(57)【要約】【課題】  セラミックマトリックス複合タービンエンジン部品の提供。【解決手段】  部品は、第１縦方向と所定の角度に配向した第２横方向とにセラミック繊維トウ（６０，６２）を製織してなるバイアスセラミックプライ（５８）を複数備える。第１縦方向のトウ（６０）の数は第２横方向のトウ（６２）よりも多く、第２横方向のトウ（６２）の数は取扱い時にバイアスプライ（５８）の構造的一体性を維持できる数である。部品は複数のバイアスプライ（５８）のレイアップによって形成され、バイアスプライ（５８）はその第１縦方向の配向が平常エンジン作動時の最大引張応力の方向と略一致するように配向している。バイアスプライには、ＢＮ、ＳｉＣ及びこれらの組合せからなる群から選択されるコーティング（６６）が施工されている。各バイアスプライのトウ間の隙間領域及びバイアスプライ間の隙間領域にセラミックマトリックス材料（６８）が存在する。【選択図】      図２
2005240797.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
平常エンジン作動時にある方向に最大引張応力を有するセラミックマトリックス複合タービンエンジン部品であって、当該部品が、
第１縦方向及び該第１縦方向に対して所定の角度に配向した第２横方向にセラミック繊維トウ（６０，６２）を製織してなるバイアスセラミックプライ（５８）を複数備えていて、第１縦方向に織られたトウ（６０）の数が第２横方向に織られたトウ（６２）の数よりも多く、第２横方向のトウ（６２）の数が取扱い時にバイアスプライ（５８）の構造的一体性を維持できる数であり、
複数のバイアスプライ（５８）が所定の配列にレイアップされて当該部品を形成し、所定の数のバイアスプライ（５８）は、その所定数のバイアスプライ（５８）の第１縦方向の配向が平常エンジン作動時の最大引張応力の方向に略一致するように配向しており、
複数のバイアスプライ（５８）には、ＢＮ、ＳｉＣ及びこれらの組合せからなる群から選択されるコーティング（６６）が施工されており、
セラミックマトリックス材料（６８）が各バイアスプライ（５８）のトウ（６０，６２）間の隙間領域及びバイアスプライ（５８）間の隙間領域に存在する、
セラミックマトリックス複合タービンエンジン部品。
【請求項２】
セラミックマトリックス材料（６８）が炭化ケイ素である、請求項１記載のセラミックマトリックス複合タービンエンジン部品。
【請求項３】
各バイアスセラミックプライ（５８）における第１縦方向のトウ（６０）の数と第２横方向のトウ（６２）の数との比が約２：１以上である、請求項１記載のセラミックマトリックス複合タービンエンジン部品。
【請求項４】
部品がタービンブレード（１０）である、請求項２記載のタービンエンジン部品。
【請求項５】
部品が冷却式タービンノズルである、請求項２記載のタービンエンジン部品。
【請求項６】
部品が非冷却式タービンノズルである、請求項２記載のタービンエンジン部品。
【請求項７】
各バイアスセラミック繊維プライ（５８）における第１縦方向のトウ（６０）の数と第２横方向のトウ（６２）の数との比が約２：１以上である、請求項６記載のセラミックマトリックス複合タービンエンジン部品。
【請求項８】
平常エンジン作動時にある方向に最大引張応力を有するセラミックマトリックス複合タービンエンジン部品であって、当該部品が
セラミック繊維トウ（４６）を各々含むセラミックプライ（４４）を複数備えていて、各プライ（４４）内のトウ（４６）は各プライ（４４）が一方向配向となるように平面配列で隣接しており、
プライ（４４）には、ＢＮ、Ｓｉ３Ｎ４及びこれらの組合せからなる群から選択されるコーティング（４８）が施工されており、
複数のプライ（４４）が所定の配列にレイアップされて当該部品を形成し、所定の数のプライ（４４）は、その所定数のプライ（４４）の配向が平常エンジン作動時の最大引張応力の方向に一致するように配向しており、
セラミックマトリックス材料（５０）が各プライ（４４）のトウ間の隙間領域及び複数のプライ（４４）間の隙間領域に存在する、
セラミックマトリックス複合タービンエンジン部品。
【請求項９】
セラミックマトリックス材料（５０）が炭化ケイ素である、請求項８記載のセラミックマトリックス複合タービンエンジン部品。
【請求項１０】
部品がタービンブレード（１０）である、請求項９記載のタービンエンジン部品。
【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し、特にセラミックマトリックス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において高い推力重量比、低排ガス量、優れた燃料消費率が達成されるようにその効率及び性能を向上させるべく、エンジンタービン作動温度の高温化が求められている。そうした高い温度がエンジンのホットセクションの部品を構成する材料の極限に達し、限界を超えると、新材料の開発が必要となる。
【０００３】
エンジン作動温度の上昇に伴い、燃焼器及びタービン翼形部を構成する耐熱合金を冷却する新たな方法が開発されてきた。例えば、高温燃焼排気ガス流内の部品の表面にセラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）を施工して、熱伝達率を下げるとともに、下地金属を熱的に保護し、部品が一段と高い温度に耐えられるようにしている。かかる改良は、ピーク温度及び温度勾配を下げるのに有効であった。また冷却孔を設けて、フィルム冷却を行い、耐熱性もしくは保護性を高めている。同時に、耐熱合金の代替品としてセラミックマトリックス複合材が開発された。セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）は、ほとんどの場合、温度及び密度の点で金属よりも優れており、作動温度の高温化が望まれる場合に最適な材料となっている。
【０００４】
セラミックマトリックス複合材を用いたタービンブレードなどのタービンエンジン部品の製造には、従来、様々な技術が用いられてきた。しかし、かかるタービン部品は、平常運転状態で、程度の種々異なる局部応力を受ける。タービンブレード部品のダブテールセクションでは、引張応力の比較的高い領域はダブテールセクションの最も外側の部分に位置する。ＣＭＣ部品を、部品の局部応力領域が他の領域よりも強くなるように設計できれば理想的である。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（ここに先行技術として援用する）には、ＣＭＣ部品の製造方法が記載されており、これは溶融ケイ素で含浸された繊維材料を含有する炭化ケイ素マトリックス複合材を製造する方法である（以下、Ｓｉｌｃｏｍｐ法という。）。繊維は通常直径約１４０μｍ以上であり、タービンブレード部品などの入り組んだ複雑な成形体をＳｉｌｃｏｍｐ法で製造するのは困難である。
【０００５】
ＣＭＣタービンブレードの別の製造方法は、スラリーキャスト溶融浸透（ＭＩ）法と称される方法である。かかるスラリーキャストＭＩ法の技術的説明は、本願出願人に譲渡された米国特許第６２８０５５０号（ここに先行技術として援用する）に詳細に記載されている。スラリーキャストＭＩ法を用いた製造方法では、ＣＭＣの製造に当たり、まず最初に炭化ケイ素（ＳｉＣ）含有繊維からなる均整二次元（２Ｄ）織布の複数プライを用意する。織布は互いに略９０°の角度をなす２つの製織方向を有し、両製織方向に略同数の繊維が延在する。用語「炭化ケイ素含有繊維」は、炭化ケイ素を含有する組成、好ましくは実質的に炭化ケイ素である組成を有する繊維を意味する。例えば、繊維は、炭化ケイ素コアを炭素で覆ったものであっても、或いは逆に炭素コアを炭化ケイ素で覆ったり封入したものであってもよい。これらの例は用語「炭化ケイ素含有繊維」の具体例として挙げたもので、これらの特定の組合せに限定されない。炭化ケイ素を含有する限り、その他様々な繊維組成が想起できる。
【０００６】
このアプローチでの深刻な問題は、均整２Ｄ織物には多数の交錯点が存在するので、繊維コーティングが均一でないことである。スラリーキャスト及びケイ素溶融浸透前に、かかる均整布に窒化ホウ素（ＢＮ）及びＳｉＣコーティングを施工しても、コーティングは多数の繊維交錯点に簡単には接着できないので、コーティングはどこでも均一ではない。その上、織りに起因する繊維の縮みのため面内特性が劣化し、そのためＣＭＣ部品がプライの面方向でより高い局部引張応力に耐える能力が低下する。
【０００７】
さらに、現在のＣＭＣ部品の臨界振動モードがタービンエンジンの作動範囲内にある場合、高サイクル疲労（ＨＣＦ）に伴う問題がＣＭＣ部品の破損につながることが判明した。より均一な繊維コーティングが可能なＣＭＣタービンエンジン部品の製造方法が必要とされている。加えて、局部応力領域に対処するか、エンジン環境にあるＣＭＣタービンブレードの臨界振動モードがエンジンの作動範囲内に入らないようにするか、或いはその両方が可能な製造方法も必要とされている。
【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
【特許文献４】米国特許第６２８０５５０号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
製造技術及び材料の改良は、多くの物品の性能向上及びコスト低下の鍵となる。例えば、プロセス及び材料の継続的改良及び大抵は相互に関係した改良の結果、航空機ガスタービンエンジンの性能は格段に進歩しており、本発明の改良もその一例である。本発明は、均整セラミック織物ではなくバイアスセラミック織物を用いたセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）からタービンブレードを製造する新規な方法である。本発明で製造される部品は、平常エンジン作動時に部品内の個別の比較的引張応力の高い領域内に見いだされる比較的高い引張応力の方向でより一層強く、部品の機能性が向上する。さらに、本発明の新規な方法は、タービンエンジン環境にあるタービンブレードの臨界振動モードがタービンエンジンの作動範囲内に入らないようにするのに有効である。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明は、平常エンジン作動時にある方向に最大引張応力を有するセラミックマトリックス複合タービンエンジン部品に関する。本部品は、第１縦方向及び該第１縦方向に対して所定の角度に配向した第２横方向にセラミック繊維トウを製織してなるバイアスセラミックプライを複数備えていて、第１縦方向に織られたトウの数が第２横方向に織られたトウの数よりも多く、第２横方向のトウの数が、取扱い時にバイアスプライの構造的一体性を維持できる数である。複数のバイアスプライが所定の配列にレイアップされて部品を形成し、所定の数のバイアスプライは、その所定数のバイアスプライの第１縦方向の配向が平常エンジン作動時の最大引張応力の方向に略一致するように配向している。複数のバイアスプライには、コーティングが施工されている。コーティングはＢＮ、ＳｉＣ及びこれらの組合せからなる群から選択される。各バイアスプライのトウ間の隙間領域及びバイアスプライ間の隙間領域にはセラミックマトリックス材料が存在する。
【００１０】
本発明はまた、平常エンジン作動時にある方向に最大引張応力を有するセラミックマトリックス複合タービンエンジン部品に関する。本部品は、セラミック繊維トウを含むセラミックプライを複数備えていて、各プライ内のトウは各プライが一方向配向となるように平面配列で隣接している。プライにはコーティングが施工されている。コーティングはＢＮ、Ｓｉ３Ｎ４及びこれらの組合せからなる群から選択される。複数のプライが所定の配列にレイアップされて部品を形成し、所定の数のプライはその所定数のプライの配向が平常エンジン作動時の最大引張応力の方向に一致するように配向している。各プライのトウ間の隙間領域及び複数のプライ間の隙間領域にはセラミックマトリックス材料が存在する。
【００１１】
本発明はまた、平常エンジン作動時にある方向に最大引張応力を有するタービンエンジン部品を製造する方法に関する。本方法は下記工程を含む。第１工程は、複数のバイアスセラミックプライを準備する工程であるが、各バイアスプライは、第１縦方向及び該第１縦方向に対して所定の角度に配合した第２横方向に製織したセラミック繊維トウを含んでおり、第１縦方向に織られたトウの数が第２横方向に織られたトウの数よりも多く、第２横方向のトウの数は取扱い時にバイアスプライの構造的一体性を維持できる数である。次の工程で、複数のバイアスプライを所定の配列にレイアップして部品成形体を形成するが、所定の数のバイアスプライは、その所定数のバイアスプライの第１縦方向の配向が平常エンジン作動時の最大引張応力の方向に略一致するように配向させる。次の工程では、化学気相浸透法を利用して部品成形体をＢＮ層及びＳｉＣ層で補剛して、被覆部品プレホームを形成する。次の工程で、炭素含有スラリーを用いて被覆部品プリフォームを部分的に緻密化する。最終工程で、被覆部品プリフォームを少なくともケイ素でさらに緻密化して、バイアス構造のセラミックマトリックス複合航空機エンジン部品を形成する。
【００１２】
本発明は、スラリーキャストＭＩ法を用いて、「バイアス」構造のＣＭＣタービンエンジン部品を製造する方法である。ここで、「バイアス」布プライとは、布の第１製織方向、即ち縦方向に延びる繊維トウの数が、布の第２製織方向、即ち横方向に延びる繊維トウの数よりも多いものと定義される。バイアス布プライは、縦繊維トウと横繊維トウとの比が約２：１以上である必要がある。このバイアスによって、織物は最終ＣＭＣ製品における縦方向の引張強度が横方向の引張強度よりも大きくなる。本発明の方法では、まず所定の数のバイアスＳｉＣ含有セラミック布プライをレイアップして、タービンエンジン部品成形体を形成し、この際比較的高い引張応力の領域を通る外側プライがより高い引張強度を呈するようにする。次に成形体を、当技術分野で周知の化学気相浸透法（ＣＶＩ）を用いてＢＮ及びＳｉＣのコーティングで補剛して被覆タービンブレードプリフォームを形成する。次にプリフォームを、当技術分野で周知のように、炭素含有スラリーで部分的に緻密化する。次にプリフォームを、当技術分野で周知のように、ケイ素でさらに緻密化して、バイアス構造のＣＭＣタービンエンジン部品を形成する。かかるバイアス構造を用いて製造できるＣＭＣ部品には、タービンブレード、冷却式タービンノズル、非冷却式タービンノズルがある。ＳｉＣ含有セラミック布プライの他に、本発明の方法にはＣＭＣタービンエンジン部品の形成に使用可能な他のあらゆるタイプのセラミック布プライを使用することができる。
【００１３】
本発明は、バイアス構造のＣＭＣタービンエンジン部品も提供する。かかるバイアス構造のＣＭＣタービンエンジン部品には、タービンブレード、冷却式タービンノズル、非冷却式タービンノズルがある。
【００１４】
本発明はまた、平常エンジン作動時にある方向に最大引張応力を有するセラミックマトリックス複合航空機エンジン部品を製造する方法に関する。本方法は以下の工程を含む。第１工程は、複数のプレプレグセラミックプライを準備する工程であるが、各プライはプレプレグセラミック繊維トウを含んでいて、各プライ内のトウは各プライが一方向配向となるように平面配列で隣接している。次の工程で、複数のプレプレグセラミック布プライを、所定の数の最外側プライが平常エンジン作動時のタービンエンジン部品の最大引張応力の方向に対して約０°に配向するように、所定の配列にレイアップして部品成形体を形成する。次の工程で、タービンブレード成形体を加熱してセラミックプリフォームを形成する。最後の工程で、タービンブレードプリフォームを少なくともケイ素で緻密化して、セラミックマトリックス複合タービンブレードを形成する。
【００１５】
本発明はまた、「プレプレグ」ＭＩ法を用いて、バイアス構造のＣＭＣタービンブレードを製造する方法である。まず最初、所定数の最外側プライが約０°に配向するように所定の数のＳｉＣプレプレグプライを所定の配列にレイアップし、タービンブレード成形体を形成する。プレプレグプライに関する「０°配向」とは、周知のように繊維トウの直線がタービンブレードの長い方の寸法、即ち長軸と一致するように、プライをレイアップすることを意味する。９０°配向は、周知のように繊維トウの直線がタービンブレードの長い方の寸法、即ち長軸と直角になるように、プライをレイアップすることを意味する。０°及び９０°以外の配向はすべて、プライをタービンブレードの長い方の寸法における所定平面から時計方向（正）に回すか、タービンブレードの長い方の寸法における所定平面から反時計方向（負）に回すかによって、負又は正となる。最終ＣＭＣ製品において０°に配向したプレプレグプライの引張強度は、９０°に配向したプレプレグプライの引張強度の約２０倍である。かかる「プレプレグ」プライは炭化ケイ素含有繊維を含み、この場合複数繊維を束ねてトウとし、そして複数トウはすべて、繊維のすべてが同一方向に配向されるように、互いに隣接する。かかるＳｉＣ／ＳｉＣプレプレグ材料を作製する具体的な方法が、本願出願人に譲渡された米国特許第６０２４８９８号及び同第６２５８７３７号（ここに先行技術として援用する）に記載されている。本プロセスの次の工程では、当技術分野で周知のように、タービンブレード成形体を圧縮成形、ブラッダー成形又はオートクレーブ処理により加熱することにより、セラミックプリフォームを形成する。本プロセスの最終工程で、当技術分野で周知のように、プリフォームをケイ素で緻密化して、ＣＭＣタービンブレードを形成する。
【００１６】
本発明のプレプレグプロセスを用いて製造できるＣＭＣ部品には、タービンブレード、冷却式タービンノズル、非冷却式タービンノズルがある。ＳｉＣ含有プレプレグセラミック布プライの他に、本発明の方法にはＣＭＣタービンエンジン部品の形成に使用可能な他の任意のタイプのプレプレグセラミック布プライを使用することができる。
【００１７】
本発明は、本発明のプレプレグプロセスで製造されたＣＭＣタービンエンジン部品も提供する。かかるバイアス構造のＣＭＣタービンエンジン部品には、タービンブレード、冷却式タービンノズル、非冷却式タービンノズルがある。
【発明の効果】
【００１８】
本発明の利点として、スラリーキャストＭＩ法にバイアス織物を用いる結果、補剛工程の間に繊維トウが大きく広がり、このため繊維のＢＮ及びＳｉＣでのより均一なコーティングが容易になり、結果として複合材の機械特性が向上し、破壊靱性が向上する。
【００１９】
本発明の別の利点として、スラリーキャストＭＩ法にバイアス織物を用いる結果、織物内の繊維交錯点の数が少なくなり、この結果面内機械特性が増強される。
【００２０】
本発明の他の利点として、スラリーキャストＭＩ法にバイアス織物を用いることで、ＣＭＣ複合体の引張強度をプライ毎に調整できる。ＣＭＣ部品に加工されたとき、バイアス織物の縦方向の引張強度が横方向の引張強度よりも大きいからである。
【００２１】
本発明の他の利点として、プライ毎に特定の配向のプレプレグプライを用いることで、ＣＭＣ複合体の引張強度を調整できる。ＣＭＣ部品に加工されたとき、プレプレグプライの０°配向の引張強度が９０°配向の引張強度よりも大きいからである。
【００２２】
本発明の他の利点として、ＣＭＣタービンブレードのよりも大きな引張応力を受ける部分が、かかる領域内に応力負荷方向に延びる繊維を有するプライをもつことになるように、ＣＭＣタービンブレードを製造でき、その結果ＣＭＣの耐亀裂性が向上する。
【００２３】
本発明のさらに他の利点として、ＣＭＣ部品の弾性率が、複数プライの配向をプライ毎に選択することにより調整でき、このことで確実に、エンジン環境における臨界振動モードがＣＭＣ部品の作動範囲内に入らないようにできる。
【００２４】
本発明の他の特徴や利点は、添付の図面と関連した以下の好ましい実施形態の詳細な説明から明らかになるであろう。好ましい実施形態は本発明の原理を具体的に説明するものである。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２５】
図１は、一例として航空機エンジン低圧タービン（ＬＰＴ）ブレード２０を示す。図示例において、タービンブレード２０は、セラミックマトリックス複合材を含有する。タービンブレード２０は、高温排気ガスの流れが向けられる翼形部２２を含む。タービンブレード２０はダブテール２４によってタービンディスク（図示せず）に装着される。ダブテール２４は翼形部２２から下方に延在し、タービンディスクに設けた相似形状のスロットに係合する。本発明のＬＰＴブレード２０は一体のプラットホームを含まない。別体のプラットホームを設けて、ダブテール２４の高温燃焼ガスへの露出を最小限に抑える。翼形部は、ルート端４０とその反対側に位置する先端３２とを有するものとして表すことができる。
【００２６】
図２に、本発明によってスラリーキャストＭＩ法でＣＭＣタービンブレードを製造する方法をフローチャートで示す。本プロセスの最初の工程１００は、所定の数の所定の形状のバイアスＳｉＣ含有布プライを所定の配列でレイアップしてタービンブレード成形体を形成する。好ましい実施形態では、ＳｉＣ布をバラバラにすることなく取扱いかつレイアップできる十分な所定数の繊維トウが横方向に織られている。バイアスＳｉＣ含有布プライで製造したＣＭＣ部品は、ＳｉＣ含有布プライの縦方向における引張強度が横方向における引張強度よりも大きい。縦方向の引張強度は横方向の引張強度よりも最高約２５％大きい。
【００２７】
タービンブレードダブテールの最外側領域は、エンジン作動時にタービンブレードの長い寸法、即ち長軸の方向に局部的な高い引張応力の領域を有するので、バイアス布プライの縦方向における引張強度が横方向よりも大きいという事実を、タービンブレード成形体の最外側プライの配向の選択に利用する。タービンブレード成形体の所定の数の最外側プライを約０°の配向でレイアップし、局部的な高い引張応力の領域を通るプライが、応力負荷方向に延びる繊維トウを反対方向の繊維トウよりも多数含むようにする。局部的な高い引張応力の領域内に延びる最外側プライは、約０°の配向でレイアップされたプライを他の配向でレイアップされたプライよりも多数含まなくてはならない。かかる配向により、最終ＣＭＣ部品の破壊靱性が増大する。ここで「０°配向」は、周知のように布の縦方向がタービンブレードの長軸と一致するように、ＳｉＣ含有布をレイアップすることを意味する。９０°配向は、周知のように布の縦方向がタービンブレードの長軸に直角になるように、布をレイアップすることを意味する。０°及び９０°以外の配向はすべて、プライをタービンブレードの長い方の寸法における所定平面又は軸から時計方向（正）に回すか、タービンブレードの長い方の寸法における所定平面から反時計方向（負）に回すかによって、負又は正となる。局部的な高い引張応力の領域を通らない残りのプライは、当技術分野で周知の任意の適当な配向に並べればよい。例えば、残りのプライすべてを交互のフォーメーションで、残りのプライが約４５°の配向、次に約−４５°の配向、次に約４５°の配向、次に−４５°の配向などとなるようにレイアップしたり、或いは残りのプライが−４５°の配向、次に０°の配向、次に＋４５°の配向、次に９０°の配向となるようにレイアップしたり、或いは他の機械的に許容できる配列でレイアップすることができる。
【００２８】
さらに、タービンブレードの製造に用いる材料のモジュラスにより、タービンブレードのＨＣＦ応答を制御できることが当技術分野でよく知られている。バイアス織物は、ＣＭＣタービンブレードの方向性引張強度をプライ毎に制御できるようにするので、個別のプライの織りを制御することができ、また緻密化したＣＭＣタービンブレードの弾性率が、ＣＭＣタービンブレードの臨界振動モードがタービンエンジンの作動範囲内に入らないような弾性率となるように、上記プライをレイアップすることができる。さらに、織物内の交錯点の数が少ない結果として、よりも多くの繊維トウがより直線方向に配向されるので、面内機械特性が増強される。
【００２９】
プライをレイアップし終わったら、次の工程１２０で、当技術分野で周知のように化学気相浸透法（ＣＶＩ）を用いてＢＮ及びＳｉＣのコーティングを適用することによりタービンブレード成形体を補剛して強固な被覆タービンブレードプリフォームを形成する。布の縦方向に延びる繊維をよりも多数用いることで、織物内の繊維交錯点の数を減らし、これによりＢＮ及びＳｉＣのどこでも均一なコーティングを可能にする。その上、バイアスＳｉＣ含有織物を使用する結果、これらの繊維トウは均整ＳｉＣ含有織物の場合ほど互いに緊密に保持されていないので、補剛工程中に繊維トウが広がることになる。しかし、この広がりは、織物がその形状を失うほど広い範囲に及ばない。繊維トウの広がりにより、繊維のＢＮ及びＳｉＣでのより均一な被覆が容易になる。かかる均一な被覆は最終ＣＭＣ部品に、優れた弾性率、優れた引張強度及び優れた破壊靱性などの優れた機械特性を与える。
【００３０】
次の工程１３０で、当技術分野で周知のように、被覆タービンブレードプリフォームの気孔に炭素含有スラリーを導入することにより、被覆タービンブレードプリフォームを部分的に緻密化する。最終工程１４０で、当技術分野で周知のように、ＭＩ法によりタービンブレードプリフォームを少なくともケイ素で、好ましくはホウ素ドープケイ素で、さらに緻密化し、バイアス構造を有するＳｉＣ／ＳｉＣセラミックマトリックス複合タービンブレードを形成する。
【００３１】
本発明の別の実施形態では、本発明の第１工程２００が、所定の数のプレプレグ織物プライを所定の配列でレイアップしてタービンブレード成形体を形成する工程である。この場合、所定数の外側プレプレグプライを０°配向でレイアップする。最終ＣＭＣ材料において、引張応力に関して０°の配向を有するプレプレグプライの引張強度は、引張応力に関して９０°の配向を有するプレプレグプライの約２０倍である。タービンブレードダブテールの最外側領域は、エンジン作動時にタービンブレードの軸の方向に局部的な高い引張応力の領域を有するので、０°のプレプレグプライの引張強度が９０°のプレプレグプライよりも大きいという事実を、タービンブレード成形体の最外側プライの配向の選択に利用する。
【００３２】
タービンブレード成形体の所定の数の最外側プライを引張荷重に対して０°の配向でレイアップし、局部的な高い引張応力の領域を通るプライが、応力負荷方向に延びる繊維トウを含むようにする。局部的な高い引張応力の領域内に延びる最外側プライは、約０°の配向でレイアップされたプライを他の配向でレイアップされたプライよりも多数含まなくてはならない。局部的な高い引張応力の領域を通らない残りのプライは、当技術分野で周知の任意の適当な配向に並べればよい。例えば、残りのプライすべてを交互のフォーメーションで、当技術分野で周知のように、残りのプライが４５°の配向、次に−４５°の配向、次に４５°の配向、次に−４５°の配向などとなるようにレイアップすることができる。
【００３３】
当技術分野でよく知られているように、材料のモジュラスにより、タービンブレードの高サイクル疲労（ＨＣＦ）応答を制御できる。プレプレグプライの配向は、ＣＭＣタービンブレードのスチッフネスをプライ毎に制御できるようにするので、個別のプライの配向及びプライ自体を、最終ＣＭＣタービンブレードの弾性率が、ＣＭＣタービンブレードの臨界振動モードがタービンエンジンの作動範囲内に入らないような弾性率となるように、配列することができる。
【００３４】
次の工程２１０で、当技術分野で周知のように、タービンブレード成形体を圧縮成形、ブラッダー成形又はオートクレーブ処理により加熱することにより、セラミックタービンブレードプリフォームを形成する。最終工程２２０で、当技術分野で周知のように、タービンブレードプリフォームをＭＩ法により少なくともケイ素で、好ましくはホウ素ドープケイ素で緻密化して、緻密化ＳｉＣ／ＳｉＣセラミックマトリックス複合タービンブレードを形成する。
【００３５】
本発明は、タービンエンジン部品の製造方法でもあり、この場合、複数のバイアスセラミック布プライを用意し、所定の配列でレイアップしてタービンエンジン部品成形体を形成する。タービンエンジン部品成形体を次に補剛して被覆タービンブレードプリフォームを形成する。次に炭素含有スラリーを用いて被覆タービンブレードプリフォームを部分的に緻密化する。次にタービンブレードプリフォームを少なくともケイ素で緻密化して、バイアス構造を有するセラミックマトリックス複合航空機エンジン部品を形成する。バイアスセラミック布プライは炭化ケイ素含有プライとすればよい。
【００３６】
図４は、プレプレグＭＩ法で製造した本発明のＣＭＣ低圧タービンブレード２０のダブテール２２の断面図の一例であり、２つの高引張応力領域２４と１つの低引張応力領域２６が明示されている。破線はこれらの応力領域２４と２６との分離を示す。ブレード２０は、セラミック隙間マトリックス５０内に複数のセラミックプレプレグプライ４４を含む。図５は、図４の５−５線に沿って見た、高引張応力領域２４内の最外側プライ４４の断面図である。各プレプレグＣＭＣプライ４４は、複数のセラミックプレプレグトウ４６、トウ４６上のコーティング４８及びトウ４６とプライ４４間の隙間セラミックマトリックス５０を含む。図５から明らかなように、０°に配向したプライ４４の方が９０°に配向したプライ５４よりも多数である。
【００３７】
図６は、スラリーキャストＭＩ法で製造した本発明のＣＭＣ低圧タービンブレード３０のダブテール３２の断面図の一例であり、２つの高引張応力領域３４と１つの低引張応力領域３６が明示されている。破線はこれらの応力領域３４と３６との分離を示す。ブレード３０は、隙間セラミックマトリックス６８内に複数のバイアスセラミックスラリーキャストプライ６４を含む。図７は、レイアップ前のバイアスセラミック布プライ５８の一例を示す。図８は、バイアスセラミック布プライ５８の一部を示し、同図から明らかなように、バイアスセラミック布プライ５８は、横セラミックトウ６２より縦セラミックトウ６０を多数含み、縦セラミックトウ６０と横セラミックトウ６２との比が２：１以上である。このことは、図６の８−８線に沿って見た、高引張応力領域３４内の最外側プライ６４の断面である図８からも明らかである。各バイアススラリーキャストＣＭＣプライ６４は、縦セラミックトウ６０、横セラミックトウ６２、トウ６０，６２上のコーティング６６及びトウ６０，６２とプライ６４間の隙間セラミックマトリックスを含む。図８から明らかなように、０°に配向したプライ６４の方が９０°に配向したプライ６６よりも多数である。
【００３８】
本発明はまた、セラミックマトリックス複合タービンエンジン部品、例えばタービンブレード、冷却式タービンノズル、非冷却式タービンノズルを包含する。最初に、所定の数のバイアスセラミック織物プライを用いて部品を所定の配列にレイアップする。バイアスセラミック織物は炭化ケイ素含有織物とすることができる。
【００３９】
本発明はまた、セラミックマトリックス複合タービンエンジン部品、例えばタービンブレード、冷却式タービンノズル、非冷却式タービンノズルを包含する。最初に、所定の数のプレプレグセラミックプライを用いて部品を所定の配列にレイアップする。少なくとも数枚のプレプレグプライを、これら少なくとも数枚のプレプレグプライにおける繊維トウの配向が平常エンジン作動時のタービンエンジン部品の引張応力の方向と略一致するように配向する。プレプレグプライは炭化ケイ素含有プレプレグプライとすることができる。
【００４０】
以上、本発明を好ましい実施形態について説明したが、本発明の要旨から逸脱することなく、種々の変更を加えたり、その構成要素を均等物に置き換えたりできることが、当業者に明らかである。さらに、本発明の要旨から逸脱することなく、特定の状況や材料を本発明の教示に適合させるよう種々の改変が可能である。したがって、本発明は、発明を実施するための最良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、特許請求の範囲に包含されるあらゆる実施形態を包含する。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】航空機エンジンのＬＰＴブレードの１例を示す立面図である。
【図２】スラリーキャストＭＩ法によりＣＭＣタービンブレードを製造する本発明の方法を示すフローチャートである。
【図３】プレプレグＭＩ法によりＣＭＣタービンブレードを製造する本発明の方法を示すフローチャートである。
【図４】プレプレグＭＩ法により製造した本発明のＣＭＣ低圧タービンブレードダブテールの断面図で、高引張応力領域及び低引張応力領域を示す。
【図５】プレプレグＭＩ法により製造した本発明のＣＭＣ低圧タービンブレードダブテールの断面図で、ダブテールの最外側プライを示す。
【図６】スラリーキャストＭＩ法により製造した本発明のＣＭＣ低圧タービンブレードダブテールの断面図で、高引張応力領域及び低引張応力領域を示す。
【図７】スラリーキャストＭＩ法によるＣＭＣ部品製造に使用したバイアスセラミックプライの一部を示す図である。
【図８】プレプレグＭＩ法により製造した本発明のＣＭＣ低圧タービンブレードダブテールの断面図で、ダブテールの最外側プライを示す。
【符号の説明】
【００４２】
１０  ブレード
１２  翼形部
１４  ダブテール
２２  ダブテール
２４  高引張応力領域
２６  低引張応力領域
３２  ダブテール
３４  高引張応力領域
３６  低引張応力領域
４４  プレプレグプライ
４６  プレプレグトウ
４８  コーティング
５０  セラミックマトリックス材料
５８  バイアスセラミック布プライ
６０  縦セラミックトウ
６２  横セラミックトウ
６４  最外側プライ
６６  コーティング
６８  セラミックマトリックス材料
【図１】
2005240797.tif 000003
【図２】
2005240797.tif 000004
【図３】
2005240797.tif 000005
【図４】
2005240797.tif 000006
【図５】
2005240797.tif 000007
【図６】
2005240797.tif 000008
【図７】
2005240797.tif 000009
【図８】
2005240797.tif 000010
【外国語明細書】
2005240797000001.pdf