(57)【要約】【課題】本発明は、異物損傷に対する高い耐性と、高い破壊靱性と、高い温度性能または高い運転温度範囲とを同時に組み合わせた、高温用途用の複合タービンブレードを提供することを目的とする。【解決手段】例えばガスタービン等の高温用途用の複合タービンブレード（１０）であって、該ブレード（１０）をロータの対応する周方向の組み立て溝に取り付けるための根元（１）と、該根元（１）に接続された翼（２）とを有する、複合タービンブレード（１０）であって、前記根元（１）の少なくとも一部および前記翼（２）の少なくとも一部にわたって延びた内側支持構造部（３）が設けられており、該内側支持構造部（３）は高強度共晶セラミックで構成されており、かつ前記翼（２）はセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料で構成されていることを特徴とする、複合タービンブレード（１０）。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービン等の高温用途用の複合タービンブレード（１０）であって、該ブレード（１０）をロータの対応する周方向の組み立て溝に取り付ける根元（１）と、該根元（１）に接続された翼（２）とを有する、複合タービンブレード（１０）であって、前記根元（１）の少なくとも一部および前記翼（２）の少なくとも一部にわたって延びた内側支持構造部（３）が設けられており、該内側支持構造部（３）は高強度共晶セラミックで構成されており、かつ前記翼（２）はセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料で構成されていることを特徴とする、複合タービンブレード（１０）。
【請求項２】
前記翼（２）は、繊維強化セラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料で構成されている、請求項１記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項３】
前記根元（１）は、共晶セラミック材料で構成されており、かつ外側金属表面コーティング（４）を備えている、請求項１または２記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項４】
前記翼（２）の前記ＣＭＣ材料は、前記内側支持構造部（３）に直接、前記ブレード（１０）の所定の形状のニアネットシェイプに成形される、請求項１から３までのいずれか１項記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項５】
前記内側支持構造部（３）は、前記ブレード（１０）の根元部分とは反対側の自由端部において、略錨形状の断面を有する、請求項１から４までのいずれか１項記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項６】
前記根元（１）は、エンジンの前記組み立て溝の対応する断面に係合するもみの木状断面を有する、請求項１から５までのいずれか１項記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項７】
前記翼（２）を前記内側支持構造部（３）に接合する手段を備える、請求項１から６までのいずれか１項記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項８】
前記接合手段は、前記翼（２）と前記内側支持構造部（３）との間の各接触位置における、前記ブレード（１０）の硬化時に焼結するセラミックスラリー（５）である、請求項７記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項９】
前記接合手段は、前記ブレード（１０）の複数の要素の間において機械的固定を実現する形態の、例えば穴（８）および突出部（９）といった形状的特徴を含む、請求項７または８記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項１０】
前記内側支持構造部（３）に翼（２）が機械的に固定されている、請求項１から９までのいずれか１項記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項１１】
前記接合手段は、複数の穴およびピン（６）の組み合わせを含む、請求項７から１０までのいずれか１項記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項１２】
前記ピン（６）は、高密度なセラミック材料で構成されている、請求項１０記載の複合タービンブレード（１０）。
【請求項１３】
前記翼（２）は、前記内側支持構造部（３）との各接触位置の間に内側キャビティが提供されるように中空形状を有する、請求項１から１２までのいずれか１項記載の複合タービンブレード（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、特に高温ガス通路において異なるタービン段を提供するために、タービンまたはエンジンのロータまたはディスクにおいて取り付けられかつ組み立てられるように構成された、例えばガスタービンまたはタービンエンジンといった高温用途用の複合タービンブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの効率および性能を高めるために、例えば、従来のガスタービンに比べてより高い温度で運転することができるタービンが必要とされている。これらの運転要件を満たすために、例えばニッケル基超合金といったいわゆる超合金を使用してタービンブレードを製造することが過去には提案されている。しかし、これらの材料は腐食に弱く、かつある一定の高温範囲に限られている。さらに、従来技術において、例えば冷却空気の供給によって高温のタービンブレードを冷却する様々な方法が提案されている。しかし、温度の上昇によって、ガスタービンの全体の性能および効率の減少に伴って、冷却空気の必要量が増加する。超合金で構成されたタービンブレードの温度性能をさらに増加するために、セラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）が提案されている。しかし、セラミックコーティングを有するこのようなタービンブレードでも、高温用途の範囲に関して制限があり、かつこのようなタービンブレードの製造は幾分複雑である。
【０００３】
さらに、セラミック材料で構成された、高温ガスタービン用のタービンブレードが過去には提案されており、例えば欧州特許第０７１２３８２号明細書においては、共晶セラミック繊維を使用してタービンブレードを製造することが開示されており、セラミックマトリックス複合材料を製造するために共晶セラミック繊維が使用されている。
【０００４】
また、米国特許出願公開第２００３／０２０７１５５号明細書には、セラミック材料で構成された高温タービンブレードが記載されており、高温範囲におけるガスエンジンの運転時にタービンブレードを冷却する冷却ダクトが設けられている。
【０００５】
しかし、高温用途用のこれらの公知のタービンブレードは、不都合を有している。すなわち、これらの公知のタービンブレードは、例えば冷却ダクトといった別体の冷却手段を必要とするか、または所要の機械特性、具体的にはそのタービンブレードの一部またはある箇所において増加した負荷に抵抗するための高い強度を達成しない。セラミック材料で構成された公知のタービンブレードの別の問題は、異物損傷に対する幾分低い抵抗力を特徴とする。さらに、上述の共晶セラミック材料は、比較的低い破壊靱性を有しており、そのため、このようなセラミック材料をタービンブレード、特にそのブレードの翼を構成するために使用することは幾分限定されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】欧州特許第０７１２３８２号明細書
【特許文献２】米国特許出願公開第２００３／０２０７１５５号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
これらの不都合を鑑みて、本発明は、異物損傷に対する高い耐性と、高い破壊靱性と、高い温度性能または高い運転温度範囲とを同時に組み合わせた、高温用途用の複合タービンブレードを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この目的は、請求項１の特徴を備えた複合タービンブレードによって達成される。構成の有利である好適な形態およびさらなる展開は従属請求項の主題である。
【０００９】
本発明による複合タービンブレードは、ロータの対応する組み立て溝に取り付けられる根元と、その根元に接続された翼とを備えており、根元の少なくとも一部および翼の少なくとも一部に亘って延びた内側支持構造部が提供されており、内側支持構造部は高強度共晶セラミックで構成されており、かつ翼はセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料で構成されていることを特徴とする。内側支持構造部は、ブレードの根元の少なくとも一部および根元に接続された翼の少なくとも一部に提供されている。内側支持構造部に高強度共晶セラミックを使用することで、タービンブレードは、このようなガスタービンの高温範囲において使用するための所要の高い機械特性を有する。
【００１０】
翼そのものは、別のセラミック材料、すなわちセラミックマトリックス複合材料、いわゆるＣＭＣ材料で構成されている。この材料で翼の空気力学的形状が形成されることで、ブレードの翼に、異物損傷に対する高い耐性および優れた耐侵食性構造が提供される。耐侵食性は、ＣＭＣ材料によって直接か、またはＣＭＣの表面に提供される１つまたは複数のコーティング層によって提供することができる。このようなＣＭＣ材料は、高い破壊靱性をさらに特徴としており、それによって長寿命のタービンブレードが達成される。タービンブレードの様々な要素または部分はすべて、それぞれの機能および位置に適合した異なるセラミック材料で構成されているので、タービンブレードは、高温用途、特に約１５００℃またはそれを超える温度範囲に関しても特に適合されている。本発明による様々なセラミック材料をタービンブレードの様々な要素または構成部品と組み合わせることによって、タービンブレードの様々な位置において所望の機械特性および温度関連特性が達成される。例えばタービンブレードの根元部分は、ブレード全体の荷重を支える必要があるが、ガスタービンエンジンの運転時は、通常、比較的低い温度にさらされている。他方では、組み立ておよび分解に関して、この根元部分は形状に関して小さな公差を必要とする。そのため、タービンブレードの根元は、翼のように、高温耐性セラミック材料で構成する必要がなく、別のセラミック材料および／または金属とセラミック材料との組み合わせで構成することができる。高強度共晶セラミックで構成された内側支持構造部はタービンブレードの内側部分であり、高温ガスとは直接接触せず、かつ翼自体の場合のように異物または摩耗の影響を受けない。
【００１１】
他方では、本発明による翼はセラミックマトリックス複合材料で構成されており、そのため、高い機械特性および最大１５００℃または１８００℃もの高い温度に対する耐性を保証する。この新しい設計の複合セラミックタービンブレードによって、冷却要件は大幅に減少される。部品の機械荷重および高温ガス温度に応じて、このような複合ブレードが、例えば冷却空気の供給による能動冷却を必要としないことが可能となる。重要な構成部品の材料は高温範囲において高い強度を有する。冷却空気の削減は、全体コストの削減およびタービンエンジンの性能および効率の向上につながる。
【００１２】
高温用途に対して特に適合することに加えて、本発明の複合タービンブレードは、重量および耐侵食性に関する利点も有している。金属材料または金属合金に比べて、同一のタービンブレードにおいて様々な種類のセラミック材料を使用することで、腐食に関する問題を防ぐこともできる。本発明によるこのような複合設計のセラミックタービンブレードによって、様々なセラミック（および／または金属）材料を組み合わせることで、完成したブレード構成において様々な機能を有するタービンブレードの様々な位置に所望の機械特性および温度関連特性が提供される。内側支持構造部の主な機能は、荷重を支え、かつ翼をタービンブレードの根元部分に確実に接続しかつ保持することである。他方では、翼そのものは、このようなガスタービン等の運転時における高い温度および起こり得る異物損傷または摩耗の要件に関して特に適合されている。
【００１３】
本発明の有利な形態の構成によれば、タービンブレードの翼は、繊維強化セラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料で構成される。繊維強化ＣＭＣ材料を使用することで、機械強度がさらに増し、かつ高い破壊靱性が提供される。セラミックマトリックス複合材料を強化するための繊維は、共晶セラミック繊維、または、例えば酸化物繊維（例えばＡｌ2Ｏ3、ムライト、イットリア安定化ジルコニア、ＨｆＯ2、ＺｒＯ2またはＹ2Ｏ3）に基づく異なる材料の繊維であってもよい。しかし、本発明によれば、共晶セラミック繊維を使用して翼の材料を強化することが好ましい。
【００１４】
本発明のさらなる有利な態様によれば、タービンブレードの根元部分または根元は、外側金属表面コーティングを有する共晶セラミック材料で構成される。根元の金属コーティングによって、ガスタービンの対応する周方向の組み立て溝においてタービンブレードを取り付けかつ分解するための所要の形状に関して、根元部分を小さな公差で成形することができる。そのため、タービンブレードの根元に、タイトな仕上げと、ブレードの運転および組み立てまたは分解時における様々な種類の負荷に耐える能力とを同時に提供することができる。それにもかかわらず、タービンブレードは、共晶セラミック材料であるために、比較的低い重量を有し、かつ高温範囲における使用に特に適合している。
【００１５】
本発明のさらなる有利な実施の形態によれば、翼のセラミックマトリックス複合材料は、内側支持構造部に直接、ブレードの所定の形状のニアネットシェイプに成形される。すなわち、翼は、内側支持構造部の共晶セラミック材料に直接成形または鋳造される。これにより、別体の接合手段を必要とせずに緊密な接合が達成される。例えば、タービンブレードの上記２つの構成部品、場合によってさらに別の構成部品が硬化した後、完成した複合タービンブレード構造が提供され、この場合、翼の外形の最小限の機械加工しか必要としない。これによって、様々な構成部品、特に強化繊維の有無にかかわらずセラミックマトリックス複合材料で構成された翼の所定の製造公差に容易に達することもできる。
【００１６】
本発明のさらなる有利な実施の形態によれば、タービンブレードの内側支持構造部は、ブレードの根元部分の反対側の自由端部に、実質的に錨形状の断面を有している。内側支持構造部の自由端部におけるこのような錨形状の断面によって、外側翼への固定抵抗が増す。例えば、翼の材料を、内側支持構造部の錨形状の端部およびその周囲に直接成形することができる。さらに、この特徴によって材料の必要量が減り、このためタービンブレードの全重量も減る。
【００１７】
本発明の構成のさらなる有利な形態によれば、タービンブレードの根元は、ガスタービンエンジンの対応する組み立て溝の断面に係合するもみの木状断面を有する。それにより、タービンブレードは、例えばクランプといった追加の保持手段を必要とすることなく、対応する取り付け溝に直接組み立ててもよい。このような形状接続係合によって、ガスタービンの正確な所定の位置にタービンブレードを確実にかつ長期的に保持することがさらに保証される。
【００１８】
本発明のさらなる有利な実施の形態によれば、複合タービンブレードに、翼を内側支持構造部に接合する手段が提供される。翼を内側支持構造部に接合する追加の手段によって、これらの構成部品の間の保持力が増す。また、ガスタービンの運転時に翼に高い負荷が掛かる場合、タービンブレードの組み立ておよび正確な位置決めが維持される。
【００１９】
翼を内側支持構造部に接合する手段として、本発明のタービンブレードに、外側翼と内側支持構造部との間の各接触位置にセラミックスラリーを提供してもよく、このスラリーは、タービンブレードの硬化時に焼結される。こうして、翼および内側支持構造部が硬化すると、固体セラミック接合が自動的に形成される。セラミックスラリーを各接触位置に提供することによって、タービンブレードのこれらのセラミック構成部品の長期にわたる接合が達成される。
【００２０】
この点におけるさらなる有利な実施の形態によれば、タービンブレードの翼と内側支持構造部とを接合する手段は、タービンブレードの要素間の機械的固定を実現する形態の、例えば穴および突出部といった形状的特徴を含む。例えば内側支持構造部に複数の穴または凹みが提供される場合、内側支持構造部に鋳造された翼の材料は、各穴または凹みに充填される。それによって、確実な保持効果が達成され、それにより、タービンブレードの様々な構成部品が互いに確実に固定される。さらに、このような形状的特徴は、翼を内側支持構造部に接合するための追加的な要素または構成部品を必要としない。
【００２１】
この点における本発明の構成の別の代替的な形態によれば、翼を内側支持構造部に接合する方法は、複数の穴およびピンの組み合わせを含む。このような複数の穴およびピンの組み合わせは、タービンブレードの構成においてスペースをほとんど必要とせず、かつ確実な固定を提供する。この点における有利な態様によれば、ピンは高密度なセラミック材料で構成することができ、それによって、タービンの運転時の高温が、複合タービンブレードの接合手段と他の構成部品との間における有害な変形を引き起こさない。構成の代替的な形態においては、セラミックインサートも外側翼を内側支持構造部に接合および固定するために使用することができる。それによって、穴に挿入されるセラミックピンと比べて、同様の有利な効果を達成することができる。
【００２２】
本発明のさらなる有利な形態によれば、複合タービンブレードの翼は中空形状を有しており、内側支持構造部との各接触位置間に内側キャビティが提供される。これにより、外側翼から内側支持構造部への伝熱は制限される。さらに、タービンブレードの全重量も減る。最後に大事なこととして、翼を形成するための材料の必要量も減る。それにもかかわらず、翼はいくつかの接触位置によって確実に内側支持構造部に固定されており、その接触位置において、翼の材料は、内側支持構造部に直接鋳造されるか、または上述の接合手段によって内側支持構造部に取り付けられる。
【００２３】
以下では、本発明の複合タービンブレードが、構成のいくつかの例に基づいて、かつ添付の図面を参照にしてより詳細に説明される。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明の複合タービンブレードの構成の第１の例の概略断面図である。
【図２】本発明本発明の複合タービンブレードの構成の第２の例の概略断面図である。
【図３】本発明本発明の複合タービンブレードの構成の第３の例の概略断面図である。
【図４】本発明本発明の複合タービンブレードの構成の第４の例の概略断面図である。
【図５】本発明本発明の複合タービンブレードの構成の第５の例の概略断面図である。
【図６】本発明の複合タービンブレードの構成の第６の例の概略断面図である。
【図７】本発明の複合タービンブレードの構成の例の別の概略断面図である。
【図８】本発明の複合タービンブレードの構成の例の別の概略断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
図１〜図６において、本発明による複合セラミックタービンブレード１０の構成のいくつかの例が示されており、それらを以下で説明する。本発明によれば、タービンブレード１０の様々な部分が異なる種類のセラミック材料で構成された高温複合タービンブレード１０が提供される。タービンブレード１０の様々な部分または構成部品のそれぞれの機能、位置および要件に応じて、セラミック材料および／または金属材料またはその合金の特定の組み合わせが使用され、翼２、根元１および内側支持構造部３といったタービンブレードの様々な位置において所要かつ所望の特性が提供される。本発明による複合タービンブレード１０における様々なセラミック材料のこの新しい組み合わせによって、最大１５００℃およびさらに高い最大１８００℃の温度といった高温用途に使用するのに適合したタービンブレード１０が提供される。それにもかかわらず、本発明の複合セラミックタービンブレード１０は、例えばガスタービンの組み立ておよび運転時にもたらされる様々な種類の負荷に耐えることができる。本発明のタービンブレード１０の翼２は、セラミックマトリックス複合材料といった高い破壊靱性のセラミック材料で構成されている。他方では、内側支持構造部３は、高強度セラミック材料、すなわち共晶セラミック材料で構成されており、その例を以下で説明する。
【００２６】
本発明のタービンブレード１０の構成の第１の例に関する図１に示されるように、タービンブレード１０の基本的な構成部分は、ガスタービンの技術分野において従来公知であるように、翼２と、タービンのロータの取り付け溝にタービンブレード１０を取り付けるための特定の断面形状を有する根元１とである。この例の構成において、根元１は、ブレード１０の両側に３つの突出部を有するもみの木状断面を有している。図１に示される例において、根元１は内側支持構造部３の材料で構成されており、本発明においてそれは高強度共晶セラミック材料である。内側支持構造部３は、根元１から上方向にタービンブレード１０の自由端部（図１の上端）に向かって延びている。内側支持構造部３は、直径が減少しており、かつ略錨形状の端部を有している。内側支持構造部３のこの上側部分において、翼２は、内側支持構造部３の共晶材料およびその周囲に直接成形されている。Ｔ字型部は、いわば翼２の材料に埋め込まれている。この例の構成において、翼２は、略Ｕ字型断面（逆「Ｕ」字型）を有している。内側支持構造部３と翼２との間には中空スペースが残されている。内側支持構造部３の上端部が略錨形状の断面を備えていることによって、翼２は、内側支持構造部３に確実に保持および固定されている。本発明によれば、所要の空気力学的形状を提供し、耐侵食性である必要があり、かつ異物損傷に耐えることができる翼２には、内側支持構造部３の場合とは異なるセラミック材料、すなわちセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料が使用されている。したがって、翼２は、高い破壊靱性材料を特徴とする。セラミックマトリックス複合材料は、強化繊維の有無にかかわらず提供することができる。
【００２７】
根元１の内側部分も形成している、内側支持構造部３に使用されている共晶セラミック材料は、比較的低い破壊靱性を有するので、この例の構成（図１）において、根元１に外側金属表面コーティング４を提供することができる。例えば、外側金属コーティング４は厚さが０．１〜２ｍｍで、かつ共晶セラミック材料で構成された内側支持構造部３の下側部分に提供される。金属コーティング４は、タービンのロータに対応して形成された取り付け溝にブレードを設置する際の所要の狭い製造公差に達するように後から機械加工することができる。この外側金属コーティング４によって、所定の形状の根元１が小さな公差で構成され、タービンブレード１０の正確かつ確実な取り付けおよび組み立てが可能になる。それによって、タービンブレード１０の根元１は、全体的に高温用途に特に適合されたセラミック材料のみによってほとんどが構成されているとはいえ、ガスタービンの設置時および運転時における様々な種類の負荷に耐えられるように適合されている。この特定の構成のセラミックタービンブレード１０によって、所要の冷却が大幅に削減されるか、または全く必要でなくなる。それにより、全体タービン効率およびエンジンの出力が高まる。さらに、タービンブレード１０は、ある程度耐侵食性であり、かつ酸化問題を抱えておらず、金属合金またはいわゆる超合金で構成されている従来技術のタービンブレードと同様である。後者はさらに、より多くの冷却空気量が必要であり、そのため全体タービン効率が減少する。
【００２８】
本発明の複合タービンブレードの構成の第２の例は、図２の概略断面図に示されている。以下では、上記第１の例の構成と比べた場合の相違点のみを説明する。その他の部分に関しては、第１の例の上記記載と同様である。この例では、内側支持構造部３は、略Ｉ字型断面を有する縦長の直線構成部品である。内側支持構造部３は、タービンブレード１０の底端部から翼２側の自由端部まで延びている。翼２は第１の例の構成の場合と同様の形態、すなわち略逆「Ｕ」字型断面を有する。根元１は、内側中央開口部を有する金属材料で構成されており、直線の内側支持構造部３の下側部分がその開口部を貫通している。そのため、この例の構成（図２）において外側金属コーティングは提供されていないが、根元１は、ある程度硬い金属構成部品として形成されている。また、この例において、内側支持構造部３は、高強度共晶セラミックで構成されており、運転時にタービンブレード１０に掛かる様々な種類の負荷を支持するために所要の強度および剛性が与えられている。他方では、この例においても、翼２は、異なるセラミック材料、すなわちセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料で構成されている。翼２は、金属材料または金属合金材料で構成される根元１を形成した後、例えば内側支持構造部３の錨形状の自由端部に直接形成されている。この形態の構成により、根元１はタービンブレード１０の低温領域であるので、通常は高温にさらされないタービンブレード１０の下側部分の根元１に使用される金属材料によってタービンブレード１０の強度はさらに増す。共晶セラミック材料で構成された中央の内側支持構造部３は、はじめに根元１なしで鋳造される。その後、ブレード根元１の金属材料または金属合金材料が内側支持構造部３に直接鋳造され、かつ所要の小さい製造公差において所定の最終根元形状に機械加工される。その後、高い破壊靱性の材料で翼２を形成するために、セラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料が内側支持構造部３に直接成形される。そのため、翼２は、侵食および異物損傷に対する高い耐性を有する。
【００２９】
本発明のタービンブレード１０の構成の第３の例が図３に示される。この例の構成において、内側支持構造部３への翼２の固定は、上述の実施の形態とは異なっている。この例において、共晶セラミック材料は、根元部分１の大部分を形成しており、それにより、根元１の両側の下側の２つの突出部は、金属材料または金属合金材料によってコーティングされている。根元１のもみの木状断面の上側の２つの突出部は、その外側表面に、この例において内側支持構造部３の上側の直径が減少した部分を中心に全体的に中空の構成部品として延びてもいる翼２のセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料が提供されている。翼２の自由端部側において、貫通穴を有する略Ｈ字型断面が提供されており、その貫通穴を通って内側支持構造部３の錨形状の上側端部が延びている。根元１の上側端部および内側支持構造部３の上側部分の周囲に鋳造されたこの特定形状の翼２のために、翼２は、内側支持構造部３に確実に保持されている。このため、様々な種類のセラミック材料を互いに対して使用または鋳造することによって、翼２のＣＭＣ材料と内側支持構造部３との間の接合が達成される。そのため、この実施の形態においては、複合タービンブレード１０の様々な構成部品を接合するための別体の手段は必要ではない。これにより、製造工程が単純化される。
【００３０】
各構成部品を異なる種類の接合で接合する、本発明のタービンブレード１０の構成の別の例を図４に概略断面図で示す。この例では、上側部分において、内側支持構造部３は、直線状の一直線な部分ではなく、外側翼２の材料を確実に固定する機能を有する、例えば穴８および突出部９といった形態の複数の形状的特徴を備えている。翼２を内側支持構造部３に接合するために、内側支持構造部３の上側自由端部は、実質的に錨形状の断面を有しており、その周囲には翼２のセラミックマトリックス複合材料が鋳造されている。さらに、内側支持構造部３は、２つの対向する鉛直に延びた突出部９を備えており、それらは翼２の材料の穴８に埋め込まれている。突出部９は、例えば図４の上部に示される直線形状および、翼２を内側支持構造部３に接合する固定効果を増加させる直線突出部の下側の錨形状の形態など、異なる形態を有することができる。これにより、完全な複合セラミックタービンブレード１０の硬化の後に、一種の機械的固定が提供される。形状的特徴（突出部および穴）は、内側支持構造部の共晶セラミック材料の鋳造時および外側翼２のＣＭＣ材料の鋳造時に成形することができる。
【００３１】
図４に示される実施の形態と比較した場合の構成の代替的形態において、本発明によれば、穴は内側支持構造部３の材料に設けることができ、かつ穴には後から外側翼２のＣＭＣ材料が充填され、それによって突出部が形成される。また、異なる種類の突出部および／または穴を使用して外側翼２を固定することができる。根元１に関しては、この例においても翼２のＣＭＣ材料の一部が根元部分１（上側の２つの突出部）の周囲に鋳造されているが、下側部分では、金属コーティング４が根元１の外側表面に提供されている。この金属コーティングは、ガスタービンのロータの取り付け溝にタービンブレード１０を組み立てるのに必要な狭いまたは小さな公差で製造することを保証する。
【００３２】
本発明による複合セラミックタービンブレード１０の様々な構成部品を接合するさらなる可能性が図５の概略図に示されている。図５のこの実施の形態は、図１を参照して説明した実施の形態と同様であるが、以下の点で異なる。内側支持構造部３の上側自由端部が、錨形状端部を有さない一直線の直線断面を有している。翼２は略逆Ｕ字型の断面を有しており、かつ共晶セラミック材料で構成された内側支持構造部３に複数の異なる接触位置でセラミックスラリー５を用いて取り付けられている。この例の構成の場合、翼２と内側支持構造部３との間に３つの接触位置が提供されている。すなわち、支持構造部３の上側自由端部が１つ目の接触位置であり、根元１の側面におけるＵ字型翼２の腕部の下側の自由端部が他の２つの接触位置を形成している。
【００３３】
これらの接触位置および場合によりさらに別の接触位置において、いわゆるセラミックスラリーは、高強度共晶セラミックで構成される内側支持構造部３を成形した後に塗布される。その後、外側翼２のＣＭＣ材料は図５に示される形態に成形され、その後完全なタービンブレードが硬化され、セラミックスラリーが焼結し、最終的に固体セラミック接合が形成される。また、この種類の接合によって、様々な種類のセラミック材料の確実な固定が達成される。それにもかかわらず、タービンブレードの様々な部分、すなわち内側支持構造部３、根元１および翼２は、最新のガスタービンといった高温用途におけるそれぞれの機能、位置および要件に特に適合されている。また、図５に示されるこの実施の形態において、金属コーティング４は根元１の外側表面に提供されている。これによって、この根元１の破壊靱性が増し、かつタービンブレード１０の組み立てに必要な小さい製造公差における根元１の構成が可能になる。
【００３４】
外側翼２と、根元１を備える内側支持構造部３とを互いに接合する別の可能性が図６の概略断面図に示されている。接合手段として、この例において、別体の接合構成部品６，７が２つの異なる例示的な形態で使用されている。接合手段は、例えば、内側支持構造部３の材料および／または外側翼２のＣＭＣ材料の各穴に挿入されるピン６の形態で提供することができる。これらのピン６は、例えば、セラミック材料で、または金属材料または金属合金などの任意の他の適切な材料で構成することができる。
【００３５】
別体の接合要素の別の可能性は、図６の概略図に示されるように、いわゆるセラミックインサート７を使用することである。この例では、セラミックインサート７は、略両Ｔ字型断面を有し、かつ翼２のＣＭＣ材料に埋め込まれている。これによって、ピン６および／またはセラミックインサート７は、外側翼２を、高強度を提供する種類のセラミック材料（すなわち共晶セラミック材料）を有する内側支持構造部３へ確実に固定する。ピン６および／またはインサート７は、例えば、適切なセラミック材料を焼結することによって製造することができる。また、図６に示される実施の形態は、根元部分において、外側金属コーティングまたは金属合金材料のコーティングを有する。図６のこのタービンブレード１０は、ピン６またはインサート７を設置するための穴が形成されるように、最初に特定の共晶セラミック材料で内側支持構造部を鋳造することで製造することができる。翼２の成形または鋳造によって、（共晶または非共晶の）高密度なセラミック材料で構成してもよいピン６またはインサート７が埋め込まれることになる。それにより、その後完成する複合タービンブレード１０が硬化した後に、翼２の確実な固定が提供される。
【００３６】
翼ＣＭＣ構造を支持構造部に接合する別の可能性は図７に示されている。その接合は、ＣＭＣ（翼２）と支持構造部３とを別体に製造した後、それらの部分を機械的に締め付けることを含む。例えば、溝または先端に亘って滑らせることによって設置することができ、かつＣＭＣ翼２を根元１に形状接続するＵ字型固定手段１１を使用することによって、様々な固定設計を使用することができる。
【００３７】
Ｕ字型固定手段１１は、金属またはセラミック材料、好ましくはＣＭＣで構成してもよい。
【００３８】
追加的にまたは代替的には、翼２を支持構造部３に締め付けるために、翼２の上端にねじ１２を使用してもよい。
【００３９】
追加的にまたは代替的には、翼２を支持構造部３に締め付けるために、図８に示されるように、翼２の上端に好ましくはＣＭＣで形成された形状接続手段１３を使用してもよい。
【００４０】
別の可能性は、局部負荷条件に応じて、セラミックねじまたは金属ねじを使用することである。このような設計は、セラミック翼２の容易な取り外し、ＣＭＣ翼２のみの交換、および支持構造部３の再利用という恩恵を提供する。これにより、翼２の安価かつ効率的な修理工程を保証する。
【００４１】
上述の例の構成（図１〜図７）のすべてにおいて、外側翼２に使用されるセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料は、当業者に公知の任意のＣＭＣ材料であってよい。例えば、ＣＭＣ材料は、例としてＡｌ2Ｏ3、ムライト、ＨｆＯ2、Ｙ2Ｏ3などの酸化物繊維系であることができる。また、セラミック共晶繊維は、翼２のＣＭＣ材料を強化するために使用することができる。内側支持構造部３に使用される可能な材料に関しては、繊維や強化繊維構造を備えない完全な構造として、当業者に公知の任意の共晶材料を使用することができる。例えば、内側支持構造部３を構成するための、本発明の複合タービンブレード１０に使用される共晶セラミック材料は、次の共晶セラミックの中から選択することができる。Ａｌ2Ｏ3−Ｙ2Ｏ3、Ｃｒ2Ｏ3−ＳｉＯ2、ＭｇＯ−Ｙ2Ｏ3、ＣａＯ−ＮｉＯおよびＣａＯ−ＭｇＯ、ＺｒＯ2−Ａｌ2Ｏ3、ＹＡＧ−ＺｒＯ2、ＹＡＰ−ＺｒＯ2、Ａｌ2Ｏ3−Ａｌ2ＴｉＯ5、ＭｇＯ−Ｍｇ2ＡｌＯ4、ＨｆＯ2−Ａｌ2Ｏ3、Ｓｃ2Ｏ3−ＳＣ4Ｚｒ3Ｏ12、Ｓｃ2Ｏ3−ＨｆＯ2など。
【符号の説明】
【００４２】
１  根元部分
２  翼
３  内側支持構造部
４  金属コーティング
５  セラミックスラリー
６  ピン
７  インサート
８  穴
９  突出部
１０  タービンブレード
１１  Ｕ字型固定手段
１２  ねじ
１３  形状接続手段
【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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【外国語明細書】
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