(57)【要約】【課題】供給コア（２０）を精度良く位置決めできるインベストメント鋳造用模型の形成方法を提供する。【解決手段】  インベストメント鋳造用模型は、第１コア（２０）を成形用金型（５８）の第１エレメント（６０，６２）に第１コア（２０）を取りつけることにより形成され、第１エレメント（６０，６２）から突き出ている第１コア（２０）の第１部分（２４）を残す。取りつけ後、第１部分（２４）が供給コア（７０）に接触し、かつ曲がるように、第１エレメント（６０，６２）は、供給コア（７０）および成形用金型（５８）の第２エレメント（６２，６０）とともに組み立てられる。材料は、第１コア（２０）および供給コア（７０）を少なくとも部分的に覆うように成形される。【選択図】図４
2006026742.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
インベストメント鋳造用模型の形成方法であって、
第１コア（２０，２００）の第１部分（２４，２０２）が第１エレメント（６０，６２）から突き出ている状態に残るように、成形用金型（５８）の上記第１エレメントに上記第１コアを取りつけるステップと、
上記取りつけ後、上記第１部分が供給コア（７０）と接触し、かつ曲がるように、上記上記供給コアと成形用金型の第２エレメント（６２，６０）とともに上記第１エレメントを組み立てるステップと、
上記第１コアおよび上記供給コアを少なくとも部分的に覆って材料（９２）を成形するステップと、
からなるインベストメント鋳造用模型形成方法。
【請求項２】
上記成形用金型に対する上記供給コアの方向を少なくとも部分的に維持するために、上記組立が上記第１コアと上記供給コアとの係合を提供することを特徴とする請求項１に記載の模型形成方法。
【請求項３】
上記第２エレメントから突き出ている状態に第２コアの第１部分を残すように上記第２コアを上記第２エレメントに取りつけるステップをさらに含む請求項１に記載の模型形成方法。
【請求項４】
上記第１エレメントから突き出ている状態に第２コアの第１部分を残すように上記第２コアを上記第１エレメントに取りつけるステップをさらに含む請求項１に記載の模型形成方法。
【請求項５】
背部（２２，２２０）および上記背部から延びている複数の歯部（２４，２０２）を有する上記第１コアを提供するステップをさらに含む請求項１に記載の模型形成方法。
【請求項６】
背部（２２０）および上記背部から延びている胴体部（２０２）を有する上記第１コア（２００）を提供するステップをさらに含み、上記胴体部が、複数の交差する蛇行循環路を形成するための形状をなす請求項１に記載の模型形成方法。
【請求項７】
上記第１コアが、主要な重量部分において、１つまたは複数の耐熱金属からなり、上記供給コアが、主要な重量部分において、１つまたは複数のセラミック材料からなることを特徴とする請求項１に記載の模型形成方法。
【請求項８】
上記供給コアが、１つまたは複数の耐熱金属からなることを特徴とする請求項１に記載の模型形成方法。
【請求項９】
上記材料が、主要な質量部分において、１つまたは複数のろうからなることを特徴とする請求項１に記載の模型形成方法。
【請求項１０】
インベストメント鋳造用鋳型の形成方法であって、
請求項１に記載のインベストメント鋳造用模型（９０）を形成するステップと、
上記模型に１つまたは複数の被膜層（１２０）を塗布するステップと、
上記被膜層（１２０）により形成されるシェル内に上記第１コアおよび上記供給コアを残すように実質的に材料（９２）を取り除くするステップと、
からなるインベストメント鋳造用鋳型形成方法。
【請求項１１】
ガスタービンエンジン用エアフォイルエレメントの鋳型を製造するために用いられる請求項１０に記載の鋳型形成方法。
【請求項１２】
インベストメント鋳造方法であって、
請求項１０に記載のインベストメント鋳造用鋳型を形成するステップと、
上記インベストメント鋳造用鋳型に溶解金属（１３０）を鋳込むステップと、
上記溶解金属を固化させるステップと、
上記インベストメント鋳造用鋳型を破壊するように取り除くステップと、
からなるインベストメント鋳造方法。
【請求項１３】
ガスタービンエンジン部品（１４０）を製造するために用いられる請求項１２に記載の鋳造方法。
【請求項１４】
背部と、
上記背部から延びている複数の歯部と、
を備えるインベストメント鋳造用模型を形成するための構成部品。
【請求項１５】
上記背部および上記複数の歯部が、場合によりコーティングされる、耐熱金属ベースの材料から実質的に構成され、かつ一体に形成されることを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【請求項１６】
上記歯部（２４）が、相対的に幅広い横断面の近接根元部（３８）から少なくとも相対的に小さい横断面の中間部にテーパ状をなしていることを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【請求項１７】
上記歯部（２４）が交差していないことを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【請求項１８】
少なくとも２つの上記歯部（２０８）が互いに交差していることを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【請求項１９】
上記歯部が、相対的に幅広い横断面の近接根元部（３８）から少なくとも相対的に小さい横断面の中間部（４６）までの第１区域（４２）に亘りテーパ状をなしており、上記歯部が、上記第１区域の末端の第２区域（４４）に亘ってテーパがより緩いものとなっていることを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【請求項２０】
上記背部（２２）が、一体的に形成されたバネ要素（５０）を備えることを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【請求項２１】
少なくとも６個の上記歯部があることを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【請求項２２】
上記背部が、少なくとも上記構成部品の質量の９０％であることを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【請求項２３】
上記歯部の長さが、少なくとも５ｍｍであることことを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【請求項２４】
上記背部が、金型に上記背部を挿入するための挿入方向を画定し、上記歯部が、上記挿入方向に対し平行でない方向に延びていることを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【請求項２５】
上記歯部が、一定でない間隔で配置され、１つまたは複数の上記歯部が、１つまたは複数の別の上記歯部に対し平行でない方向に延びていることを特徴とする請求項１４に記載の構成部品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、インベストメント鋳造法に関し、より詳細には、インベストメント鋳造用鋳型を形成するためのコア含有のインベストメント鋳造用模型の形成に関する。
【背景技術】
【０００２】
インベストメント鋳造法は、特に中空部材など複雑な幾何学形状を有する金属部材を形成する技術として一般的に用いられており、特に、超合金製のガスタービンエンジン部品の製造に用いられている。
【０００３】
ガスタービンエンジンは、航空機の推進、発電、船舶の推進およびポンプにおいて広く用いられている。ガスタービンエンジンの用途では、効率性が最も重要な目的である。ガスタービンエンジン効率の改善は、高温で作動させることにより達成できるが、タービン部における現在の作動温度は、タービン部内に用いられている超合金材料の融点を超えている。そのため、一般的に冷却空気が提供される。エンジンの圧縮機からの相対的に冷たい空気流が、冷却されるタービン部内の通路を通ることにより冷却が一般的に提供される。このような冷却には、エンジン効率の面において、付随する損失を伴う。したがって、改善された特定の冷却を提供し、所定の冷却空気量から得られる冷却の利益量を最大限にすることが強く望まれている。このような冷却は、精細、かつ正確に配置された冷却通路を用いることにより達成される。
【０００４】
ブレード、ベーン、シール、燃焼室およびその他の構成部品など内部冷却されるタービンエンジン部品のインベストメント鋳造法に関しては、十分に発展した分野が存在する。例示的な工程では、１つまたは複数の鋳型キャビティを有する鋳型が作成され、各鋳型は、鋳造される部品に概ね対応した形状を有する。鋳型を作成する例示的な工程には、鋳造される部品の１つまたは複数のろう模型を使用することが含まれる。ろう模型は、部品内の冷却通路の形状に概ね対応するセラミックコアを覆ってろうを成形することにより形成される。シェル作成工程においては、周知の方法で、１つまたは複数の上記模型の周囲にセラミック製のシェルが形成される。ろうは、オートクレーブなどで融解され、取り除かれる。焼成されることにより、シェルは硬化する。この工程により、１つまたは複数の部品画定コンパートメントを有するシェルを備えた鋳型が形成される。この部品画定コンパートメントには、冷却通路を画定する１つまたは複数のセラミックコアが含まれる。次に、１つまたは複数の部品を鋳造するため、鋳型に溶融合金が鋳込まれる。合金が冷却し、固化すると、機械的または化学的に、成形部品からシェルおよびコアを取り除くことができる。１つまたは複数の部品は、次いで、１回または複数回の工程において機械加工や表面処理がなされる。
【０００５】
セラミックパウダーと結合剤物質の混合物を硬化金属製の金型に注入し、成形することにより、セラミックコアを形成することができる。金型から取り除いた後、セラミックコアは、結合剤を除去するため熱的な後処理が施され、セラミックパウダーを焼結するために加熱される。冷却用の形状がより精巧になっている傾向のため、セラミックコア製造技術に負担がかかり過ぎていた。精巧な形状を画定するコアを製造することは困難であり、また一旦製造すると、壊れやすいことが判明している。
【０００６】
さまざまな鋳造後の技術が、精巧な形状を形成するために伝統的に用いられた。最も基本的な技術は、通常のドリル加工であり、レーザードリル加工は、もう一つの基本的技術である。放電加工（ＥＤＭ）もまた、適用されていた。例えば、冷却孔の列を機械加工する場合、形成される孔に対して相補的な形状を有するように歯部を備えたくし形状のＥＤＭ電極を用いることが周知である。種々のＥＤＭ技術、電極および孔の形状は、以下の特許文献１〜７において開示されている。電極の挿入に制約があるため、上記ＥＤＭ技術で製造される孔の形状は限定されてしまう。
【０００７】
シャー（Ｓｈａｈ）らの、同一出願人による、特許文献８では、セラミックコアと耐熱金属コア（ＲＭＣ：ｒｅｆｒａｃｔｏｒｙ  ｍｅｔａｌ  ｃｏｒｅｓ）とを組み合わせた例示的な使用を開示している。このような組み合わせでは、通常、１つまたは複数のセラミックコアにより、主要通路部など大きな内部形状が形成され、１つまたは複数の耐熱金属コアにより、排気通路部などより細い形状が形成される。
【特許文献１】米国特許第３，６０４，８８４号明細書
【特許文献２】米国特許第４，１９７，４４３号明細書
【特許文献３】米国特許第４，８１９，３２５号明細書
【特許文献４】米国特許第４，９２２，０７６号明細書
【特許文献５】米国特許第５，３８２，１３３号明細書
【特許文献６】米国特許第５，６０５，６３９号明細書
【特許文献７】米国特許第５，６３７，２３９号明細書
【特許文献８】米国特許第６，６３７，５００号明細書
【特許文献９】米国特許第５，２９６，３０８号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
複数のセラミックコアを使用する場合と同様に、セラミックコアおよび耐熱金属コアの組立、ならびにろうを成形する際にコア間の空間的関係を維持することは、非常に困難である。上記関係を維持できないと、場合により部品の不十分な内部形状が形成される可能性がある。細い耐熱金属コアをセラミックコアに組み付けことは困難である。一旦組み立てられると、配置状態を維持することは難しい。取り扱う際、あるいは成形用金型を組み立てる際、耐熱金属コアに損傷を与える可能性がある。適切な金型の組立および注入された模型の取り出しを確実にするため、複雑な金型が要求される（例えば、種々のＲＭＣに適応させるための、多数の分割した金型部品および別々の引き方向など）。
【０００９】
耐熱金属コアの発展とは別に、模型鋳型にセラミックコアを配置してシェルを形成する種々の技術が開発されている。カッカベイル（Ｃａｃｃａｖａｌｅ）らの特許文献９において、ろう模型成形用の金型にセラミックコアを配置するため、セラミックコア供給部分とともに一体的に成形された小さな突起部の使用を開示している。そのような突起部は、シェル形成および脱蝋後、シェル内のコアの配列を維持する傾向にある。
【００１０】
それでもなお、コア組立技術においてさらなる改善の余地が残されている。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
本発明の１つの態様は、インベストメント鋳造用模型の形成方法に関する。第１コアは、
第１コアの第１部分が成形用金型の第１エレメントから突き出るように第１エレメントに取りつけられる。取り付け後、第１部分が供給コアと接触し、かつ曲がるように、第１エレメントは、供給コアおよび成形用金型の第２エレメントとともに組み立てられる。材料は、少なくとも部分的に第１コアおよび供給コアを覆って形成される。
【００１２】
種々の実施態様において、成形用金型に対する供給コアの方向を少なくとも部分的に維持するための第１コアと供給コアとの係合が、組立には含まれる。第２コアは、第２コアの第１部分が第２エレメントから突き出るように第２エレメントに取りつけられる。第２コアは、第２コアの第１部分が第１エレメントから突き出るように第１エレメントに取りつけられる。第１コアは、背部と、背部から延びているいくつかの歯部とを有する。第１コアは、質量の大部分において、１つまたは複数の耐熱金属から構成される。供給コアは、質量の大部分において、１つまたは複数のセラミック物質または耐熱金属から構成される。材料は、質量の大部分において、１つまたは複数のろうから構成される。
【００１３】
本発明の別の態様は、インベストメント鋳造用鋳型の形成方法に関する。インベストメント鋳造用模型は、前述の方法で形成することができる。１つまたは複数の被膜層が、模型に塗布される。被膜層により形成されるシェル内に第１コアおよび供給コアが残るように材料を実質的に取り除く。この方法は、ガスタービンエンジンのエアフォイルエレメント鋳型を形成するのに用いられる。
【００１４】
本発明の他の態様は、インベストメント鋳造法に関する。インベストメント鋳造用鋳型は、前述のように形成される。インベストメント鋳造用鋳型に溶解金属を鋳込む。溶解金属が固化すると、インベストメント鋳造用鋳型を破壊するように取り除く。この方法は、ガスタービンエンジン部品を製造するのに用いられる。
【００１５】
本発明のさらなる態様は、インベストメント鋳造用模型を形成する構成部品に関する。構成部品には、背部および背部から延びている複数の歯部が含まれる。
【００１６】
種々の実施態様において、背部および歯部は、一体的に形成されるとともに、場合によりコーティングされる、耐熱金属物質から基本的に構成される。上記歯部は、相対的に幅広い断面形状を有する隣接の根元部分から、相対的に小さい断面形状を有する少なくとも中間部分までの第１区域に亘ってテーパ状をなしている。この歯部は、第１区域の末端に位置する第２区域においてはあまりテーパ状になっていない。背部は、一体成形されたバネ要素を有する。少なくとも６個の上記歯部が配置される。背部は、部品の質量の少なくとも９０％を占める。歯部の長さは、少なくとも５ｍｍである。背部を金型に挿入する挿入方向を背部は画定する。歯部は、挿入方向と平行でない方向に延びている。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
図１では、耐熱金属基材および、場合によりコーティング（セラミックなど）を含む具体例としての耐熱金属コア（ＲＭＣ）２０が図示されている。具体例のＲＭＣ基材の素材には、モリブデン、ニオブ、タンタルおよびタングステンが、単体であるいは混合物として含まれ、元素形態、合金（ａｌｌｏｙ：金属元素と金属元素以外の元素からなっていてもよい）、合金（ｉｎｔｅｒｍｅｔａｌｌｉｃ：２種類以上の金属元素からなる）などの状態で含まれる。種々の製造技術を用いて、ＲＭＣ２０を形成することができる。例としては、ＥＤＭのくし状電極の形成に用いられる技術が挙げられる。例えば、耐熱金属インゴットから圧延する方法、耐熱金属板を打ち抜き、曲げる方法、あるいは複数の薄板を用いてビルドアップする方法により基材を形成することができる。次いで、基材をコーティングする（例えば、完全にセラミックコーティングを施すか、あるいは、溶解金属と最終的に接触する領域に限定してコーティングする）。具体例としてのＲＭＣ２０は、可能である一般的形態の１つの例証として挙げている。より単純あるいはより複雑な形態を含んだ別形態も可能である。一つの例のコアでは、背部と歯部を有するように製造されるとともに、１つまたは複数の歯部をそれぞれ有する独立したコアを別に備える。例えば、点在する孔だけが必要であったり、小さい群をなして点在する孔が必要な場合、あるいは種々の形状／大きさを有する孔、列から外れ交互に配置されている孔、種々の間隔を有する孔などが必要とされる場合に、１つまたは複数個の歯部を備える独立したコアが有益となる。
【００１８】
例示的なＲＭＣ２０は、背部２２と、背部から伸びている歯部の列２４とを有するくしのような形状をなしている。別の形状であってもよい。背部２２は、第１端部２６と第２端部２８との間に延在し（図２）、内側面３０および外側面３２を有する。例示的な実施形態においては、歯部２４は内側面３０から延びている。例示的な歯部の数は、４〜２０個であり、より詳細には６〜１２個である。例示的な背部は、概ね正平行六面体の一部として形成されており、したがって、２つの付加的な表面つまり側面３４，３６を有する。例示的な実施態様では、側面３４は前面であり、側面３６は、後面である（前方および後方は、ＲＭＣ２０を用いて鋳造される例示的なエアフォイルにおいては、概して上流側および下流側に対応する）。歯部２４は、それぞれ内側面３０に隣接した根元部３８から遠位先端部４０まで延びている。各歯部は、中間接合部４６で接触している近接部４２および遠位部４４を有する。遠位部４４は、相対的に一定の断面積および形状（例えば、円形あるいは丸みを帯びた四角形）を有し、中心軸５００に沿って長さＬ1に亘り延びている。近接部４２は、概ね末広がりの断面積を有し、中心軸５０２および特有の長さＬ2を備える。近接部は、通常相対的に一定でない断面形状を有する（例えば、遠位部の形状から、頂点が丸みを帯びた三角形などの後方／下流方向への末広がり形状に変化している）。それでもなお、遠位部が、一定でない断面形状を有し、近接部が、一定の形状を有することが可能である。別法として、歯部全体が一定の断面を有していても良い。
【００１９】
実施例において、歯部と歯部の間隔Ｌ3は、隣接する歯部の先端の距離として画定される。この間隔は、歯部の長さ、断面形状および寸法と同様に、一定あるいは多様であってもよい。例えば、所望の冷却分布を実現するため、これらのパラメータを変動することができる。歯部の列は、全長Ｌ4を有する。背部は、全長Ｌ5、厚さＴおよび主要な高さＨを有する。経済的な要因を考慮して所望の歯／孔を配置できるように、これらのパラメータが選択される（例えば、少ない歯を備えた複数のＲＭＣより、多くの歯を備えた１つのＲＭＣのほうが省力化の面においてより経済的である）。例示的な背部は、外側面３２の主要部分の上側に延びている１対のアーチ状のスプリングタブ５０を有する（例えば、背部の残存部分から切り取り、曲げることにより形成される）。
【００２０】
具体的な実施例では、遠位部４４は、側面から見た場合、外側面３２に直角の方向５０４に対し角度θ1（図３）で延在し、前面から見た場合、角度θ2（図２）で延在している。同様に、遠位部および近接部は、上記の側面および前面から見た場合、互いに角度θ3およびθ4を有する。θ1〜θ4は、それぞれの歯において同じである必要はない。
【００２１】
図４では、複数の上記ＲＭＣ２０を図示している。この複数のＲＭＣ２０は、背部２２を第１型６０および第２型６２を有する模型形成金型５８のコンパートメント５６に配置している。コンパートメントは、対応する歯部を正確な向きとし、かつ適切な位置に配置するために、形状づけられ、かつ寸法調整される。例示的な金型の半部は、金属あるいは複合物（エポキシベースなど）で形成される。上記金型の半部は、分割結合部５０８で接触するように組み立てた状態で図示されている。金型の半部は、ろうを空洞部６６に流し込むための通路６４を有するとともに、各ＲＭＣの方向５０４に対応する引き方向５１０に沿って結合し、分割できる。
【００２２】
さらに図４では、部分７２，７３，７４（例えば、ウェブ７５で結合している）を有するセラミック製の供給コア７０を図示している。この部品７２、７３，７４は、鋳造される部品（タービンブレードやベーンなど）のエアフォイル内に、翼幅方向の３つの供給通路を形成するためのものである。別法として、供給コアは、耐熱金属、あるいはセラミックと耐熱物質の混合物またはアッセンブリなど他の材料で形成されていてもよい。金型には、エアフォイル模型の正圧面および負圧面を形成するための表面７６，７８が含まれる。内側面３０は、対応する表面７６，７８に概ね一致するような角度で、有利に形成される。しかし、背部の部分は、対応表面の連続する曲線部分を超えて突き出る（例えば、歯部により形成される貫通孔の出口に接続する奥行きのないスロットを備えた鋳造部品を最終的に形成する）。
【００２３】
実施例において、先端部４０は、供給コアと接触し、供給コアの位置決めを補助する。多くの異なった組立技術が可能である。例えば、ＲＭＣは、対応する金型に配置され、次いで、供給コアが所定の場所に置かれて下型にあるＲＭＣと係合する。その後、上型が、引き方向５１０に沿って平行移動され結合し、対応するＲＭＣが供給コアと係合する。別形態の他のＲＭＣは、鋳型組立工程中に取りつけられるか、供給コアにあらかじめ取りつけられている。先端部は、鋳型組立工程中、僅かに弾性的に曲げられ、ろう成形中やその後（以下に説明するように）の供給コアの位置決めを補助する。先端部４０が供給コアに接触するように付勢されるため、コンパートメント５６のベース部８０とスプリングタブ５０との協働によって上記の曲げられた箇所が維持される。場合により、供給コア７０は、先端部４０を受ける凹部を有していてもよい。この凹部により、供給コアに対しての先端部の位置決めが改善される。
【００２４】
図５では、ろう９２を成形した後の模型９０を、金型５８から取り外した状態で図示している。模型は、前縁部９８と後縁部１００との間に延在する正圧面９４および負圧面９６により特徴づけられる外面を有する。有利には、ろうがＲＭＣと供給コア７０との相対的な配置および係合を十分に強固に維持し得るように、ろう成形工程中のＲＭＣのひずみおよび撓みは十分に低い。
【００２５】
さらに準備（トリミングおよび補修など）をした後、模型をシェル固定具に取りつけ（例えば、ろうを介して固定具の上端および下端プレートの間に溶着する）、シェルを形成するためセラミックのスラリ／スタッコ多層コーティング１２０（図６）が塗布される。ＲＭＣ胴体部２２は、シェル１２０に組み込まれる。コーティングが乾燥した後、脱ろう工程（例えば、蒸気オートクレーブ内で）により、ろうが模型から除去され、シェル内にＲＭＣ２０および供給コア７０が残る。このコアおよびシェルのアッセンブリは、シェルに強度を与えるため焼成される。次いで、鋳造用の溶解材料１３０（図７、例えば、ニッケルベースあるいはコバルトベースの超合金部品を形成するための材料）が、コアアッセンブリとシェルとの間の空洞部分を満たすようにシェルに鋳込まれる。脱ろう、焼成、鋳造材料の鋳込みおよび冷却中、ＲＭＣ７０は、供給コア７０の所望の位置および方向の維持を補助し続ける。
【００２６】
鋳造材料が固化した後、シェル１２０は、破壊され取り除かれる（例えば、衝撃装置および化学的浸漬工程を経て破壊される）。さらに、ＲＭＣ７０および供給コアは、前段階の部品（例えば、仕上げ前の粗い部品）１４０（図８）を形成するため鋳造金属から破壊され取り除かれる（例えば、化学的浸漬工程を経て破壊される）。その後、前段階の部品に、機械加工、処理加工（熱的、機械的、または化学的など）、コーティング（メタリック環境コーティング、ボンディングコート、または耐熱セラミックコーティングなど）を施こし、完成部品が形成される。
【００２７】
さらに図８では、ＲＭＣの歯部により形成された排出用冷却通路が図示されている。各通路は、歯部の遠位部により形成された小さい横断面の上流側の流量調節部分１５０および歯部の近接部により形成された下流側の拡散部分１５２を有する。上記部分は、当技術分野で周知の形状および寸法を有していてもよいし、さらに発展させてもよい。例えば、アーチ状（例えば、一定でない曲率半径）縦断面を備える通路、ねじれた通路、少なくとも横断面において局所的に下流側が減少している通路、または他の屈曲した通路を形成することができる。上記通路は、ドリル加工またはＥＤＭでは形成することができない。
【００２８】
例示的な歯部の全長は、０．５〜１３ｍｍであり、より詳細には、３．０〜７．０ｍｍである。この歯部の全長は、基本的に部品の壁の厚さおよび部品の外面に対しての歯部の角度により異なる。図示された通路／歯部の基本的な構造において、例示的な歯部の遠位部の軸（ひいては通路流量調節部分）は、１５〜９０°、より詳細には、２０〜４０°の角度で部品の外面からそれている。流量調節部分の例示的な断面積は、０．０３〜０．８ｍｍ2であり、最大横方向寸法は、０．２〜１．０ｍｍである。
【００２９】
別の実施例において、１つまたは複数の歯部が、互いに交差し、鋳造部品に交差する通路を形成してもよい。図９では、シート素材から型打ちされ、曲げられた代替例のＲＭＣ２００が図示されている。ＲＭＣ２００は、概ね平坦な主要胴体部２０２を有する。この主要胴体部は、上流側端部２０４から下流側端部２０６に延在するとともに、第１側面端部２０８および第２側面端部２１０を備える。上流側端部２０４において、主要胴体部は、複数の突起部２１２を有する。この突起部により、主要胴体部２０２を最終的に取り除き形成される鋳造部品に、蛇行した通路システムにつながる吸気口が形成される。各突起部２１２は、供給コア係合部２１４に続いており、この供給コア係合部は、主要胴体部に対し平行ではない角度で延びるとともに、供給コアの相補的なポケットにはめ込まれる。
【００３０】
背部２２０は、下流側端部２０６に隣接し形成される。開口部２２２により、背部２２０の近接部および本体部２０２の下流部分が中断される。米国特許第６，７０５，８３１号明細書において開示されている排気スロット形成と同様の方法で、この開口部は、排気スロット間に完全な鋳造部分を最終的に形成する。模型形成に先立ち、金型を組み立てる際、背部２２０は、模型形成用金型の相補的なコンパートメント内に配置され、対応する１つまたは複数の供給コアに曲がった状態で係合する。
【００３１】
事前に存在している模型（コアの組み合わせおよびろうの形状）の製造において、あるいはまだ設計されていない新規の模型を製造するため、前述の技術は実施される。
【００３２】
本発明の複数の実施例の説明がなされた。それでもなお、本発明の趣旨および内容から逸脱することなく種々の改良が可能であることを理解されたい。例えば、製造される特定の構成部品の詳細は、特定の実施態様の詳細に影響を与えるか、この詳細を決定する。それゆえ、ＲＭＣの代わりに、小さく、また精巧に特徴づけられたセラミックコアあるいは別のコアを含んだ別のコアの組み合わせを用いてもよい。３個以上の部分を有する金型を使用することも可能である。したがって、別の実施例が、添付の特許請求の範囲内に示されている。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】耐熱金属コア（RMC）の図。
【図２】図１のRMCの正面図。
【図３】図１のRMCの端面図。
【図４】コアアッセンブリを成形するろうの金型の断面図。
【図５】図４の金型で成形されたエアフォイル模型の断面図。
【図６】図５の前段階模型をシェルで覆った模型の断面図。
【図７】図６のシェルで覆われた模型から形成されたシェル内の鋳造金属の断面図。
【図８】図７の鋳造金属により形成された部品の断面図。
【図９】代替のRMCの図。
【図１】
2006026742.tif 000003
【図２】
2006026742.tif 000004
【図３】
2006026742.tif 000005
【図４】
2006026742.tif 000006
【図５】
2006026742.tif 000007
【図６】
2006026742.tif 000008
【図７】
2006026742.tif 000009
【図８】
2006026742.tif 000010
【図９】
2006026742.tif 000011