(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ホットセクションガスタービンエンジン部品（１０）であって、
互いに実質的に平行に延在する複数の連続トウをマトリックス中に含む硬化強化セラミックマトリックス複合材部分（４０，６９０）と、
当該部品の輪郭又は厚さの変化する領域に位置する、実質的に等方性の特性を有する不連続強化複合材部分（６５０、６８０）であって、マトリックス材料中に不連続繊維含有材料を含む不連続強化複合材部分（６５０、６８０）と
を含んでなり、不連続強化複合材部分（６５０、６８０）が、複数の連続トウを含む強化セラミックマトリックス複合材部分に隣接しており、不連続強化複合材部分が強化セラミックマトリックス複合材部分と共に硬化しており、
第１群のトウが、０°、＋４５°、−４５°、９０°、−４５°、＋４５°からなる群から選択される第１の所定の角度で配向しており、０°で配向したトウが部品の軸に平行に配向しており、第１群に隣接した１以上の他の群のトウは、隣接する群の所定の角度とは異なる第２の所定の角度で配向しており、第２の所定の角度が０°、＋４５°、−４５°、９０°、−４５°、＋４５°からなる群から選択され、
前記タービンエンジン部品が狭翼弦タービン動翼（６１０）であって、動翼内部に実質的に等方性の特性を有する不連続強化複合材部分（６５０）が配置されており、
実質的に等方性の特性を有する不連続強化複合材部分（６５０）が動翼の翼形部の後縁部に配置され、不連続強化複合材部分（６５０）に硬化強化セラミックマトリックス複合材部分が結合しており、
実質的に等方性の特性を有する不連続強化複合材部分（６８０）が、隣接する２つの空気通路（６１４）の輪郭変化部にリブとしてさらに配置されている、
ホットセクションガスタービンエンジン部品（１０）。
【請求項２】
硬化強化セラミックマトリックス複合材部分（４０）が、さらに、マトリックス中に複数の群の連続トウを含んでおり、各群のトウがマトリックス中で互いに実質的に平行に延在しており、各群が、１以上の他の群のトウに対して所定の角度で配向している、請求項１に記載のホットセクションガスタービンエンジン部品（１０）。
【請求項３】
不連続繊維を含む不連続強化複合材部分（６５０、６８０）が、さらに、繊維、トウ及びチョップドプリプレグプライからなる群から選択される繊維含有材料を含む、請求項１または２に記載のホットセクションガスタービンエンジン部品（１０）。
【請求項４】
前記繊維含有材料が約２．５４〜２５．４ｍｍの寸法を有する、請求項３に記載のホットセクションガスタービンエンジン部品（１０）。
【請求項５】
マトリックス材料中に不連続繊維含有材料を含む不連続強化複合材部分が、さらに、マトリックス材料中に繊維含有材料を約１０体積％〜約５０体積％の充填量で含む、請求項１から４のいずれかに記載のホットセクションガスタービンエンジン部品（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は広義にはセラミックマトリックスタービンエンジン部品に関するものであり、具体的には、小さくて複雑な特徴部を有するセラミックマトリックス複合材ガスタービンエンジン部品に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの効率及び性能を向上させて、推力／重量比の増大、排気ガス削減及び燃料消費率の向上を達成すべく、エンジンタービンの作動温度を高めることが課題とされている。高温化は、エンジンのホットセクション、特にエンジンのタービンセクションの部品を構成する材料の限界に達して、それを超える。既存の材料はこのような作動温度の高温化に耐えることができないので、高温環境で用いるための新素材を開発することが必要とされている。
【０００３】
エンジン作動温度の上昇に伴って、燃焼器及びタービン翼形部を構成する耐熱合金の新たな冷却法が開発されている。例えば、高温燃焼ガスの流れる部品表面にセラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）を塗工して、伝熱率を下げ、基材金属を熱から保護し、部品が高温に耐えられるようにする。こうした改良は、部品のピーク温度及び温度勾配を下げるのに役立つ。フィルム冷却によって耐熱性又は熱保護性を改良するため、冷却孔も導入されている。併せて、耐熱合金の代替材料としてセラミックマトリックス複合材も開発されている。セラミックマトリックス複合材（「ＣＭＣ」）は金属よりも温度及び密度の点で優れていることが多いため、作動温度の高温化及び／又は軽量化が望まれる際に最適な材料となる。
【０００４】
従前、セラミックマトリックス複合材を用いてタービン動翼のようなホットセクションのタービンエンジン部品を製造するため様々な技術が用いられてきた。本願出願人に譲渡された米国特許第５０１５５４０号、同第５３３０８５４号及び同第５３３６３５０号（これらの開示内容は援用によって本明細書の内容の一部をなす。）に記載されたＣＭＣ部品の製造方法は、繊維材料に溶融ケイ素を溶浸する炭化ケイ素マトリックス複合材の製造法に関するもので、この方法を以下「Ｓｉｌｃｏｍｐ法」という。繊維は概して約１４０μｍ以上の直径を有するので、小型ガスタービンエンジン用タービン動翼部品のように約０．０３０インチ程度の特徴部を有する複雑で入り組んだ形状はＳｉｌｃｏｍｐ法では製造できない。
【０００５】
その他プリプレグ溶融浸透法のような技術も用いられてきた。しかし、未硬化時の厚さが約０．００９〜０．０１１インチの標準的プリプレグプライで製造されるため、かかる部品について十分な構造的健全性をもつ最小硬化厚は約０．０３０〜０．０３６インチであった。最終部品におけるマトリックス組成百分率が標準的なものでは、かかる未硬化厚のものを用いると最終硬化厚は約０．００３０〜０．０３６インチとなり、小型タービンエンジンで使用するには厚すぎる。
【０００６】
タービンエンジン用の複雑なＣＭＣ部品は複数のプライをレイアップすることによって製造されてきた。部品の輪郭又は厚さが変化するような領域では、輪郭又は厚さの変化する領域に合わせて種々異なる小さな形状のプライがカットされる。これらの部品は、硬化部品を形成するための複雑で予め注意深く計画されたレイアップ計画に従ってレイアップされる。設計が複雑なだけでなく、レイアップ作業も時間がかかり複雑である。さらに、輪郭又は厚さの変化する領域は、そうした領域での機械的特性が等方性でないので、プライの配向と得られる特性に基づいて注意深く設計する必要がある。輪郭境界に沿ってのプライ間の移行が滑らかでないので、こうした輪郭は機械的特性が滑らかに移行しない領域であることがあり、部材の設計及びレイアップ作業のモデリングの際にこれらの事項も考慮に入れなければならない。
【０００７】
図１は、未被覆（非冷却）動翼１０の例を示す。この図では、動翼１０はセラミックマトリックス複合材を含む。動翼１０は翼形部１２を有しており、これに向かってガス流が流れる。動翼１０はダブテール１４によってディスク（図示せず）に取り付けられ、ダブテール１４は翼形部１２から下方に延在していて、ディスクに設けられた相補的形状のスロットと係合する。動翼１０は一体プラットフォームを備えていない。周囲環境へのダブテール１４の暴露を最小限にするため、所望に応じて別個にプラットフォームを設けてもよい。動翼は前縁部１８と後縁部１６を有する。かかる複合材動翼は、複数のプライをレイアップすることによって製造される。
【０００８】
図２に、図１の複合材動翼を従来技術においてどのようにレイアップしてきたかを例示する（斜視図）。図３は、複数のプリプレグプライのレイアップの正面図である。動翼１０は中心面２４を中心に複数のプリプレグプライ４０を配置してなる。多数の根元部（プリプレグ）プライ４１と、比較的大きい（プリプレグ）プライ４０，４４の間に配設された比較的小さい（プリプレグ）プライ４２がある。図１に戻ると、比較的小さなプライ、特に根元部プライ４１はダブテール形状を与えるために必要とされる。また、各々のプライ４０は、所定の方向に配向したトウを含んでいる。勿論、適切な場所に適切な寸法のプライを設けるだけでなく、各々のプライのトウ方向が適切に配向するように注意しなければならない。
【０００９】
さらに別の技術では、繊維トウの厚さを小さくすることによって、多層プライの作製に用いられるプリプレグプライの厚さを減らす試みがなされている。理論的には、かかるプロセスでプライの厚さをうまく減らすことができるはずである。しかし、実際には、かかる薄いプライは、自動化装置によっても、部品製造時の取扱いが難しい。その結果、薄いプライの皺、物品にボイドを生じかねない製造欠陥、物品の機械的特性の劣化、及びプライが分離するおそれがある。さらに、動翼製品に小さな半径及び比較的薄い縁部、翼弦長の狭い（狭翼弦）動翼のような比較的小型の製品で必要とされる特徴部を形成しなければならないときに問題が生じる。プリプレグテープ又はプライ中の繊維（典型的には炭化ケイ素）は剛性が高いので、半径の小さい急な湾曲部又はコーナーに沿ってプライを形成しようとすると分離を生じかねない。繊維コーティングも亀裂又は損傷することがある。そのため、こうした領域で物品の機械的特性が劣化し、耐久性が損なわれる。
【特許文献１】米国特許第５０１５５４０号明細書
【特許文献２】米国特許第５３３０８５４号明細書
【特許文献３】米国特許第５３３６３５０号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
そこで、特に縁部での厚さが約０．０１５〜０．０２１インチで、半径が約０．０３０インチ未満の小さな半径の特徴部を製造できるＣＭＣタービンエンジン部品の製造法が必要とされている。さらに、厚さ約０．０２１インチ未満の特徴部を有するＣＭＣタービンエンジン部品の製造法も必要とされている。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明は、ガスタービンエンジンのような高温で用いられるセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）部品であって、非プライセラミックインサートと共にレイアップしたプリプレグプライを用いて厚さ約０．０３０インチ未満及び半径約０．０３０インチ未満の薄い縁部のような細かい特徴部を形成したセラミックマトリックス複合材部品である。本発明の方法を用いて製造したタービン部品は、輪郭変化部又は厚さ変化部、特に短い距離で厚さが大きく変化する用途（短い距離は厚さの変化する方向に対して横断方向で測定される。）に適合した寸法にカットされたプライインサートの使用を最小限にする。こうした厚さ変化は、プライレイアップの場合には、厚さの変化が１０％程度と小さいときでも実質的であると思料される。かかる変化に対処するように部品を適切に設計できなければ、最終部品に欠陥を生じさかねないからである。
【００１２】
現在の慣行では、正味形状にレイアップできる大きさにプライインサートを小さくカットする必要があるが、これは、硬化時の圧縮を最小限として皺のような欠陥を低減するとともに寸法制御を向上させるために不可欠である。
【００１３】
本発明では、プリプレグ層と共に非プライセラミックインサートを用いてタービン部品のモデリングを行う。複合材部品は、複数の実質的に連続なプライのレイアップを含んでおり、複数の実質的に連続的なプライのレイアップにおける各プライは、未硬化マトリックス材料中で互いに実質的に平行に延在する複数のトウを有しており、各プライは、そのトウが隣接プライのトウに対して所定の角度で延在するように配置される。本明細書で用いる「非プライセラミックインサート」とは、不連続強化複合材インサート及びモノリシックセラミックインサートの両方を意味する。部品はプリプレグプライ又はテープを非プライセラミックインサートと共に用いてモデリングされる。ただし、複雑な特徴部が存在する領域では、非プライセラミックインサートが部品に組み込まれ、タービン部品はプリプレグ層と非プライセラミックインサートとの組合せとなる。プリプレグプライを比較的小さい寸法にカットして略全長のプリプレグ層及び非プライセラミックインサートと組み合わせてもよいが、非プライセラミックインサートは、従前厚さ変化部又は輪郭変化部を与える寸法とされていた相当な数の切断プリプレグプライに置き換えて所定の形状を与えるように部品にモデリングされる。インサート又は不連続強化複合材部分は、複数の連続トウを含む強化セラミックマトリックス複合材部分に隣接する。不連続強化複合材部分は強化セラミックマトリックス複合材部分と共に硬化して、部品を形成する。
【００１４】
非プライセラミックインサート又は部片は、厚さ又は輪郭を変化させることができるようにカットされ、部品の一部に挿入される小さな繊維プライの数が最小限とし、部品の略全長にわたって延在する連続繊維プライの数を最大限となるように設計・製造される。
非プライセラミックインサートは複数の構成を含んでいてもよい。不連続強化複合材料インサートは、プリプレグプライをカットして複数の小片とし、これらの小片をマトリックス材料のスラリーと混合してペースト又はパテを形成することによって製造することができる。様々な長さの繊維又はトウを切断プライの代わりに使用してもよいし、或いは切断プライと共に又は追加して使用してもよい。
レイアップ時に部品の空洞にペースト又はパテを塗工して未硬化インサートを形成し、この未硬化インサートは乾燥時に硬化する。或いは、混合物をモールド成形して硬化させて硬化インサートを形成し、これを部品に組み込んでもよい。不連続強化複合材料から作られたインサートは完全に等方性とはいえないが、硬化ＣＭＣレイアップよりは方向性が少ない。かかる機械的特性は完全に等方性とはいえないものの、方向性でもないので、本願では「実質的に等方性」であるという。
【００１５】
本発明の利点は、複数の小さな切断布プライを単一の不連続強化複合材料インサートで置き換えることができることである。不連続強化複合材料インサートは、実質的に等方性を有する材料として与えることができる。
【００１６】
本発明のもう一つの利点は、複雑で時間のかかるレイアップ計画をなくすことによって航空機エンジン部品の製造を簡単化できることである。
【００１７】
本発明のさらに別の利点は、不連続強化複合材料インサートの使用によって、部品の機械的特性を損なわずに、薄肉部や小半径部のような細かな特徴部を設けることができことである。
【００１８】
本発明のその他の特徴及び利点は、本発明の原理を例示するための添付の図面と併せて好ましい実施の形態に関する以下の詳細な説明を参酌することによって明らかとなろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１９】
本発明は、ＣＭＣ製の航空機エンジン部品を提供する。部品は、実質的に部品の全長にわたって延在する複数の実質的に連続したプリプレグプライを有する。１以上の不連続強化複合材料インサートが部品に組み込まれるが、不連続強化複合材料インサートは実質的に等方性を有する。不連続強化複合材料インサートは実質的に部品の全長に延在し得るが、不連続強化複合材部品における輪郭部及び厚さの変化する部分の特別にカットされた比較的小さいプリプレグプライに置き換わるようにモデリングされる。
【００２０】
本願で用いる「繊維」とは、アスペクト比の高い、つまり長さに比べて直径が非常に小さい繊維材料の最小単位を意味する。繊維はフィラメントと互換的に用いられる。本願で用いる「トウ 」とは、連続フィラメントの束を意味する。本願で用いる「マトリックス」とは、本質的に均質な材料であり、その内部に他の材料、特に繊維やトウが埋め込まれている。本願で用いる「プリプレグプライ」又は単に「プリプレグ」とは、一方向のトウ又は短い不連続繊維のシートをマトリックス材料で含浸したものを意味し、マトリックス材料は樹脂の形態であって、部分乾燥、完全に乾燥又は部分硬化される。本願で用いる「プリフォーム」とは、プリプレグプライの硬化前にプリプレグプライをレイアップして所定の形状としたものであり、追加のインサートを含んでいても含んでいなくてもよい。
【００２１】
図４は、本発明のインサート１１０を示す。図示したインサートは、好ましい実施形態では実質的に等方性を有する不連続強化複合材料である。実質的に等方性はあらゆる方向で全く同一ではなく僅かに異なっていてもよいが、異方性とは区別でき、本体の一点で方向性が明らかに異なる機械的特性を有する異方性とは明らかに異なる。換言すれば、異方性材料は材料の対称面をもたない。不連続強化複合材インサート１１０は任意の適切な方法で製造すればよい。不連続強化複合材料インサートは、プライをレイアップした材料ではなく、所定の形状を有する材料のブロックであり、個別の材料片として取り扱うことができる。インサート１１０は完全に硬化しても部分硬化してもよく、次いで所定の形状に機械加工できる。不連続強化複合材料インサートは十分に緻密化されたものでも、部分的に緻密化したものでもよい。部分的に緻密化されたものの場合、自明であろうが、タービンエンジン部品の製造作業の一部としてインサートを完全に緻密化すればよい。
【００２２】
インサートは、チョップド繊維をマトリックス材料と混合することによって形成できる。別法では、チョップドトウ、チョップドプリプレグプライ或いは硬化又は部分硬化したチョップドプライを利用する。典型的には、当技術分野で公知の窒化ホウ素、窒化ケイ素、炭化ケイ素及びそれらの組合せからなる群から選択されるコーティングが繊維に設けられる。この材料をマトリックス材料と充分に混合してスラリーを形成するが、スラリーは流体から粘稠ペーストまでの不連続強化複合材の粘度を有し得る。材料は適当な手段で最終形状又は中間的形状にモールド成形し、硬化させればよい。硬化部材は、必要に応じて、所定の形状に最終的に機械加工すればよい。賦形法の例としては、押出成形、キャスティング、射出成形及び加圧成形が挙げられる。ペースト又はスラリーとして使用する場合、インサートを形成する材料を、材料の欠けたプリフォームの領域に適用してもよい。かかる状況では、プリフォームで未硬化ペースト又はスラリーを支持する必要があることもある。これが行えない場合、公知のように、ポリマーの添加又はサブミクロン粉末によって組成を調節して、自己支持性であるチキソトロープ組成物を形成することもできる。ペースト又はスラリーに使用されるチョップドトウ又はフィラメントの長さは典型的には約０．１〜１インチである。繊維の充填量は典型的には約１０〜約５０体積％である。これらのパラメーターは物品の機械的特性要件によって定まり、部品全体で溶融ケイ素を緻密化することができる。
【００２３】
不連続強化複合材インサートは、タービンエンジン部品を形成するためのプライのレイアップと共に使用される。このインサートはプライと共に集成され、部品を硬化するとプライと共に保持される。完全に一体化した結合が望まれる場合、様々な選択肢が利用できるが、選択肢は所望の結合を達成するための容易さに応じて選択される。
例えば、インサート自体が、部品用のレイアップのプライと結合できる部分硬化成形品であってもよく、かかる部分硬化プリフォームは部品の硬化時にプリプレグプライの樹脂マトリックスと結合する。インサートは、ＣＭＣマトリックス部と一体の拡散結合を容易にするために炭素に富むものであってもよく、一体結合は溶融ケイ素溶浸時に形成される。或いは、ペーストとして塗工する場合、材料は部品の硬化時にプリプレグプライの樹脂マトリックスと共に硬化できる。最終的に得られるものは、（１）複数の連続トウがマトリックス中で実質的に互いに平行に延在する硬化強化セラミックマトリックス複合材料部分と、（２）部品の輪郭変化及び厚さ変化領域に位置し、実質的に等方性をもつ不連続強化複合材料部分との２以上の異なる部分を有する完全に緻密なタービンエンジン部品である。不連続強化複合材料部分は、マトリックス材料中に不連続繊維を含む材料からなる。不連続強化複合材料部分は強化セラミックマトリックス複合材料部分に隣接していて、強化セラミックマトリックス複合材部品と共に硬化している。
ただし、インサートの使用によって、非常にきつい半径を形成することができ、例えば狭翼弦動翼のように従来技術の薄肉用プライのレイアップでは達成できなかった薄肉部を形成することができる。さらに、不連続強化複合材料インサートの形成又はペーストとしてのインサート材料の使用によって、多数の小さな薄プライを取り扱うことに起因する皺及び付随する欠陥のおそれがなくなる。
【００２４】
本発明を、図１の動翼を製造するための代替法として図５に例示する。一実施形態では、本発明は、根元部プライ４１及び比較的小さなプライ４２を、図５のインサート５１０，５２０，５３０，５４０，５５０，５６０及び５７０として示す図４の不連続強化複合材料インサート１１０で置き換える。インサート１１０は、好ましくは実質的に等方性を有する。図５の符号５１０，５２０，５３０，５４０，５５０，５６０及び５７０で示すインサート１１０で、図３のＢ，Ｃ，Ｄ，Ｅ，Ｆ，Ｇ及びＨに位置するプライをそれぞれ置き換える。プリフォームの残りのプライは硬化前に挿入される。プライは部品の全長又は略全長に延在し、各プライの配向は、部品（本例では動翼）で必要とされる機械的特性を与えるように決定される。例えば、０°配向は、繊維トウの列が部品の所定の平面（例えばタービン動翼の長手方向又は軸）と略平行となるようにレイアップしたプライを表す。９０°配向は所定の平面に対して略９０°に配向したプリプレグプライを表す。残りのプライは、部品の所定の平面に対して±４５°のように他の形態でレイアップしてもよい。例えば、プライを０°、＋４５°、−４５°、９０°、−４５°、＋４５°の順序でレイアップして、部品が軸方向以外の他の方向に引張り強さをもつようにしてもよい。このようにして、部品の強度を所望に応じて方向性（異方性）又は幾分等方性となるように修正できる。図５に示す物品の場合、最終硬化部品は、所定の配向で延在するトウを有するＣＭＣであり、部品の全長又は略全長に延在するプライは、マトリックス中で一群として互いに略平行に延在するトウを生成する。複数のプライを有するＣＭＣでは、硬化部品は複数の群の連続トウを生成し、各群のトウはマトリックス中で互いに略平行に延在し、各群は１以上の他の郡のトウに対して所定の角度で配向しており、各群は実質的に異方性の特性を有する。しかし、プライに隣接するインサートは実質的に等方性を有する。
【００２５】
本発明の別の実施形態では、既存のプライを用いて現在得ることのできるものよりも薄い断面の翼形部における短い距離で大幅な厚さ変化を与えるためにインサートを用いる。図６は、タービン動翼６１０での本発明の２つの適用例を示しており、動翼は薄い後縁６１２の一部に実質的に等方性を有する不連続強化複合材料インサート６５０を含んでいる。動翼は、本発明の不連続強化複合材料からなる予備成形リブインサート６８０も含んでいる。
【００２６】
図６の狭翼弦タービン動翼は、動翼６１０内に形成された一対の空気通路６１４を示している。後縁インサート６５０及びリブインサート６８０は、本発明に係る不連続材料を用いて予め製造される。インサート６５０及びインサート６８０はいずれも、レイアップ作業時の取扱いが非常に難しい複数の小さなプライの代わりに用いられる。インサート６５０，６８０はニアネットシェイプにモールド成形され、圧縮・硬化して揮発分を除去した後で最終寸法に機械加工される。
【００２７】
図６に示すように、動翼の負圧面６５４の第１の端部６５２と正圧面６５８の第２の端部６５６とを有する全長プライ間の空隙を満たすために必要とされていた複数の小さなプライに代えて、インサート６５０が後縁内部に配置される。図６に示すように、インサート６５０は、負圧面６５４から正圧面６５８へと延在する３枚の全長プライと境界を接している。本願で用いる「全長」とは、プライが動翼の上端から下端までの高さ全体に延在することを意味し、図６は、図６の平面に垂直に延びる高さを横切る横断面である。インサート６５０は、図６に示すものよりも若干大きく（断面を増大して）製造して、図示した全長プライの少なくとも１枚を置き換えることができるようにしてもよい。第１の端部６５２と第２の端部６５６を有する１枚以上の全長プライが負圧面６５４及び正圧面６５８に必要とされる。各動翼の設計において最大応力の方向が知られており、１枚以上のプライ（典型的にはインサートの外側にある）は、その繊維の方向が最大応力の方向と平行となるように配向される。各プライは標準的な厚さが約１０ミルのものであり、複数の単一方向トウを含む。ただし、最大応力の方向とは異なる方向にも追加の強度が必要とされる場合、インサートを用いると、薄いプライの置換が可能となる。これらのプライでは、プライ厚さが１０ミル未満、概して５〜９ミルとできるように細い単一方向のトウが使用される。こうした薄いプライは取扱いが困難であるが、これらは全長インサートに対してレイアップされ、標準的な厚さの１又は２枚のプライの代わりに用いられる限られた数の全長のプライであるので、製造プロセスによって対処できる。勿論、インサート６５０は、かかる薄いプライで標準厚さのプライを置き換える際に、プライ厚さの差を埋めるべく相対的に寸法を大きくする。
【００２８】
インサート６８０は、空気通路６１４間の厚さの変化する部分に用いられる複数の小さなプライを置き換えるために設けられる。明らかであろうが、この領域でのプライのレイアップには、幅の異なる多数の小さなプライが必要とされ、それらを精密に配置しなければならない。本発明の材料及び方法を用いたインサート６８０の製造並びにレイアップ時のインサートの配置は、複数の小さいプライのレイアップの場合よりも、格段に容易であり、硬化動翼を廃棄しなければならない製造誤差を生じる可能性が低い。
【００２９】
図６に示す動翼のような動翼を製造するには、負圧面６５４に沿った複数の連続プライ６５２をレイアップツール上に積み重ねる。次いで、内側巻装プライ６９０を有するマンドレル（図示せず）を図６に示すように適所（本例では空気通路が形成される場所）に配置する。負圧面６５４の第１の端部６５２から正圧面６５８の第２の端部６５６まで延在する複数の外側プライを巻き付けて、レイアップシーケンスを完了する。レイアップした動翼を次いで揮発分が除去される温度で加圧下で硬化し、動翼を完全に固化させる。固化及び硬化後にマンドレルを取り外して空気通路６１４を形成する。マトリックスプライはインサート片６５０，６８０の外面上に配置され、インサート片と連続プライとの接着性を高める。用いる技術に応じて、上述の通り、動翼を溶浸法を用いて緻密化してもよい。
【実施例】
【００３０】
実施例１
ＳｉＣ／ＳｉＣ一方向性プリプレグテープを利用してスラリーを調製したが、テープは炭化ケイ素マトリックス中の被覆炭化ケイ素トウであった。トウを構成する繊維は典型的には窒化ホウ素のような剥離皮膜で被覆される。布を液体窒素に曝してプリプレグから裏当てを取り除いた。次いで、布を約１／４平方インチ以下の大きさの複数の片にカットした。Ｃｏｔｒｏｎｉｃｓ社（米国ニューヨーク州ブルックリン）から市販の高温セラミックグラファイト接着剤樹脂である「Ｃｏｔｒｏｎｉｃｓ  Ｒｅｓｂｏｎｄ  ９３１」とアセトンとの溶液を等重量のアセトンと混合して調製した。約３ｇのチョップドプリプレグをプリプレグ／溶液重量比約３対１で溶液に添加して混合物を形成した。一様な粘稠性とするため混合物を適当な手段でブレンドした。これは振盪、撹拌、ボールミリングその他の混合技術で達成できる。所期の用途に合わせて必要であれば、追加量のアセトンを添加するか、或いは溶媒を蒸発させることによって、混合物の粘度を調節することができる。例えば、混合物は、大まかな形に注型成形してから最終的な形に機械加工してもよいし、或いは所定の最終的な形に注型成形して硬化してもよい。或いは、混合物に適当なサブミクロン粉末を添加した後、さらに混合してもよい。このペーストを次いで前述の通り塗工すればよい。
【００３１】
以上、狭翼弦タービン動翼の翼形部での用途について本発明を説明してきた。しかし、本発明は、ライナー、静翼、中心体などの他のホットセクション部品、並びにプラットフォーム及びダブテールのような動翼の他の部分で、特に短い距離の輪郭変化又は厚さ変化に適した寸法となるように小さな多数のプライがカットされていた部分にも用途があり、不連続強化セラミックインサートの実質的な等方性がそうした用途に適している。かかる用途の例を図７に示す。
２つの用途は外側コーナーである。図７Ａは、動翼プラットフォーム隅肉に使用する場合の本発明の実質的に等方性のセラミックインサート７１０の使用例を示し、インサートは小さなコーナープライの代わりに全長プライを覆う。図７Ｂは、鋭い外側コーナーに沿った小さな多数のセラミックプライの代替物としてセラミックインサート７３０を使用する同様な例を示し、インサートは小さなコーナープライの代わりに全長プライを覆う。図７Ｃは、補強材としての小さな多数のセラミックプライの代替物として本発明の実質的に等方性のセラミックインサート７５０を使用する例を示し、この場合、部品断面に沿って大きな輪郭変化があり、インサート７５０は小さいカットプライの代わりに配置され全長プライで取り囲まれる。
【００３２】
好ましい実施形態を参照して本発明を説明してきたが、本発明の技術的範囲内で様々な変更をなすことができ、構成要素を均等物で置換できることは当業者には明らかあろう。さらに、本発明の技術的範囲内で、特定の状況又は材料を本発明の教示内容に適合させるため多くの修正をなすことができる。したがって、本発明は、その最良の実施の形態として開示した特定の実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲に属するあらゆる実施形態を包含する。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】ガスタービンエンジン用のＣＭＣ動翼を示す斜視図である。
【図２】図１のＣＭＣ動翼をレイアップ形成するための従来の方法を示す斜視図である。
【図３】図２のレイアップの正面図である。
【図４】図３に示すプライに代えて本発明で使用するためのインサートを示す概略図である。
【図５】インサート及びプリプレグプライでレイアップ形成された本発明の動翼の正面図である。
【図６】後縁インサート及びリブインサートを有する狭翼弦動翼のレイアップを示す断面図である。
【図７Ａ】短距離での輪郭変化部又は厚さ変化部に配置されたインサートを示す断面図である。
【図７Ｂ】短距離での輪郭変化部又は厚さ変化部に配置されたインサートを示す断面図である。
【図７Ｃ】短距離での輪郭変化部又は厚さ変化部に配置されたインサートを示す断面図である。
【符号の説明】
【００３４】
１０  動翼
１２  翼形部
１４  ダブテール
１６  前縁部
１８  後縁部
２４  中央平面
４０  プリプレグプライ
４１  根元プライ
４２  相対的に小さい（プリプレグ）プライ
４４  相対的に大きい（プリプレグ）プライ
１１０  （不連続強化）インサート
５１０  インサート
５２０  インサート
５３０  インサート
５４０  インサート
５５０  インサート
５６０  インサート
５７０  インサート
６１０  狭翼弦タービン動翼
６１２  後縁
６１４  空気通路
６５０  不連続強化複合材後縁インサート
６５２  第１の端部
６５４  負圧面
６５６  第２の端部
６５８  正圧面
６８０  リブインサート
６９０  内側巻装プライ
７１０  セラミックインサート
７３０  セラミックインサート
７５０  セラミックインサート
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
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【図７Ｃ】
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