(57)【要約】【課題】複合インベストメント鋳造コア（２０）の製造方法を提供すること。【解決手段】複合インベストメント鋳造コア（２０）の製造方法において、複数のコアはそれぞれ、第１部分（３０）および第１部分によって連結された複数の別個の第２部分（３２）を画定するように金属シートを切断することによって形成される。第２部分は（３２）、第１部分（３０）との局所的な整列から外れるように曲げられる。コアの第１部分（３０）は組み立てられ、互いに固定される。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
複合インベストメント鋳造コアの製造方法であって、
第１部分とこの第１部分によって連結された複数の別個の第２部分とを画定するように金属シートを切断するとともに、前記第１部分との局所的な整列から外れるように前記第２部分を曲げることによって、複数のコアをそれぞれ形成し、
前記複数のコアの前記第１部分を組み立て、
前記複数のコアを前記第１部分によって固定することを含む方法。
【請求項２】
前記金属シートの切断が、レーザー切断、液体ジェット切断、およびスタンピングの少なくとも１つを含む請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記複数のコアの固定が、溶接、ろう付け、および拡散接合の少なくとも１つを含む請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記金属シートの切断の後でかつ前記第２部分を曲げる前に、前記シートを平面状からアーチ形に曲げることをさらに含む請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記固定された複数のコアにコーティングを施すことをさらに含む請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記固定された複数のコアにセラミックコアをオーバーモールドすることと、
前記固定された複数のコアを、予め成型されたセラミックコアに組み付けることの少なくとも１つをさらに含む請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記第２部分を曲げることが、該第２部分の配列の局所的方向に対して少なくとも３０°平行からずれて、曲げ方向を中心に少なくとも３０°曲げることを含む請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記金属シートの切断により、前記第２部分内に開口が形成される請求項１に記載の方法。
【請求項９】
前記コアの少なくとも第１のコアについて、
前記金属シートの切断により、主部分およびタブ部分を備えた前記第２部分が形成され、
前記第２部分を曲げることにより、前記主部分が、前記第１部分との前記局所的な整列から外れるように曲げられ、かつ前記タブ部分それぞれが、関連する前記主部分との局所的な整列から外れるように曲げられ、
前記第１部分の組み立てにより、各タブ部分が、前記コアのうちの第２のコアにおける隣接する前記第２部分の１つと接触する請求項１に記載の方法。
【請求項１０】
前記コアの少なくとも第１のコアについて、前記金属シートの切断により、前記第１部分とは反対側で前記第２部分同士を連結させる第３部分が形成される請求項１に記載の方法。
【請求項１１】
前記コアの少なくとも第１のコアについて、前記金属シートの切断により、前記第１部分とは反対側に終端部を備えた前記第２部分が形成される請求項１に記載の方法。
【請求項１２】
請求項１に従ってインベストメント鋳造コアを形成し、
模型を形成するために、少なくとも１つの前記インベストメント鋳造コアの上に、模型形成材料を少なくとも部分的に成型し、
前記模型をシェリングし、
シェルを形成するために、前記シェリングされた模型から前記模型形成材料を除去し、
溶融合金を前記シェルに注入し、
前記シェルを除去することを含むインベストメント鋳造方法。
【請求項１３】
前記鋳造コアの形成が、
セラミックコアを前記固定された複数のコア上にオーバーモールドすることと、
前記固定された複数のコアを、予め成型されたセラミックコアに組み付けることの少なくとも１つをさらに含む請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
ガスタービンエンジンの構成要素を形成するために使用される請求項１２に記載の方法。
【請求項１５】
ガスタービンエンジンエアフォイルを形成するために使用され、前記複数のコアの前記第２部分が、後縁の出口通路を形成する請求項１２に記載の方法。
【請求項１６】
背部と、前記背部から延び、かつ前記背部との局所的な平行から外れるように配向された複数の枝部と、をそれぞれ含む複数の金属製鋳造コア要素を含み、前記複数のコア要素の前記背部が互いに固定されたインベストメント鋳造コア。
【請求項１７】
前記複数の金属製鋳造コア要素の組み合わされた前記背部と係合するセラミックコア要素をさらに含む請求項１６に記載のインベストメント鋳造コア。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はインベストメント鋳造に関する。より具体的には、本発明は、超合金タービンエンジン構成要素のインベストメント鋳造に関する。
【背景技術】
【０００２】
インベストメント鋳造は、複雑な幾何学形状を有する金属構成要素、特に中空の構成要素を形成するのに一般に使用されている技術であり、超合金ガスタービンエンジン構成要素の製造に使用される。本発明は、特定の超合金鋳物の製造に関連して記載されるが、本発明はそれに限定されないことが理解されよう。
【０００３】
ガスタービンエンジンは、航空機の推進、発電、および船舶の推進に広く使用される。ガスタービンエンジン用途において、効率は主な目的である。改善されたガスタービンエンジン効率は、より高温で動作させることによって得られるが、タービンセクション内の現行の動作温度は、タービン構成要素に使用される超合金材料の融点を超えている。したがって、空冷を行うのが一般的な慣例である。冷却は、エンジンのコンプレッサセクションからの比較的低温の空気を、冷却すべきタービン構成要素内の通路を介して流通させることによって行われる。そのような冷却は、それに関連するエンジン効率のコストを伴う。したがって、比冷却を向上させ、所与の冷却空気量から得られる冷却効果の量を最大限にすることが強く求められる。これは、微細な、正確に位置付けられた冷却通路セクションを使用することによって得られる。
【０００４】
冷却通路セクションは、鋳造コアの上に鋳造されてもよい。セラミック鋳造コアは、セラミック粉末とバインダ材料の混合物を硬化鋼の型に注入して成型することによって形成することができる。型から除去した後、未焼結のコアは、熱によって後処理されてバインダが除去され、焼成されてセラミック粉末が焼結される。より微細な冷却用特徴部に向かう傾向は、コア製造技術に重い負担をかけている。微細な特徴部は、製造が困難なことがあり、かつ／または、製造された後で脆弱であることが分かることがある。特許文献１，２は、セラミックおよび耐火金属のコアの組合せを使用することを開示している。
【特許文献１】米国特許第６６３７５００号明細書
【特許文献２】米国特許第６９２９０５４号明細書
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の１つの態様は、複合インベストメント鋳造コアの製造方法を含む。複数のコアはそれぞれ、第１部分と、第１部分によって連結された複数の別個の第２部分と、を画定するように金属シートを切断することによって形成される。第２部分は、第１部分との局所的な整列から外れるように曲げられる。コアの第１部分は組み立てられ、互いに固定される。
【０００６】
本発明の１つまたは複数の実施形態の詳細は、添付の図面および以下の説明において述べられる。本発明の他の特徴、目的、および利点は、説明および図面から、また特許請求の範囲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】
【０００７】
図１は、セラミックのコア２４に固定された耐火金属コア（ＲＭＣ）アセンブリ２２を含む例示的な複合鋳造コア２０を示す。例示的なコア２０は、（例えば、ブレードまたはベーンの）エアフォイルを鋳造するように構成され、その際、セラミックのコア２４により主な供給通路が鋳造され、ＲＭＣアセンブリ２２が、後縁に隣接する供給通路から延びるエアフォイルの後縁出口通路を鋳造するための櫛状のコアを形成する。コア２０は、追加のコア（例えば、前縁領域または正圧面側壁部もしくは負圧面側壁部に沿って、出口回路を鋳造するための追加のＲＭＣ）を含んでもよい。
【０００８】
例示的なＲＭＣアセンブリは、セラミックのコア２４に固定された、積層された背部（ｓｐｉｎｅ）３０を含む。歯（ｔｉｎｅ）の配列３２が背部３０から延びる。例示的な歯は単一の金属層を有するが、厚さを増大するために、歯のいくつかまたはすべてを積層してもよい。図２は、ＲＭＣアセンブリ２２を分離して示す。歯はそれぞれ、歯によって変わる可能性がある歯長ＬＴを有する。歯はそれぞれ、歯によって変わる可能性がある歯高ＨＴを有する。歯はそれぞれ、歯によって変わる可能性がある歯幅ＷＴを有する。背部に沿った心々の歯間隔はＳＴとして示される。これもまた歯の配列に沿って変わる可能性がある。
【０００９】
図３は、３つの個々のコア要素４０、４２、４４のアセンブリから形成されるＲＭＣアセンブリ２２を示す。要素４０、４２、４４のそれぞれは、背部４６、４８、５０を含み、そこから、歯５２、５４、５６の関連する配列がそれぞれ延びる。要素４０、４２、４４が組み立てられるとき、それらの背部４６、４８、５０は互いに積み重ねられ、かつ互いに固定され、一方、それぞれの歯は、交互に散在（ｉｎｔｅｒｓｐｅｒｓｅｄ）され、配列３２を形成する。複数のコア要素４０、４２、４４のアセンブリにより、同様の製造技術では得られない歯の形状、サイズ、および密度（間隔）が可能になる。コア要素４０、４２、４４のそれぞれは、同様のプロセスによって製造されてもよい。
【００１０】
コア２０の製造２００のステップは、図４のフローチャートで、また図５〜７の図で大まかに示される。切断作業２０２（例えば、レーザー切断、液体ジェット機械加工、またはスタンピング）では、切断形状６０（図５）がブランク６２から切断される。例示的なブランク６２は、平行な第１面と第２面の間で０．０２５４〜０．２５４ｃｍ（０．０１〜０．１０インチ）付近の厚さと、それよりもはるかに大きな横断寸法と、を有する、耐火金属ベースのシート素材（例えば、モリブデンまたはニオブ）からなるものである。例示的な切断形状６０は、背部の初期形状（ｐｒｅｃｕｒｓｏｒ）６４および歯の配列の初期形状６６を有する。背部の初期形状と歯の初期形状の間の接合部６８には、歯の根部に、歯の配列にほぼ平行に延びる部分的なアンダーカット７０がある。さらに詳細に後述されるように、アンダーカットにより、歯の初期形状が背部の初期形状に対して平行からずれて曲がることが可能になる。
【００１１】
第２のステップ２０４では、背部の初期形状がアーチ形の形状（図６）となるように、切断形状全体が曲げられる。その後、個々の歯の初期形状は、ステップ２０６において、それぞれアンダーカット７０の終端に隣接して、関連する屈曲軸５１０（図５）で背部の初期形状に対して曲げられる。結果として得られるコア要素の形状が、図７に示される（図３も参照）。
【００１２】
ＲＭＣは、ステップ２０８でそれらの背部が互いに積み重ねられ、それらの歯が散在するようにして組み立てることができる。その後、背部は、ステップ２１０で、溶接、ろう接、拡散接合、さらには締結具または接着剤の使用によって互いに固定され、ＲＭＣアセンブリ２２を形成することができる。アセンブリは、ステップ２１２において、保護コーティングで被覆することができる。あるいは、コーティングは組立て前に適用することができる。適切なコーティング材は、シリカ、アルミナ、ジルコニア、クロミア、ムライト、およびハフニアを含む。好ましくは、耐火金属とコーティングの熱膨脹係数（ＣＴＥ）は同様である。コーティングは、任意の適切な視線のある（ｌｉｎｅ−ｏｆ  ｓｉｇｈｔ）技術または視線のない（ｎｏｎ−ｌｉｎｅ−ｏｆ  ｓｉｇｈｔ）技術（例えば、化学蒸着法または物理蒸着法（ＣＶＤ、ＰＶＤ）、プラズマ溶射方法、電気泳動、およびゾルゲル法）によって付着することができる。個々の層は、典型的には厚さ０．１〜１ミルであってもよい。溶融金属による侵食および溶解から保護するためのセラミックのコーティングと組み合わせて、Ｐｔや他の貴金属、Ｃｒ、Ｓｉ、Ｗ、および／またはＡｌ、あるいは他の非金属材料の層を、酸化保護のために金属のコア要素に付着することができる。
【００１３】
ＲＭＣアセンブリ２２は、型内で組み立てられてもよく、セラミックのコア２４（例えば、シリカベース、ジルコンベース、またはアルミナベースの）をその上に成型してもよい。例示的なオーバーモールドするステップ２１４は、背部３０の上にセラミックのコア２４を成型することを含む。成型されたセラミック材料はバインダを含んでもよい。バインダは、焼成されていない未焼結状態で、成型されたセラミック材料の一体性を維持するように機能し得る。例示的なバインダはろうベースである。オーバーモールドのステップ２１４の後、予備的なコアアセンブリは、ステップ２１６でセラミックを硬化するために（例えば、不活性雰囲気または真空中で加熱することによって）脱バインダ／焼成されてもよい。
【００１４】
図８は、複合コアアセンブリを使用したインベストメント鋳造の例示的な方法２２０を示す。様々な従来技術の方法およびさらにこれから開発される方法を含めて、他の方法も可能である。次いで、焼成されたコアアセンブリは、ステップ２３０において、天然ろうまたは合成ろうなどの容易に犠牲になる材料を用いて（例えば、型の中にアセンブリを置き、その周りにろうを成型することによって）オーバーモールドされる。複数のアセンブリが、所与の型で必要とされる可能性がある。
【００１５】
オーバーモールドされたコアアセンブリ（またはアセンブリの群）は、鋳造される部分の外形にほぼ対応する外形を備えた鋳造模型を形成する。次いで、模型は、ステップ２３２でシェリング固定具に組み付けることができる（例えば、固定具のエンドプレート間のろう溶接による）。次いで、模型を、ステップ２３４でシェリングすることができる（例えば、スラリ浸漬、スラリ噴霧などの１つまたは複数の段階による）。シェルは、形成後、ステップ２３６で乾燥することができる。乾燥は、後続の処理を可能にするように、少なくとも十分な強度または他の物理的一体性をシェルに提供する。例えば、覆われたコアアセンブリを含むシェルは、ステップ２３８において、シェリング固定具から完全にまたは部分的に取り外し、次いで、ステップ２４０で脱ろう装置（例えば、スチームオートクレーブ）に移送することができる。脱ろう装置内において、蒸気脱ろうプロセス２４２が、シェル内に固定されたコアアセンブリを残してろうの大部分を除去する。シェルおよびコアアセンブリは、最終的な鋳型をほぼ形成する。しかし、脱ろうプロセスは、一般的には、シェル内部およびコアアセンブリの上にろうまたは副産物の炭化水素残留物を残す。
【００１６】
脱ろうの後、シェルはステップ２４４で（例えば、空気または他の酸化雰囲気を含む）炉に移送され、ステップ２４６でその中で加熱されて、シェルが強化され、残っているワックス残留物があれば除去され（例えば、気化によって）、かつ／または炭化水素残留物が炭素に変換される。雰囲気中の酸素は炭素と反応して二酸化炭素を形成する。炭素の除去は、金属鋳物中の有害な炭化物の形成を低減またはなくすのに有利である。炭素の除去には、作業の後段で使用される真空ポンプが詰まる可能性を低減するという追加の利点がある。
【００１７】
鋳型は、ステップ２４８で雰囲気炉から除去し、冷却させ、検査することができる。鋳型は、ステップ２５０において、鋳型内に金属シードを配置することによってシーディングし、方向性凝固の（ＤＳ）鋳物または単結晶（ＳＸ）鋳物の最終的な結晶構造を確立することができる。しかし、本願の教示は、他のＤＳおよびＳＸ鋳造技術（例えば、シェルの幾何学形状によって結晶粒が選択される）または他の微細構造の鋳造に適用されてもよい。鋳型は、ステップ２５２で鋳造炉に移送することができる（例えば、炉内の冷しプレートの上に置かれる）。鋳造炉は、ステップ２５４で鋳造用合金の酸化を防ぐため、排気して真空にすることも、非酸化雰囲気（例えば、不活性ガス）で充填することもできる。鋳造炉は、ステップ２５６で鋳型を予熱するために加熱される。この予熱は、シェルをさらに硬化して強化すること、ならびに、溶融合金を導入するためにシェルを予熱して合金の熱衝撃および早期の凝固を防ぐこと、という２つの目的に役立つ。
【００１８】
予熱後、ステップ２５８で、まだ真空状態にある間に、溶融合金が鋳型に注入され、鋳型は、ステップ２６０で（例えば、炉の高温領域から引き出した後）合金を凝固させるために冷却される。凝固後、ステップ２６２で真空を中断することができ、冷却された鋳型は、ステップ２６４で鋳造炉から除去することができる。シェルは、脱シェルプロセス（例えば、シェルの機械的破壊）２６６で除去することができる。
【００１９】
コアアセンブリは、鋳造品（例えば、最終部品の金属の初期形状）を残すように、脱コアプロセス２６８で除去される。鋳造品は、最終部品を形成するように、機械加工２７０、化学処理および／または熱処理２７２、および被覆２７４することができる。任意の機械加工または化学処理もしくは熱処理の一部またはすべては、脱コアの前に行われてもよい。
【００２０】
図９は、シェル８０に埋め込まれたセラミックのコア２４の隣接部分と共に歯の１つを示す。シェルは、エアフォイルの正圧面側壁部分８２および負圧面側壁部分８４を形成する鋳造合金を含む。歯は、シェル８０に埋め込まれた終端８６まで延びる。相対的に高さのある終端部分８８は、シェルに埋め込まれるように正圧面側に沿って突出する。負圧面側では、部分８８はエアフォイルの後縁９０までシェルから離間されていて、負圧面側壁８４を完全な状態に残す。部分８８は、突出していることにより、正圧面側に沿って出口９２を形成する（図１０）。部分８８の上流では、歯は、比較的小さな断面の（高さの低い）部分１１０を有する。その前側／上流では、先細部分１１２に沿って（下流から上流まで）高さが拡大してもよい。例示的な歯は、正圧面側および負圧面側の両方に沿った肩部によって部分１１２から分離された、高さのわずかに低い部分１１４を有する。例示的な部分１１４により、計量機能を果たすように、関連する出口通路の比較的小さな断面の部分１１６（図１０）が鋳造される。セラミックのリブ１２６（図９）により、プレナム１２０（図１０）が鋳造される。プレナム１２０は、歯の近位部分によって鋳造された開口１２４によって供給通路１２２に接続される。通路１２２は、ＲＭＣアセンブリの背部３０が埋め込まれる主なセラミックのコアの部分によって形成される。
【００２１】
変形例の１つとして、切断形状により、様々に強化された歯を提供してもよい。図１１は、他の点では上述のものに類似しているが、先細部分の中に三角形の貫通開口１３２を含む歯１３０を示す。後述されるように、そのような貫通開口は、関連する出口通路内に横断方向の支柱または壁を提供するのに有効である。
【００２２】
図１２は、単一の三角形の開口１３２が、下流に向かって徐々に直径が減少する円形の開口１４２の配列に置き換えられた、別の類似の歯１４０を示す。図１３は、切断形状により縁部のくぼみ１５２が提供される、別の類似の歯１５０を示す。例示的な縁部のくぼみは、歯の正圧面側縁部および負圧面側縁部においてそれぞれ反対側に設けられた対の形である。縁部のくぼみ１５２は、出口通路の正圧面側および負圧面側に一連の対応する隆起を提供する。代替のもの（図示なし）は、貫通孔を形成する代わりに、歯の側部（元のコアブランクの面）にくぼみ（例えば、ディンプル）を形成することを含む。そのくぼみにより、出口通路の翼幅方向の面に突部が鋳造される。
【００２３】
図１４は、他の点では図１１の歯１３０に類似していてもよい歯１６０を示す。しかし、追加材料として、歯１６０は、先細部分１６４において正圧面側に突起１６２を含む。例示的な歯１６０では、突起１６２は端部の突起ではなく、拡大された終端部分１６８まで下流に延びる強化部分１６６まで延びるものである。例示的な部分１６６により、内部特徴部は鋳造されないが、代わりに、構造上の強化部として働き、さらに歯を最終的なシェルと一体化する。図１５は、歯１６０によって鋳造されたエアフォイルを示す。先細部分の開口により、出口通路１７２を正圧面側部分１７４と負圧面側部分１７６とに分割する、中央の横断壁１７０が鋳造される。突起１６２により、関連する後縁出口１８０の上流の正圧面側壁を貫通する出口孔１７８が鋳造される。
【００２４】
図１６は、エアフォイル前縁の出口孔４０２、４０４、４０６（図１７）およびインピンジメント冷却孔４０８を鋳造するために使用される、３本の櫛形のＲＭＣアセンブリの例示的な歯４００を示す。図１７の例示的なエアフォイルは、前縁のインピンジメントキャビティ４１０を含む。そのすぐ下流にあるのは、インピンジメント孔４０８によってインピンジメントキャビティ４１０に接続された前縁供給通路４１２である。例示的なエアフォイルでは、孔４０４は、正確なエアフォイル前縁に非常に近接し、孔４０２は正圧面側にずれ、孔４０６は負圧面側にずれている。
【００２５】
供給通路４１２は、ＲＭＣアセンブリの背部の上に成型されたセラミックのコアの枝部４２０（図１６）によって鋳造される。セラミックのコアの第２のリブ状の部分４２２により、インピンジメントキャビティ４１０が鋳造される。各歯の第１の比較的近位の部分４２４は、インピンジメント孔４０８の関連する１つを鋳造するように、コアの部分４２０、４２２の間を延びる。より遠位の部分は、例示的な一対の孔４３０で穿孔されて、枝部４３２、４３４、４３６を形成し、それらの枝部により、関連する群の中の出口孔４０２、４０４、４０６がそれぞれ鋳造される。歯の遠位端部分はシェル４４０に埋め込まれる。
【００２６】
図１８は、歯の初期形状３０２がタブ３０６を画定する１つまたは複数のＵ字型の切目３０４（図１９）を含む、簡略化された切断形状３００を示す。歯の主要部分３０８は、背部３１０（図２０）に対して横断方向で曲げられてもよく、タブ３０６は主要部分に対して横断方向で曲げられてもよい。複数のＲＭＣが積み重ねられる場合（２つが図２１に組み立てられて示される）、タブ３０６はそれぞれ、別のコアの隣接する歯の主要部分まで延び、それと接触してもよい。タブは、歯の位置／間隔を維持するように機能してもよく、またさらなる流通空間を設けるように機能してもよい。そのようなタブの代替物は、図示されたタブの歯に対する当接を超えて、連結部を提供しうる。
【００２７】
図２２は、単一の背部から延びる終端部を備えた歯を有する代わりに、切断形状が、切抜き部３２８によって分離された個々の連結部分３２６によって連結された一対の背部３２２、３２４を有する、簡略化された切断形状３２０を示す。背部それぞれに対する連結部分の接続および関係は、上述した歯の関連する背部に対する接続および関係に類似していてもよい。図２３および２４は、背部に対して横断方向に曲げた後の連結部分３２６を示す。
【００２８】
図２５は、代替の複合コア上にろうを成型するためのキャビティ３４２を有する模型成型用の型３４０を示す。例示的な複合コアは、ＲＭＣアセンブリ３４４およびセラミックのコア３４６を含む。一般的な製造の考慮すべき点は、上述した、または他の可能なもののいずれかと同様のものとしてもよい。例示的な状況では、ＲＭＣアセンブリの背部３５０は最終的な鋳造部品の外部に存在する（例えば、鋳造シェルに埋め込まれてもよい）。歯の自由遠位端部分は、セラミックのコア３４６内に位置する（例えば、それによってオーバーモールドされてもよい）。したがって、例示的な模型形成用の型３４０では、ＲＭＣアセンブリの背部３５０は、ろうを受け取らない個別のコンパートメント３５２内に配置されてもよい。例示目的のために、例示的なコンパートメント／キャビティ３４２は、ＲＭＣの歯が後縁の出口通路を形成するように配置された状態で、ベーン構造を形成するように部分的に概略的に示される。
【００２９】
他の変形例は、歯を回旋形状に曲げることを必要とする可能性がある。図２６は、歯が波状の形態に曲げられた２つのＲＭＣのアセンブリを示す。図２７は、図２６のＲＭＣの１つのための最初に反対側からそれぞれ切断されたＲＭＣ初期形状３６０を示す。各歯の初期形状には、一対の近位の開放端を有するスロット３６２、３６４が切断される。図２８の第１の歯変形段階では、歯は波状の形態を付与するように（例えば、スタンピングまたはエンボス加工によって）曲げられる。図２９〜３１の第２段階では、歯は、背部と平行な軸を中心に近位の歯の部分を曲げることによって扇状に広げられる。図３２および３３の第３段階では、歯は、スロット３６２、３６４を接続する折り目３８０（図３１および３２）で曲げられて、横方向に扇状に広がる。
【００３０】
本発明の１つまたは複数の実施形態を記載してきた。しかしながら、本発明の精神および範囲から逸脱することなく様々な修正を加えることができることが理解されるであろう。例えば、様々な既存のまたはさらにこれから開発されるプロセス、装置、または結果として得られる鋳造品構造の修正を用いて（例えば、冷却通路構造を修正した基準の鋳造品のリエンジニアリングにおいて）原理を実施することができる。任意のそのような実施において、基準のプロセス、装置、または物品は、特定の実施の詳細に影響を及ぼす可能性がある。したがって、他の実施形態も特許請求の範囲内である。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】複合鋳造コアの図である。
【図２】図１のコアの耐火金属コアアセンブリの図である。
【図３】図２のアセンブリの分解組立図である。
【図４】コア組立てプロセスのフローチャートである。
【図５】切断されたコアの初期形状の平面図である。
【図６】背部を曲げた後の図５の初期形状の先端図である。
【図７】歯を曲げた後の図６の初期形状の図である。
【図８】インベストメント鋳造方法のフローチャートである。
【図９】図１の複合コアの上に鋳造されているエアフォイルの流れ方向部分断面図である。
【図１０】図９で鋳造されたエアフォイルの部分切欠き図である。
【図１１】第１の代替耐火金属コアの歯の側面図である。
【図１２】第２の代替耐火金属コアの歯の側面図である。
【図１３】第３の代替耐火金属コアの歯の側面図である。
【図１４】第４の代替耐火金属コアの歯の側面図である。
【図１５】図１４の歯の上に鋳造されたエアフォイルの部分切欠き図である。
【図１６】代替複合コアの上に鋳造されているエアフォイルの流れ方向部分断面図である。
【図１７】図１６で鋳造されたエアフォイルの部分切欠き図である。
【図１８】代替の切断された耐火金属コアの初期形状の簡略化された平面図である。
【図１９】図１８の初期形状の歯の拡大図である。
【図２０】歯を曲げてコアを形成した後の図１８の初期形状の図である。
【図２１】補足コアを備えた図１８のコアのアセンブリの図である。
【図２２】第２の代替の切断されたコアの初期形状の簡略化された平面図である。
【図２３】連結部分を曲げた後の図２２の初期形状の図である。
【図２４】図２３の初期形状の側部端面図である。
【図２５】模型形成用の型の概略断面図である。
【図２６】代替ＲＭＣアセンブリの図である。
【図２７】図２６のアセンブリのＲＭＣ用の切断されたコアの初期形状の図である。
【図２８】第１の形成／造形ステップ後の図２７の初期形状の側面図である。
【図２９】第２の造形／形成ステップ後の図２７の初期形状の側面図である。
【図３０】図２９の初期形状の正面図である。
【図３１】図２９の初期形状の平面図である。
【図３２】最終的に歯を曲げた後の図２６のアセンブリのＲＭＣの図である。
【図３３】図３２のＲＭＣの正面図である。
【符号の説明】
【００３２】
２０…複合鋳造コア
２２…耐火金属コアアセンブリ
２４…セラミックのコア
３０…セブ
３２…歯の配列
【図１】
2007307618.tif 000003
【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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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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【図２６】
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【図２７】
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【図２８】
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【図２９】
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【図３０】
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【図３１】
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【図３２】
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【図３３】
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