(57)【要約】【課題】  超合金タービンエンジン部品の改良されたインベストメント鋳造方法およびこれに用いるインベストメント鋳造コアを提供する。【解決手段】  インベストメント鋳造コアを製造する方法が、平行な第１の面と第２の面との間の厚さがこれに直交する幅および長さよりも小さい金属ブランクを使用する。ブランクは、第１の面および第２の面のうちの少なくとも１つから局部的に薄肉化され、次いで複数の開口部および溝を形成するように貫通切削される。この金属ブランクから形成された金属コア（破線部）とセラミックコアを備えたコアアセンブリを用いることにより、エアフォイル６０における後縁給気通路６４と出口スロット６６との間の冷却通路形状が改善され、これにより局部的冷却を改善し、冷却空気に対する抵抗を低下させ、冷却効果を向上させる。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
平行な第１の面と第２の面との間の厚さが、これと直交する幅および長さよりも小さい金属ブランクからインベストメント鋳造コアを製造する方法であって、
前記第１および第２の面のうちの少なくとも１つから前記ブランクを局部的に薄肉化するステップと、
前記厚さを貫いて前記ブランクを貫通切削するステップと、
を備えたインベストメント鋳造コアの製造方法。
【請求項２】
少なくとも前記貫通切削するステップが、スタンピング、レーザカッティング、液体ジェットカッティング、および放電加工のうちの少なくとも１つを備えることを特徴とする請求項１に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
【請求項３】
少なくとも前記局部的に薄肉化するステップが、スタンピング、放電加工、電気化学的研磨、グラインディング、および機械加工のうちの少なくとも１つを備えることを特徴とする請求項１に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
【請求項４】
前記貫通切削するステップと、前記局部的に薄肉化するステップと、が別々に実施されることを特徴とする請求項１に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
【請求項５】
前記貫通切削するステップと、前記局部的に薄肉化するステップと、が単一のステップで実施されることを特徴とする請求項１に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
【請求項６】
前記貫通切削するステップが、複数の貫通開口部および複数の溝を形成するステップを備え、
前記貫通切削するステップの後、少なくとも部分的に前記溝を収縮させるように前記ブランクを湾曲させるステップをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
【請求項７】
前記局部的に薄肉化するステップが、下流方向先細部を機械加工するステップと、前記下流方向先細部の下流に、より厚い部分を残すステップと、を備えることを特徴とする請求項１に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
【請求項８】
前記コアをコーティングするステップをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
【請求項９】
前記コアにセラミックコアを被覆成形するステップと、前記コアを予め成形されたセラミックコアに組み付けるステップと、のうち少なくとも１つをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
【請求項１０】
前記局部的に薄肉化するステップが、前記第１および第２の面の両方から薄肉化することによって取付けフランジを形成するステップを備え、
前記取付けフランジを覆うようにセラミックコアを成形するステップと、前記取付けフランジを、予め成形されたセラミックコアの嵌合スロットに挿入するステップと、のうちの少なくとも１つをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
【請求項１１】
前記貫通切削するステップが、前記ブランク内に開口部を形成することを特徴とする請求項１に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
【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するステップと、
パターンを形成するために、少なくとも１つのインベストメント鋳造コアを少なくとも部分的に覆うようにパターン形成材を成形するステップと、
前記パターンをシェルで覆うステップと、
シェルを形成するために、前記シェルで覆われたパターンから前記パターン形成材を除去するステップと、
溶融合金を前記シェルに導入するステップと、
前記シェルを除去するステップと、
を備えてなるインベストメント鋳造方法。
【請求項１３】
前記インベストメント鋳造コアの形成ステップが、
前記コアの薄肉化された部分にセラミックコアを被覆成形するステップと、
前記コアの薄肉化された部分を、予め成形されたセラミックコアのスロットに挿入するステップと、
のうち少なくとも１つをさらに備えることを特徴とする請求項１２に記載のインベストメント鋳造方法。
【請求項１４】
ガスタービンエンジン部品を形成するために用いられる請求項１２に記載のインベストメント鋳造方法。
【請求項１５】
前記コアが後縁出口通路を形成するガスタービンエンジンのエアフォイルを形成するために用いられる請求項１２に記載のインベストメント鋳造方法。
【請求項１６】
第２の部分から延出するフランジを有するとともに、前記第２の部分が前記フランジに比べて厚い金属鋳造コア要素と、
前記フランジを受け入れるスロットおよび前記第２の部分のショルダ部に当接するスロットショルダ部を有するセラミック鋳造コアと、
を備えるインベストメント鋳造コア。
【請求項１７】
滑らかで連続的な先細部が、前記金属鋳造コア要素と前記セラミック鋳造コアとの連結部をまたいで延在することを特徴とする請求項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法に関する。より詳細には、超合金タービンエンジン部品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法は複雑な幾何形状を有する金属部品、特に中空の部品を形成するために一般に用いられる技法であり、超合金ガスタービンエンジン部品を製造するのに使用される。本発明は、特定の超合金鋳造品の生産について記載されているが、本発明はそれに限定されないことを理解されたい。
【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ている。ガスタービンエンジンの利用において、効率は主要な目的である。ガスタービンエンジンの効率の改善は、高温で作動させることによって達成されるが、現在のタービンセクションの作動温度は、タービン部品に使用されている超合金材料の融点を上回るものである。したがって、空気冷却を行うのが一般的な手法である。冷却は、エンジンの圧縮機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部品内の通路内に流す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犠牲を伴う。したがって、対比冷却を向上させ、所定量の冷却空気から得られる冷却効果の大きさを最大限にすることが強く要望される。これは、精巧かつ正確に配置された冷却通路部を用いることによって達成することができる。
【０００４】
冷却通路セクションは、鋳造コアの周りに鋳造される。セラミック鋳造コアは、セラミック粉末とバインダ材との混合物を硬化された鋼の鋳型に注入して成形することにより形成することができる。鋳型から取り外した後、未焼成のコアは、バインダを除去するために熱的に後処理され、セラミック粉末を共に焼結させるように焼成される。より精巧な冷却形体化の傾向が、コア製造技術に厳しい要求を課している。その精巧な形体は、製造が難しく、あるいは製造された後に脆弱であることが判明する場合がある。本願の出願人に譲渡されたＳｈａｈ等の特許文献１およびＢｅａｌｓ等の特許文献２（これらの開示は、本願の参照となる）は、セラミックコアと耐火金属コアとの組合せの利用を開示している。
【特許文献１】米国特許第６，６３７，５００号明細書
【特許文献２】米国特許第６，９２９，０５４号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
図１は、シェル２２内に鋳造されたタービンエアフォイル２０の後縁部を示す。内部通路を鋳造するために、シェルはコアアセンブリを擁している。例示的なコアアセンブリは、対応する通路区間を鋳造するための翼幅方向脚部３０，３２，３４を有するセラミックフィードコアを含む。脚部３４により、後縁翼幅方向通路３６が鋳造される。コアアセンブリは金属コアも含み、それらのうち、コア４０，４２，４４が示されている。例示的な金属コアは、耐火金属板材から形成される。コア４０は、正圧側出口回路を形成し、コア４２は負圧側出口回路を形成し、コア４４は後縁出口スロット５０を形成する。出口スロット５０は、通路３６から給気される。コア組立て中、コア４４の前縁側部分は、セラミックコアの後縁脚部３４の係合スロット内に固定される。そのような構成では、通路３６と出口スロット５０との間の移行部が、相対的に急激に変化し、正圧側壁および負圧側壁が相対的に厚くなる領域５２，５４を生じさせる可能性がある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の一態様は、金属ブランクからインベストメント鋳造コアを製造する方法に関する。ブランクは、平行な第１の面と第２の面との間に厚さをもち、これに直交する長さおよび幅よりも小さい。ブランクは、第１および第２の面のうちの少なくとも１つから局部的に薄肉化される。ブランクは、厚さを貫いて貫通切削（ｔｈｒｏｕｇｈ−ｃｕｔ）される。
【０００７】
様々な実装形態において、貫通切削するステップは、レーザカッティング、液体ジェットカッティング、および放電加工（ＥＤＭ）のうち少なくとも１つを備えうる。薄肉化ステップは、放電加工、電気化学的研磨（ＥＣＭ）、グラインディング、および機械加工のうち少なくとも１つを備えうる。貫通切削ステップは、複数の貫通開口部および複数の溝を形成するステップを備える。貫通切削後、ブランクは、少なくとも部分的に溝を収縮させるように曲げられる。薄肉化ステップは、下流方向先細部を機械加工するステップと、下流方向先細部の下流に、より厚い部分を残すステップと、を備える。コアはコーティングされ得る。コアは、セラミックコアで被覆成形され、あるいは予め成形されたセラミックコアに取り付けられる。薄肉化ステップでは、第１の面および第２の面の両方から薄肉化することによって取付けフランジを形成し得る。取付けフランジは、セラミックコアによって被覆成形され、あるいは予め成形されたセラミックコアの嵌合スロットに挿入される。
【０００８】
インベストメント鋳造方法では、インベストメント鋳造コアは、パターンを形成するためのパターン形成材によって少なくとも部分的に被覆成形される。パターンはシェルで覆われる。パターン形成材は、シェルを形成するために、シェルで覆われたパターンから除去される。溶融合金がシェルに導入される。シェルは取り外される。この方法は、ガスタービンエンジン部品を形成するために使用されうる。例示的な部品は、コアが後縁出口通路を形成させるエアフォイルである。
【０００９】
本発明の別の態様は、金属コア要素およびセラミックコアを有するインベストメント鋳造コアを含む。金属コア要素は、第２の部分から延出するフランジを有し、第２の部分はフランジより厚い。セラミック鋳造コアは、フランジを受け入れるスロット、および第２の部分のショルダ部に当接するスロットショルダ部を有する。滑らかで連続的な先細部が、金属鋳造コア要素とセラミック鋳造コアとの連結部をまたいで延在する。スロットは、予め成形され、もしくは金属鋳造コア要素を被覆成形することによって形成される。
【００１０】
本発明の１つまたは複数の実施形態の詳細が、添付図面および以下の説明で示される。本発明の他の特徴、目的、および利点は、説明および図面、ならびに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】
【００１１】
図２は、例示的なエアフォイル２０に基づいて再設計されたエアフォイル６０を示す。エアフォイル６０は、後縁給気通路／キャビティ６４と出口スロット６６との間に、比較的緩やかな移行連結部６２を有する。たとえば、スロット６６の前縁側部分６８は、正圧側壁および負圧側壁７０，７２のピーク厚さを減少させるようにする、下流方向で厚さが先細になる外形を有する（それによって局部的質量を減少させ、局部的冷却を改善し、冷却空気に対する抵抗を低下させる）。同様な滑らかな移行部が、純粋なセラミックコアによって試みられてきた。しかし、そのような純セラミックコアの場合は、出口スロットの精巧な形体を鋳造しようとすると破損の問題が生じる。
【００１２】
図３は、図２の通路６４，６６を鋳造するためのコアアセンブリ８０の一部を示す。コア８０は、セラミックコア要素／部分８２および耐火金属コア（ＲＭＣ）要素／部分８４（図２にも破線で示される）を含む。説明のために、セラミックコア要素８２の残りの部分は示されていない。さらに、両要素８２，８４内の開口部も示されていない。
【００１３】
図４は、耐火金属コア８４が、セラミックコア要素８２の後縁側スロットすなわちほぞ穴９２内に受け入れられた前縁側ほぞ９０を有するところを示す。例示的なほぞおよびスロットは扁平で、各々エアフォイルの正圧側および負圧側に対面した平行面を有する。ほぞ９０の根元で、耐火金属コア８４は、セラミックコア要素８２の後縁側部分９８，１００に係合する１対のショルダ部９４，９６が外側に張り出す。これら係合面はそれぞれコアアセンブリ８０の負圧側面および正圧側面１０２，１０４に向かって外側へ張り出す。側面１０２，１０４は、セラミックコア要素８２と耐火金属コア８４との間を滑らかに移行する。この、耐火金属コアとセラミックコアとの間の連結部は、先細部分１０６に沿っている。先細部分１０６の下流で、耐火金属コアは、真直ぐな平坦部分１０８に移行し、次いで、正圧側面１０４が突出する、より厚い部分１１０に移行する。例示的な負圧側面１０２は、先細部分、平坦部分、および、より厚い部分１１０に沿って滑らかである。
【００１４】
例示的な製造の手順２００では（図６）、耐火金属コア８４は、厚さＴ、それより大きな幅Ｗ、さらにそれより大きな長さを有する細片（図７）から機械加工することができる。製造の最初の段階で、全体的な厚さ形体を、滑らかな移行部を形成するように機械加工することができる（ステップ２０２）。具体的には、図８が、先細領域１０６および直線領域１０８を画定する正圧側面１２０からの機械加工を示す。次いで、ほぞ９０（図９）が、正圧側面１２０および負圧側面１２２の両方から母材を機械加工することによって形成される（ステップ２０４）。ただし、ステップ２０２および２０４は、容易に組み合わされ、もしくはさらに分割されうる。
【００１５】
さらに、一連の貫通切抜き部が切削される（ステップ２０６）。貫通切抜き部の第１のグループは、ほぞ９０を貫通して下流側へ、後縁側部分１１０に十分に入り込んで延在する溝１４０（図１０）を含む。別の切抜き部は、出口スロット内に支柱１５０，１５２，１５３（図２）を形成する開口部１４１，１４２，１４３、および、スロット出口に沿って後縁隔壁１５４を形成する開口部１４４を画成する。耐火金属コアを、エアフォイル後縁に対応した所望のアーチ形状にするために、耐火金属コアは、溝１４０を部分的に閉じるように湾曲される（図１１）（ステップ２０８）。耐火金属コアは、保護コーティングで被覆してもよい（ステップ２１０）。あるいは、コーティングは組立て前に適用してもよい。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、ハフニアを含む。耐火金属とコーティングとの熱膨張係数（ＣＴＥ）は類似していることが好ましい。コーティングは、あらゆる適切な目視による技法（ｌｉｎｅ−ｏｆ  ｓｉｇｈｔ  ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ）もしくは非目視による技法（ｎｏｎ−ｌｉｎｅ−ｏｆ  ｓｉｇｈｔ  ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ）（たとえば、化学蒸着法もしくは物理蒸着法（ＣＶＤ、ＰＶＤ法）、プラズマ溶射法、電気泳動法、ゾル‐ゲル法など）によって適用されうる。個々の層は、通常、０．１〜１ミル（ｍｉｌ）の厚さである。白金、その他の貴金属、Ｃｒ、Ｓｉ、Ｗ、Ａｌ、あるいは他の非金属材料の層を、溶融金属の腐食や分解を防止するセラミックコーティングと共に、酸化防止のために金属コア要素に適用することができる。
【００１６】
耐火金属コアが鋳型内に組み付けられ、セラミックコア（たとえば、シリカベース、ジルコンベース、もしくはアルミナベースの）がこの上に被覆成形される。例示的な被覆成形（ステップ２１２）は、ほぞ９０上にセラミックコア８２を被覆成形することを含む。成形されたままの状態のセラミック材はバインダを含みうる。バインダは、未焼結状態で成形セラミック材の保全性を維持するように機能しうる。例示的なバインダはワックスベースである。被覆成形ステップ２１２後、初期のコアアセンブリは、セラミックを硬化させるようにバインダ除去／焼成が行われる（たとえば、不活性雰囲気中または減圧中で加熱することにより）（ステップ２１４）。
【００１７】
図１２は、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。様々な従来技術による方法および未開発の方法も含み、他の方法も可能である。ここで、焼成されたコアアセンブリが、天然ワックスまたは合成ワックスなどの容易に犠牲化されやすい材料で被覆成形される（たとえば鋳型の中にアセンブリを配置し、その周りにワックスを成形することにより）（ステップ２３０）。こうした複数のアセンブリが、所与の型内に含まれてもよい。
【００１８】
被覆成形コアアセンブリ（またはアセンブリ群）は、鋳造されるべき部品の外形に概ね対応する外形を有する鋳造パターンを形成する。次いで、パターンがシェル形成固定具に組み付けられる（たとえば、固定具のエンドプレート間にワックス溶接することにより）（ステップ２３２）。次いでパターンがシェルで覆われる（たとえば、スラリ浸漬、スラリスプレーなどの一つもしくは複数の段階により）（ステップ２３４）。シェルが構築された後、乾燥処理される（ステップ２３６）。乾燥処理によって、少なくとも十分な強度またはその他の物理的な整合特性をシェルにもたらして、後に続く処理が可能となる。たとえば、インベストメントコアアセンブリを含むシェルは、シェル形成固定具から完全にまたは部分的に取り外され（ステップ２３８）、次いでワックス除去装置（たとえば蒸気オートクレーブ）に移送される（ステップ２４０）。ワックス除去装置内では、蒸気ワックス除去処理２４２によって、コアアセンブリがシェル内に固定されたままで、ワックスの大部分が除去される。シェルとコアアセンブリは、ほぼ最終的な鋳型を形成する。しかし、ワックス除去処理は、通常、シェル内部およびコアアセンブリ上にワックスまたは副産物の炭化水素残留物を残す。
【００１９】
ワックス除去後、シェルは炉（たとえば空気または他の酸化雰囲気を有する）へ移送され（ステップ２４４）、その炉の中でシェルが加熱されて（ステップ２４６）、シェルが強化され、残留ワックスが（たとえば蒸発によって）除去されて、残留炭化水素を炭素に転化させる。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。炭素を除去することは、金属鋳造品内の有害な炭化物の生成を減少させる、もしくは無くすのに有利である。炭素を除去することによって、後の工程段階で使用される真空ポンプの目詰まりの可能性を低減させる付加的な利点がもたらされる。
【００２０】
鋳型は、雰囲気炉から取り出され、冷却されて、検査される（ステップ２４８）。鋳型内に金属種晶（ｓｅｅｄ）を配置することによって、一方向凝固（ＤＳ）鋳造もしくは単結晶（ＳＸ）鋳造による最終的な結晶構造を確立させるように鋳型が種晶処理される（ステップ２５０）。他方で、本教示は、別のＤＳおよびＳＸ鋳造技術（たとえばシェル幾何形状が結晶粒セレクタを画定するような）、もしくは別の微細構造の鋳造に適用することもできる。鋳型は、鋳造炉に移送される（たとえば、炉内の冷却板上に配置される）（ステップ２５２）。鋳造合金の酸化を防止するために鋳造炉は減圧されるか、または非酸化性雰囲気（たとえば不活性ガス）で充填される（ステップ２５４）。鋳造炉が鋳型を予熱するために加熱される（ステップ２５６）。この予熱は２つの目的を果たす。すなわち、さらにシェルを硬化させ、強化すること、および、溶融合金を導入するためにシェルを予熱して、熱衝撃や合金の早期凝固を防止することである。
【００２１】
予熱後、まだ減圧状態にある間に、溶融合金を鋳型に鋳湯し（ステップ２５８）、合金を凝固させるために鋳型が冷却される（たとえば、炉の高温領域から取り出した後）（ステップ２６０）。凝固後、減圧が解除され（ステップ２６２）、冷却された鋳型が鋳造炉から取り出される（ステップ２６４）。シェルは、シェル除去処理２６６によって除去される（たとえばシェルの機械的な破壊）。
【００２２】
コアアセンブリが、コア除去処理２６８で取り除かれて、鋳造品（たとえば、最終部品の金属前駆体（ｐｒｅｃｕｒｓｏｒ））が残る。鋳造品は、機械加工され（ステップ２７０）、化学的もしくは熱的に処理され（ステップ２７２）、コーティングされて（ステップ２７４）、最終部品を形成する。任意の機械加工、あるいは化学的もしくは熱的処理の一部もしくは全てが、コア除去の前に実施されてもよい。
【００２３】
図１３は、開口部１４１，１４２，１４３，１４４が開口部１６２と波状スロット１６４との組合せによって置き換えられていること以外は耐火金属コア８４と同様である耐火金属コア１６０を示す。例示的なスロット１６４の各々は、フランジを貫通する直線的前縁側部分１６６、耐火金属コアの先細部および直線領域内における波状（たとえば正弦曲線状）部分１６８、ならびに、より厚い部分内の末端直線部分１７０を有する。開口部１６２は、スロット１６４の間に波形と同調して点在している。最終鋳造エアフォイルでは、隣接するスロット１６４は、隔壁を形成する（それらの間に通路を伴い、その通路は開口部１６２によって鋳造される支柱を含む）。
【００２４】
図１４は、同様な波状スロット１８２を有するが、開口部１６２をもたない耐火金属コア１８０を示す。したがって、それらのスロットは、スロット１６４より間隔が近くなり得る。図１５は、波状スロット１８２に対し、一連の直線スロット１９２を有する耐火金属コア１９０を示す。
【００２５】
図１６は、先細部分３０２の収束角度が翼幅方向に変化する耐火金属コア３００を示す。その耐火金属コアのほぞ３０４および先細部３０２はまた、機械加工による翼幅方向の湾曲を有する（たとえば、溝での曲げとは区別される）。後縁側部分３０６も、薄く平坦である（図４のその部分１１０とは区別され、実際には部分１０８の延長部分である）。図示を容易にするため、開口部は示されていない。
【００２６】
図１７は、やはり翼幅方向に湾曲する耐火金属コア３２０を示すが、その後縁側部分３０２は、厚さが翼幅方向に変化する（たとえば、翼幅中間部が厚く、内径端および外径端に向かって先細になっている）。図示を容易にするため、開口部は示されていない。
【００２７】
図１８は、先細部分３３２が、正圧側面および負圧側面に沿ってディンプル状の隠れた陥凹部３３４の配列を有すること以外は、耐火金属コア８４と同様である耐火金属コア３３０を示す。陥凹部は、化学エッチング、機械的ドリル加工、レーザドリル加工などによる。
【００２８】
図１９は、先細部分３４２が、正圧側面および負圧側面に沿った突出部３４４の配列を有すること以外は、耐火金属コア８４と同様である耐火金属コア３４０を示す。突出部は、溶接もしくはクラッディングによって形成されてもよく、あるいはエッチング、機械加工、レーザドリル、放電加工などの後に残されてもよい。
【００２９】
図２０は、先細部分３５２が、負圧側面に沿って延在する流れ方向の凹状部３５４を有すること以外は耐火金属コア８４と同様である耐火金属コア３５０を示す。凹状部は、最初の機械加工で形成することができる。
【００３０】
図２１は、先細部分３６２が、正圧側面に沿って延在する流れ方向の凹状部３６４を有すること以外は耐火金属コア８４と同様である耐火金属コア３６０を示す。凹状部は、最初の機械加工で形成することができる。
【００３１】
図２２は、先細部分３７２が、正圧側面および負圧側面の両方に沿って先細り状になること以外は、耐火金属コア８４と同様である耐火金属コア３７０を示す。また、例示的な耐火金属コア３７０は、厚い後縁側部分１１０の代わりに薄い後縁側部分３７４を有する。
【００３２】
本発明の１つもしくは複数の実施形態が記載されてきた。それにも拘らず、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得ることは理解されよう。たとえば、それらの原理は、様々な既存の、あるいはこれから開発される方法、装置、もしくは結果として得られる鋳造品構造を修正することにより実施され得る（たとえば、基準鋳造品を設計し直して冷却通路構成を修正することにより）。そのような実施において、基準プロセス、装置、または物品の細部が特定の実施形態の細部に影響し得る。したがって、他の実施形態も、付記の特許請求の範囲内にある。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】セラミックシェル内に鋳造された従来技術のエアフォイルの後縁部分の流れ方向部分断面図である。
【図２】改良型のエアフォイルの流れ方向部分断面図である。
【図３】図２のエアフォイルを鋳造する複合コアの図である。
【図４】図３の複合コアの後縁側部分の流れ方向断面図である。
【図５】図３の複合コアの後縁の図である。
【図６】コア製造方法のフローチャートである。
【図７】コア前躯体の端面図である。
【図８】図７の前駆体の第１の面からの第１の局部的な薄肉化後の端面図である。
【図９】取付けフランジを形成するために第１の面および反対側の第２の面からさらに薄肉化した後の、図８の前躯体の端面図である。
【図１０】図９の前駆体の貫通切削後の第１の面の平面図である。
【図１１】図１０の前躯体を複数の溝で湾曲させることによって形成したコアの概略図である。
【図１２】インベストメント鋳造方法のフローチャートである。
【図１３】第１の代替コアの第１の面の部分的な図である。
【図１４】第２の代替コアの第１の面の部分的な図である。
【図１５】第３の代替コアの第１の面の部分的な図である。
【図１６】第４の代替コアの図である。
【図１７】第５の代替コアの図である。
【図１８】第６の代替コアの端面図である。
【図１９】第７の代替コアの端面図である。
【図２０】第８の代替コアの端面図である。
【図２１】第９の代替コアの端面図である。
【図２２】第１０の代替コアの端面図である。
【符号の説明】
【００３４】
６０…エアフォイル
６２…移行連結部
６４…後縁給気通路／キャビティ
６６…出口スロット
７０…正圧側壁
７２…負圧側壁
１５０，１５２，１５３…支柱
１５４…後縁隔壁
【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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【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】
2007301636.tif 000016
【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
2007301636.tif 000019
【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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