(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸の周りに並べられてタービンノズルを構成する静翼であって、
前記軸に対して径方向に延びた翼部と、
前記翼部の外側端から連続して、前記周方向に曲げられたアウタバンド部と、
前記アウタバンド部の、前記軸方向に前方の端から連続して、前記径方向に外方に曲げられた第１のフック部と、
前記アウタバンド部の、前記軸方向に後方の端から連続して、前記径方向に外方に曲げられた第２のフック部と、
前記翼部の内側端から連続して、前記軸に対して周方向に曲げられたインナバンド部と、
前記インナバンド部の、軸方向に一方の端から連続して、前記径方向に内方に曲げられたフランジ部と、
前記翼部、前記アウタバンド部、前記第１のフック部、前記第２のフック部、前記インナバンド部、および前記フランジ部の全体に連続してセラミックスと一体化した強化繊維織物と、
前記翼部の、前記軸方向に前縁から、前記アウタバンド部の前記前方の端に亘る切欠きと、
を備えた静翼。
【請求項２】
請求項１の静翼であって、
前記アウタバンド部の前記後方の端は、前記切欠きに対して相補的な形状を有し、以って隣接する静翼のアウタバンド部と密に接し合う、静翼。
【請求項３】
請求項１または２の静翼であって、
前記切欠きが形成する面は、前記翼部の前記前縁と前記アウタバンド部との両方に斜めに交差し、以って前記前縁から前記アウタバンド部に向かう応力の集中を緩和する、静翼。
【請求項４】
軸の周りに並べられてタービンノズルを構成する静翼を製造する方法であって、
翼部とするべく、強化繊維織物を、前記軸に対して径方向に延長し、
前記翼部から連続したアウタバンド部とするべく、前記翼部の外側端から前記周方向に曲げ、
前記アウタバンド部から連続した第１のフック部とするべく、前記アウタバンド部の、前記軸方向に前方の端から前記径方向に外方に曲げ、
前記アウタバンド部から連続した第２のフック部とするべく、前記アウタバンド部の、前記軸方向に後方の端から前記径方向に外方に曲げ、
前記翼部から連続したインナバンド部とするべく、前記強化繊維織物を、前記翼部の内側端から前記軸に対して周方向に曲げ、
前記インナバンド部から連続したフランジ部とするべく、前記インナバンド部の、前記軸に沿う軸方向に一方の端から前記径方向に内方に曲げ、
前記強化繊維織物が前記翼部、前記アウタバンド部、前記第１のフック部、前記第２のフック部、前記インナバンド部、および前記フランジ部の全体に連続するように、セラミックスを前記強化繊維織物に一体化し、
前記翼部の、前記軸方向に前縁から、前記アウタバンド部の前記前方の端に亘る切欠きを形成するべく、前記強化繊維織物に一体化した前記セラミックスを機械加工する、
ことを含む方法。
【請求項５】
請求項４の方法であって、
前記アウタバンド部の前記後方の端を、前記切欠きに対して相補的な形状とするべく、前記強化繊維織物に一体化した前記セラミックスを機械加工することを、さらに含む方法。
【請求項６】
請求項４または５の方法であって、
前記切欠きが形成する面が前記翼部の前記前縁と前記アウタバンド部との両方に斜めに交差せしめて、以って前記前縁から前記アウタバンド部に向かう応力の集中を緩和するよう、前記強化繊維織物に一体化した前記セラミックスを機械加工することを、さらに含む方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、セラミックス基複合材料よりなるタービン静翼に関し、特に、複数の部材を結合することなく一体に形成され、以って強化繊維がその全体に亘り連続しているタービン静翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
セラミックス基複合材料（ＣＭＣ）は高い強度を示すことに加えて軽量であり、さらには高い耐熱性をも有する。かかる優位性に鑑み、航空機への応用、とりわけジェットエンジンの部材へのＣＭＣの適用が検討されている。例えばタービン動翼や静翼をＣＭＣより製造できれば、性能向上や燃費改善に大きく貢献しうる。
【０００３】
ＣＭＣの高強度は、マトリックス中の強化繊維に負うところが大きい。構造を形成するにあたり、接着ないし機械的な結合を利用すれば、強化繊維はそこで連続性が失われ、従って著しく強度が低下してしまう。それゆえ複数の部材の結合を要する複雑形状の部材に適用することは困難であり、これまで専ら単純な形状の部材にのみＣＭＣの適用が検討されてきた。
【０００４】
関連する技術が、特許文献１，２に開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２０１３−８７６６３号公報
【特許文献２】特開２０１３−２１７３２０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
特許文献１が開示するタービン動翼においては、ブレード部からプラットフォーム部に亘り強化繊維織物が連続しうるが、プラットフォーム部においては連続性が損なわれている。特許文献２が開示する静翼においては、少なくとも翼部とアウタバンド部とは別体の強化繊維織物より製造するのであり、この間において強化繊維は連続していない。すなわち従来技術によれば、静翼のごとき複雑形状の部材においては、強化繊維を連続せしめることは難しく、ＣＭＣの優位性を十分に享受しうることは困難であった。本発明はかかる問題に鑑みてなされたものである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の一局面によれば、軸の周りに並べられてタービンノズルを構成する静翼は、前記軸に対して径方向に延びた翼部と、前記翼部の外側端から連続して、前記周方向に曲げられたアウタバンド部と、前記アウタバンド部の、前記軸方向に前方の端から連続して、前記径方向に外方に曲げられた第１のフック部と、前記アウタバンド部の、前記軸方向に後方の端から連続して、前記径方向に外方に曲げられた第２のフック部と、前記翼部の内側端から連続して、前記軸に対して周方向に曲げられたインナバンド部と、前記インナバンド部の、軸方向に一方の端から連続して、前記径方向に内方に曲げられたフランジ部と、前記翼部、前記アウタバンド部、前記第１のフック部、前記第２のフック部、前記インナバンド部、および前記フランジ部の全体に連続してセラミックスと一体化した強化繊維織物と、前記静翼は、前記翼部の、前記軸方向に前縁から、前記アウタバンド部の前記前方の端に亘る切欠きと、を備える。
【０００８】
好ましくは、前記アウタバンド部の前記後方の端は、前記切欠きに対して相補的な形状を有し、以って隣接する静翼のアウタバンド部と密に接し合う。あるいは好ましくは、前記切欠きが形成する面は、前記翼部の前記前縁と前記アウタバンド部との両方に斜めに交差し、以って前記前縁から前記アウタバンド部に向かう応力の集中を緩和する。
【０００９】
本発明の他の局面によれば、軸の周りに並べられてタービンノズルを構成する静翼を製造する方法は、翼部とするべく、強化繊維織物を、前記軸に対して径方向に延長し、前記翼部から連続したアウタバンド部とするべく、前記翼部の外側端から前記周方向に曲げ、前記アウタバンド部から連続した第１のフック部とするべく、前記アウタバンド部の、前記軸方向に前方の端から前記径方向に外方に曲げ、前記アウタバンド部から連続した第２のフック部とするべく、前記アウタバンド部の、前記軸方向に後方の端から前記径方向に外方に曲げ、前記翼部から連続したインナバンド部とするべく、前記強化繊維織物を、前記翼部の内側端から前記軸に対して周方向に曲げ、前記インナバンド部から連続したフランジ部とするべく、前記インナバンド部の、前記軸に沿う軸方向に一方の端から前記径方向に内方に曲げ、前記強化繊維織物が前記翼部、前記アウタバンド部、前記第１のフック部、前記第２のフック部、前記インナバンド部、および前記フランジ部の全体に連続するように、セラミックスを前記強化繊維織物に一体化し、前記翼部の、前記軸方向に前縁から、前記アウタバンド部の前記前方の端に亘る切欠きを形成するべく、前記強化繊維織物に一体化した前記セラミックスを機械加工することよりなる。
【００１０】
好ましくは、前記方法は、前記アウタバンド部の前記後方の端を、前記切欠きに対して相補的な形状とするべく、前記強化繊維織物に一体化した前記セラミックスを機械加工することを、さらに含む。また好ましくは、前記方法は、前記切欠きが形成する面が前記翼部の前記前縁と前記アウタバンド部との両方に斜めに交差せしめて、以って前記前縁から前記アウタバンド部に向かう応力の集中を緩和するよう、前記強化繊維織物に一体化した前記セラミックスを機械加工することを、さらに含む。
【発明の効果】
【００１１】
複数の織物を結合することによらず、単一の強化繊維織物より製造するに適した構造を静翼に採用することにより、強化繊維織物は静翼の全体に亘って連続し、以って高強度、軽量であって、高い耐熱性を有するタービンノズルが提供される。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】図１は、本発明の本実施形態に利用される強化繊維織物の模式的な平面図である。
【図２】図２は、仮成形された強化繊維織物の斜視図である。
【図３】図３は、機械加工されたＣＭＣよりなる静翼の斜視図である。
【図４】図４は、軸周りに並べられて互いに組み合わされた複数の静翼の斜視図である。
【図５】図５は、本実施形態による静翼のアウタバンド部およびその周囲を拡大して示す部分斜視図である。
【図６】図６は、タービンのハウジングとアウタバンド部との結合を主に表す一部断面立面図である。
【図７】図７は、静止部材とインナバンド部との結合を主に表す一部断面立面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
本発明の幾つかの実施形態を添付の図面を参照して以下に説明する。図面は必ずしも正確な縮尺により示されておらず、従って相互の寸法関係は図示されたものに限られないことに特に注意を要する。
【００１４】
本実施形態は、例えばガスタービンエンジンに適用することができ、特にタービンノズルを構成する静翼のごとき複雑形状の部品に好適に適用しうる。もっともこれは例示に過ぎず、高温強度を必要とする他の多くの機械部品に本実施形態は適用しうる。以下において、図３に例示される静翼１を例にとり、本実施形態を説明する。
【００１５】
静翼１は、実質的に全体的にセラミックス基複合材料（ＣＭＣ）よりなる。その強化繊維は、例えば炭化珪素ファイバ、カーボンファイバ、窒化珪素ファイバ、アルミナファイバ、窒化ホウ素ファイバの何れかであるが、他の適宜のセラミックスよりなる繊維でもよく、またこれらの２以上の混合物であってもよい。
【００１６】
静翼１が相当程度の厚さを必要とすることに応じて、好ましくは、強化繊維が３次元的に織成された３次元織物を利用する。あるいは複数の２次元織物を積み重ねたものでもよく、あるいは複数の２次元織物を積み重ねて強化繊維により互いに縫い合わせた織物を利用してもよい。織物の向きは、静翼に印加される応力の向きを考慮して選択されるべきである。
【００１７】
かかる強化繊維よりなる織物を仮成形し、含浸や焼結等の工程によりセラミックスを形成して織物と一体化することにより、ＣＭＣよりなる静翼１が製造される。
【００１８】
図１を参照するに、強化繊維織物１０は、先ず、静翼１の原型に応じた形状に切断される。切断はセラミックス形成の前であってもよいし、後でもよい。
【００１９】
すなわち、概ね、翼部となるべき部分１１と、かかる部分１１の一方の端から幅方向に広がりアウタバンド部になるべき部分１３と、他方の端から幅方向に広がりインナバンド部になるべき部分１５と、を含むように強化繊維織物１０が切り出される。ただし織物を折り曲げることによる変形や、後工程における機械加工により失われる分を見込み、最小限必要な形状（図中において一点鎖線で示されている）よりも適宜のマージンを確保する。もちろんこれらの全体において強化繊維が連続している。
【００２０】
図２を参照するに、強化繊維織物１０は、静翼１に近似した形状に折り曲げられる。かかる折り曲げは、強化繊維織物１０を型に嵌め込んで加圧することによることができるが、あるいは他の方法によってもよい。
【００２１】
翼部となるべき部分１１は、その長手方向には真直に近く、幅方向には緩やかに反らせて湾曲部２１とする。かかる湾曲部２１は、一方の面２１ｐを腹面とした所謂エアフォイル形状に近似する。
【００２２】
アウタバンド部になるべき部分１３は、湾曲部２１に対して略直角に曲げ、外側屈曲部２３とする。曲げる方向は、タービンノズルにおいて周方向に相当する。さらに軸方向に前方に相当するその一方の端２３ｆにおいて、湾曲部２１は上方に（タービンノズルにおいて径方向に外方に）曲げられる。同様に軸方向に後方に相当する他方の端２３ａにおいて、湾曲部２１は上方に（径方向に外方に）曲げられる。これらはそれぞれ、フォアフック部、アフトフック部となるべき部分である。
【００２３】
インナバンド部になるべき部分１５は、湾曲部２１に対して略直角に曲げ、内側屈曲部２５とする。さらに軸方向に前方に相当する端２５ｆにおいて下方に（タービンノズルにおいて径方向に内方に）曲げられる。かかる部分はフランジ部となるべき部分である。
【００２４】
上述のように仮成形された強化繊維織物１０は、セラミックスよりなるマトリックスと一体化する。マトリックスを形成する方法としては公知の方法を採用することができ、例えば気体からの化学反応を利用して繊維中にマトリックスを含浸させることができるし、あるいはセラミックスのプリカーサである固体粉末をスラリー状にし、これを繊維に流し込むことにより含浸し、次いでこれを熱分解あるいは焼結させてもよい。かかる工程により、セラミックスよりなるマトリックスが生成し、強化繊維織物１０に一体化する。
【００２５】
図３を参照するに、強化繊維織物１０に一体化したセラミックスは、下記のごとくに機械加工されて静翼１とされる。
【００２６】
湾曲部２１は機械加工されて、腹面３１ｐと背面３１ｓ（図６参照）とを有する所謂エアフォイル形状の翼部３１とされる。
【００２７】
外側屈曲部２３は機械加工されて、アウタバンド部３３になる。ここでアウタバンド部３３の周方向の端面４１は、隣接する静翼１のアウタバンド部３３ないし腹面３１ｐに対して相補的な形状であって、以って図４に示すごとくアウタバンド部３３同士が密に接し合うことができる。
【００２８】
図５（ａ）を参照するに、外側屈曲部２３の両端２３ｆ，２３ａもそれぞれ機械加工されて、フォアフック部３７，アフトフック部３９にされる。
【００２９】
フォアフック部３７において、周方向に翼部側の縁を切り欠いて、切欠き面４９を設けることができる。好ましくは切欠き面４９は、翼部３１の、軸方向に前方である前縁３１Ｌから、アウタバンド部３３の前方の端に亘り、さらにフォアフック部３７の前端にまで亘るように形成され、それらの間を斜めに滑らかに繋ぐ。かかる切欠きは、強度の向上に寄与するが、これについては後に改めて詳述する。
【００３０】
端面４１およびフォアフック部３７において反対側の縁５１は、かかる切欠き面４９と相補的な形状であって、以って図４に示すごとく隣接するフォアフック部３７同士が密に接し合うことができる。
【００３１】
同様にアフトフック部３９も切欠き５３を備えることができる。その両縁５５，５７は互いに相補的な形状であって、隣接するアフトフック部３９同士も密に接し合うことができる。
【００３２】
図３に戻って参照するに、内側屈曲部２５は機械加工されて、インナバンド部３５になり、その端２５ｆはフランジ部４３となる。フランジ部４３には、後述のピンを通すためのノッチ４５を設ける。ここでインナバンド部３５の周方向の端面４７は、隣接する静翼１のインナバンド部３５ないし腹面３１ｐに対して相補的な形状であって、以って図４に示すごとくインナバンド部３５同士が密に接し合うことができる。
【００３３】
上述より理解される通り、複数の静翼１が軸の周りに並ぶことによりタービンノズルを構成することができる。かかるタービンノズルにおいてアウタバンド部３３とインナバンド部３５とが画定する円環状の流路を高温ガスが通過し、翼部３１はこれを動翼へと導く。
【００３４】
本実施形態による静翼１は、次のようにしてガスタービンエンジンに組み込まれる。
【００３５】
図６を参照するに、タービンのハウジング８１は、フォアレール８３およびアフトレール８７を備える。フォアフック部３７はフォアレール８３に係合し、アフトフック部３９はアフトレール８７に係合する。
【００３６】
フォアフック部３７の前縁の切欠き５９は、図６の視野においてはＶ字状の凹所のように見え、かかる切欠き５９に係合するように、クランプ７１が挿入される。クランプ７１は、その前端のピンチ部７３により、静翼１の前段のシュラウド８９の後端と共にフォアレール８３を挟む。好ましくはクランプ７１の後方の窪み７５内にＣリング９１が弾発的に挿入され、以ってクランプ７１を前方および下方に押圧する。それゆえクランプ７１がフォアレール８３から抜け止めされ、以ってシュラウド８９が抜け止めされる。Ｃリング９１は、また、フォアフック部３７を上方に押圧し、以ってフォアフック部３７をフォアレール８３の基部面８５に押し付けてこれを固定する。
【００３７】
図７を参照するに、ハウジング８１は、これに対して静止した部材である支持リング９３を備え、支持リング９３から支持プレート９５が径方向に立ち上がっている。インナバンド部３５から下方に連続したフランジ部４３は、ピン９７により支持プレート９５に固定される。
【００３８】
本実施形態による静翼１は、従来技術と同様な態様によりハウジング８１に組み込むことができる。従来技術と異なり、アウタバンド部３３およびインナバンド部３５は、共に翼部３１から片側に曲げられただけであるが、図４より理解される通り、従来技術と同様に流路を密に囲むことができる。
【００３９】
本実施形態によれば、専ら強化繊維織物を折り曲げることによって各部位を形成しているので、強化繊維は、翼部３１、アウタバンド部３３、フォアフック部３７、アフトフック部３９、インナバンド部３５、およびフランジ部４３の全体に亘り連続する。繊維が不連続な部分がないので、高い強度を保証している。
【００４０】
切欠き５９は、静翼１の強度向上に寄与する。すなわち、切欠き５９が無ければ、図５（ｂ）に示す如く翼部のごく薄い前縁３１Ｌ’からフォアフック部３７’が鋭く張り出した箇所Ｓが生ずる。高温ガス流は翼部を捻る方向に応力を生み、かかる応力は前縁３１Ｌ’からフォアフック部３７’へと伝えられるが、かかる箇所Ｓにおいて応力集中が起こり、静翼が破損するリスクを高めてしまう。
【００４１】
本実施形態によれば、切欠き５９が作る面４９は、前縁３１Ｌとフォアフック部３７との間を斜めに滑らかに結ぶので、応力集中を緩和することができる。切欠き５９があっても、端面４１および縁５１がこれと相補的な形状になっているので、隣接する静翼１間に隙間が生じることはない。
【００４２】
好適な実施形態により本発明を説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。上記開示内容に基づき、当該技術分野の通常の技術を有する者が、実施形態の修正ないし変形により本発明を実施することが可能である。
【産業上の利用可能性】
【００４３】
高強度、軽量であって、高い耐熱性を有するＣＭＣよりなる静翼が提供される。
【符号の説明】
【００４４】
１      静翼
１０    強化繊維織物
２１    湾曲部
２３    外側屈曲部
２５    内側屈曲部
３１    翼部
３１Ｌ  前縁
３１ｐ  腹面
３１ｓ  背面
３３    アウタバンド部
３５    インナバンド部
３７    フォアフック部
３９    アフトフック部
４３    フランジ部
４５    ノッチ
４９    切欠き面
５１    縁
５３    切欠き
５９    切欠き
７１    クランプ
７３    ピンチ部
７５    窪み
８１    ハウジング
８３    フォアレール
８７    アフトレール
８９    シュラウド
９１    Ｃリング
９３    支持リング
９７    ピン
【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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