JP2000143358A - 高温ガスにさらされる複合材部品構造 - Google Patents
高温ガスにさらされる複合材部品構造Info
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- JP2000143358A JP2000143358A JP10315506A JP31550698A JP2000143358A JP 2000143358 A JP2000143358 A JP 2000143358A JP 10315506 A JP10315506 A JP 10315506A JP 31550698 A JP31550698 A JP 31550698A JP 2000143358 A JP2000143358 A JP 2000143358A
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- Japan
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- fiber
- thickness
- exposed
- matrix
- composite material
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- Pending
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- Ceramic Products (AREA)
- Compositions Of Oxide Ceramics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 高温ガスにさらされる表面では耐エロージョ
ン性、平滑性に優れ、全体としては適切な強度を有し、
適切なコストで製作可能な複合材部品構造を提供する。 【解決手段】 高温ガスにさらされる部品を繊維強化セ
ラミックスで構成した構造において、高温ガスにさらさ
れる表面層１に用いられる繊維束３の太さと間隔を、下
部層２に用いられる繊維束３の太さより細くし、かつ間
隔を狭くする。
ン性、平滑性に優れ、全体としては適切な強度を有し、
適切なコストで製作可能な複合材部品構造を提供する。 【解決手段】 高温ガスにさらされる部品を繊維強化セ
ラミックスで構成した構造において、高温ガスにさらさ
れる表面層１に用いられる繊維束３の太さと間隔を、下
部層２に用いられる繊維束３の太さより細くし、かつ間
隔を狭くする。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、高温ガスにさらさ
れる繊維強化セラミックスで構成された部品の構成に関
する。
れる繊維強化セラミックスで構成された部品の構成に関
する。
【０００２】
【従来の技術】ジェットエンジン、宇宙推進器、ガスタ
ービンなどで、高温ガスにさらされる部品は、耐熱性向
上、軽量化のため繊維強化セラミックスが用いられ始め
ている。具体的な材料系としては、SiC 繊維／SiC マト
リックス、C 繊維／SiC マトリックス、Al2 O3繊維／Al
2 O3マトリックス等が用いられる。
ービンなどで、高温ガスにさらされる部品は、耐熱性向
上、軽量化のため繊維強化セラミックスが用いられ始め
ている。具体的な材料系としては、SiC 繊維／SiC マト
リックス、C 繊維／SiC マトリックス、Al2 O3繊維／Al
2 O3マトリックス等が用いられる。
【０００３】図２はジェットエンジンの部材で高温ガス
にさらされる部材の例を示す。ジェットエンジンは、空
気取り入れ口で取り入れた空気を圧縮機で圧縮し、この
圧縮空気を燃焼器に導入し燃料を燃焼して高温ガスを発
生し、この高温ガスでタービンを回転して圧縮機を駆動
し、排気ガスにアフターバーナで燃料を注入して再燃焼
して推力を高めて排出する。この際、燃焼器やタービン
動翼、静翼等は高温ガスにさらされるので、その構造部
材に繊維強化セラミックスが用いられる。
にさらされる部材の例を示す。ジェットエンジンは、空
気取り入れ口で取り入れた空気を圧縮機で圧縮し、この
圧縮空気を燃焼器に導入し燃料を燃焼して高温ガスを発
生し、この高温ガスでタービンを回転して圧縮機を駆動
し、排気ガスにアフターバーナで燃料を注入して再燃焼
して推力を高めて排出する。この際、燃焼器やタービン
動翼、静翼等は高温ガスにさらされるので、その構造部
材に繊維強化セラミックスが用いられる。
【０００４】図３は繊維強化セラミックスで構成された
部材を模式的に示したものである。繊維はフィラメント
と言われる素線を８００〜３０００本束ねた繊維束（ヤ
ーンと言われる）を一定間隔で配置して織物のようにし
たものであり、この繊維束の間にセラミックスのマトリ
ックスを充填し一体化して繊維強化セラミックスが構成
される。
部材を模式的に示したものである。繊維はフィラメント
と言われる素線を８００〜３０００本束ねた繊維束（ヤ
ーンと言われる）を一定間隔で配置して織物のようにし
たものであり、この繊維束の間にセラミックスのマトリ
ックスを充填し一体化して繊維強化セラミックスが構成
される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】繊維束は素線を撚って
構成され、断面形状は円の場合と長方形状のものが用い
られる。以下円の場合の具体的寸法をあげて説明する。
繊維束の直径は１〜３ｍｍ程度である。繊維束の間隔は
強度等やコスト等の要件により決定され、２〜５ｍｍ程
度の値が用いられている。繊維束間にはマトリックスが
充填されている。高温ガスにさらされる部材の表面層に
はエロージョンが発生しやすく、特に繊維束に比べてマ
トリックスに発生しやすい。またマトリックスの充填は
通常完全でなく、一定比率の空洞を含んでいるために表
面の平滑度が悪い。このため繊維束の間隔を狭くする必
要があるが、部材全体の間隔を狭くすると必要以上の強
度となり製作費用も急増するという問題がある。
構成され、断面形状は円の場合と長方形状のものが用い
られる。以下円の場合の具体的寸法をあげて説明する。
繊維束の直径は１〜３ｍｍ程度である。繊維束の間隔は
強度等やコスト等の要件により決定され、２〜５ｍｍ程
度の値が用いられている。繊維束間にはマトリックスが
充填されている。高温ガスにさらされる部材の表面層に
はエロージョンが発生しやすく、特に繊維束に比べてマ
トリックスに発生しやすい。またマトリックスの充填は
通常完全でなく、一定比率の空洞を含んでいるために表
面の平滑度が悪い。このため繊維束の間隔を狭くする必
要があるが、部材全体の間隔を狭くすると必要以上の強
度となり製作費用も急増するという問題がある。
【０００６】本発明は、上述の問題点に鑑みてなされた
もので、高温ガスにさらされる表面では耐エロージョン
性、平滑性に優れ、全体としては適切な強度を有し、適
切なコストで製作可能な高温ガスにさらされる複合材部
品構造を提供することを目的とする。
もので、高温ガスにさらされる表面では耐エロージョン
性、平滑性に優れ、全体としては適切な強度を有し、適
切なコストで製作可能な高温ガスにさらされる複合材部
品構造を提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、請求項１の発明では、高温ガスにさらされる部品を
繊維強化セラミックスで構成した構造において、高温ガ
スにさらされる表面層に用いられる繊維束の太さと間隔
を、下部層に用いられる繊維束の太さより細くし、かつ
間隔を狭くする。
め、請求項１の発明では、高温ガスにさらされる部品を
繊維強化セラミックスで構成した構造において、高温ガ
スにさらされる表面層に用いられる繊維束の太さと間隔
を、下部層に用いられる繊維束の太さより細くし、かつ
間隔を狭くする。
【０００８】高温ガスにさらされる表面層では繊維束の
太さと間隔を下部層より細く、狭くする。これにより表
面層のマトリックスの中に繊維束が細かく分布されたこ
とにより、耐エロージョン性が向上する。さらに表面の
平滑度も向上し、緻密な表面が得られる。下部層は強度
やコストを考慮して適正な繊維束の太さと間隔とする。
太さと間隔を下部層より細く、狭くする。これにより表
面層のマトリックスの中に繊維束が細かく分布されたこ
とにより、耐エロージョン性が向上する。さらに表面の
平滑度も向上し、緻密な表面が得られる。下部層は強度
やコストを考慮して適正な繊維束の太さと間隔とする。
【０００９】請求項２の発明では、前記表面層の厚みを
０．２〜５ｍｍとする。
０．２〜５ｍｍとする。
【００１０】表面層の厚みを０．２ｍｍ未満とすると十
分な耐エロージョン性が得られない。また、５ｍｍを越
えて厚くしても耐エロージョン性は向上しない。
分な耐エロージョン性が得られない。また、５ｍｍを越
えて厚くしても耐エロージョン性は向上しない。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施形態を図面を
参照して説明する。図１は本発明の高温にさらされる複
合材部品構造を模式的に示す図である。部品としてはガ
スタービンの燃焼器やタービン動翼、静翼などがあげら
れる。これらの部品は繊維強化セラミックスで構成さ
れ、用途に応じてSiC 繊維／SiC マトリックス、C 繊維
／SiC マトリックス、Al2 O3繊維／Al2 O3マトリックス
等が使用される。複合材部品構造は高温にさらされる表
面層１と強度を維持し形状を保持する下部層２から構成
される。表面層１は素線１００〜４００本（円断面とし
た場合直径０．１〜０．５ｍｍ）の繊維束３を中心間隔
０．５〜１ｍｍで配置する。下部層２は素線８００〜２
４００本（円断面とした場合直径１〜３ｍｍ）の繊維束
３を中心間隔２〜５ｍｍで配置する。繊維束３の太さと
間隔は範囲で示したが、この範囲内で部品の目的に適し
た寸法（適切な強度を有し、形状を適切に保持し、適切
なコストとする寸法）とする。なお繊維束３は円断面の
場合を示したが、長方形状断面を採用することもでき
る。
参照して説明する。図１は本発明の高温にさらされる複
合材部品構造を模式的に示す図である。部品としてはガ
スタービンの燃焼器やタービン動翼、静翼などがあげら
れる。これらの部品は繊維強化セラミックスで構成さ
れ、用途に応じてSiC 繊維／SiC マトリックス、C 繊維
／SiC マトリックス、Al2 O3繊維／Al2 O3マトリックス
等が使用される。複合材部品構造は高温にさらされる表
面層１と強度を維持し形状を保持する下部層２から構成
される。表面層１は素線１００〜４００本（円断面とし
た場合直径０．１〜０．５ｍｍ）の繊維束３を中心間隔
０．５〜１ｍｍで配置する。下部層２は素線８００〜２
４００本（円断面とした場合直径１〜３ｍｍ）の繊維束
３を中心間隔２〜５ｍｍで配置する。繊維束３の太さと
間隔は範囲で示したが、この範囲内で部品の目的に適し
た寸法（適切な強度を有し、形状を適切に保持し、適切
なコストとする寸法）とする。なお繊維束３は円断面の
場合を示したが、長方形状断面を採用することもでき
る。
【００１２】表面層１の厚みは０．２〜５ｍｍの範囲内
で部品の目的に適した寸法とする。０．２ｍｍ未満の厚
みとすると、十分な耐エロージョン性が得られない。ま
た５ｍｍを越えて厚くしても耐エロージョン性の向上は
期待できず、むしろ重量増加となる。
で部品の目的に適した寸法とする。０．２ｍｍ未満の厚
みとすると、十分な耐エロージョン性が得られない。ま
た５ｍｍを越えて厚くしても耐エロージョン性の向上は
期待できず、むしろ重量増加となる。
【００１３】表面層１の繊維束３の内厚み方向のものは
図１に示すように、下部層２の繊維束３の中まで差し込
み、両層１、２の一体化を図る。このようにして両層
１、２の繊維束３の配置がなされると、この繊維束３の
間隙にマトリックス４が充填される。充填方法は、例え
ば、ＣＶＩ法が用いられる。ＣＶＩ法は予め配置された
繊維束３の間隙にマトリックス４の原料ガスを導入し、
そこで化学反応により生成したセラミックス物質を繊維
間隙に充填する方法である。
図１に示すように、下部層２の繊維束３の中まで差し込
み、両層１、２の一体化を図る。このようにして両層
１、２の繊維束３の配置がなされると、この繊維束３の
間隙にマトリックス４が充填される。充填方法は、例え
ば、ＣＶＩ法が用いられる。ＣＶＩ法は予め配置された
繊維束３の間隙にマトリックス４の原料ガスを導入し、
そこで化学反応により生成したセラミックス物質を繊維
間隙に充填する方法である。
【００１４】
【発明の効果】以上の説明より明らかなように、本発明
は、高温ガスにさらされる表面層に用いられる繊維束の
太さと間隔を下部層に用いられる繊維束の太さより細く
し、間隔を狭くして表面層の繊維束をマトリックス内に
細かく分布させることにより、表面層の耐エロージョン
性を向上させることができる。またこれによりチッピン
グ等の熱衝撃による表面近傍材の剥離を防止することが
できる。さらに表面の平滑性が向上する。これにより金
属部品と複合材部品の組み合わせ部分や取付部分の信頼
性向上、複合材部品の空気力学的性能向上が期待され、
副次的効果として従来部品よりも小さな半径を有する鋭
いエッジ形状の形成が可能となる。具体的用途として
は、航空エンジンや発電用ガスタービンのタービン翼、
燃焼器、タービン空気流路、排気部品及びロケットエン
ジン燃焼器等である。
は、高温ガスにさらされる表面層に用いられる繊維束の
太さと間隔を下部層に用いられる繊維束の太さより細く
し、間隔を狭くして表面層の繊維束をマトリックス内に
細かく分布させることにより、表面層の耐エロージョン
性を向上させることができる。またこれによりチッピン
グ等の熱衝撃による表面近傍材の剥離を防止することが
できる。さらに表面の平滑性が向上する。これにより金
属部品と複合材部品の組み合わせ部分や取付部分の信頼
性向上、複合材部品の空気力学的性能向上が期待され、
副次的効果として従来部品よりも小さな半径を有する鋭
いエッジ形状の形成が可能となる。具体的用途として
は、航空エンジンや発電用ガスタービンのタービン翼、
燃焼器、タービン空気流路、排気部品及びロケットエン
ジン燃焼器等である。
【図１】本発明の複合材部品構造を模式的に表示した図
である。
である。
【図２】複合材部品の具体例を示す図である。
【図３】従来の複合材部品構造を模式的に表示した図で
ある。
ある。
１ 表面層 ２ 下部層 ３ 繊維束 ４ マトリックス
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き Ｆターム(参考） 3G002 EA08 EA09 4G001 BB22 BB86 BD04 BD07 BD12 BD15 BE31 4G030 AA36 BA23 BA25 CA07
Claims (2)
- 【請求項１】 高温ガスにさらされる部品を繊維強化セ
ラミックスで構成した構造において、高温ガスにさらさ
れる表面層に用いられる繊維束の太さと間隔を、下部層
に用いられる繊維束の太さより細くし、かつ間隔を狭く
したことを特徴とする高温ガスにさらされる複合材部品
構造。 - 【請求項２】 前記表面層の厚みを０．２〜５ｍｍとし
たことを特徴とする請求項１記載の高温ガスにさらされ
る複合材部品構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10315506A JP2000143358A (ja) | 1998-11-06 | 1998-11-06 | 高温ガスにさらされる複合材部品構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10315506A JP2000143358A (ja) | 1998-11-06 | 1998-11-06 | 高温ガスにさらされる複合材部品構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000143358A true JP2000143358A (ja) | 2000-05-23 |
Family
ID=18066181
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10315506A Pending JP2000143358A (ja) | 1998-11-06 | 1998-11-06 | 高温ガスにさらされる複合材部品構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000143358A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004075410A (ja) * | 2002-08-12 | 2004-03-11 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 保護層を有するセラミックス基複合材料とその製造方法 |
| JP2019019008A (ja) * | 2017-07-11 | 2019-02-07 | 三菱重工業株式会社 | セラミック基複合材料の補修方法及びセラミック基複合部材 |
-
1998
- 1998-11-06 JP JP10315506A patent/JP2000143358A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004075410A (ja) * | 2002-08-12 | 2004-03-11 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 保護層を有するセラミックス基複合材料とその製造方法 |
| JP2019019008A (ja) * | 2017-07-11 | 2019-02-07 | 三菱重工業株式会社 | セラミック基複合材料の補修方法及びセラミック基複合部材 |
| US11034106B2 (en) | 2017-07-11 | 2021-06-15 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Method for repairing ceramic matrix composite and ceramic matrix composite member |
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