(57)【要約】【課題】  高サイクル疲労寿命を向上するような航空機エンジンタービンブレードなどの金属部品を提供する。【解決手段】  航空機エンジンタービンブレードなどの高弾性率部品が、エンジンタービンブレードの主方向、即ち半径方向に整列した高弾性率結晶方向を有するベース金属により形成される。ベース金属は、Ｎｉ、Ｆｅ、Ｔｉ、Ｃｏ、Ａｌ、Ｎｂ、またはＭｏベースの合金である。ベース金属の高弾性率方向を主方向に整列させることにより、向上した高サイクル疲労寿命を提供することができる。【選択図】  図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ベース部と、チップ部と、
前記ベース部から前記チップ部に延びる主方向と、を含み、
結晶方向を有するベース金属により形成され、前記結晶方向が高弾性率方向を有する高弾性率タービンブレードであって、
前記高弾性率方向が前記主方向に整列している高弾性率タービンブレード。
【請求項２】
前記高弾性率方向は、前記主方向を中心に約１０度の頂角をなす円錐内で整列している請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項３】
前記ベース金属がＦｅベース合金である請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項４】
前記ベース金属がＮｉベース合金である請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項５】
前記Ｎｉベース合金が、１〜１６％のＣｒ、０〜３％のＭｏ、３〜１３％のＷ、０〜８％のＲｅ、０〜１４％のＴａ、３〜７％のＡｌ、０〜２０％のＣｏ、０〜０．１％のＣ、０〜０．０２％のＢ、０〜０．１％のＺｒ、０〜２％のＨｆ、０〜２％のＮｂ、０〜１％のＶ、０〜２％のＴｉ、０〜１０％の（Ｒｕ＋Ｒｈ＋Ｐｄ＋０ｓ＋Ｉｒ＋Ｐｔ）、０〜０．２５％のＹ、及び残部Ｎｉを含む超合金組成である請求項４に記載のタービンブレード。
【請求項６】
前記ベース金属がＣｏベース合金である請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項７】
前記ベース金属がＭｏベース合金である請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項８】
前記ベース金属がＮｂベース合金である請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項９】
前記ベース金属がＡｌベース合金である請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項１０】
前記ベース金属がＴｉベース合金である請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項１１】
前記タービンブレードが、前記主方向に整列した前記高弾性率方向を有するように前記ベース金属を再結晶させる熱処理を施された請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項１２】
ファンと、
前記ファンに少なくとも部分的に流体伝達状態にあるコンプレッサーと、
前記コンプレッサー部分に流体伝達状態にある燃焼室と、
前記燃焼室に流体伝達状態にあるタービンと、を含み、前記タービンは、ベース部からチップ部に延びる主方向をもつ少なくとも１つの高弾性率タービンブレードを備えたローターを有し、前記高弾性率タービンブレードが結晶方向を有するベース金属により形成されており、前記結晶方向が高弾性率方向を有する航空機エンジンであって、
前記高弾性率方向が前記主方向に整列している航空機エンジン。
【請求項１３】
前記高弾性率方向は、前記主方向を中心に約１０度の頂角をなす円錐内で整列している請求項１２に記載の航空機エンジン。
【請求項１４】
前記ベース金属がＦｅベース合金である請求項１２に記載の航空機エンジン。
【請求項１５】
前記ベース金属がＮｉベース合金である請求項１２に記載の航空機エンジン。
【請求項１６】
前記Ｎｉベース合金が、１〜１６％のＣｒ、０〜３％のＭｏ、３〜１３％のＷ、０〜８％のＲｅ、０〜１４％のＴａ、３〜７％のＡｌ、０〜２０％のＣｏ、０〜０．１％のＣ、０〜０．０２％のＢ、０〜０．１％のＺｒ、０〜２％のＨｆ、０〜２％のＮｂ、０〜１％のＶ、０〜２％のＴｉ、０〜１０％の（Ｒｕ＋Ｒｈ＋Ｐｄ＋０ｓ＋Ｉｒ＋Ｐｔ）、０〜０．２５％のＹ、及び残部Ｎｉを含む超合金組成である請求項１５に記載の航空機エンジン。
【請求項１７】
前記ベース金属がＣｏベース合金である請求項１２に記載の航空機エンジン。
【請求項１８】
前記ベース金属がＭｏベース合金である請求項１２に記載の航空機エンジン。
【請求項１９】
前記ベース金属がＮｂベース合金である請求項１２に記載の航空機エンジン。
【請求項２０】
前記ベース金属がＡｌベース合金である請求項１２に記載の航空機エンジン。
【請求項２１】
前記ベース金属がＴｉベース合金である請求項１２に記載の航空機エンジン。
【請求項２２】
前記タービンブレードが、前記主方向に整列した前記高弾性率方向を有するように前記ベース金属を再結晶させる処理を施された請求項１２に記載の航空機エンジン。
【請求項２３】
タービンブレードの主方向における弾性率を増加させる段階を含むタービンブレードの固有振動数調整方法であって、主方向はタービンブレードのベース部からチップ部に延びているタービンブレードの固有振動数調整方法。
【請求項２４】
ベース金属の高弾性率方向を、タービンブレードの主方向を中心に約１０度の頂角をなす円錐内で整列させる段階をさらに含む請求項２３に記載の方法。
【請求項２５】
ベース金属は、Ｆｅ、Ｔｉ、Ｃｏ、Ｎｉ、Ｍｏ、Ｎｂ、及びＡｌを含む群から選ばれる請求項２３に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、金属の高弾性率方向を、タービンブレードの半径方向、即ち主方向に整列させて形成された航空機エンジンタービンブレードなどの金属部品に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機エンジンなどの高速部品を利用する機械は、高い周波数の振動を作り出す。この高い周波数の振動は、通常、キロヘルツオーダーであり、その機械の高速部品に様々に変動する高サイクル疲労応力を及ぼす。高速部品の寿命における限定要因は高サイクル疲労応力であることが多い。本発明は、タービンブレードの場合の状況において記述されているが、本発明はそれのみに限定されないことがわかるであろう。
【０００３】
従来、航空機エンジンで採用されるタービンブレードなどの高速部品の寿命は、かけられた応力に抗するように、または最小にするように部品を設計することによって、向上する。これは、固有振動数が高い速度により生じる振動数に一致させないように、タービンブレードを設計することを含む。このように設計されたタービンブレードは、応力を増幅する共振効果を回避することにより、応力振幅を最小にする。しかしながら、高速動作で生じる固有振動数とは異なる固有振動数を適切に有するようなブレードを、いつも設計できるわけではない。
【０００４】
他のタービンブレード設計手法は、ブレードの危険個所における振動を低減することを狙いとする。摩擦低減や制動被覆などの様々な振動低減設計が、危険個所における応力振幅低減に役立つ。その低減は、しばしば高価になり、高度に複雑な分析や実験作業を含み、タービンブレードの性能を損なう可能性がある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
従って、高サイクル疲労寿命を向上させるような航空機エンジンタービンブレードなどの金属部品が必要となる。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
一般的に言うと、本発明は、タービンブレードの半径方向、即ち主方向(primary direction)に整列した高モジュラス(modulus)結晶方向を有するベース金属により形成される、例えば航空機エンジンのなどの方向的に凝固させた金属部品である。
【０００７】
１つの例では、エンジンタービンブレードは、Ｎｉベース金属の単結晶(single crystal)から形成され、その＜１１１＞結晶方向はタービンの主方向に整列している。また、エンジンタービンブレードはＦｅ、Ｔｉ、Ａｌ、Ｃｏ、Ｎｂ、またはＭｏの合金から形成され、その合金の高弾性率方向はタービンブレードの主方向に整列している。
【０００８】
他の例では、エンジンタービンブレードを形成するベース金属の高弾性率方向は、柱状粒子構造の主方向に整列し、柱状粒子構造主方向はタービンブレードの主方向に整列している。
【０００９】
他の例では、エンジンタービンブレードはＮｉベース金属から形成され、その＜１１２＞高弾性率結晶方向はタービンブレードの主方向を中心に約１０度の頂角をなす円錐内で整列している。
【００１０】
他の例では、エンジンタービンブレードはＮｉベース金属から形成され、その＜１２３＞高弾性率結晶方向はタービンブレードの主方向を中心に約１０度の頂角をなす円錐内で整列している。
【００１１】
他の例では、エンジンタービンブレードはＮｉベース金属から形成され、その＜１１０＞結晶方向は主方向の約１０度内で整列している。
【００１２】
他の例では、主方向に整列した高弾性率方向を有するエンジンタービンブレードを形成するＮｉベース金属はＮｉ超合金である。
【００１３】
他の例では、エンジンタービンブレードは、タービンブレードの主方向に整列した高弾性率方向を有するようにベース金属を再結晶させる熱処理を施される。
【００１４】
他の例では、主方向に整列した高弾性率方向を有するエンジンタービンブレードは航空機エンジンである。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
本発明の様々な特徴と利点は、現在における好ましい実施の形態の以下の詳細な記述から、この技術分野における当業者に対して明らかとなるであろう。詳細な説明に添付した図面は、図面の簡単な説明において簡潔に説明される。
【００１６】
図１は、航空機エンジン２の概略断面図を示している。航空機エンジン２は、ファン４とコンプレッサー５を収容するエンジンケーシング３を含んでいる。インペラー（羽根車：impeller）６は、軸８の周りに回転する回転シャフト７に取り付けられている。シャフト７が回転すると、インペラー６が回転する。コンバスター（燃焼室：combustor）９はコンプレッサー５から出る加圧ガスに流体伝達状態にある。コンバスター９は加圧ガスを燃焼させる。タービン１０は燃焼した加圧ガスを受け取り、シャフト７を回転させ、コンプレッサー５の動力供給に使われるエネルギーに変換する。タービン１０は、シャフト７に取り付けられたローター１１、及びローター１１に取り付けられたタービンブレード１３を含んでいる。
【００１７】
航空機エンジン２の内側において、タービンブレード１３は、コンバスター９からの燃焼した加圧ガスが膨張するのに伴って、速い回転速度で運転される。高速度は航空機エンジン２における振動を生じさせ、タービンブレード１３に高周波疲労応力、即ち高サイクル疲労を及ぼす。
【００１８】
図２を参照すると、タービンブレード１３はベース部１４及びチップ部１５を有する。タービンブレード１３は、さらに、ベース部１４からチップ部１５に延びる関連の主方向１６と、ほぼ垂直な軸方向１８を含む。タービンブレード１３は主方向にＬ１の寸法、軸方向にＷ１の寸法を有する。寸法Ｌ１は寸法Ｗ１より大きい。即ち、タービンブレード１３はＬ１対Ｗ１の１より大きなアスペクト比を有する。主方向１６は、タービンブレード１３における大きい方の寸法Ｌ１の方向、あるいは１よりも大きなアスペクト比をもついずれかの部品の大きい方の寸法として定義される。
【００１９】
軸方向１８は、タービンブレード１３が回転する軸１１（図１参照）と概ね同じ向きである。主方向１６はほぼ垂直である（即ち、タービンブレード１３が回転する軸１１に対応する半径方向−図１参照）。軸１１まわりのタービンブレード１３の高速回転に起因して、かなりの量の疲労応力が主方向１６に生じる。
【００２０】
タービンブレード１３はベース金属から形成される。ベース金属は合金の主要な金属であり、相当量の合金要素を含みうる。全ての合金及び金属は結晶構造をなし、そのため、関連する結晶構造を有する。
【００２１】
図３の例では、例えば航空機エンジンタービンブレード１３を形成するのに使用されるベース金属結晶構造の、単結晶ユニットの概略見取り図が表されている。単結晶ユニット１９は、例えば、直線２０で表される＜１００＞方向、直線２１で表される＜１１０＞方向、直線２２で表される＜１１１＞方向、直線２４で表される＜１１２＞方向、直線２６で表される＜１２３＞方向などの、よく知られた結晶方向を有する。工業的目的に対しては、結晶方向は、正確な方向を中心とする約１０度の円錐角２８内の近似的な座標方向として言及される。
【００２２】
それぞれの結晶方向は、関連する弾性率も有しており、少なくとも１つの結晶方向が、他の結晶方向における弾性率に等しくない弾性率を有する場合には、単結晶ユニット１９は弾性率の観点からは異方性(anisotropic)となる。
【００２３】
１つの例では、Ｎｉベース合金がベース金属となる。室温では、Ｎｉベース合金は、＜１００＞結晶方向において約２０Ｍｐｓｉの弾性率を有し、＜１１０＞結晶方向において約３４Ｍｐｓｉの弾性率を有し、＜１１１＞結晶方向において約４４Ｍｐｓｉの弾性率を有する。＜１００＞は、他の方向（ここでは＜１１０＞または＜１１１＞）よりも低い弾性率を有するので、低弾性率方向であり、また＜１１１＞は、他の方向（ここでは＜１１０＞または＜１００＞）の少なくとも１つよりも高い弾性率を有するので、高弾性率方向である。単結晶ユニット１９に対しては、Ｎｉベース合金は異方性となる。
【００２４】
一般に、異方性ベース金属から形成された製品あるいは部品は、異方性であるにもかかわらず、弾性率に対する場合のような異方性の特性を、常に呈するわけではない。
【００２５】
例として、図４は、製品形成時に無制御の方法、例えば熱勾配を付けない方法で凝固させられた製品の、よく知られた等軸性(equiaxed)Ｎｉベース合金部分３０の概略見取り図を示す。等軸性Ｎｉベース合金部分３０は結晶粒３２より成り立っている。各結晶粒は、例えば図１に表された結晶方向に対応する結晶方向３４を有する。結晶粒３２の結晶方向３４はランダムに指向されており、つまり等軸性となっている。従って、等軸性Ｎｉベース合金部分３０の弾性率及び他の特性は全ての方向において同じである。
【００２６】
一方、図５は、製品形成時に制御された方法、例えば制御された熱勾配で凝固させられた製品あるいは部品の、異方性Ｎｉベース合金部分３６を示す。異方性Ｎｉベース合金部分３６は、主方向４０及び横断方向４２をもった柱状晶３８の構造より成り立っている。各柱状晶３８は、主方向４０に整列した結晶方向４４を有する。従って、異方性Ｎｉベース合金部分３６の弾性率及び他の特性は、横断方向４２内よりも主方向４０内でより異なっている。
【００２７】
図６に示すように、単結晶Ｎｉベース合金部分４６も、異方性の特性を呈する。単結晶Ｎｉベース合金部分４６は、例えばシーディング(seeding)などのよく知られた工程を利用して制御された方法で凝固させられていた。単結晶Ｎｉベース合金部分４６は、主方向５０及び横断方向５２を有する単結晶４８の構造を含む。単結晶４８は、主方向５０に整列した結晶方向５４を有する。従って、単結晶Ｎｉベース合金部分４８の特性は、横断方向５２内よりも主方向５０内でより異なっている。
【００２８】
図５に表されるように、異方性Ｎｉベース合金部分３６は、形成時に制御された方法で凝固させられたものである。例えば、よく知られた焼き流し鋳造の工程は、凝固工程中の冷却勾配のために柱状晶３８の構造を生じさせる。この工程は、必然的に、＜１００＞低弾性率方向（即ち主方向４６）における結晶方向４４をもつ柱状晶３８をもたらす。Ｎｉベース合金金属が＜１００＞方向に約２０Ｍｐｓｉの弾性率を有するので、異方性Ｎｉベース合金部分３６は主方向４０において約２０Ｍｐｓｉの弾性率を有している。
【００２９】
図６に表されるように、単結晶Ｎｉベース合金部分４６は、形成時に制御された方法で凝固させられたものである。例えば、よく知られた種結晶(seed)を利用した焼き流し鋳造の工程は、単結晶４８を製造するために利用される。この工程は、必然的に、＜１００＞低弾性率方向（即ち主方向４６）における結晶方向５４をもつ単結晶４８をもたらす。Ｎｉベース合金金属が＜１００＞方向に約２０Ｍｐｓｉの弾性率を有するので、単結晶Ｎｉベース合金部分４６は主方向５０において約２０Ｍｐｓｉの弾性率を有している。
【００３０】
１つの好ましい例では、Ｎｉベース合金は、タービンブレード１３を形成するベース金属として使用され、主方向１６に整列した＜１１１＞結晶方向を有する。Ｎｉベース合金が好ましいのであるが、Ｆｅ、Ｃｏ、Ｍｏ、Ｔｉ、Ｎｂ、及びＡｌの合金がその代わりに利用できる。よく知られているように、Ｎｉなどの立方晶系結晶構造金属の高弾性率方向は、＜１１１＞方向であるが、この技術分野の当業者ならば、立方晶系結晶構造金属における他の高弾性率方向と同程度に、他の結晶構造有するベース金属の高弾性率方向もよく理解できるであろう。例えば、限定はしないが、工業的ガスタービン、航空機コンプレッサーブレード、及び一般的に１を超えるアスペクト比をもった任意の高速部品などの、航空機タービンブレード以外の製品に対して、主方向に高弾性率方向を整列させる可能性を理解できるということを、ここでの開示事項の利益を享受できるこの技術分野の通常の当業者ならば、認識すべきである。
【００３１】
他の例では、タービンブレード１３のベース金属は柱状晶３８の構造を有する。ベース金属の高弾性率方向は柱状晶３８の主方向４０に整列する。柱状晶３８の主方向４０はタービンブレード１３の主方向１６に整列する。
【００３２】
他の好ましい例では、ベース金属は単結晶４８の構造を有する。ベース金属の高弾性率方向は、単結晶４８の主方向５０に整列している。単結晶４８の主方向５０はタービンブレード１３の主方向１６に整列している。
【００３３】
他の例では、Ｎｉベース合金は航空機エンジンタービンブレード１３を形成し、＜１１２＞高弾性率方向は主方向１６を中心とする約１０度の円錐角２８内で整列している。
【００３４】
他の例では、Ｎｉベース合金は航空機エンジンタービンブレード１３を形成し、＜１２３＞高弾性率方向は主方向１６を中心とする約１０度の円錐角２８内で整列している。
【００３５】
他の例では、Ｎｉベース合金は航空機エンジンタービンブレード１３を形成し、＜１１０＞高弾性率方向は主方向１６を中心とする約１０度の円錐角２８内で整列している。
【００３６】
他の例では、Ｎｉベース合金はよく知られた超合金である。超合金の組成は、１〜１６％のＣｒ、０〜３％のＭｏ、３〜１３％のＷ、０〜８％のＲｅ、０〜１４％のＴａ、３〜７％のＡｌ、０〜２０％のＣｏ、０〜０．１％のＣ、０〜０．０２％のＢ、０〜０．１％のＺｒ、０〜２％のＨｆ、０〜２％のＮｂ、０〜１％のＶ、０〜２％のＴｉ、０〜１０％の（Ｒｕ＋Ｒｈ＋Ｐｄ＋０ｓ＋Ｉｒ＋Ｐｔ）、０〜０．２５％のＹ、及び残部Ｎｉである。この組成において、０〜１０％の（Ｒｕ＋Ｒｈ＋Ｐｄ＋０ｓ＋Ｉｒ＋Ｐｔ）とは、６つの成分のいずれかまたは全ての混合したものであるが、１０％を超えないということを意味する。この組成は、ブレードの主方向に整列した低弾性率＜１００＞方向を有するタービンブレードを形成するのに適しているものの、＜１２３＞、＜１１２＞及び＜１１１＞などのいかなる高弾性率方向のものにも適さないとして、航空機分野ではよく知られている。高弾性率タービンブレード１３のための特定の超合金の１つは、５．０％のＣｒ、１０％のＣｏ、２．０％のＭｏ、６．０％のＷ、３．１％のＲｅ、５．６％のＡｌ、９．０％のＴａ、０．１％のＨｆ、及び残部Ｎｉの組成のものである。高弾性率タービンブレード１３のための特定の超合金の他のものは、２．０％のＣｒ、１６．５％のＣｏ、２．０％のＭｏ、６．０％のＷ、６．０％のＲｅ、３．０Ｒｕ、５．６５％のＡｌ、０．１５％のＨｆ、０．００４％のＢ、０．０５％のＣ及び残部Ｎｉの組成のものである。
【００３７】
高弾性率方向が主方向１６に整列した航空機エンジンタービンブレード１３は、特に、高サイクルエンジン振動、即ち高サイクル疲労によって及ぼされる低い応力に適応している。１つの例では、エンジンタービンブレード１３はＮｉベース合金によって形成され、主方向１６に整列した＜１１１＞方向を有する。エンジンタービンブレード１３は、主方向１６に整列した＜１００＞方向を有するタービンブレードよりも、高い固有振動数を有する。これは、高サイクル振動からの応力振幅の低減をもたらし、従って、高サイクル疲労寿命の向上をもたらす。
【００３８】
主方向１６に整列した高弾性率方向を有する航空機エンジンタービンブレード１３は、この分野における現行の方式に反する。焼き流し鋳造形成工程が主方向１６に整列した＜１００＞方向を必然的に生成するので、現行の方式は、主方向１６に整列した低弾性率方向＜１００＞を有する航空機エンジンタービンを利用する。しかも、低弾性率方向＜１００＞は、耐熱的機械的疲労性などの良好な他の特性を呈するので、最良の設計であると考えられる。
【００３９】
よく知られた焼き流し鋳造形成方法は、主方向１６に整列した高弾性率方向を有する航空機エンジンタービンブレード１３を生産するのに利用できる。一般的に、焼き流し鋳造は、鋳型に溶湯を注入し、制御された方法で溶湯が凝固するようにその鋳型を制御下の方法で冷却することを含む。この処理方法は、高弾性率方向を主方向１６に整列させるために使用される。金属成形分野における当業者ならば、本発明によるエンジンタービンブレードを生産するのに必要な処理工程を認識できるであろう。即ち、高弾性率特性を有するタービンブレードは新規で発明性があるが、この技術分野に属する通常の当業者ならば、それを生産する焼き流し鋳造工程のことについては知っているであろう。
【００４０】
種結晶も、柱状晶構造よりはむしろ単結晶構造を有する部品の生産のための焼き流し鋳造工程において利用される。例えば、＜１１１＞に指向されたＮｉ種結晶は、主方向１６に整列した＜１１１＞方向を有する単結晶Ｎｉベース金属タービンブレード１３を焼き流し鋳造するために、＜１１１＞方向における単結晶成長を誘起するのに利用されるであろう。高弾性率特性を有するタービンが新規で発明性がある一方で、焼き流し鋳造及びシーディングの方法が、金属成形分野における通常の当業者によく知られているということを、認識すべきであり、その詳細が参考のためにここに示されている。
【００４１】
主方向１６に整列した高弾性率方向を有するタービンブレード１３は、よく知られた機械加工処理によって形成することもできる。その機械加工処理においては、航空機エンジンタービンブレード１３は、鋳造インゴットから機械加工される。インゴットは、例えば＜１００＞方向に鋳造される。タービンブレード１３の主方向１６は、インゴットの＜１００＞方向に対し、約１５度の角度で機械加工される。これにより、＜１１１＞高弾性率方向は主方向１６に整列することになる。
【００４２】
主方向１６に整列した高弾性率方向を有するタービンブレード１３は、鋳造中に部品を傾けるよく知られた工程により形成することもできる。凝固過程において、航空機エンジンタービンブレード１３は、高弾性率方向が主方向１６に整列するような冷却勾配の方向に対応した、特定の角度に傾けることが可能である。
【００４３】
主方向１６に整列した高弾性率方向を有するタービンブレード１３は、よく知られた再結晶工程によっても形成できる。再結晶工程は、鋳造または鍛造されたタービンブレードを熱処理して、その熱処理前に既に存在していた結晶粒から新たな結晶粒を形成することを含んでいる。新たな結晶粒は、主方向１６に整列した高弾性率方向を有する。
【００４４】
本発明は、例証する形式により説明されたが、用いられた技術は説明中の文言の本質に存在していることを意味する、ということを理解すべきである。本発明の多くの改良や変化は、上記の教示に照らして明らかに可能である。従って、添付の特許請求の範囲の範囲内で、本発明は特定の記述によるのとは別の実践が可能であるということを理解すべきである。
【図面の簡単な説明】
【００４５】
【図１】航空機エンジンの断面図である。
【図２】航空機エンジンタービンブレードの概略断面図である。
【図３】ベース金属の単結晶ユニット概略見取り図である。
【図４】等軸性Ｎｉ金属部分の微視的な概略見取り図である。
【図５】異方性Ｎｉ金属部分の微視的な概略見取り図である。
【図６】単結晶Ｎｉ金属部分の微視的な概略見取り図である。
【符号の説明】
【００４６】
２  航空機エンジン
４  ファン
５  コンプレッサー
６  インペラー
７  シャフト
８  軸
９  コンバスター
１０  タービン
１１  ローター
１１  軸
１３  タービンブレード
１４  ベース部
１５  チップ部
１６  主方向
１９  単結晶ユニット
２８  円錐角
３０  等軸性Ｎｉベース合金部分
３２  結晶粒
３４  結晶方向
３６  異方性Ｎｉベース合金部分
３８  柱状晶
４０  主方向
４４  結晶方向
４６  主方向
４６  単結晶Ｎｉベース合金部分
４８  単結晶
５０  主方向
５４  結晶方向
【図１】
2005248955.tif 000003
【図２】
2005248955.tif 000004
【図３】
2005248955.tif 000005
【図４】
2005248955.tif 000006
【図５】
2005248955.tif 000007
【図６】
2005248955.tif 000008