(57)【要約】  内側ライナインサート（１２）を有するダイカストシステム（１０）が開示されており、内側ライナインサート（１２）は、このシステムにより製造される構成部品（１４）の構造を、ダイハウジング（１６）を再加工する必要なしに、内側ライナインサート（１２）の変更によって容易に変更することを可能にする。このシステムにより製造される構成部品（１４）の外面の構造を変更するためには、内側ライナインサート（１２）のみを除去して交換すればよいので、ダイを再加工しなければならいであろう従来のシステムと比較して、コスト削減は著しい。このダイカストシステム（１０）は、第１及び第２の端部サブ内側ライナ（２０，２２）から形成される内側ライナ（１２）を備えていてもよい。この場合、第１の端部サブ内側ライナ（２０）は、第２の端部サブ内側ライナ（２２）を形成する材料よりも柔軟ではない第１の材料から形成されてよく、第２の端部サブ内側ライナ（２２）によっては、より複雑な冷却システムを形成することができる。
2017537250.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ダイカストシステム（１０）であって、
インサート収容チャンバ（２４）を形成する少なくとも１つの内側チャンバ（２３）を有するダイハウジング（１６）と、
前記ダイハウジング（１６）の前記少なくとも１つの内側チャンバ（２３）の前記インサート収容チャンバ（２４）内に位置する少なくとも１つの内側ライナ（１２）と、を備え、前記少なくとも１つの内側ライナ（１２）は、タービン構成部品（１４）の内面（２６）を形成するために利用可能な境界を画定する内面（１８）を有しており、
前記内側ライナ（１２）は、選択的レーザー溶融プロセスにより形成されることを特徴とする、ダイカストシステム（１０）。
【請求項２】
前記少なくとも１つの内側ライナ（１２）は、前記タービン構成部品（１４）の第１の側（３２）を形成する第１の側方サブ内側ライナ（３０）と、前記タービン構成部品（１４）の第２の側（３６）を形成する第２の側方サブ内側ライナ（３４）とから成っている、請求項１記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項３】
前記第１の側方サブ内側ライナ（３０）は、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の負圧面（４０）の外壁（３８）を形成しており、前記外壁（３８）の内面（４６）に、内部の翼冷却システム（４８）の少なくとも一部を形成するように構成された少なくとも１つのキャビティ（４４）を含んでおり、前記第２の側方サブ内側ライナ（３４）は、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の正圧面（５２）の外壁（５０）を形成していて、前記外壁（５０）の内面（５６）に、内部の翼冷却システム（４８）の少なくとも一部を形成するように構成された少なくとも１つのキャビティ（４４）を含んでいる、請求項２記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項４】
前記少なくとも１つの内側ライナ（１２）は、非セラミック材料から成っている、請求項１記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項５】
前記少なくとも１つの内側ライナ（１２）は、前記ダイハウジング（１６）とは異なる材料から成っている、請求項１記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項６】
前記ダイハウジング（１６）は、第１のサブダイハウジング（５８）と第２のサブダイハウジング（６０）とから成り、前記サブダイハウジングはこれらの間に位置する接合可能な境界面（６２）を有しており、これにより、前記第１及び第２のサブダイハウジング（５８，６０）は、前記接合可能な境界面（６２）で接合可能である、請求項１記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項７】
前記内側ライナ（１２）は、前記タービン構成部品（１４）の第１の端部（６４）を形成する第１の端部サブ内側ライナ（２０）と、前記タービン構成部品（１４）の第２の端部（６６）を形成する第２の端部サブ内側ライナ（２２）とから成っている、請求項１記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項８】
前記第１の端部サブ内側ライナ（２０）は、前記第２の端部サブ内側ライナ（２２）を形成する材料よりも柔軟でない第１の材料から形成されている、請求項７記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項９】
前記第１の端部サブ内側ライナ（２０）は、タービンエンジンで使用可能な翼の前縁（７０）を形成するように構成されていて、前記第２の端部サブ内側ライナ（２２）は、タービンエンジンで使用可能な翼の後縁（７２）を形成するように構成されている、請求項７記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項１０】
前記第１の端部サブ内側ライナ（２０）は、第１の端部−第１の側方サブ内側ライナ（７４）と第１の端部−第２の側方サブ内側ライナ（７６）とから形成されている、請求項８記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項１１】
前記第１の端部−第１の側方サブ内側ライナ（７４）は、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の負圧面（４０）の上流部分（７８）の負圧面外壁（３８）を形成していて、前記負圧面外壁（３８）の内面（４６）に、内部の翼冷却システム（４８）の少なくとも一部を形成するように構成された少なくとも１つのキャビティ（４４）を含み、前記第１の端部−第２の側方サブ内側ライナ（７６）は、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の上流部分（７８）の正圧面（５２）の正圧面外壁（５０）を形成していて、前記正圧面外壁（５０）の内面（５６）に、内部の翼冷却システム（４８）の少なくとも一部を形成するように構成された少なくとも１つのキャビティ（４４）を含む、請求項１０記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項１２】
前記第２の端部サブ内側ライナ（２２）は、第２の端部−第１の側方サブ内側ライナ（８０）と第２の端部−第２の側方サブ内側ライナ（８２）とから形成されている、請求項８記載のダイカストシステム（１０）。
【請求項１３】
前記第２の端部−第１の側方サブ内側ライナ（８０）は、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の負圧面（４０）の下流部分（８４）の負圧面外壁（３８）を形成していて、前記負圧面外壁（３８）の内面（４６）に、内部の翼冷却システム（４８）の少なくとも一部を形成するように構成された少なくとも１つのキャビティ（４４）を含み、前記第２の端部−第２の側方サブ内側ライナ（８２）は、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の下流部分（８４）の正圧面（５２）の正圧面外壁（５０）を形成していて、前記正圧面外壁（５０）の内面（５６）に、内部の翼冷却システム（４８）の少なくとも一部を形成するように構成された少なくとも１つのキャビティ（４４）を含む、請求項１２記載のダイカストシステム（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般にダイカストシステムに関し、より詳細には、タービンエンジンで使用可能なタービン翼の製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンブレード翼は通常、図２及び図３に示すような複数の冷却通路から成る内部冷却システムを有している。ブレード内側のこれらの冷却通路を形成するために、しばしば鋳型が使用され、この鋳型は内部のセラミックコアと外部のセラミックシェルとを含む。図１に示すようなセラミックコアは、ブレード鋳造品内側に効果的な冷却装置を形成するために、コアダイ表面に細かい特徴を含むように製造されている。コアを形成するために通常使用されるコアダイは、硬質鋼から形成される場合が最も多く、硬質鋼による製造は高価である。コアダイ表面は通常、高圧射出工程の間にセラミックコア材料に直接接触する。コアダイは、十分な射出後は摩耗し、不適合な鋳造を生じさせるようになる。精密な鋳造寸法を維持するために、コアダイが摩耗した際には、再加工又は交換の必要があり、これは高価な作業である。内面上の些細な改良ですら、完全に新規のダイを形成する必要がある。従って、より堅牢で、より安価なシステムの必要性がある。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００３】
内側ライナインサートを有するダイカストシステムが開示されており、内側ライナインサートは、このシステムにより製造される構成部品の構造を、ダイハウジングを再加工する必要なしに、内側ライナインサートの変更によって容易に変更することを可能にする。このシステムにより製造される構成部品の外面の構造を変更するためには、内側ライナインサートのみを除去して交換すればよいので、ダイを再加工しなければならいであろう従来のシステムと比較して、コスト削減は著しい。ダイカストシステムは、第１及び第２の端部サブ内側ライナから形成される内側ライナを含んでいてもよい。この場合、第１の端部サブ内側ライナは、第２の端部サブ内側ライナを形成する材料よりも柔軟ではない第１の材料から形成されてよい。より柔軟な材料から形成されている第２の端部サブ内側ライナによって、より複雑な冷却システムを形成することができる。
【０００４】
少なくとも１つの実施形態では、ダイカストシステムは、インサート収容チャンバを形成する１つ以上の内側チャンバを有するダイハウジングと、ダイハウジングの内側チャンバのインサート収容チャンバ内に位置している１つ以上の内側ライナとを備えていてよい。内側ライナは、タービン構成部品の内面を形成するために利用可能な境界を画定する内面を有していてよく、この内側ライナは選択的レーザー溶融プロセスにより製造することができる。内側ライナは、タービン構成部品の第１の側を形成する第１の側方サブ内側ライナと、タービン構成部品の第２の側を形成する第２の側方サブ内側ライナとから成っていてよい。第１の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の負圧面の外壁を形成してよく、かつ、この外壁の内面に、内部の翼冷却システムの少なくとも一部を形成するように構成された少なくとも１つのキャビティを含んでいてよい。第２の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の正圧面の外壁を形成してよく、かつ、この外壁の内面に、内部の翼冷却システムの少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティを含んでいてよい。
【０００５】
少なくとも１つの実施形態では、内側ライナは、非セラミックのフレキシブルな材料から形成されてよい。内側ライナは、ダイハウジングとは異なる材料から形成されてよい。ダイハウジングは、第１のサブダイハウジングと第２のサブダイハウジングとから成っていてよく、これらサブダイハウジングはこれらの間に位置する接合可能な境界面を有しており、これにより、第１及び第２のサブダイハウジングは、接合可能な境界面で接合可能である。
【０００６】
別の実施形態では、内側ライナは、タービン構成部品の第１の端部を形成する第１の端部サブ内側ライナと、タービン構成部品の第２の端部を形成する第２の端部サブ内側ライナとから成っていてよい。第１の端部サブ内側ライナは、第２の端部サブ内側ライナを形成する材料よりも柔軟でない第１の材料から形成されてよい。より柔軟な第２の端部サブ内側ライナは、内部冷却システムの複雑な側面を形成するために使用することができる。第１の端部サブ内側ライナは、タービンエンジンで使用可能な翼の前縁を形成するように構成されてよく、第２の端部サブ内側ライナは、タービンエンジンで使用可能な翼の後縁を形成するように構成されてよい。
【０００７】
少なくとも１つの実施形態では、第１の端部サブ内側ライナは、第１の端部−第１の側方サブ内側ライナと、第１の端部−第２の側方サブ内側ライナとから成っていてよい。第１の端部−第１の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の負圧面の上流部分の負圧面外壁を形成してよく、かつ、負圧面外壁の内面に、内部の翼冷却システムの少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティを含んでいてよい。第１の端部−第２の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の上流部分の正圧面の正圧面外壁を形成してよく、かつ、正圧面外壁の内面に、内部の翼冷却システムの少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティを含んでいてよい。
【０００８】
第２の端部サブ内側ライナは、第２の端部−第１の側方サブ内側ライナと第２の端部−第２の側方サブ内側ライナとから形成されていてよい。第２の端部−第１の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の負圧面の下流部分の負圧面外壁を形成してよく、かつ、負圧面外壁の内面に、内部の翼冷却システムの少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティを含んでいてよい。第２の端部−第２の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の下流部分の正圧面の正圧面外壁を形成してよく、かつ、正圧面外壁の内面に、内部の翼冷却システムの少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティを含んでいてよい。
【０００９】
タービン構成部品を形成する方法が開示されている。この方法は、複合ダイカストシステム内に形成された少なくとも１つのキャビティ内にセラミック材料を射出するステップを含んでいてよく、このダイカストシステムは、インサート収容チャンバを形成する１つ以上の内側チャンバを有するダイハウジングと、ダイハウジングの内側チャンバのインサート収容チャンバ内に位置している１つ以上の内側ライナとから成っていてよい。内側ライナは、タービン構成部品の内面を形成するために利用可能な境界を画定する内面を有していてよい。内側ライナは、選択的レーザー溶融プロセスにより形成されてよい。この方法はさらに、ダイカストシステムを除去するステップを含んでいてよく、これによりセラミックコアが露出する。
【００１０】
この方法は、セラミックコアを焼成するステップと、ワックスダイの内面により形成される内側キャビティ内にセラミックコアを配置するステップと、セラミックコアとワックスダイの内面との間に形成される１つ以上の開口内にワックスを射出するステップと、を含んでいてよい。この方法はさらに、ワックス構成部品を露出させるためにワックスダイを除去するステップと、ワックス構成部品にセラミックコーティングをコーティングして、セラミックシェルと、このセラミックシェル内に位置するセラミックコアとを形成するステップと、セラミックコーティング内に１つ以上のキャビティを残しながらセラミックコーティング内のワックス構成部品を除去するステップとを含んでいてよい。この方法はさらに、セラミックコーティング内のキャビティに溶融金属を充填するステップと、鋳造構成部品を形成するためにセラミックシェルとセラミックコアとを除去するステップとを含んでいてよい。
【００１１】
この複合ダイカストシステムの利点は、このシステムにより製造される構成部品の内面の構造を変更するために、内側ライナインサートのみを除去して交換すればよいので、ダイを再加工しなければならないであろう従来のシステムと比較して、著しくコストが削減される。
【００１２】
このハイブリッドダイカストシステムの別の利点は、このハイブリッドダイカストシステムを使用することにより、従来の鋳造プロセスでコアダイを形成するために必要な時間と労力が減じられることにある。
【００１３】
このハイブリッドダイカストシステムのさらに別の利点は、内側ライナが、異なる材料から成る異なる部分から形成されてよく、これにより、内部冷却システムの複雑な側面が位置しているコアの側面の近くにある内側ライナの部分を、内部冷却システムの複雑な側面を形成することを可能にする、より柔軟な材料から形成することができる。
【００１４】
これらの実施の形態及びその他の実施の形態を、以下でより詳細に説明する。
【００１５】
本明細書に組み込まれ明細書の一部を成す添付の図面は、本発明の実施態様を示しており、詳細な説明と共に本発明の原理を開示している。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】従来の形式で形成されたコアを示す斜視図である。
【図２】２つの隣接する従来のタービン翼を示す断面図である。
【図３】内部冷却システムを備えた従来のタービン翼の断面図である。
【図４】ダイカストシステムの内側ライナを示す断面図である。
【図５】ダイカストシステムのダイハウジング内に位置する内側ライナを示す断面図である。
【図６】ダイカストシステムのダイハウジング内に位置する内側ライナ内に射出されたセラミック材料を示す断面図である。
【図７】セラミックコアの断面図である。
【図８】焼成後のセラミックコアを示す断面図である。
【図９】ワックスダイ内に位置する焼成後のセラミックコアと、セラミックコアとワックスダイとの間の開口内に射出されたワックスとを示す断面図である。
【図１０】セラミックコアを含むワックスパターンを、ワックスダイが除去された状態で示す断面図である。
【図１１】ワックスパターンのまわりに形成されたセラミックシェルを含むワックスパターン示す断面図である。
【図１２】ワックスパターンが除去された状態で、セラミックシェルとセラミックコアとを示す断面図である。
【図１３】セラミック鋳造型内に溶融金属を有する、セラミックシェルとセラミックコアとを示す断面図である。
【図１４】セラミックシェルとセラミックコアとが除去された状態で鋳造構成部品を示す図である。
【図１５】鋳造金属により翼（これに限定されるものではない）のような鋳造構成部品を構成する方法のフローチャートである。
【図１６】ダイカストシステムの選択的な内側ライナを示す断面図である。
【図１７】ダイカストシステムのダイハウジング内に位置する、図１６の選択的な内側ライナを示す断面図である。
【図１８】ダイカストシステムのダイハウジング内に位置する図１６の選択的な内側ライナ内に射出されたセラミック材料を示す断面図である。
【図１９】セラミックコアを示す断面図である。
【図２０】焼成後のセラミックコアを示す断面図である。
【図２１】ワックスダイ内に位置する焼成後のセラミックコアと、セラミックコアとワックスダイとの間の開口内に射出されたワックスとを示す断面図である。
【図２２】セラミックコアを含むワックスパターンを、ワックスダイが除去された状態で示す断面図である。
【図２３】ワックスパターンのまわりに形成されたセラミックシェルを含むワックスパターン示す断面図である。
【図２４】ワックスパターンが除去された状態で、セラミックシェルとセラミックコアとを示す断面図である。
【図２５】セラミック鋳造型内に溶融金属を有する、セラミックシェルとセラミックコアとを示す断面図である。
【図２６】セラミックシェルとセラミックコアとが除去された状態で鋳造構成部品を示す図である。
【図２７】図１５に示したシステムを使用する方法を介して、図４〜図１４及び図１６〜図２６に示したダイカストシステムにより形成されたタービン翼を示す斜視図である。
【図２８】図２７の２８−２８線に沿って断面したタービン翼の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
図４〜図２８に示すように、内側ライナインサート１２を有するダイカストシステム１０が開示されている。内側ライナインサート１２は、システム１０により製造される構成部品１４の構造を、ダイハウジング１６を再加工する必要なしに、内側ライナインサート１２の変更により容易に変更することを可能にする。システム１０により製造される構成部品１４の内面１８の構造を変更するために、内側ライナインサート１２のみを除去して交換すればよいので、ダイを再加工しなければならいであろう従来のシステムと比較して、コスト削減は著しい。ダイカストシステム１０は、第１及び第２の端部サブ内側ライナ２０，２２から形成される内側ライナ１２を含んでいてもよい。この場合、第１の端部サブ内側ライナ２０は、第２の端部サブ内側ライナ２２を形成する材料よりも柔軟ではない第１の材料から形成されてよい。第２の端部サブ内側ライナ２２は、第１の端部サブ内側ライナ２０よりもより柔軟な第２の端部サブ内側ライナ２２によって、より複雑な冷却システムを形成することができる。
【００１８】
少なくとも１つの実施形態では、ダイカストシステム１０はダイハウジング１６を含んでいてよく、ダイハウジング１６は、インサート収容チャンバ２４を形成する１つ以上の内側チャンバ２３を有していてよい。ダイカストシステム１０は、ダイハウジング１６の内側チャンバ２３のインサート収容チャンバ２４内に位置する１つ以上の内側ライナ１２を有していてもよい。内側ライナ１２は、タービン構成部品１４の内面１８を形成するために利用できる境界を画定する内面２６を有していてよい。少なくとも１つの実施形態では、内側ライナ１２の内面２６は、ガスタービンエンジンで使用可能な翼１３８を形成するように構成されていてよい。翼１３８は、全体として細長い（generally elongated）中空翼１４０から形成されていてよく、中空翼１４０は、後縁１４４と、この後縁１４４の反対側にある前縁１４２とを有していて、これら前縁１４２と後縁１４４とは凹状の正圧面（pressure side）１４６と凸状の負圧面（suction side）１４８とによって離間されている。全体として細長い中空翼１４０は、前縁１４２、凹状の正圧面１４６、凸状の負圧面１４８、及び後縁１４４のうちの１つ以上において、又はこれらの任意の組み合わせにおいて、シャワーヘッドを形成する１つ以上のフィルム冷却孔１５０を有していてよい。
【００１９】
少なくとも１つの実施形態では、内側ライナ１２は、選択的レーザー溶融プロセスにより、鉄のような材料で形成することができるが、材料はこれに限定されるものではない。内側ライナ１２は、タービン構成部品１４の第１の側３２を形成する第１の側方サブ内側ライナ３０と、タービン構成部品１４の第２の側３６を形成する第２の側方サブ内側ライナ３４とから成っていてよい。図４〜図６に示すような少なくとも１つの実施形態では、第１の側方サブ内側ライナ３０は、翼形のコア４２の負圧面４０の外壁３８から成っていてよく、かつ、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を、外壁３８の内面４６に有していてよい。第２の側方サブ内側ライナ３４は、翼形のコア４２の正圧面５２の外壁５０から成っていてよく、かつ、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成されたキャビティ４４を、外壁５０の内面５６に有していてよい。図４〜図６に示すような少なくとも１つの実施形態では、第１の側方サブ内側ライナ３０と第２の側方サブ内側ライナ３４とは一緒に、内部の翼冷却システム４８を形成する複数の内側キャビティ４４を形成することができる。
【００２０】
少なくとも１つの実施形態では、内側ライナ１２は、鉄のような非セラミック材料から形成されてよいが、材料はこれに限定されるものではなく、その他適切な材料であってよい。内側ライナ１２は、ダイハウジング１６とは異なる材料から形成されてよい。ダイハウジング１６は、第１のサブダイハウジング５８と第２のサブダイハウジング６０とから成っていてよく、これらサブダイハウジング５８，６０はこれらの間に位置する接合可能な境界面６２を有していて、これにより、第１及び第２のサブダイハウジング５８，６０は、接合可能な境界面６２で接合可能である。
【００２１】
図１６〜図１８に示すような少なくとも１つの実施形態では、内側ライナ１２は、タービン構成部品１４の第１の端部６４を形成する第１の端部サブ内側ライナ２０と、タービン構成部品１４の第２の端部６６を形成する第２の端部サブ内側ライナ２２とから成っていてよい。第１の端部サブ内側ライナ２０は、第２の端部サブ内側ライナ２２を形成する材料よりも柔軟でない第１の材料から形成されてよい。従って、比較的柔軟ではない材料は、内部冷却システム４８の複雑な側面を形成するために使用することができる。少なくとも１つの実施形態では、比較的柔軟ではない材料から形成された第２の端部サブ内側ライナ２２は、バージニア州のシャーロッツビルのマイクロシステム社により使用されている工程によって形成することができる。第１の端部サブ内側ライナ２０は、タービンエンジンで使用可能な翼形のコア４２の前縁７０を形成するように構成されてよく、第２の端部サブ内側ライナ２２は、タービンエンジンで使用可能な翼形のコア４２の後縁７２を形成するように構成されてよい。
【００２２】
図１６〜図１８に示すような少なくとも１つの実施形態では、第１の端部サブ内側ライナ２０は、第１の端部−第１の側方サブ内側ライナ７４と、第１の端部−第２の側方サブ内側ライナ７６とから成っていてよい。第１の端部−第１の側方サブ内側ライナ７４は、翼形のコア４２の負圧面４０の上流部分７８の負圧面外壁３８から形成されてよい。第１の端部−第１の側方サブ内側ライナ７４は、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を、負圧面外壁３８の内面４６に有していてよい。第１の端部−第２の側方サブ内側ライナ７６は、翼形のコア４２の上流部分７８の正圧面５２の正圧面外壁５０から形成されてよい。第１の端部−第２の側方サブ内側ライナ７６は、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を、正圧面外壁５０の内面５６に有していてよい。
【００２３】
同様に、第２の端部サブ内側ライナ２２は、第２の端部−第１の側方サブ内側ライナ８０と、第２の端部−第２の側方サブ内側ライナ８２とから成っていてよい。第２の端部−第１の側方サブ内側ライナ８０は、翼形のコア４２の負圧面４０の下流部分８４の負圧面外壁３８を形成してよく、かつ、負圧面外壁３８の内面４６に、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を有していてよい。第２の端部−第２の側方サブ内側ライナ８２は、翼形のコア４２の下流部分８４の正圧面５２の正圧面外壁５０を形成してよく、かつ、正圧面外壁５０の内面５６に、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を有していてよい。
【００２４】
図１５に示すように、タービン構成部品１４を形成する方法１００は、ステップ１０１及び図４及び図１６で、選択的レーザー溶融プロセスによりセラミックコアダイ９０を形成するステップを含んでいてよい。ステップ１０２及び図５及び図１７で、ダイ９０は、ダイハウジング１６内に配置されてよい。この方法１００はさらに、ステップ１０３及び図６及び図１８で、ダイカストシステム１０内で形成される１つ以上の内側キャビティ４４内にセラミック材料９８を射出するステップを含んでいてよい。このダイカストシステム１０は、インサート収容チャンバ２４を形成する１つ以上の内側チャンバ２３を有するハウジング１６から形成されてよい。ダイカストシステム１０はさらに、ダイハウジング１６の内側チャンバ２３のインサート収容チャンバ２４内に位置する１つ以上の内側ライナ１２を有していてよい。内側ライナ１２は、タービン構成部品１４の内面１８を形成するために利用できる境界を画定する内面２６を有していてよい。内側ライナ１２は、選択的レーザー溶融プロセスにより形成されてよい。この方法は、ステップ１０４及び図７及び図１９で、ダイカストシステム１０を除去するステップを含んでいてよく、これによりセラミックコア９０は露出される。
【００２５】
この方法はさらに、ステップ１０６及び図８及び図２０でセラミックコア９０を焼成するステップを、及びステップ１０８で、ワックスダイ９６の内面９４により形成された内側キャビティ９２内にセラミックコア９０を配置するステップを含んでいてよい。この方法はさらに、ステップ１１０及び図９及び図２１で、セラミックコア９０とワックスダイ９６の内面９４との間に形成された少なくとも１つの開口９２内にワックス８８を射出するステップを含んでいてよい。この方法は、ステップ１１２及び図１０及び図２２で、ワックス構成部品８６を露出させるためにワックスダイ９６を除去するステップと、ステップ１１４及び図１１及び図２３で、ワックス構成部品８６にセラミックコーティング１１６して、セラミックシェル１１８と、このセラミックシェル１１８内に位置するセラミックコア９０とを形成するステップとを含んでいてよい。この方法は、ステップ１２０及び図１２及び図２４で、セラミックコーティング１１６内に１つ以上のキャビティ１２２を残しながらセラミックコーティング１１６内のワックス構成部品８６を除去するステップを含んでいてよい。この方法は、ステップ１２４及び図１３及び図２５で、セラミックコーティング１１６内のキャビティ１２２に溶融金属を充填するステップと、ステップ１２６及び図１４及び図２６で、セラミックシェル１１８とセラミックコア９０とを除去して、鋳造構成部品１４を形成するステップとを含んでいてよい。
【００２６】
ステップ１０２でセラミック材料を射出するステップは、複合ダイカストシステム１０内で形成された少なくとも１つの内側キャビティ１２２内にセラミック材料を射出するステップを含んでよく、この場合、内側ライナ１２は、タービン構成部品１４の第１の側３２を形成する第１の側方サブ内側ライナ３０と、タービン構成部品１４の第２の側３６を形成する第２の側方サブ内側ライナ３４とから成っている。ステップ１０２でセラミック材料を射出するステップは、複合ダイカストシステム１０内で形成された少なくとも１つの内側キャビティ１２２内にセラミック材料を射出するステップを含んでよく、この場合、第１の側方サブ内側ライナ３０は、翼形のコア４２の負圧面４０の外壁３８を形成してよく、かつ、外壁３８の内面４６に、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を含んでいてよい。第２の側方サブ内側ライナ３４は、翼形のコア４２の正圧面５２の外壁５０を形成してよく、かつ、外壁５０の内面５６に、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を含んでいてよい。
【００２７】
ステップ１０２でセラミック材料を射出するステップは、複合ダイカストシステム１０内で形成された少なくとも１つの内側キャビティ１２２内にセラミック材料を射出するステップを含んでよく、この場合、内側ライナ１２は、タービン構成部品１４の第１の端部６４を形成する第１の端部サブ内側ライナ２０と、タービン構成部品１４の第２の端部６６を形成する第２の端部サブ内側ライナ２２とから成っていてよく、第１の端部サブ内側ライナ２０は、第２の端部サブ内側ライナ２２を形成する材料よりも柔軟でない第１の材料から形成されてよい。
【００２８】
ステップ１０２でセラミック材料を射出するステップは、複合ダイカストシステム１０内に形成された少なくとも１つの内側キャビティ１２２内にセラミック材料を射出するステップを含んでよく、この場合、第１の端部サブ内側ライナ２０は、第１の端部−第１の側方サブ内側ライナ７４と、第１の端部−第２の側方サブ内側ライナ７６とから形成されてよく、第１の端部−第１の側方サブ内側ライナ７４は、翼形のコア４２の負圧面４０の上流部分７８の負圧面外壁３８を形成してよく、かつ、負圧面外壁３８の内面４６に、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を有していてよい。第１の端部−第２の側方サブ内側ライナ７６は、翼形のコア４２の上流部分７８の正圧面５２の正圧面外壁５０を形成してよく、かつ、正圧面外壁５０の内面５６に、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を有していてよい。
【００２９】
ステップ１０２でセラミック材料を射出するステップは、複合ダイカストシステム１０内に形成された少なくとも１つの内側キャビティ１２２内にセラミック材料を射出するステップを含んでよく、この場合、第２の端部サブ内側ライナ２２は、第２の端部−第１の側方サブ内側ライナ８０と、第２の端部−第２の側方サブ内側ライナ８２とから形成されてよく、第２の端部−第１の側方サブ内側ライナ８０は、翼形のコア４２の負圧面４０の下流部分８４の負圧面外壁３８を形成してよく、かつ、負圧面外壁３８の内面４６に、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を有していてよい。第２の端部−第２の側方サブ内側ライナ８２は、翼形のコア４２の下流部分８４の正圧面５２の正圧面外壁５０を形成してよく、かつ、正圧面外壁５０の内面５６に、内部の翼冷却システム４８の少なくとも一部を形成するように構成された１つ以上のキャビティ４４を有していてよい。
【００３０】
上記説明は、本発明の実施形態を例示、説明及び記述するという目的で提供されている。これらの実施の形態に対する変更及び適応は、当業者に明らかになるであろうし、本発明の範囲又は思想から逸脱することなく成し得るものである。
【図１】
2017537250.tif 000003
【図２】
2017537250.tif 000004
【図３】
2017537250.tif 000005
【図４】
2017537250.tif 000006
【図５】
2017537250.tif 000007
【図６】
2017537250.tif 000008
【図７】
2017537250.tif 000009
【図８】
2017537250.tif 000010
【図９】
2017537250.tif 000011
【図１０】
2017537250.tif 000012
【図１１】
2017537250.tif 000013
【図１２】
2017537250.tif 000014
【図１３】
2017537250.tif 000015
【図１４】
2017537250.tif 000016
【図１５】
2017537250.tif 000017
【図１６】
2017537250.tif 000018
【図１７】
2017537250.tif 000019
【図１８】
2017537250.tif 000020
【図１９】
2017537250.tif 000021
【図２０】
2017537250.tif 000022
【図２１】
2017537250.tif 000023
【図２２】
2017537250.tif 000024
【図２３】
2017537250.tif 000025
【図２４】
2017537250.tif 000026
【図２５】
2017537250.tif 000027
【図２６】
2017537250.tif 000028
【図２７】
2017537250.tif 000029
【図２８】
2017537250.tif 000030
【手続補正書】
【提出日】平成29年6月14日(2017.6.14)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
コアダイカストシステムであって、
インサート収容チャンバを有するダイハウジングと、
前記ダイハウジングの前記インサート収容チャンバ内に位置する、選択的レーザー溶融法により形成された少なくとも１つの内側ライナと、を備え、前記少なくとも１つの内側ライナは、タービン構成部品の内面に対応する内面を有していることを特徴とする、コアダイカストシステム。
【請求項２】
前記少なくとも１つの内側ライナは、前記タービン構成部品の第１の側に対応するボディ形状を有する第１の側方サブ内側ライナと、前記タービン構成部品の第２の側に対応するボディ形状を有する第２の側方サブ内側ライナとを有している、請求項１記載のコアダイカストシステム。
【請求項３】
前記第１の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンにおける翼の負圧面の外壁に対応するボディ形状を有しており、前記第２の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンにおける翼の正圧面の外壁に対応するボディ形状を有している、請求項２記載のコアダイカストシステム。
【請求項４】
前記少なくとも１つの内側ライナは、非セラミック材料を含む、請求項１記載のコアダイカストシステム。
【請求項５】
前記少なくとも１つの内側ライナは、前記ダイハウジングとは異なる材料を含む、請求項１記載のコアダイカストシステム。
【請求項６】
前記ダイハウジングは、第１のサブダイハウジングと第２のサブダイハウジングとを有しており、前記サブダイハウジングは、これらの間に位置する接合可能な境界面を有しており、これにより、前記第１及び第２のサブダイハウジングは、前記接合可能な境界面で接合可能である、請求項１記載のコアダイカストシステム。
【請求項７】
前記内側ライナは、前記タービン構成部品の第１の端部に対応するボディ形状を有する第１の端部サブ内側ライナと、前記タービン構成部品の第２の端部に対応するボディ形状を有する第２の端部サブ内側ライナとを有している、請求項１記載のコアダイカストシステム。
【請求項８】
前記第１の端部サブ内側ライナは、前記第２の端部サブ内側ライナの材料よりも柔軟でない第１の材料を含む、請求項７記載のコアダイカストシステム。
【請求項９】
前記第１の端部サブ内側ライナは、タービンエンジンにおける翼の前縁に対応するボディ形状を有しており、前記第２の端部サブ内側ライナは、タービンエンジンにおける翼の後縁に対応するボディ形状を有している、請求項７記載のコアダイカストシステム。
【請求項１０】
前記第１の端部サブ内側ライナは、第１の端部−第１の側方サブ内側ライナと第１の端部−第２の側方サブ内側ライナとを有している、請求項７記載のコアダイカストシステム。
【請求項１１】
前記第１の端部−第１の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンにおける翼の負圧面の上流部分の負圧面外壁に対応するボディ形状を有していて、前記第１の端部−第１の側方サブ内側ライナによって画定された少なくとも１つのキャビティを含んでおり、前記第１の端部−第２の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンにおける翼の上流部分の正圧面の正圧面外壁に対応するボディ形状を有していて、前記第１の端部−第２の側方サブ内側ライナによって画定された少なくとも１つのキャビティを含んでいる、請求項１０記載のコアダイカストシステム。
【請求項１２】
前記第２の端部サブ内側ライナは、第２の端部−第１の側方サブ内側ライナと第２の端部−第２の側方サブ内側ライナとを有している、請求項７記載のコアダイカストシステム。
【請求項１３】
前記第２の端部−第１の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の負圧面の下流部分の負圧面外壁に対応するボディ形状を有していて、前記第２の端部−第１の側方サブ内側ライナによって画定された少なくとも１つのキャビティを含んでおり、前記第２の端部−第２の側方サブ内側ライナは、ガスタービンエンジンで使用可能な翼の下流部分の正圧面の正圧面外壁に対応するボディ形状を有していて、前記第２の端部−第２の側方サブ内側ライナによって画定された少なくとも１つのキャビティを含んでいる、請求項１２記載のコアダイカストシステム。
【請求項１４】
タービン構成部品を形成する方法であって、
コアダイカストシステム内に形成された少なくとも１つの内側キャビティ内にセラミック材料を射出するステップであって、前記コアダイカストシステムは、
インサート収容チャンバを有するダイハウジングと、
前記ダイハウジングの前記インサート収容チャンバ内に位置する、選択的レーザー溶融法によって形成された少なくとも１つの内側ライナと、を有しており、該少なくとも１つの内側ライナは、前記タービン構成部品の内面に対応する内面を有している、ステップと、
前記ダイカストシステムを除去して、１つ以上のセラミックコアを露出させるステップと、
前記１つ以上のセラミックコアを焼成するステップと、
前記１つ以上のセラミックコアを、ワックスダイの内面によって形成された内側キャビティ内に配置するステップと、
前記１つ以上のセラミックコアと前記ワックスダイの前記内面との間に形成される１つ以上の開口内にワックスを射出するステップと、
前記ワックスダイを除去してワックス構成部品を露出させるステップと、
前記ワックス構成部品にセラミックコーティングをコーティングして、セラミックシェルと、該セラミックシェル内に位置するセラミックコアとを形成するステップと、
前記セラミックコーティング内に１つ以上のキャビティを残しながら、前記セラミックコーティング内の前記ワックス構成部品を除去するステップと、
前記セラミックコーティング内の１つ以上のキャビティに溶融金属を充填するステップと、
前記セラミックシェルと前記１つ以上のセラミックコアとを除去して、前記内面を有する前記タービン構成部品を形成するステップと、
を含む、タービン構成部品を形成する方法。
【国際調査報告】
2017537250.tif 000031
2017537250.tif 000032