(57)【要約】【課題】  ＣＭＣタービンブレードの肉厚ダブテール部分を予測可能な仕方で十分に緻密化して高温能力を有するＣＭＣタービンブレードを製造する方法の提供。【解決手段】  本発明は、外側シェル部分（３６）及び内側コア部分（３４）を備え、外側シェル部分（３６）と内側コア部分（３４）とが溶融浸透（ＭＩ）法を用いて互いに結合されたハイブリッドセラミック母材複合タービンエンジン部品である。外側シェル部分（３６）は、スラリーキャストＭＩ法及びプレプレグＭＩ法のいずれかの方法で製造されたＳｉＣ／ＳｉＣ材料からなる。内側コア部分（３４）はＳｉ／ＳｉＣ複合材料及びモノリシックセラミック材料からなる群から選択される材料からなる。Ｓｉ／ＳｉＣ複合材料はＳｉｌｃｏｍｐ法を用いて製造してもよい。本発明の部品は、高圧タービンブレード、高圧タービンベーン、低圧タービンブレード（２０）又は低圧タービンベーンのいずれでもよい。【選択図】      図２
2005201244.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ケイ素−炭化ケイ素複合材料及びモノリシックセラミック材料からなる群から選択される材料を含有するコアインサート部分（３４）と
炭化ケイ素−炭化ケイ素複合材料を含有する外側シェル部分（３６）とを備え、
ケイ素溶融浸透法を用いて少なくとも１つの外側シェル部分と少なくとも１つのコアインサート部分が互いに結合された、
セラミック母材複合タービンエンジン部品。
【請求項２】
部品が複数の外側シェル部分（３６）を備える、請求項１記載のタービンエンジン部品。
【請求項３】
部品が複数のコアインサート部分（３４）と複数の外側シェル部分（３６）を備える、請求項１記載のタービンエンジン部品。
【請求項４】
コアインサート部分（３４）がケイ素−炭化ケイ素複合材料からなる、請求項１記載のタービンエンジン部品。
【請求項５】
コアインサート部分（３４）がＳｉｌｃｏｍｐ法を用いて製造された、請求項４記載のタービンエンジン部品。
【請求項６】
コアインサート部分（３４）がモノリシックセラミック材料からなる、請求項１記載のタービンエンジン部品。
【請求項７】
外側シェル部分（３６）が炭化ケイ素−炭化ケイ素複合材料からなる、請求項２記載のタービンエンジン部品。
【請求項８】
外側シェル部分（３６）がスラリーキャスト溶融浸透法を用いて製造された、請求項７記載のタービンエンジン部品。
【請求項９】
外側シェル部分（３６）がプレプレグ溶融浸透法を用いて製造された、請求項７記載のタービンエンジン部品。
【請求項１０】
部品がタービンベーンである、請求項１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、一般にセラミック母材複合タービンエンジン部品に関し、特にハイブリッドセラミック母材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は、推力重量比を高くし、排ガス量を減らし、燃料消費率を改善するようにガスタービンエンジンの効率と性能を向上するために、より高温で作動するという課題がある。そのような高温がエンジンの高熱区分、特にエンジンのタービン区分における部品を構成する材料の限界に近づき、限界を超えると、新しい材料の開発が必要となる。
【０００３】
エンジン作動温度が上昇するにつれて、燃焼器やタービン翼形部を構成する高温合金を冷却する新しい方法が開発されてきた。例えば、高熱の放出燃焼ガスの流れにある部品の表面にセラミック遮熱コーティング（ＴＢＣ）を適用して、熱伝達率を下げ、下側の金属への熱的保護を与え、部品がより高い温度に耐えられるようにしている。これらの改善策は、ピーク温度及び熱勾配を下げるのに有効であった。また、冷却穴を導入してフィルム冷却を行い、熱容量又は熱保護を改善した。同時に、高温合金の代替品としてセラミック母材複合材料が開発された。セラミック母材複合材料（ＣＭＣ）は、多くの場合、金属と比較して温度及び密度の点で優れた利点を持ち、より高い作動温度が望まれる場合に推奨材料となっている。しかし、その材料特性、例えば耐破壊性、特に低温での耐破壊性が、エンジンでのより広範な使用への障害となっている。
【０００４】
ポリマー及びセラミック母材複合材料両方を用いて、タービンエンジン部品の肉厚ダブテール部分を製造するのに、従来から多数の方法が用いられている。このような方法には、ダブテール部分にインサートプライやプレフォームインサートを用いて厚さを増す方法がある。代表的には、適当なプライ積層順序を選んで、複合材料の局部的な特性を最適にする。複合材料を用いてタービンブレードを製造する場合の大きな課題の一つは、このようなタービンブレードの厚いダブテール部分の肉盛りである。セラミック母材複合材料（ＣＭＣ）の、特に低温での、比較的脆い性質のため、またＣＭＣ材料の製造には特異な加工方法、例えば溶融浸透や化学蒸気浸透を用いるため、従来ポリマー母材複合材料（ＰＭＣ）に使用されていた技術は、この場合直接役に立たない。このような技術では、タービンブレードダブテール部分に必要とされるＣＭＣの肉厚部分を十分に緻密化できないからである。タービンブレードのダブテール部分の中心領域には高い圧縮強度が必要である。ＣＭＣタービンブレードの肉厚ダブテール部分が十分に緻密化されないと、このような高い圧縮強度は得られない。その上、生起する緻密化のレベルが予測不能であるので、ＣＭＣタービンブレードのダブテール部分における材料密度を予測できない。ＣＭＣタービンブレードの肉厚ダブテール部分を予測可能な仕方で十分に緻密化して、高温能力を有するＣＭＣタービンブレードを製造する方法が、必要とされている。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
製造技術及び材料の改良は、ほとんどの物品にとって性能向上とコスト削減への鍵である。一例を挙げると、方法及び材料の絶え間ないそして多くの場合相関した改良が、結果として、航空機ガスタービンエンジンの性能の大きな向上、例えば本発明の改良をもたらしている。セラミック母材複合材料（ＣＭＣ）製のタービンブレードを製造する新規な方法により、強度及び靱性の高いダブテール部分を製造し、これにより部品の機能性を改良する。本発明の方法により製造したタービンブレードのダブテール部分は、高強度なため、従来の方法で製造されたＣＭＣタービンブレードのダブテール部分内で十分な緻密化を達成できないことが原因でダブテール部分が弱いという問題が解決される。
【０００６】
エンジンのタービンセクションは、燃焼器セクションの後方にあり、燃料の燃焼による高熱の燃焼ガスを機械的エネルギーに変換する。タービンセクションは、燃焼器セクションのすぐ後方に位置する高圧タービン（ＨＰＴ）セクションと、ＨＰＴのすぐ後方に位置する低圧タービン（ＬＰＴ）セクションを含む。ＨＰＴを通過する燃焼ガスはエネルギーに富み、ＨＰＴブレードは小さい。燃焼ガスが膨張し、後方に移行するにつれて、そのエネルギーは少なくなる。ＬＰＴブレードは、そのエネルギーの少なくなった流体から最大量のエネルギーを取り出すために、長さが長く、タービンセクションの拡張する環状部にさらに外方に延在する。本発明は、一般的にはすべてのタービンブレードに適用可能であるが、特に長い大きなＬＰＴブレード向きである。本発明によれば、他の方法では適切な圧縮強度レベルまで十分に緻密化することのできなかった、一層肉厚のダブテールを有する大きなブレードを製造できる。さらに、従来の製造方法では不可能であったが、本発明によれば、材料密度を予測可能である。
【０００７】
タービンブレードは、一般に、高熱の排ガスの流れが当たる翼形部を含み、翼形部から下向きに延在しタービンディスクのスロットに嵌合するダブテールを介してタービンディスクに装着される。プラットホームは、翼形部がダブテールに接合される区域から長さ方向外向きに延在し、そしてプラットホームから離れる第一方向に延在する翼形部及びプラットホームから離れるかつ第一方向とは反対の第二方向に延在するダブテールに対してほぼ直交する。翼形部は、プラットホームに隣接するルート端と、プラットホームとは離れた反対側の先端とを有すると記述することができ、エンジンの燃焼器セクションからの高熱空気流内に延在する。ダブテールは、プラットホームに隣接する第一端と、ダブテールとは離れた反対側の先端とを有すると記述することができる。
【０００８】
ダブテールは、その形状から名付けられた部材で、タービンディスクの対応する形状のスロット（溝）に嵌合するように設計されている。ダブテールは、ダブテールがなければブレードをディスクから抜き出すような回転力に対抗しなければならないので、極めて大きな剪断応力を受ける。ブレードの重量が増えるにつれてこのような力は増大する。したがって、このような力はＨＰＴブレードの場合よりＬＰＴブレードの場合の方が大きい。ＣＭＣタービンブレードのダブテール部分における必要な厚さ増大を達成するために、色々な方法を用いることができる。本発明による新規な方法は、予め作製したコアインサート部分及び外側シェル部分からタービンブレードを製造する。コアインサート部分は、外側シェル部分と同じ材料又はモノリシックセラミック材料いずれかから作製される。コアインサート部分は、その断面がブレードの長さに沿って変化し、外側シェル部分とは別個に製造され、ダブテール部分の少なくとも一部を形成する。予め作製したコアインサート部分はタービン翼形部の内側部分を形成してもよい。外側シェル部分は、タービンブレードの少なくとも外側部分及びダブテール部分の少なくとも外側部分を形成する。外側シェル部分の厚さは、部品の剪断応力分布に基づいて選択され、有意な気孔を導入することなく溶融浸透によりケイ素で容易に緻密化できる厚さ範囲内とすればよい。外側シェル部分の厚さは、特定のタービンブレードにおける既知の剪断応力分布に基づいて予め選択される。外側シェル部分とコアインサート部分との界面は、タービンブレードの低剪断応力領域に来るように選択する。
【０００９】
理論に拘束されるものではないが、溶融浸透緻密化法を用いて、他の緻密化法で得られる緻密化より完全な緻密化を達成できる、と考えられる。溶融浸透（ＭＩ）法は、ＣＭＣ製造方法として好ましい。溶融浸透法により、所定の形状について他の方法と比べて実質的に完全な緻密化を達成できる結果として、ＣＭＣが熱応力に対処するのに必要とされる高い熱伝導率を有するＣＭＣが得られる。その上、溶融浸透により高い母材亀裂強度が得られる。
【００１０】
低剪断応力領域に位置するコアインサート部分の特性は、代表的には、高剪断応力領域に位置する外側シェル部分とは異なる。コアインサート部分は、残留ケイ素含量の少ないコアインサート部分を製造することにより、外側シェル部分より高スチッフネスに作製することができる。溶融浸透法を用いて製造したＣＭＣは、代表的には、ケイ素を体積％表示でＳｉＣ母材中に約２０体積％〜約３０体積％のケイ素の範囲で含有する。本発明のコアインサート部分は、ＳｉｌＣｏｍｐ法を用いた場合最初に約５体積％未満のケイ素にて形成することができ、また焼結ＳｉＣコアインサート部分を使用した場合０体積％に形成することができる。このようなケイ素含量の低減は、タービンブレードの振動性能を改良するのに役立つ。それは、剛性の低いコアインサート部分が振動エネルギーを吸収するので、外側シェルからコアインサートへのスチッフネスの変化が振動を減らすからである。
【００１１】
また、ケイ素溶融浸透以前に、炭素、ガラス、セラミック及びこれらの組合せからなる群から選択される材料からなる微小球をコアインサート部分に導入することにより、コアインサート部分の密度を調節することができる。このような炭素微小球の使用により、コアインサート部分の密度を下げながら、しかもスチッフネスの減少をできるだけ小さくして、モジュラスを変えることができる。初期のコアインサート部分内の炭素微小球の範囲は約０体積％〜約５０体積％の範囲である。
【００１２】
コアインサート部分を製造した後、コアインサート部分と外側シェル部分を組み立てる。コアインサート部分は、スラリーキャスト又はプレプレグ法を用いて、好ましい積層順序にてレイアップしておく。外側シェル部分と内側コア部分をレイアップ装置にて組み立ててタービンブレード体とし、オートクレーブにて通常の方法で硬化する。硬化したブレードは、外側シェル部分内に残留する、そして内側コア部分の製造に用いた方法によっては内側コア部分内にも残留する可能性のある気孔を充填することができるケイ素溶融浸透法を用いて緻密化する。ケイ素溶融浸透法の使用により、内側コア部分と外側シェル部分との界面に良好な結合が生じる。これは、特にコアインサート部分にＳｉｌＣｏｍｐ材料を用いた場合にそうである。ＳｉｌＣｏｍｐ材料中の残留ケイ素が、外側シェル部部の溶融浸透中に軟化し、拡散結合の機構を通して外側シェルとの一体の結合を形成するからである。外側シェル部分及び内側コア部分の寸法は、高応力領域が高引張強さ・靱性ＣＭＣを用い、内側コアインサート部分が高圧縮強度材料を用いるように、選択することができる。また、スキン／コア界面を部品の低剪断応力領域に位置させることができる。本発明はまた、ケイ素−炭化ケイ素複合材料、炭化ケイ素−炭化ケイ素複合材料及びモノリシックセラミック材料からなる群から選択される材料を含有する少なくとも１つのコアインサート部分と炭化ケイ素−炭化ケイ素複合材料を含有する少なくとも１つの外側シェル部分とを備え、ケイ素溶融浸透法を用いて少なくとも１つの外側シェル部分と少なくとも１つのコアインサート部分が互いに結合された、タービンエンジン部品を提供する。
【００１３】
本発明はまた、ケイ素−炭化ケイ素複合材料及びモノリシックセラミック材料からなる群から選択される材料を含有するコアインサート部分と炭化ケイ素−炭化ケイ素複合材料を含有する外側シェル部分とを備え、ケイ素溶融浸透法を用いて外側シェル部分とコアインサート部分が互いに結合された、タービンエンジン部品を提供する。
【００１４】
本発明はまた、セラミック母材複合タービン部品を製造する方法を提供する。本発明の方法では、所定の幾何形状を有する少なくとも１つのコアインサート部分を用意し、この少なくとも１つのコアインサート部分は、ある程度以上の気孔率を有する炭化ケイ素−炭化ケイ素複合材料プレフォーム、ケイ素−炭化ケイ素複合材料、ある程度以上の気孔率を有するケイ素−炭化ケイ素複合材料プレフォーム、ケイ素−炭化ケイ素複合材料及びモノリシックセラミック材料からなる群から選択される材料を含有する。本方法ではさらに、炭化ケイ素プレプレグ布の複数プライを用意し、所定数の炭化ケイ素プレプレグプライをレイアップして少なくとも１つの外側シェル部分を形成する。少なくとも１つ少なくとも１つのコアインサート部分と少なくとも１つの外側シェル部分とを組み立ててタービンブレード体とする。ここで、タービンブレード体はダブテール部分と翼形部部分とを備え、少なくとも１つのコアインサート部分はタービンブレード体のダブテール部分に配置される。つぎにタービンブレード体をオートクレーブで処理する。ケイ素溶融浸透法を用いて、タービンブレード体内の残留気孔を少なくともケイ素で充填する。充填材料はまた、少なくとも１つのコアインサート部分と少なくとも１つの外側シェルプレフォームとの間に結合を形成する。
【００１５】
本発明はまた、セラミック母材複合タービンブレード部品を製造する別の方法を提供する。本発明の方法では、所定の幾何形状を有するコアインサート部分を用意し、このコアインサート部分は、ある程度以上の気孔率を有する炭化ケイ素−炭化ケイ素複合材料プレフォーム、ケイ素−炭化ケイ素複合材料、ある程度以上の気孔率を有するケイ素−炭化ケイ素複合材料プレフォーム、ケイ素−炭化ケイ素複合材料及びモノリシックセラミック材料からなる群から選択される材料を含有する。ある程度以上の気孔率を有する外側シェル部分プレフォームを用意する。少なくとも１つのコアインサート部分と少なくとも１つの外側シェルプレフォームとをレイアップしてタービンブレード体とする。ここで、タービンブレード体はダブテール部分と翼形部部分とを備え、少なくとも１つのコアインサート部分がタービンブレード体のダブテール部分に配置される。ケイ素溶融浸透法を用いて、タービンブレード体内の残留気孔を少なくともケイ素で充填する。充填材料はまた、コアインサート部分と外側シェルプレフォームとの間に結合を形成する。
【発明の効果】
【００１６】
本発明の利点として、タービンブレード用の厚いＣＭＣダブテール部分を簡単に造成でき、ダブテールの諸部分の特性を調節してそれら部分が受ける応力に合わせることができる。
【００１７】
本発明の別の利点として、特性が物品を通して実質的に等方性である従来の製造技術によっては作製が困難又は不可能である複雑な複合材料物品の作製が可能になる。
【００１８】
本発明の他の利点として、タービンブレードのダブテール部分内に物性の異なる異種材料を使用して、それ以外には一体のブレードの物性を変更することができる。
【００１９】
本発明の他の利点として、複合材料が振動を交番させる能力によりクラック阻止能力並びにクラック形成を抑制する能力を改良し、これによりバック破壊靱性及び物品の設計寿命がある間の疲労を改良する。
【００２０】
本発明のさらに他の利点として、より厚いダブテールを有するより大きなタービンブレードを製造することができる。
【００２１】
本発明の他の特徴及び利点は、本発明の原理を具体的に説明する、添付の図面に関連した以下の好適な実施例についての詳細な説明から明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２２】
図１は、例示として航空機エンジンのＬＰＴブレード２０を示す。この図において、タービンブレード２０はセラミック母材複合材料からなる。タービンブレード２０は、高熱排ガスの流れが当たる翼形部２２を含む。タービンブレード２０はタービンディスク（図示せず）に、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補形状のスロットに嵌合するダブテール２４により装着される。本発明のＬＰＴブレードは一体のプラットホームをもたない。別体のプラットホームを設けてダブテールが高熱燃焼ガスにさらされるのを最小限に抑える。翼形部は、ルート端４０と反対側の先端３２とを有すると記述することができる。
【００２３】
図２は、「プレプレグ」溶融浸透（プレプレグＭＩ）法として知られる炭化ケイ素−炭化ケイ素ＣＭＣ製造方法を用いて、本発明のＣＭＣタービンブレードを製造する方法を説明するフローチャートである。最初に、「プレプレグ」セラミック布の数プライを用いて外側シェルＳｉＣプレフォームを製造する。このような「プレプレグ」プライは、代表的には、炭化ケイ素含有繊維をドラムに一方向に巻いてシートを形成した構成である。繊維は、予め高度チャー材料で含浸された窒化ホウ素（ＢＮ）、窒化ケイ素（Ｓｉ3Ｎ4）などのセラミック層で予め被覆した。「炭化ケイ素含有繊維」とは、炭化ケイ素を含有する、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包囲した構成でも、逆に炭素コアを炭化ケイ素で包囲するかカプセル封じした構成でもよい。これらの例は、用語「炭化ケイ素含有繊維」の具体的な例示として挙げたもので、この特定の組合せに限定されない。炭化ケイ素を含有するならば、他の繊維組成も考えられる。このようなＳｉＣ／ＳｉＣプレプレグ材料の製造方法の具体例が、本出願人に譲渡された米国特許第６０２４８９８号及び同第６２５８７３７号（先行技術として援用する）に記載されている。
【００２４】
プロセスの第一工程１００はコアインサート部分の製造である。組み立ててブレードにするコアインサート部分の数及びその幾何形状は、タービンブレード用に予め選定した外側シェル部分の数に依存する。例えば、図４に示すように、タービンブレード用に２つの外側シェル部分３６を使用する場合には、２つの外側シェル部分の間に入れるのに１つのコアインサート部分３４が必要とされる。図５に示すような、５つの外側シェル部分３４を製造する別の実施形態では、タービンブレードのダブテール部分２４を造成するのに合計で５個のコアインサート部分３６が必要とされる。
【００２５】
ＣＭＣタービンブレードのコアインサート部分及び外側シェル部分両方とも、プレプレグＭＩ法を用いて製造することができる。あるいは、コアインサート部分は、ＳｉｌＣｏｍｐ法として知られる方法で製造したケイ素−炭化ケイ素（Ｓｉ／ＳｉＣ）複合材料から構成してもよく、これを本発明のモノリシックコアインサート部分としてプレプレグＭＩ外側シェル部分と組み合わせて用いてもよい。このようなＳｉ／ＳｉＣ複合材料の技術的詳細が、本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（先行技術として援用する）に記載されている。コアインサート部分は、当業界で知られた他のモノリシックセラミック材料としてもよい。コアインサート部分の寸法及び組成を、コアインサート部分の製造中に母材内に気孔を形成することになる微小球を添加するなどの技法で、適当なスチッフネスと密度を与えるように選択的に調節することができる。そのほかに、適宜、コアインサート部分の残留ケイ素含量を減らすことにより、コアインサート部分のスチッフネスを外側シェルより高くすることもできる。ＳｉｌＣｏｍｐコアインサート部分は、コアインサート部分をレイアップした外側シェル部分に関して所定の位置に位置決めする工程１２０以前に、ＭＩ法により緻密化してもしなくてもよい。
【００２６】
ＣＭＣタービンブレードのコアインサート部分及び外側シェル部分両方をプレプレグ法で製造する場合には、レイアップ装置で所定数のプライを、タービンブレードに適当な機械的特性を与える所定の配向方式にてレイアップすることにより、タービンブレードのダブテール部分のコアインサート部分の製造を達成する。プレプレグプライは、束にした繊維トウを、すべてのトウが同じ方向に配向されるように、互いに隣接配置して構成される。プレプレグプライ配向に関して、「０°配向」とは、当業界で知られているように、実質的にエンジンの半径方向に入るタービンブレードの所定の長さ寸法平面にトウが配向されるようにプレプレグプライをレイアップすることを意味する。「９０°配向」とは、トウの配向が所定の長さ寸法平面に直角になるようにプレプレグプライをレイアップすることを意味する。当業界で知られているように、０°又は９０°の配向はすべて、プライを所定の長さ寸法平面から時計方向（正）に回転するか、所定の長さ寸法平面から反時計方向（負）に回転するかによって、負又は正となる。１実施形態では、コアインサート部分を、積み重ねたときコアインサート部分の幾何形状を形成するようにカットされた２Ｄプレプレグプライでレイアップする。当業界で知られているように、プライが４５°配向、つぎに−４５°配向、つぎに４５°配向、つぎに−４５°配向などとなるように、２Ｄプレプレグプライを交互フォーメーションでレイアップする。このような配向はコアインサート部分の引張剛性を最大にする。コアインサート部分の製造を完了するために、次に未硬化のコアインサート部分を、当業界で知られているように、オートクレーブで硬化し、コアインサート部分に必要な幾何形状に機械加工する。前駆材料は、最終セラミック母材複合材料がどちらかといえば脆いのに比べてまだ比較的軟質であるので、「生」と形容する。
【００２７】
次の工程１１０（コアインサート部分用の上記工程と平行に行ってもよい）は、所定数の炭化ケイ素布のプレプレグプライ（外側シェル部分を形成する）を所定の配向方式にて所定の積み重ね順序でレイアップする工程である。或いは、工程１００と１１０の順序を逆にしてもよい。次の工程１２０は、コアインサート部分をレイアップした外側シェル部分に対して所定の位置に配置する工程である。タービンブレードのダブテール部分を造成してタービンブレードの最終ダブテール部分の形状にするような態様で、コアインサート部分を配置して、タービンブレード体を生成する。次の工程１３０では、当業界で知られているように、タービンブレード体をオートクレーブ処理して、未硬化の外側シェル部分を硬化する。次の工程１４０では、当業界で知られたケイ素溶融浸透法を用いてタービンブレード体を緻密化し、本発明のＣＭＣタービンブレードを形成する。このような緻密化は、外側シェル部分とコアインサート部分との界面に強固な結合を生成する。コアインサート部分を形成するのにプレプレグＭＩ法を使用した場合には、緻密化工程１４０はコアインサート部分をさらに緻密化する。コアインサート部分を形成するのにＳｉｌＣｏｍｐ法を使用し、コアインサート部分をＭＩで予め緻密化しなかった場合には、緻密化工程１４０は外側シェル部分を緻密化する作用もなす。コアインサート部分を形成するのにＳｉｌＣｏｍｐ法を使用し、コアインサート部分をＭＩで予め緻密化した場合には、緻密化工程１４０はコアインサート部分と外側シェル部分のケイ素間に結合を形成するだけである。得られた物品は少なくとも２つの別個の部分を有する一体の複合材料構造を備え、別個の部分の少なくとも２つは異なる材料特性を有する。物品は、厚くも薄くも、当業界で知られているような適当な寸法とすることができる。
【００２８】
図３は、スラリーキャスト溶融浸透（スラリーキャストＭＩ）法として知られる炭化ケイ素−炭化ケイ素ＣＭＣ製造方法を用いて、本発明のＣＭＣタービンブレードを製造する方法を説明するフローチャートである。ＣＭＣタービンブレードのコアインサート部分と外側シェル部分両方を、スラリーキャストＭＩ法を用いて製造することができる。このようなスラリーキャストＭＩ法の技術的詳細が、本出願人に譲渡された米国特許第６２８０５５０Ｂ１号（先行技術として援用する）に記載されている。コアインサート部分はＳｉｌＣｏｍｐ法で製造してもよい。
【００２９】
適宜採用されるプロセスの第一工程２００は、スラリーキャスト法を用いてコアインサート部分プレフォームを製造する。この場合、コアインサート部分にある程度の気孔が残る。好適な実施形態では、コアインサート部分の気孔率は約２０体積％〜約４０体積％の範囲である。このようなコアインサート部分の数及びその予め選定した幾何形状は、タービンブレード用に予め選定した外側シェル部分の層の数及びタービンブレードに必要とされる機械的特性に依存する。例えば、図４に示すように、タービンブレード用に２つの外側シェル部分３６を使用する場合には、２つの外側シェル部分の間に入れるのに１つのコアインサート部分３４が必要とされる。図５に示すような、５つの外側シェル部分３６を製造する別の実施形態では、タービンブレードのダブテール部分２４を造成するのに合計で５個のコアインサート部分３４が必要とされる。ＣＭＣタービンブレードのコアインサート部分と外側シェル部分両方を、スラリーキャストＭＩ法を用いて製造することができる。同じく適宜採用されるプロセスの第一工程２１０は、ＳｉｌＣｏｍｐ法でＳｉ／ＳｉＣコアインサート部分を製造する。あるいは、コアインサート部分は、ＳｉｌＣｏｍｐ法として知られる方法で製造したケイ素−炭化ケイ素（Ｓｉ／ＳｉＣ）複合材料から構成してもよく、これを本発明のモノリシックコアインサート部分としてプレプレグＭＩ外側シェル部分と組み合わせて用いてもよい。コアインサート部分は、当業界で知られた他のモノリシックセラミック材料としてもよい。コアインサート部分の寸法及び組成は、コアインサート部分の製造中に母材内に気孔を形成することになる炭素微小球を添加するなどの技法で、適当なスチッフネスと密度を与えるように選択的に調節することができる。そのほかに、コアインサート部分の残留ケイ素含量を減らすことにより、コアインサート部分のスチッフネスをシェルより高くすることができる。
【００３０】
次の工程２２０は、スラリーキャスト法を用いて外側シェルプレフォームを製造する。このようなスラリーキャスト法は、ある程度の気孔の残ったプレフォームを形成する。あるいは、工程２００と２２０又は工程２００と２１０の順序を逆にしてもよく、同時に行ってもよい。次の工程２３０は、外側シェルプレフォームとコアインサート部分を配置してタービンブレード体を形成する工程である。コアインサート部分をタービンブレード体の少なくともダブテール部分内に配置する。次の工程２４０では、当業界で知られたケイ素溶融浸透法を用いてタービンブレード体を緻密化し、本発明のＣＭＣタービンブレードを形成する。このような緻密化は、外側シェル部分とコアインサート部分との間に強固な結合を生成する。コアインサート部分にスラリーキャストＭＩ法を使用した場合には、緻密化工程２４０はコアインサート部分を緻密化する作用もなす。コアインサート部分にＳｉｌＣｏｍｐ法を使用し、コアインサート部分をＭＩで予め緻密化しなかった場合には、緻密化工程１４０はコアインサート部分及び外側シェル部分を緻密化する。コアインサート部分にＳｉｌＣｏｍｐ法を使用し、コアインサート部分をＭＩで予め緻密化した場合には、緻密化工程１４０はコアインサート部分と外側シェル部分のケイ素間に結合を形成するだけである。得られた物品は、異なる材料特性を有する少なくとも２つの別個の部分を有する複合材料構造を備える。物品は、厚くも薄くも、当業界で知られているような適当な寸法とすることができる。
【００３１】
別の追加の実施形態では、外側シェル部分をスラリーキャストＭＩ法を用いて製造する一方、コアインサート部分をプレプレグＭＩ法を用いて製造する。さらに他の追加の実施形態では、外側シェル部分をプレプレグＭＩ法を用いて製造する一方、コアインサート部分をスラリーキャストＭＩ法を用いて製造する。
【００３２】
本発明のプロセスは、高圧タービンブレード、高圧タービンベーン、低圧タービンブレード及び低圧タービンベーンを含めて（これらに限らない）あらゆるタービンエンジン翼形部の製造に使用できる。
【００３３】
図４は、本発明のＣＭＣタービンブレード２０の実施形態におけるタービンブレードダブテール２４の断面図である。タービンブレード２０は、高熱排ガスの流れが当てられる翼形部（図示せず）を含む。タービンブレード２０はタービンディスク（図示せず）に、翼形部から下方に延在し、タービンディスクに設けたスロットにはまり、そこで所定位置に固定されるダブテール２４により装着される。図４に示す実施形態では、ＳｉｌＣｏｍｐ法を用いて製造されたケイ素−炭化ケイ素セラミック母材複合コアインサート部分３４が１つある。あるいは、コアインサート部分はモノリシックセラミック材料であってもよい。また、スラリーキャストＭＩ法を用いて製造された炭化ケイ素−炭化ケイ素セラミック母材複合外側シェル部分３６が２つある。コアインサート部分３４と外側シェル部分３６との間の結合は、ケイ素溶融浸透の最終加工工程中に生成する。
【００３４】
図５は、本発明のＣＭＣタービンブレード２０の実施形態におけるタービンブレードダブテール２４の断面図である。タービンブレード２０は、高熱排ガスの流れが当てられる翼形部（図示せず）を含む。タービンブレード２０はタービンディスク（図示せず）に、翼形部から下方に延在し、タービンディスクに設けたスロットにはまり、そこで所定位置に固定されるダブテール２４により装着される。図５に示す実施形態では、Ｓｉｌｃｏｍｐ法を用いて製造されたケイ素−炭化ケイ素セラミック母材複合コアインサート部分３４が４つある。あるいは、コアインサート部分はモノリシックセラミック材料であってもよい。また、スラリーキャストＭＩ法を用いて製造された炭化ケイ素−炭化ケイ素外側シェル部分３６が２つある。コアインサート部分３４と外側シェル部分３６との間の結合は、ケイ素溶融浸透の最終加工工程中に生成する。
【００３５】
図６は、本発明のＣＭＣタービンブレード２０の実施形態におけるタービンブレードダブテール２４の断面図である。タービンブレード２０は、高熱排ガスの流れが当てられる翼形部（図示せず）を含む。タービンブレード２０はタービンディスク（図示せず）に、翼形部から下方に延在し、タービンディスクに設けたスロットにはまり、そこで所定位置に固定されるダブテール２４により装着される。図６に示す実施形態では、ＳｉｌＣｏｍｐ法を用いて製造されたケイ素−炭化ケイ素セラミック母材複合コアインサート部分３４が１つある。あるいは、コアインサート部分はモノリシックセラミック材料であってもよい。また、プレプレグＭＩ法を用いて製造された炭化ケイ素−炭化ケイ素セラミック母材複合外側シェル部分３６が２つある。コアインサート部分３４と外側シェル部分３６との間の結合は、ケイ素溶融浸透の最終加工工程中に生成する。
【００３６】
図７は、本発明のＣＭＣタービンブレード２０の実施形態におけるタービンブレードダブテール２４の断面図である。タービンブレード２０は、高熱排ガスの流れが当てられる翼形部（図示せず）を含む。タービンブレード２０はタービンディスク（図示せず）に、翼形部から下方に延在し、タービンディスクに設けたスロットにはまり、そこで所定位置に固定されるダブテール２４により装着される。図７に示す実施形態では、Ｓｉｌｃｏｍｐ法を用いて製造されたケイ素−炭化ケイ素セラミック母材複合コアインサート部分３４が４つある。あるいは、コアインサート部分はモノリシックセラミック材料であってもよい。また、プレプレグＭＩ法を用いて製造された炭化ケイ素−炭化ケイ素外側シェル部分３６が２つある。コアインサート部分３４と外側シェル部分３６との間の結合は、ケイ素溶融浸透の最終加工工程中に生成する。
【００３７】
本発明はまた、外側シェル部分及び内側コア部分を備え、外側シェル部分と内側コア部分とがＭＩ法を用いて互いに結合された、タービンエンジン翼形部を提供する。外側シェル部分は、スラリーキャストＭＩ法及びプレプレグＭＩ法のいずれかの方法を用いて製造されるＳｉＣ／ＳｉＣ材料からなる。内側コア部分は、スラリーキャストＭＩ法又はプレプレグＭＩ法を用いて製造されるＳｉＣ／ＳｉＣ複合材料、Ｓｉ／ＳｉＣ複合材料及びモノリシックセラミック材料からなる群から選択される材料からなる。Ｓｉ／ＳｉＣ複合材料はＳｉｌｃｏｍｐ法を用いて製造してもよい。本発明は、高圧タービンブレード、高圧タービンベーン、低圧タービンブレード又は低圧タービンベーンとすることができる。
【００３８】
以上、本発明を好適な実施形態について説明したが、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、その構成要素を等価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、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ために多くの改変を行うことができる。したがって、本発明は、本発明を実施する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、本発明は特許請求の範囲に入るすべての実施形態を包含する。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】航空機エンジンのＬＰＴブレードの１例を示す斜視図である。
【図２】プレプレグＭＩ法を用いて本発明のＣＭＣタービンブレードを製造する方法を示すフローチャートである。
【図３】スラリーキャストＭＩ法を用いて本発明のＣＭＣタービンブレードを製造する別の方法を示すフローチャートである。
【図４】本発明のＣＭＣタービンブレードダブテールの１実施形態を示す断面図である。
【図５】本発明のＣＭＣタービンブレードダブテールの１実施形態を示す断面図である。
【図６】本発明のＣＭＣタービンブレード２０の実施形態におけるタービンブレードダブテール２４の断面図である。
【図７】本発明のＣＭＣタービンブレード２０の実施形態におけるタービンブレードダブテール２４の断面図である。
【符号の説明】
【００４０】
２０  タービンブレード
２２  翼形部
２４  ダブテール
３４  コアインサート部分
３６  外側シェル部分
【図１】
2005201244.tif 000003
【図２】
2005201244.tif 000004
【図３】
2005201244.tif 000005
【図４】
2005201244.tif 000006
【図５】
2005201244.tif 000007
【図６】
2005201244.tif 000008
【図７】
2005201244.tif 000009
【外国語明細書】
2005201244000001.pdf