク１０の回転方向の反対側に位置していてもよい。
図１及び図２に示すように、本発明の実施形態に係るブリスクの中間品（ブリスク中間品）１８は、製品形状（最終形状）のブリスク１０に仕上げる前の中間品である。また、ブリスク中間品１８は、ニッケル合金等からなる金属ブロックＩ（図４（ａ）参照）に鍛造加工を行うことによって成形されている。なお、ブリスク中間品１８が鍛造加工の代わりに機械加工、電解加工、金属粉末射出成形（ＭＩＭ工法）等によって成形されてもよい。
ブリスク中間品１８は、ディスク１２に相当する円板状のディスク相当部２０を有しており、ディスク相当部２０は、その表面側（ディスク相当部２０の表面側）に、仕上げ加工のための削り代（余肉）２０ｅを含んでいる。また、ディスク相当部２０は、その外周面（ディスク相当部２０の外周面）に、動翼１６に相当する複数の動翼相当部２２を周方向（ディスク相当部２０の外周面の周方向）に沿って等間隔に備えている。各動翼相当部２２は、その表面側（各動翼相当部２２の表面側）に、仕上げ加工のための削り代２２ｅを含んでいる。
各隣接する一対の動翼相当部２２は、その間（一対の動翼相当部２２の間）に、ブリッジ２４を備えている。各ブリッジ２４は、各隣接する一対の動翼相当部２２のうちの先行の動翼相当部２２の前縁２２ａと後続の動翼相当部２２の後縁２２ｂを動翼相当部２２のスパン方向の全域に亘って連結するものである。ここで、先行の動翼相当部２２とは、先行の動翼１６に相当する部分のことをいい、後続の動翼相当部２２は、後続の動翼１６に相当する部分のことをいう。なお、いずれかのブリッジ２４が切欠（図示省略）等を備えてもよい。ブリッジ２４による連結の範囲は、動翼相当部２２のスパン方向の全域に亘ってなくてもよい。ブリッジ２４が先行の動翼相当部２２の前縁２２ａと後続の動翼相当部２２の後縁２２ｂを連結する代わりに、先行の動翼相当部２２の後縁２２ｂと後続の動翼相当部２２の前縁２２ａを連結してもよい。
次に、本発明の実施形態に係るブリスクの製造方法について説明する。
本発明の実施形態に係るブリスクの製造方法は、ブリスク１０を製造するための方法であって、中間品成形工程と、第１ディスク仕上げ工程と、動翼仕上げ工程と、第２ディスク仕上げ工程とを具備している。そして、本発明の実施形態に係るブリスクの製造方法における各工程の具体的な内容は、次の通りである。
(i)中間品成形工程
ヒータ（図示省略）によってニッケル合金等からなる金属ブロックＩ（図４（ａ）参照）を加熱する。続いて、図４（ａ）に示すように、鍛造プレス（図示省略）に装着された鍛造金型２６を用い、鍛造金型２６における上金型２８と下金型３０の間に金属ブロックＩをセットする。ここで、上金型２８は、鍛造プレスのスライド（図示省略）に装着されており、ブリスク中間品１８の軸方向の一方側の形状に対応する形状の成形面２８ｍを有している。下金型３０は、鍛造プレスのボルスタ（図示省略）に装着されており、上金型２８に上下に対向し、ブリスク中間品１８の軸方向の他方側の形状に対応する成形面３０ｍを有している。そして、図４（ａ）（ｂ）に示すように、鍛造プレスを稼動させて、上金型２８を鍛造プレスのスライドと一体的に下方向へ移動させることにより、上金型２８と下金型３０との協働により金属ブロックＩに鍛造加工を行う。これにより、金属ブロックＩから、ディスク相当部２０と複数の動翼相当部２２とを有したブリスク中間品１８を成形することができる。
なお、鍛造金型２６の個数を複数とし、複数の鍛造金型２６を用いて金属ブロックＩに段階的に鍛造加工を行ってもよい。ブリスク中間品１８を鍛造加工の代わりに機械加工、電解加工、金属粉末射出成形等によって成形してもよい。
(ii)第１ディスク仕上げ工程
中間品成形工程の終了後に、旋盤のチャック（図示省略）にブリスク中間品１８をセットする。続いて、図５（ａ）に示すように、旋盤の刃物台（図示省略）に装着されたディスク用の切削工具としてのバイト３２を用い、ブリスク中間品１８をその軸心１８ｃ回りにチャックと一体的に回転させる。そして、図５（ｂ）に示すように、ブリスク中間品１８の軸方向の一方側から、バイト３２にディスク相当部２０に対する切り込みを与えて、バイト３２をブリスク中間品１８の半径方向へ移動（送り移動）させる。また、同様に、図５（ｃ）に示すように、ブリスク中間品１８の軸方向の他方側から、バイト３２にディスク相当部２０に対する切り込みを与えて、バイト３２をブリスク中間品１８の半径方向へ移動させる。これにより、ディスク相当部２０における外周面２０ｐを除く部分に粗旋削（粗切削の１つ）及び仕上げ旋削（仕上げ切削の１つ）を順次行って、ディスク相当部２０を製品形状（最終形状）に近いディスク１２に仕上げることができる。ここで、製品形状に近いディスク１２とは、外周面１２ｐ及び挿通穴１４（図３参照）を除く部位が製品形状になっているディスク１２のことをいう。
なお、粗旋削から仕上げ旋削に移行する際に、バイト３２の交換を行う。粗旋削中又は仕上げ旋削中に、バイト３２の交換を行ってもよい。第１ディスク仕上げ工程を開始する前に、トリミングと仕上げ切削を行うことによってディスク１２の中央部に挿通穴１４を形成しておく。
(iii)動翼仕上げ工程
ディスク仕上げ工程の終了後に、フライス盤のテーブル（図示省略）にブリスク中間品１８をセットする。続いて、図６（ａ）に示すように、フライス盤の主軸（図示省略）に装着された動翼用の切削工具としてのエンドミル３４を用い、エンドミル３４をその軸心（エンドミル３４の軸心）３４ｃ回りに主軸と一体的に回転させる。そして、図６（ｂ）に示すように、エンドミル３４に動翼相当部２２の先端２２ｔ側（先端２２ｔに近い側）に対する切り込みを与えて、エンドミル３４を各動翼相当部２２の周囲方向へ移動（送り移動）させる。ここで、動翼相当部２２の周囲方向とは、動翼相当部２２の前縁２２ａ、腹面２２ｖ、後縁２２ｂ、背面２２ｄを囲む方向のことをいう。これにより、各ブリッジ２４を転削して除去しつつ、各動翼相当部２２の先端２２ｔ側に粗転削（粗切削の１つ）、中仕上転削（仕上げ切削の１つ）、及び仕上げ転削（仕上げ切削の１つ）を行うことができる。また、各動翼相当部２２の先端２２ｔ側に粗転削等を行う間、残存するブリッジ２４によって各動翼相当部２２の剛性を保持することができる。
更に、図７（ａ）に示すように、エンドミル３４を各動翼相当部２２のスパン方向へピッチ移動させつつ、エンドミル３４に動翼相当部２２に対する切り込みを与えて、エンドミル３４を各動翼相当部２２の周囲方向へ移動させる。これにより、各ブリッジ２４を転削して除去しつつ、各動翼相当部２２の先端２２ｔ側から根本２２ｒ側に粗転削、中仕上転削、及び仕上げ転削を繰り返しながら行って、各動翼相当部２２を製品形状（最終形状）の動翼１６に仕上げることができる。
なお、粗転削から中仕上転削に又は中仕上げ転削から仕上げ転削に移行する際に、エンドミル３４の交換を行ってもよい。転削のうち粗転削又は中仕上げ転削を省略しても構わない。
(iv)第２ディスク仕上げ工程
動翼仕上げ工程中又は動翼仕上げ工程の終了後に、図７（ｂ）に示すように、
ディスク用の切削工具としてのエンドミル３４を用い、エンドミル３４をその軸心３４ｃ回りに主軸と一体的に回転させる。そして、エンドミル３４にディスク相当部２０に対して切り込みを与えて、エンドミル３４を各隣接する動翼１６（動翼相当部２２）の間に沿って移動させる。これにより、ディスク相当部２０の外周面２０ｐに仕上げ転削（仕上げ切削の１つ）を行って、ディスク相当部２０を製品形状（最終形状）のディスク１２に仕上げることができる。
以上により、金属ブロックＩから、ディスク１２と複数の動翼１６とを有したブリスク１０を製造することができる。
なお、動翼仕上げ工程は、第１ディスク仕上げ工程の終了後ではなく、中間品成形工程の終了後でかつ第１ディスク仕上げ工程の開始前に実行してもよい。
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
各隣接する一対の動翼相当部２２のうちの先行の動翼相当部２２の前縁２２ａと後続の動翼相当部２２の後縁２２ｂがブリッジ２４によって連結されている。そのため、各動翼相当部２２の翼厚が薄く、各動翼相当部２２のスパン長が長くても、各動翼相当部２２の剛性を十分に確保することができる。これにより、エンドミル３４の切削速度及び送り速度等を小さくすることなく、製品形状の動翼１６に仕上げる際におけるビビリ振動を抑制することができる。
ブリスク中間品１８は、金属ブロックＩに鍛造加工を行うことによって成形され、複数の動翼相当部２２を有している。そのため、複数の動翼１６を仕上げるまでの転削量（切削量）、換言すれば、ブリスク１０を製造するまでの切削量を大幅に低減できる。また、投入材料としての金属ブロックＩの量（体積）を大幅に低減することができる。
従って、本発明の実施形態によれば、前述のように、エンドミル３４の切削速度及び送り速度等を小さくすることなく、製品形状の動翼１６に仕上げる際におけるビビリ振動を抑制できる。よって、本発明の実施形態によれば、動翼１６の仕上げ精度、換言すれば、ブリスク１０の製品精度（形状精度）を十分に確保しつつ、ブリスク１０の生産性を高めることができる。
また、本発明の実施形態によれば、ブリスク１０の製造に必要な切削量を大幅に低減できるため、ブリスク１０の生産性をより高めると共に、エンドミル３４の消耗を十分に低減することができる。
更に、発明の実施形態によれば、投入材料としての金属ブロックＩの量を大幅に低減できるため、ブリスク１０の材料コストを減らして、ブリスク１０の低コスト化を十分に図ることができる。
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものでなく、適宜の変更を行うことにより、種々の態様で実施可能である。そして、本発明に包含される権利範囲は、前述の実施形態に限定されないものである。
１０ ブリスク
１２ ディスク
１２ｐ 外周面
１４ 挿通穴
１６ 動翼
１６ａ 前縁
１６ｂ 後縁
１８ ブリスクの中間品（ブリスク中間品）
１８ｃ 軸心
２０ ディスク相当部
２０ｅ 削り代（余肉）
２０ｐ 外周面
２２ 動翼相当部
２２ａ 前縁
２２ｂ 後縁
２２ｄ 背面
２２ｅ 削り代
２２ｒ 根本
２２ｔ 先端
２２ｖ 腹面
２４ ブリッジ
２６ 鍛造金型
２８ 上金型
２８ｍ 成形面
３０ 下金型
３０ｍ 成形面
３２ バイト
３４ エンドミル
３４ｃ 軸心
Ｉ 金属ブロック

Claims (2)

  1. 円板状のディスクと、前記ディスクの外周面にその周方向に沿って間隔を置いて備えた複数の動翼とを有したブリスクを製造するための方法であって、
    金属材料からなる金属ブロックに鍛造加工を行って、削り代を含みかつ前記ディスクに相当する円板状のディスク相当部と、前記ディスク相当部の外周面にその周方向に沿って間隔を置いて備えかつ削り代を含みかつ前記動翼に相当する複数の動翼相当部と、各隣接する一対の前記動翼相当部のうちの一方の前記動翼相当部の前縁と他方の前記動翼相当部の後縁のみをスパン方向の全域に亘って連結するブリッジとを有した前記ブリスクの中間品を成形する中間品成形工程と、
    ディスク用の切削工具を用いて、前記ディスク相当部に切削を行って、前記ディスク相当部を製品形状の前記ディスクに仕上げるディスク仕上げ工程と、
    動翼用のエンドミルを用いて、前記動翼用のエンドミルをその軸心回りに回転させた状態で、前記動翼用のエンドミルに各動翼相当部に対する切り込みを与え、ビビリ振動を抑制できるように、前記動翼用のエンドミルを各動翼相当部の先端側からスパン方向へピッチ移動させつつ、各動翼相当部の周囲方向へ移動させることにより、各ブリッジを転削して除去しながら、各動翼相当部の先端側から根本側に転削を行って、各動翼相当部を製品形状の前記動翼に仕上げる動翼仕上げ工程と、を具備したブリスクの製造方法。
  2. 前記ディスク仕上げ工程は、
    バイトを用いて、前記ブリスクの中間品をその軸心回り回転させた状態で、前記バイトに前記ブリスクの中間品の軸方向の一方側から前記ディスク相当部に対する切り込みを与えて、前記バイトを前記ブリスクの中間品の半径方向へ移動させると共に、前記バイトに前記ブリスクの中間品の軸方向の他方側から前記ディスク相当部に対する切り込みを与えて、前記バイトを前記ブリスクの中間品の半径方向へ移動させることにより、前記ディスク相当部における外周面を除く部分に旋削を行う第１ディスク仕上げ工程と、
    前記動翼仕上げ工程中又は前記動翼仕上げ工程の終了後に、ディスク用のエンドミルを用い、前記ディスク用のエンドミルをその軸心回りに回転させた状態で前記ディスク用のエンドミルに前記ディスク相当部に対して切り込みを与えて、前記ディスク用のエンドミルを各隣接する前記動翼の間に沿って移動させることにより、前記ディスク相当部の外周面に転削を行う第２ディスク仕上げ工程と、を有した請求項１に記載のブリスクの製造方法。
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