(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンのタービンエアフォイル部品であって、
エアフォイル部分とナブとを含み、セラミック基材料で形成された長手方向に延びる略線形の形状を有する単一ピースからなる第１の補助部品と、
別途に形成され、前記第１の補助部品の前記ナブの周りにおいて金属材料を鋳込むことにより前記第１の補助部品に結合される第２の補助部品であって、前記第１の補助部品の前記エアフォイル部分と前記ナブとの間にプラットフォーム部分と、前記第１の補助部品の前記ナブ上にダブテール部分とを含み、前記プラットフォーム部分と前記ダブテール部分の少なくとも１つが、前記略線形の形状を有する前記単一ピースの前記長手方向に対して横方向に延びることにより、該第２の補助部品が前記第１の補助部品よりも複雑な形状を有する、第２の補助部品と、
を含むタービンエアフォイル部品。
【請求項２】
前記第１の補助部品への前記第２の補助部品の結合は、室温において、前記第１の補助部品の前記ナブが圧縮状態であり且つ前記ナブ上における前記第２の補助部品が緊張状態である応力状態を含む、請求項１に記載のタービンエアフォイル部品。
【請求項３】
前記セラミック基材料は、均質なセラミック材料と、短繊維及び／又は長繊維セラミック強化材をセラミック強化基材中に含有するセラミック基複合材料とから成る群から選択される、請求項１又は２に記載のタービンエアフォイル部品。
【請求項４】
前記セラミック基材料は、長繊維セラミック強化材をセラミック強化基材中に含有するセラミック基複合材料であり、前記セラミック強化材及び前記セラミック基材の少なくとも一方は炭化ケイ素を含む、請求項１又は２に記載のタービンエアフォイル部品。
【請求項５】
前記セラミック基材料は、短繊維セラミック強化材をセラミック強化基材中に含有するセラミック基複合材料であり、前記セラミック強化材及び前記セラミック基材の少なくとも一方は炭化ケイ素を含む、請求項１又は２に記載のタービンエアフォイル部品。
【請求項６】
前記ナブの表面部分に少なくとも１つのスロットを更に含み、幾らかの前記金属材料が前記スロット内に存在して前記第２の補助部品を前記第１の補助部品に連結する、請求項１乃至５のいずれか１項に記載のタービンエアフォイル部品。
【請求項７】
前記ナブを貫通する少なくとも１つの穴を更に含み、幾らかの前記金属材料が前記穴内に存在して、前記ナブにより分離される前記第２の補助部品部分を相互接続する、請求項１乃至５のいずれか１項に記載のタービンエアフォイル部品。
【請求項８】
前記プラットフォーム部分が、前記略線形の形状を有する前記単一ピースの前記長手方向に対して横方向に延びる、請求項１乃至７のいずれか１項に記載のタービンエアフォイル部品。
【請求項９】
前記第２の補助部品は、単体の金属鋳物である、請求項１乃至８のいずれか１項に記載のタービンエアフォイル部品。
【請求項１０】
タービンベーンである、請求項１乃至９のいずれか１項に記載のタービンエアフォイル部品。
【請求項１１】
前記ナブ上において、前記第２の補助部品の前記金属材料と前記第１の補助部品の前記セラミック基材料との間の化学反応を阻害する被膜系を更に含む、請求項１乃至１０のいずれか１項に記載のタービンエアフォイル部品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般にセラミック基材料製品とその製造工程とに関する。特に、本発明は、ガスタービンエアフォイル部品の細部機構（例えばダブテール部、シャンク部、プラットフォーム部、及びチップシュラウド）を形成する、金属部分を含んで製造されるセラミック基材料製品に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンの効率を向上させるために、ガスタービンの動作温度の高温化が絶えず追求されている。鉄、ニッケル、及びコバルト基超合金の考案により高温性能が大幅に向上したが、代替材料の研究がなされている。セラミック材料は、その高温性能により冷却空気要件を大幅に緩和できるため、注目すべき一例である。本明細書において用いる場合、セラミック基材料には、均質なセラミック材料とセラミック基複合（ＣＭＣ）材料が含まれる。ＣＭＣ材料は一般に、セラミック基材に埋め込まれたセラミック繊維強化材を含む。強化材は、基材中に分散した不連続な短繊維であるか、又は基材中に配向された長繊維若しくは繊維束である。強化材は、基材割れが生じた場合に、ＣＭＣの荷重支持成分として機能する。一方、セラミック基材は強化材を保護し、その繊維の配向を維持すると共に、強化材に荷重を散逸させる役割を果たす。基材及び／又は強化材としての炭化ケイ素（ＳｉＣ）等のケイ素基複合材料は、高温用途（例えば、航空ガスタービンエンジン及び発電産業に用いる陸上ガスタービンエンジンを含むガスタービンの高温部品）に特に重要である。
【０００３】
長繊維強化セラミック複合材料（ＣＦＣＣ）は、ガスタービンのシュラウド、燃焼器ライナ、ベーン（ノズル）、ブレード（バケット）、及びその他の高温部品を含む様々な高温荷重支持用途において軽量、高強度、及び高剛性を備えるＣＭＣの一種である。ＣＦＣＣの注目すべき一例が、ゼネラル・エレクトリック社からＨｉｐｅｒＣｏｍｐ（登録商標）の名称で開発されており、炭化ケイ素及び元素態ケイ素又はケイ素合金の基材中に炭化ケイ素長繊維を含有する。ＳｉＣ繊維は、炭化チタン（ＴｉＣ）、窒化ケイ素（Ｓｉ3Ｎ4）及びアルミナ（Ａｌ2Ｏ3）を含む様々なその他のセラミック基材にも、強化材として用いられてきた。
【０００４】
ＣＭＣ材料、特にＳｉＣ／Ｓｉ‐ＳｉＣ（繊維／基材）ＣＦＣＣ材料及び製造工程の例が、米国特許第５，０１５，５４０号、５，３３０，８５４号、５，３３６，３５０号、５，６２８，９３８号、６，０２４，８９８号、６，２５８，７３７号、６，４０３，１５８号、及び６，５０３，４４１号と、米国特許出願公開第２００４／００６７３１６号に開示されている。こうした工程の１つが、「プリプレグ」溶融含浸（ＭＩ）法として知られており、大まかには、複数のプリプレグ層を使用して、ＣＭＣを作製するものである。各々のプリプレグ層は、所望の強化材と、ＣＭＣ基材の前駆体と、１つ以上のバインダーと、通常は炭素又は炭素源と、を含むテープ状構造体の形態である。プリプレグを加工処理（焼成を含む）して、前駆体を所望のセラミックに変換する必要がある。ＣＦＣＣ用のプリプレグは、全体として二次元の積層体を創出するために基材前駆体を含浸させた単一層の一方向配列トウを含む、二次元繊維アレイを含むことが多い。
【０００５】
説明のために、ガスタービンエンジンの低圧タービン（ＬＰＴ）ブレード１０を図１に示す。ブレード１０は、ＣＭＣ材料を含むセラミック基材料から作製可能な部品の一例である。ブレード１０は概して周知の種類のものとして示されており、航空ガスタービンエンジンのタービン部内で、ディスク又はロータ（図示せず）に取り付けられるようになっている。そのため、ブレード１０は、図面では、タービンディスクの周縁部に形成される相補的なダブテールスロットと噛合することによりブレード１０をタービンディスクに係止する、ダブテール部１２を含む。図１に示すように、インターロック機構は、ダブテールスロットから形成される凹部に係合する、タング部１４として示す突起を含む。ブレード１０は更に、図面では、ダブテール部１２が形成されるシャンク部２０からエアフォイル１８を分離する、プラットフォーム部１６を有する。ブレード１０は更に、ブレードチップシュラウド（図示せず）を備えることがあり、このブレードチップシュラウドは、同じ段内の隣接するブレードのブレードチップシュラウドと一緒に、バンドをブレードの周りに形成し、このバンドで、ブレードの振動を低減し、気流特性を向上させることができる。シール歯を組み込むことにより、ブレードチップシュラウドは更に、ブレードチップとこのブレードチップを取り巻くシュラウドとの間における燃焼ガスの漏出を減少させ、タービンの効率を高めることができる。
【０００６】
エアフォイル１８、プラットフォーム部１６、ブレードチップシュラウドは、エンジンの運転中に高温燃焼ガスに直接曝されるので、その材料要件は非常に厳しい。更に、プラットフォーム部１６及びブレードチップシュラウド（存在する場合）は、タービン部内の高温ガス流路の内側及び外側流路面を創出する、タービンブレードの重要な部分である。加えて、プラットフォーム部１６は、高温燃焼ガスと、シャンク部２０、そのダブテール部１２、及びタービンディスクが曝されるより低温のガスとの混合を防ぐシールを創出し、ブレードチップシュラウドは、そのシール歯（存在する場合）とブレードチップを取り巻くシュラウドとの間における高歪み負荷と摩耗相互作用により、クリープに曝される。ダブテール部１２も、ダブテールスロットとの係合によって生じる摩耗及び高負荷と、ブレード１０により生じる高遠心荷重とに曝される、重要な部分である。
【０００７】
セラミック基材料のタービンブレードを作製する現行技術による方法は、プラットフォーム部１６、ダブテール部１２、エアフォイル１８、及びブレードチップシュラウド（存在する場合）を製造工程において１つのピースとして一体化させるステップを含み、金属製のブレードの作製に現在用いられている従来式のインベストメント鋳造法によく似ている。しかし、プラットフォーム部１６、ダブテール部１２、タング部１４、及びブレードチップシュラウドは、ブレード１０の幾何学的細部機構なので、これらの機構は、ＣＭＣ部品を設計、製造し、一体化させてタービン用の手頃な生産設計にする上で、大きな課題を呈する。例えば、ＣＭＣ材料を用いてプラットフォーム部１６とブレードチップシュラウドとをエアフォイル１８を一体化させる工程により、設計と製造工程が複雑になるため、結果的に経済的実用性がなくなるほど費用がかかる工程になりかねない。また、プラットフォーム部１６とダブテール部１２とそのタング部１４は、界面／支持機能部を有するが、この部分には、ＣＭＣ材料には厳しい構造的界面性能が求められる。その上、一般的なＣＭＣ材料は破断歪み性能が低く、ブレードチップシュラウドのシール歯と従来のシュラウド材料との間には、望ましくない摩耗相互作用が生じる可能性があるため、シュラウド付きブレード設計にＣＭＣ材料を導入する上で更なる課題となる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第７３９３１８２号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明は、セラミック材料を含むハイブリッドタービンエアフォイル部品であって、これらの部品の細部機構は、セラミック材料以外の材料から形成されるものの、これらの部品のセラミック部分と非セラミック部分とが機械的に強固に結合されている部品を提供する。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の第１の態様によると、タービンエアフォイル部品は、セラミック基材料で形成される第１の補助部品と、金属材料で形成される第２の補助部品とを含む。第１の補助部品は、エアフォイル部分とナブを含む。第２の補助部品は、別途に形成され、第１の補助部品のナブの周りにおいて金属材料を鋳込むことにより、第１の補助部品に結合される。第２の補助部品は、第１の補助部品のエアフォイル部分とナブの間にプラットフォーム部分と、第１の補助部品のナブ上にダブテール部分とを含む。プラットフォーム部分とダブテール部分との各々が、少なくとも１つの軸外の幾何学的機構を有することで、第２の補助部品は、第１の補助部品よりも複雑な形状を有する。
【発明の効果】
【００１１】
上記に鑑みてわかるように、本発明の技術的効果は、タービンエアフォイル部品の或る一定の部分をセラミック基材料から作製する一方で、複雑な細部形状を有する部品のその他の部分を、セラミック基材料の温度性能を必要としない材料から作製できることである。本発明は、非セラミック材料で形成される複雑な細部形状が構造的界面性能を必要とする界面／支持機構である用途に特に有利であり、これらの複雑な細部形状が非セラミック材料から作製される結果、それほど労力を必要とせずに済む。或いは、部品全体をセラミック基材料から作製する場合に必要な水準の熟練労働者を必要としない。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】従来技術に従ってＣＭＣ材料で形成されるタイプのタービンブレードを概略的に示す斜視図である。
【図２】本発明の実施形態に従ってＣＭＣ材料で形成されるエアフォイル部分と、金属材料で形成されるプラットフォーム部分とダブテール部分と、を有するタービンブレードを概略的に示す斜視図である。
【図３】図２のタービンブレードを概略的に示す側面図であって、本発明の実施形態に従ってプラットフォーム部分とダブテール部分とを含むブレードのシャンク部分内に一体的なシャンクナブ部を有するエアフォイル部分を示す図である。
【図４】図２及び３のタービンブレードの一体的なエアフォイル部分及びシャンクナブの単独斜視図である。
【図５】図２及び３のタービンブレードの一体的なプラットフォーム部分及びダブテール部分の単独斜視図である。
【図６】図２及び３のタービンブレードの一体的なプラットフォーム部分及びダブテール部分の断面を示す斜視図である。
【図７】図６に示すダブテール部分の詳細断面図である。
【図８】本発明の別の実施形態に従ったダブテール部分を示す詳細断面図である。
【図９】本発明の別の実施形態に従ったダブテール部分を示す詳細断面図である。
【図１０】本発明の別の実施形態に従ったダブテール部分を示す詳細断面図である。
【図１１】一体的なエアフォイル部分及びシャンクナブへの、一体的なプラットフォーム部分及びダブテール部分の結合を助けるスロットを有するように改変した、図３のシャンクナブの単独斜視図である。
【図１２】一体的なエアフォイル部分及びシャンクナブへの、一体的なプラットフォーム部分及びダブテール部分の結合を助ける穴を有するように改変した、図３のシャンクナブの単独斜視図である。
【図１３】一体的なエアフォイル部分及びシャンクナブへの、一体的なプラットフォーム部分及びダブテール部分の結合を助ける突起を有するように改変した、図３のシャンクナブの単独斜視図である。
【図１４】図２及び３のブレードの一体的なエアフォイル部分及びシャンクナブ上において、一体的なプラットフォーム部分及びダブテール部分の形成と結合とを同時に行う同時鋳造工程を概略的に示す図である。
【図１５】図２及び３のブレードの一体的なエアフォイル部分及びシャンクナブと一体的なプラットフォーム部分及びダブテール部分との間の界面領域の一部分を概略的に示すと共に、両者間の化学的相互作用を阻害する界面の被膜系を示す図である。
【図１６】本発明の別の実施形態に従ってＣＭＣ材料で形成されるエアフォイル部分と、金属材料で形成されるプラットフォーム部分、ダブテール部分、及びチップシュラウド部分と、を有するタービンブレードを概略的に示す斜視図である。
【図１７】一体的なシャンク部とブレードチップナブを有するエアフォイル部分を示す、図１６のタービンブレードの単独斜視図である。
【図１８】図１７に示すブレードチップナブの詳細断面図である。
【図１９】本発明の別の実施形態に従ったブレードチップナブを示す詳細断面図である。
【図２０】本発明の別の実施形態に従ったブレードチップナブを示す詳細断面図である。
【図２１】本発明の別の実施形態に従ったブレードチップナブを示す詳細断面図である。
【図２２】本発明の別の実施形態に従ってＣＭＣ材料で形成されるエアフォイル部分と金属材料で形成されるプラットフォーム部分とを有するタービンベーンを概略的に示す斜視図である。
【図２３】図２２のタービンベーンを概略的に示す側面図であって、プラットフォーム部分のポケット内に受け入れられる一体的なシャンクナブを有する各エアフォイル部分を示す図である。
【図２４】エアフォイル部分へのプラットフォーム部分の結合を助けるスロットを有するように改変した、図２３のシャンクナブの１つを示す単独斜視図である。
【図２５】エアフォイル部分へのプラットフォーム部分の結合を助ける穴を有するように改変した、図２３のシャンクナブの１つを示す単独斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下の詳細な説明から、本発明のその他の態様及び利点の理解が深まるであろう。
【００１４】
均質なセラミック材料と、短繊維及び／又は長繊維強化材料を含有し得るＣＭＣ材料と、を含むセラミック基材料を含有する部品の製造工程に関して本発明を説明する。様々な用途が予見可能且つ推定可能であるが、特に対象となる用途は高温用途、例えば陸上及び航空ガスタービンエンジンを含むガスタービンの部品である。更に、ガスタービンエンジンのタービン部内で用いるタービンブレード及びベーンを含むエアフォイル部品を特に取り上げる。本発明は、幅広く様々なセラミック基材料に適用可能であるが、特に本発明の対象となるセラミック基材料は、炭化ケイ素の基材中に強化材料及び／又は基材として炭化ケイ素、例えば炭化ケイ素の長繊維を含有するＣＭＣ等のケイ素含有ＣＭＣ材料であると考えられる。しかし、その他のセラミック基材料も本発明の範囲内に含まれる。
【００１５】
図２及び３に、航空ガスタービンエンジンに用いられる種類の低圧タービン（ＬＰＴ）ブレード３０を示す。図１の従来技術のブレード１０と同様に、図２及び３に示すブレード３０は、ガスタービンエンジンのタービン部内でディスク又はロータ（図示せず）に取り付けられるようになっている。そのため、ブレード３０は、図面において、ブレード３０をタービンディスクに係止するダブテール部分３２を含む。ダブテール部分３２は、ディスクの周縁部に形成される相補的なダブテールスロットと噛合するように構成される。図２及び３に示すように、インターロック機構は、両側に配置されるタング部３４を含み、これらのタング部は、ダブテール部分３２から突出してディスクのダブテールスロットから形成される凹部と係合する。ブレード３０は更に、図面において、ダブテール部分３２が形成されるシャンク部分４０からエアフォイル部分３８を分離するプラットフォーム部分３６を有する。具体的な用途とブレード３０が組み付けられるロータディスク（図示せず）とによって、ブレード３０は、更に他の機構、例えばシャンク部分４０上のエンジェルウィング４２及びブレードチップのシュラウド（例えば図１６及び１７に示す）を含み得る。
【００１６】
図１のブレード１０に関する説明と同様に、エアフォイル部分３８及びプラットフォーム部分３６は、エンジン運転中に高温燃焼ガスに直接曝され、プラットフォーム部分３６は、高温燃焼ガスの高温ガス流路の内側流路面を創出し、燃焼ガスと、回転システムの内部の、シャンク部分４０とダブテール部分３２とタービンディスクとが曝されるより低温のガスとの混合を防ぐシールを創出する、ブレード３０の重要な部分である。加えて、ダブテール部分３２は、ディスクのダブテールスロットとの係合と、ブレード３０により生じる高向心荷重との結果として、摩耗と高荷重とを受ける。
【００１７】
ブレード３０のエアフォイル部分３８は、高温燃焼ガスに直接曝され、且つ略線形の形状を有するので、セラミック基材料、特にＣＭＣ材料から作製するのに最適な候補となる。他方、エアフォイル部分３８が自身の主要な軸に沿って略線形の形状を有するのに対し、プラットフォーム部分３６とダブテール部分３２とそのタング部３４とは、ダブテール及びプラットフォーム部分３２及び３６は各々の主要な軸に対して横方向に配向された幾何学的特徴を形成するという意味で、エアフォイル部分３８よりも複雑な形状を有する。更に、これらの軸外の幾何学的機構は、ブレード３０の細部界面／支持機構なので、構造的界面性能を必要とするが、このことは、完全なＣＭＣブレード（図１のブレード１０等）を設計、製造し、一体化してタービン用の手頃な生産設計にする上で大きな課題を呈する。本発明は、ＣＭＣ材料の高温性能を活かす一方で、ＣＭＣ材料により複雑な形状を作製するという問題を回避可能な工程を提供する。特に、本発明は、エアフォイル部分３８とシャンク部分４０のナブ４８とをＣＭＣ材料から単一のピースとして作製するステップと、単体形のエアフォイル部分３８及びシャンクナブ４８の作製に用いるＣＭＣ材料以外の材料によりプラットフォーム部分３６及びダブテール部分３２の一方又は両方を作製するステップとを含む。
【００１８】
本明細書において用いる場合、シャンクナブという用語は、シャンク部分４０全体の限られた部分、好ましくは内部の部分であって、更にダブテール部分３２とそのタング部３４とを含む部分を指す。図３に示すように、シャンクナブ４８は、プラットフォーム部分３６とダブテール部分３２との形成に用いられる材料で、完全に包囲される。加えて、シャンクナブ４８は、従来的にシャンクに必要とされる細部ダブテール機構（図１のシャンク２０のダブテール部１２及びタング部１４等）が図２及び３に示すシャンクナブ４８から完全に排除されるという点で、「形状簡略化」されると言える。
【００１９】
セラミック基材料として、単体形のエアフォイル部分３８及びシャンクナブ４８は、周知のセラミック加工処理法により製造可能である。例えば、単体形のエアフォイル部分３８及びシャンクナブ４８は、プリプレグにより製造されるＣＭＣ材料であってよい。非限定的な例として、米国特許第５，０１５，５４０号、５、３３０，８５４号、５，３３６，３５０号、５，６２８，９３８号、６，０２４，８９８号、６，２５８，７３７号、６，４０３，１５８号、及び６，５０３，４４１号と、米国特許出願公報第２００４／００６７３１６号とに開示の加工処理法が挙げられる。具体的な例として、単体形のエアフォイル部分３８及びシャンクナブ４８は、複数のプリプレグが所望の強化材とＣＭＣ基材の前駆体と１つ以上のバインダーに加えて、個々の所望のＣＭＣ材料に応じて更に、場合によっては炭素又は炭素源も含有して形成される、前述のプリプレグ溶融含浸（ＭＩ）法により製造可能である。プリプレグは積層され、高い圧力と温度とを受けながら圧搾及び硬化処理され、任意のその他の適切な加工処理ステップを受けて、積層プリフォームとなる。その後、この積層プリフォームが真空又は不活性雰囲気中で加熱されて、バインダーが分解され、後に溶融含浸される多孔質プリフォームが製造される。ＣＭＣ材料が炭化ケイ素のセラミック基材中に炭化ケイ素の強化材を含有する（ＳｉＣ／ＳｉＣ  ＣＭＣ材料）場合は、気孔中に含浸させ、基材中の炭素成分（炭素、炭素源又は炭素チャー）と反応させて気孔を埋めるために一般にケイ素が用いられる。しかし、以下の説明から明らかなように、本発明はその他の種類及び組合せのＣＭＣ材料にも適用される。
【００２０】
エアフォイル部分３８及びシャンクナブ４８は略線形の形状なので、必要な積層工程には、多大な労力を全く必要とせず、且つブレード３０全体がプリプレグにより作製される場合に必要な水準の熟練労働者を必要としない。図４に、エアフォイル部分３８及びシャンクナブ４８を含んでおり、完全にＣＭＣ材料から形成される、上述のようなＣＭＣ加工処理工程により作製可能な単体形ＣＭＣ補助部品４４を示す。図示のように、シャンクナブ４８は、エアフォイル部分３８の付根に隣接するナブ４８の部分よりも幅広の断面を有する拡幅ノブ又は基礎部４９を含む。この単純な機構もＣＭＣ加工処理工程で形成可能であり、ブレード３０のダブテール部分３２の固着の補助に望ましい。
【００２１】
タービンエンジン性能の更なる向上を目指す傾向により、ガス流路の温度が上昇することから、ＣＭＣ材料の使用が益々望まれるようになったが、ブレード３０のダブテール、プラットフォーム及びシャンク部分３２、３６、４０を含む、高温燃焼ガスに直接曝されないブレード部分には、温度性能が比較的低い材料、例えば現在入手可能で、ターボ機械に用いられているニッケル、コバルト、又は鉄基合金を用いてよい。注目すべきではあるが非限定的な例として、ＩＮ（インコネル）７１８、ルネＮ５（米国特許第６，０７４，６０２号）、ルネＮ６（米国特許第５，４５５，１２０号）、ＧＴＤ４４４（登録商標）、ルネ７７（米国特許第３，４５７，０６６号）、ルネ８０、ルネ８０Ｈ、及びルネ１２５等の超合金が挙げられる。図５に、図４のＣＭＣ補助部品４４と一緒に、好ましくは図２及び３の完全なブレード３０を形成する単体形補助部品４６を示す。本発明の好適な態様によると、この補助部品４６は１つ以上の上述の金属合金材料から形成される。超合金を用いてブレード３０のダブテール、プラットフォーム、及びシャンク部分３２、３６、４０を形成することにより、現行のＣＭＣ加工処理法の場合に存在する、生産可能性に関する数多くの制約事項に対処することができる。更に、周知の寿命予測方法及び分析手段を用いて、ブレード３０、特には図２及び３のプラットフォーム部分３６、ダブテール部分３２及びそのタング部３４に代表されるブレード３０の細部界面／支持機構の適切な設計を検証することも可能になる。
【００２２】
図４に示すＣＭＣ補助部品４４からわかるように、図５の補助部品４６は、予め作製された後に、シャンクナブ４８を補助部品４６に形成された相補的な空洞部５２内に挿入することによりＣＭＣ補助部品４４に組み付けるような構成ではないが、そのような方法が本発明の範囲に含まれないわけではない。その代わりに、本発明に至った研究の中で開発された１つの方法は、ＣＭＣ部品４４のシャンクナブ４８の周りにおいて金属材料を鋳込むことにより補助部品４６を形成するステップを含む。この方法は、一般的なＣＭＣ材料が金属性の補助部品４６の形成に適する広範な金属材料の鋳込み温度よりも高い加工処理温度を有することに鑑みると実用的なので、確立された金属鋳造工程とＣＭＣ補助部品４４とを組み合わせることが可能になる。その結果として、ブレード３０全体をＣＭＣ材料により作製するという従来技術の必要性を回避することができ、更に生産環境において複雑な細部シャンク形状を作製しようとする際に遭遇する問題だけでなく、修理点検時にＣＭＣブレード全体の動作状態の分析と関連付けを行おうとする際に遭遇する問題も回避することができる。ひいては、既存の製造技術を用いて鋳放しの金属材料を加工することにより、ブレード３０の全ての細部機構、特にはダブテール、プラットフォーム、及びシャンク部分３２、３６、４０に関連ある細部を作製することができる。
【００２３】
上記に鑑みると、形状簡略化された単純なＣＭＣ補助部品４４のシャンクナブ４８の周りにおいて金属材料を鋳込んで、実質的にダブテール部分３２及びそのタング部３４と補助部品４６のダブテール部分３２の上のシャンクナブ４８の部分を包囲するシャンクケーシング５０と呼ばれる部分とを形成する被せ金属鋳物である単体形金属補助部品４６全体を製造することができる。図２、３及び５において、単体形金属補助部品４６は更に、ケーシングシャンク５０がダブテール及びプラットフォーム部分３２及び３６間に配置されるようにプラットフォーム部分３６を形成するものとして示されている。金属補助部品４６により、シャンクケーシング５０から延在するエンジェルウィング４２を含む追加の機構も形成される。
【００２４】
鋳込み金属ダブテール部分３６とシャンクケーシング５０との形成に使用可能な金属材料の熱膨張係数（ＣＴＥ）は、一般的なＣＭＣ材料のＣＴＥよりも通常は高いので、ＣＭＣシャンクナブ４８の周りにおける金属材料の硬化中に、空洞部５２を形成する鋳込み金属材料がＣＭＣ材料よりも大きく収縮してシャンクナブ４８を加圧し、ＣＭＣナブ４８の締り嵌め及び密着封入が行われ、金属補助部品４６にＣＭＣ補助部品４４が固着する。この固着は、補助部品４６がシャンクナブ４８の拡幅基礎部４９を取り巻く結果として得られる固着能力に追加して達成される。非限定的な例として、適切な締り嵌めは、ＳｉＣ−ＳｉＣ  ＣＭＣ材料の場合の約４ｐｐｍ／°ＣというＣＴＥに対して、約１４ｐｐｍ／°ＣのＣＴＥを有する上述のニッケル基超合金であるルネ８０Ｈ等の金属材料により達成可能であると考えられる。このＣＴＥの差によって、約２２００°Ｆ（約１２００°Ｃ）の鋳込み温度から室温への冷却時に約１％の歪みが生じて、その結果としてＣＭＣシャンクナブ４８が圧縮状態、そしてナブ４８を取り巻く金属補助部品４６が緊張状態となる室温応力状態がもたらされる。特に自身のダブテール部が動作時に圧縮状態となるブレードにおいては、この鋳込み工程によってもたらされる締り嵌めが、頑強な機械的結合を可能にする。
【００２５】
図６は、ブレード３０の補助部品４４及び４６間の界面領域の断面を示す斜視図であって、金属補助部品４６を用いてシャンクナブ４８をその基礎部４９を含めて完全に包囲できる態様をより詳細に示す。図７は、図６に示すダブテール部分３２の詳細端面図であって、金属補助部品４６がシャンクナブ４８の基礎部４９を完全に包囲し、そうすることでブレード３０が取り付けられるディスクダブテールスロットの表面と係合する圧力面３５を形成する態様を示す。図８は、タービンロータディスク５６のディスクダブテールスロット５４内に取り付けられるブレードダブテール部分３２Ａを示す同様の端面図である。ダブテール部分３２Ａは図２〜７のダブテール部分３２と同様であるが、金属材料がシャンクナブ基礎部４９の下側表面を覆うように鋳込まれないという点で相違する。その代わりに、補助部品４６は、圧力面３５を形成するのに必要な程度にシャンクナブ基礎部４９を覆う。図９は、図７に示すものと同様の図面であるが、図２〜８に示す１組のタング部３４の代わりに複数組のタング部３４Ｂ及び３４Ｃを有するダブテール部分３２Ｂを示す。また、金属材料は鋳込まれず、シャンクナブ基礎部４９のいかなる部分も覆わない。その代わりに、補助部品４６は、シャンクナブ４８の基礎部４９より上の表面を覆って、金属補助部品４６を鋳込むことでダブテール部分３２のタング部３４Ｂと圧力面３５との全体が形成されるようになっている。基礎部４９は、事実上、下側の組をなすタング部３４Ｃ全体を形成し、これらのタング部は、上側の組をなすタング部３４Ｂによって形成される圧力面３５に依存することにより、より低い荷重（存在する場合）を受ける。最後に、図１０は、図９と同様であるが、金属材料がシャンクナブ基礎部４９全体を覆うように鋳込まれて、その結果として金属補助部品４６がダブテール部分３２Ｂと両方の組をなすタング部３４Ｂ及び３４Ｃとの全体を形成するものとして示されている。
【００２６】
図１１及び１２は、金属補助部品４６へのＣＭＣ補助部品４４の結合を助けるために、それぞれスロット６０と穴６２とを有するように改変した図３のシャンクナブ４８の単独斜視図である。スロット６０はシャンクナブ基礎部４９の限定的な凹部として形成され、穴６２は好ましくは基礎部４９より上においてシャンクナブ４８を完全に貫通する。いずれの場合も、金属材料が鋳込み工程においてスロット６０及び／又は穴６２に流入して、鋳込み材料が硬化することによってスロット６０及び／又は穴６２内に相補的なインターロック機構（図示せず）が創出されるようになっている。穴６２の場合は、穴６２内の鋳込み材料で、シャンクナブ４８により分離されるシャンクケーシング５０部分を相互接続することもできる。この連結作用は、シャンクナブ基礎部４９により得られる固着能力を物理的に高めるので、補助部品４４及び４６間を更に頑強に、機械的に結合する。図１１及び１２にはスロット６０と穴６２とを二者択一の構成として示すが、スロット６０と穴６２とを組み合わせることも本発明の範囲内に含まれる。更に、その他の凹状表面機構（窪み又は凹部）をシャンクナブ４８及び／又はその基礎部４９に形成して同様の効果を達成することもできる。図１３に示すように、凸状の表面機構（突起）６３をシャンクナブ４８及び／又はその基礎部４９に形成し、これを単独で用いるか、又は凹部（スロット６０及び／又は穴６２）と組み合わせて用いて凹状表面機構と同様の固着作用を達成することもできる。
【００２７】
ＣＭＣ補助部品４４上における金属補助部品４６の「同時鋳造」工程は、様々な方法で達成可能である。図１４に、ＣＭＣ補助部品４４とその単体形エアフォイル部分３８及びシャンクナブ４８との上における金属補助部品４６とその単体形ダブテール、プラットフォーム及びシャンク部分３２、３６、４０との成形と結合とを同時に行う同時鋳造工程を概略的に示す。図１４に示すように、この工程は、金型６４内で行われ、ダブテール、プラットフォーム及びシャンク部分３２、３６、４０の所望の最終形状に近い形状の鋳物６６が作製されるので、鋳物６６に必要な鋳造後の加工量を最小限に抑えて補助部品４６を作製できる。金型６４は、任意の適切な設計、例えばセラミックシェルであってよい。金属材料の硬化後に、金型６４を取り外して、ＣＭＣ補助部品４４のシャンクナブ４８上に原位置で鋳込まれた同時鋳造補助部品４６を得ることができる。特に、好ましい点として、この鋳造技術を実施することで、補助部品４４のＣＭＣ材料と溶融金属材料との間（例えばケイ化物の形成）及び金型６４との間において望ましくない化学反応を引き起こす可能性がある、従来のインベストメント鋳造工程において通常的に必要とされる高温と長時間露出とを回避できる。金型４６内においてＣＭＣ部品４４のシャンクナブ４８を溶融金属材料中に立てる工程により、接触時間と温度とを最小限に保って望ましくない反応を防ぐことができる。
【００２８】
金属補助部品４６の形成に使用可能なその他の方法として、スピンキャスティング技術が挙げられる。当該技術分野において周知のように、スピンキャスティング工程は、部品の蝋製レプリカをセラミックで被覆した後、蝋を除去して部品の雌型（「金型」）を作ることにより金型を創出するという点で、従来のインベストメント鋳造工程と同様であり、その後、雌型を溶融金属で満たし、この金属が硬化して最終的な部品が形成される。スピンキャスティング技術と従来の鋳込み方法との相違は、後者は溶融金属を金型に充填するにあたり重力に依存するが、スピンキャスティング工程では金型を回転させて溶融金属に作用する遠心力を誘導する点にある。この付加的な力は、或る一定の鋳込み形状及び／又は材料において金型の完全な充填を確実にしながら許容可能な微細組織を得ると共に内部欠陥を無くす上で有利である。スピンキャスティングは、溶融金属がるつぼから回転金型の回転軸と整合する中央受口に注ぎ込まれる遠心鋳造工程とも相違する。溶融金属は当初は自身に作用する遠心力を有さないが、或る限られた時間が経つと回転中心から離れる方向に流れ、ゆっくりと遠心力を増していく。スピンキャスティングでは、装入材料（未溶融原料）が回転中心から或る距離だけ離れて溶解し、装入材料が溶融して回転が始まると直ちに溶融金属が遠心力の作用を受け、その結果として従来式の鋳造工程又は遠心鋳造工程のいずれよりも急速に金型が満たされる。
【００２９】
なお、このとき、図５に示す補助部品４６を予め作製しておき、後でこれをＣＭＣ補助部品に組み付けてもよい。例えば、補助部品４６を２つ以上のピースとして作製し、これらの部品をシャンクナブ４８の周りに組み付けた後、互いに溶接又はろう付けして完全な補助部品４６にすることができる。但し、この方法では、ＣＭＣ及び金属補助部品４４及び４６間の界面接触応力を調節し、鋳造技術で可能な有効加圧及び封入レベルに匹敵するＣＭＣシャンクナブ４８の有効加圧及び封入レベルを達成するために、精密機械加工が必要になる。しかし、この方法の利点は、さもなくば例えば過大な反応リスクを生じること又はＣＭＣ材料の温度性能を超えることから、補助部品４４のＣＭＣ材料とは相容れない溶融温度を有する合金を使用できるところにある。事前作製技術を用いると、ＣＭＣ補助部品４４と金属補助部品４６の個々のピースとの間の隙間をピースの組立時に埋めることができる。例えば、組立工程中に粉末蝋材で隙間を埋め、その後、蝋付け時に蝋材を十分に溶融させて補助部品４６のピースを互いに接合することができる。例えば約２２００〜約２３００°Ｆ（約１２００〜約１２６０°Ｃ）の範囲内のろう付け温度は、本発明において現在企図される殆どのＣＭＣ材料に適合する。
【００３０】
補助部品４４のＣＭＣ材料と補助部品４６の溶融金属材料との間における望ましくない化学反応を鋳込み技術に依存して最小限に抑えることに加えて、又はその代わりに、本発明は、ＣＭＣ及び金属補助部品４４及び４６間に施される界面被覆の使用を企図している。追加又は代案として、界面被膜を用いて、硬化時におけるＣＭＣ補助部品４４の周りの金属の収縮に対する熱膨張率の適合性を高めることで、低温割れの発生を減らすことができる。図１５に、図２及び３のブレードのＣＭＣ及び金属補助部品４４及び４６間の界面領域の一部分を概略的に示し、両者間の化学的相互作用を阻害する界面の被膜系７０を示す。被膜系７０は、様々な異なる材料から形成されるいかなる個数の被膜層を有して形成されてもよく、スラリー塗布法や大気プラズマ溶射（ＡＰＳ）法等の様々な加工処理法を用いて析出可能である。図１５には、被膜系７０を２つの別個の層７２及び７４を有するものとして示すが、被膜系７０は単一層又は２つよりも多い層、例えば５つの層から形成可能である。ＣＭＣ補助部品４４に直接接触する層７２は、例えばＣＭＣ補助部品４４の材料に特に適合する材料、例えばガラス及び／又は液相形成材料から形成可能である。層７２用の潜在的なガラス材料の例として、Ｓｈｙｈ−Ｃｈｉｎ  Ｈｕａｎｇらによる米国特許出願第12/984836号に開示の反応遮蔽被膜に関して記載された材料が挙げられ、この反応遮蔽被膜に関する前述の出願の内容を参照により本明細書に援用する。金属補助部品４６に直接接触する層７４は、例えば、層７２と金属補助部品４６との間において化学的及び物理的適合性の点で適切な遷移が得られる材料から形成される。例えば、層７２に直接隣接する組成物は、層７２のガラス及び／又は液相形成材料と同じであるか又は別な態様で適合性を有する一方で、層７４は、補助部品４６に直接隣接する組成物は補助部品４６の形成に用いられる金属材料と同じであるか又は別な態様で適合性を有する漸変組成を有してよい。例えば、層７４又は少なくとも補助部品４６に直接隣接するその組成物は、補助部品４６の金属材料と化学的に適合し、ＣＭＣ及び金属補助部品４４及び４６間に熱膨脹適合性をもたらす延性金属発泡材を含有するか、又はこうした延性金属発泡材により構成される。発泡材に適する材料には、当該技術分野において周知の種類のＦｅＣｒＡｌＹ合金を注目に値するが非限定的な例として含む鉄基、コバルト基及びニッケル基合金等の高温耐酸化性合金が含まれると考えられる。好ましくは層７２及び７４が相俟って、被膜系７０にある程度の適合性を与え、このことによって、被膜系７０がＣＭＣ補助部品４４の周りにおける金属補助部品４６の硬化時の収縮に対応する、適合性を有する界面の役割を果たすことが可能になる。一般的には、被膜系７０には約０．００５〜約０．０４０インチ（約０．１〜１ミリメートル）の厚さが適すると考えられるが、これよりも小さい又は大きい厚さも可能である。
【００３１】
図２〜１５のブレード３０はシュラウドを有さないが、図１６及び１７に、シュラウド付きのＬＰＴタービンブレード８０を示す。ブレード８０は、エアフォイル部分８４を形成するＣＭＣ補助部品８２を含む。このブレードは更に、ダブテール部分８６とプラットフォーム部分８８とを含む。任意で、ＣＭＣ補助部品８２は、一般にブレード３０に関して説明したものと同様に、ダブテール及びプラットフォーム部分８６及び８８を形成する金属補助部品により取り巻かれるシャンクナブ（図示せず）を有して形成されてよい。ブレード３０とは対照的に、図１６及び１７に示すブレード８０は、事実上、シュラウド部分９２をエアフォイル部分８４に結合するナブ９４を形成するＣＭＣエアフォイル部分８４の先端においてシュラウド部分９２を形成する金属補助部品９０を含む。金属補助部品９０は更に、図面では、一体的シール歯９６を形成するものとして示されている。金属補助部品９０は、ブレード３０の金属補助部品４６に関して述べたものと同様に形成可能である。
【００３２】
図１６及び１８からわかるように、ブレードチップナブ９４は、ブレード３０に関して図４及び６〜１３に示したシャンクナブ４８と同様の形状を有してよい。具体的には、ブレードチップナブ９４は、エアフォイル部分８４に直接隣接する部分よりも幅広の断面を有すると共に、ＣＭＣエアフォイル部分８４の先端における金属補助部品９０及びそのシュラウド部分９２の固着を補助する役割を果たす。同じくシャンクナブ４８と同様に、ブレードチップナブ９４は更に、金属補助部品９０とそのシュラウド部分９２と作製する同時鋳造工程において結果的に一体的な金属の相補的インターロック機構を創出する凸状及び凹状の表面機構を含んでよい。図１９、２０及び２１に示すように、ナブ９４は、様々な大きさ及び形状の貫通穴９４Ａ（図１９及び２０）及び／又はスロット９８Ｂ（図２１）を有してよい。貫通穴９８Ａの場合は、金属材料が鋳込み工程において穴９８Ａに流入して、鋳込み材料が硬化することによって穴９８Ａを完全に貫通して延在する金属の相補的連結クロスバーが創出されて、ナブ９４により分離されたシュラウド部分９２の両部分を相互接続するようになる。スロット９８Ｂの場合は、スロット９８Ｂ内の鋳込み材料が、スロット９８Ｂを完全に貫通して延在する金属の相補的連結リブを創出して、ナブ９４により分離されたシュラウド部分９２の両部分を相互接続する。この連結作用により、ナブ９４によりもたらされる固着能力が高まるので、ＣＭＣ及び金属補助部品８２及び９０間の機械的結合の頑強性が更に高まる。図１９〜２１には凹状の表面機構のみ示すが、凸状の表面機構（突起）を穴９８Ａ及び／又はスロット９８Ｂの代替又は追加として形成して、凹状表面機構と同様の固着作用を達成することができる。
【００３３】
図２２及び２３に、ガスタービンベーンセグメント１００を本発明のまた別の適切な用途として示す。ベーンセグメント１００は、図面では、１対の内側及び外側プラットフォーム（バンド）１０４間に２つのエアフォイル部分（ベーン）１０２を有するが、単一のエアフォイル部分１０２又は２つよりも多い個数のエアフォイル部分１０２が存在する場合もある。ベーンセグメント１００は、互いに組み付けられてタービンエンジンの環状のベーン組立体を形成する複数のベーンセグメントの１つである。エアフォイル部分１０２は、高温燃焼ガスに直接曝され、且つ略線形の形状を有するので、セラミック基材料により作製するのに最適な候補となる。そのため、各ベーンエアフォイル部分１０２をセラミック基材料、例えばＣＭＣ材料により単一のピースとして作製でき、一方又は両方のプラットフォーム部１０４をセラミック材料以外の材料から作製できる。図２３に示すように、各エアフォイル部分１０２は対向して配置される１対のナブ１０６を含む。各ナブ１０６は、事実上、対向して配置される対状のタング部１０８を形成するダブテール機構である。更に、ナブ１０６はプラットフォーム部１０４の形成に用いられる材料に完全に包囲されて、ナブ１０６とそのタング部１０８とが、プラットフォーム部１０４を形成するために用いられる金属鋳造工程においてプラットフォーム部１０４に形成されるポケット１１０内に受け入れられるようになっている。図２３からわかるように、各ナブ１０６とそのタング部１０８とは、エアフォイル部分１０２上において、エアフォイル部分１０２に直接隣接する部分よりも幅広い断面を有する部分を形成するので、ナブ１０６は、内側及び外側プラットフォーム１０４をエアフォイル部分１０２に固着するだけでなく、ナブ１０６をプラットフォーム部１０４のポケット１１０内に保持する固着機構の役割を果たすように構成される。ベーンセグメント１００の製造に関するその他の態様は、図３〜２１のタービンブレード３０及び８０に関する説明から理解できよう。
【００３４】
図２４及び２５は、エアフォイル部分１０２への金属プラットフォーム部１０４の結合を助けるために、ナブ１０６がそれぞれスロット１１２及び穴１１４を有するように改変した図２３のエアフォイル部分１０２の単独斜視図である。図１１及び１２に関して述べたスロット６０及び穴６２の場合のように、ナブ１０６の周りにおけるプラットフォーム部１０４の鋳込み工程において、金属材料がスロット１１２及び／又は穴１１４に流入して、鋳込み材料が硬化することによってスロット１１２及び／又は穴１１４内に金属の相補的インターロック機構（図示せず）が創出されるようになっている。穴１１４の場合は、穴１１４内の鋳込み材料はナブ１０６により分離されるプラットフォーム１０４の部分１１６を相互接続することもできる。この連結作用により、ナブ１０６とそのタング部１０８とにより得られる固着能力が物理的に高まるので、エアフォイル部分１０２とプラットフォーム部１０６との間の機械的結合が更に頑強になる。図２４及び２５には、スロット１１２と穴１１４とを二者択一の構成として示すが、スロット１１２と穴１１４とを組み合わせることも本発明の範囲内に含まれる。更に、その他の凹状表面機構（窪み又は凹部）をナブ１０６に形成して同様の効果を達成することができ、図１３の突起６３と同様の凸状表面機構（図示せず）をナブ１０６に形成することもできる。
【００３５】
具体的な実施例に関して本発明を説明したが、明らかなように、当業者であればその他の形態を採用することもできよう。したがって、本発明の範囲は、添付の特許請求の範囲によってのみ限定される。
【符号の説明】
【００３６】
１０  ブレード
１２  ダブテール部
１４  タング部
１６  プラットフォーム部
１８  エアフォイル
２０  シャンク部
３０  ブレード
３２  部分
３２Ａ  部分
３２Ｂ  部分
３４Ａ  タング部
３４Ｂ  タング部
３４Ｃ  タング部
３５  面
３６  部分
３８  部分
４０  部分
４２  エンジェルウィング
４４  補助部品
４６  補助部品
４８  ナブ
４９  基礎部
５０  ケーシング
５２  空洞部
５４  スロット
５６  ディスク
６０  スロット
６２  穴
６３  突起
６４  金型
６６  鋳物
７０  被膜系
７２  層
７４  層
８０  ブレード
８２  補助部品
８４  部分
８６  部分
８８  部分
９０  補助部品
９２  部分
９４  ナブ
９６  歯
９８Ａ  穴
９８Ｂ  スロット
１００  セグメント
１０２  部分
１０４  バンド
１０６  ナブ
１０８  タング部
１１０  ポケット
１１２  スロット
１１４  穴
１１６  部分
【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７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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