JP2007061902A

JP2007061902A - インベストメント鋳造用模型製造方法およびその製造装置、ならびに鋳造コア

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Publication number: JP2007061902A
Application number: JP2006178910A
Authority: JP
Inventors: Keith A Santeler; エー．サンテラーキース
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 2005-09-01
Filing date: 2006-06-29
Publication date: 2007-03-15
Also published as: EP1772209A2; EP1772209B1; US20080060781A1; US7438118B2; EP1772209A3; US20070044934A1; US20070044933A1; US7185695B1; DE602006011095D1; US7258156B2

Abstract

【課題】コアの空間的関係の維持および金型や模型の取り出しを改善するインベストメント鋳造用模型の製造方法および鋳造コアを提供する。
【解決手段】コアアッセンブリ６０は、供給コアおよび耐熱金属コアからなる。耐熱金属コアは、模型の回路出口を形成するタブ１１０，１１２を備える。金型アッセンブリ２００は、金型２０２，２０４および挿入部２１０Ａ〜Ｅを備える。最初に、金型がコア６０の周囲に組み付けられ、挿入部が方向５５０Ａ〜Ｅに挿入される。ろう２２２が流し込まれた後、金型２０２の挿入部２１０Ａ，Ｂが抜かれ、金型２０２が方向５４１に引き抜かれて金型２０４から外される。この間、耐熱金属コアに対する挿入部２１０Ｃ〜Ｅのバックロッキングにより、模型が金型２０４に係合した状態で維持される。その後、残りの挿入部２１０Ｃ〜Ｅが引き抜かれ、金型２０４から模型が取り外される。
【選択図】図７

Description

本発明は、インベストメント鋳造に関し、特に被冷却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。

インベストメント鋳造法は、特に中空部材など複雑な幾何学形状を有する金属部材を形成する技術として一般的に利用されており、超合金製のガスタービンエンジン部品の製造には、インベストメント鋳造が用いられている。

ガスタービンエンジンは、航空機の推進、発電、船舶の推進およびポンプの用途において広く利用されている。ガスタービンエンジンの用途においては、効率が最も重要である。ガスタービンエンジンの効率は、高温で作動させることにより向上するが、現在ではタービンの作動温度は、タービン部品に用いられる超合金材料の融点を超えている。そのため、一般的に冷却空気が与えられる。相対的に低温の空気流（例えば、エンジンの圧縮機からの空気流）が、冷却されるタービン部品の通路を通ることにより一般的に冷却がもたらされる。しかし、このような冷却により、エンジン効率が損なわれる。したがって、改善された特定の冷却を提供し、所定量の冷却空気から得られる冷却の利益量を最大限にすることが強く望まれている。このような冷却は、正確に配置された精細な冷却通路を用いることにより実現される。

ブレードやベーンなどの内部冷却されるタービンエンジン部品のインベストメント鋳造法に関しては、十分に発展した分野が存在する。例示的な工程では、１つまたは複数の鋳型キャビティを有する鋳型が作成され、各鋳型は、鋳造される部品に概ね対応した形状を有する。鋳型を作成する例示的な工程には、鋳造される部品の１つまたは複数のろう模型を使用することが含まれる。部品内の冷却通路の形状に概ね対応するセラミックコアを覆ってろうを成形することにより、ろう模型が形成される。シェル作成工程においては、周知の方法で、１つまたは複数の上記模型の周囲にセラミック製のシェルが形成される。ろうは、オートクレーブなどで融解されて取り除かれる。シェルは、焼成されることにより硬化する。この工程により、１つまたは複数の部品画定コンパートメントを有するシェルを備えた鋳型が形成される。この部品画定コンパートメントに、冷却通路を画定する１つまたは複数のセラミックコアが含有される。次に、１つまたは複数の部品を鋳造するように、鋳型に溶融合金が鋳込まれる。合金が冷却して固化すると、成形部品からシェルおよびコアを機械的または化学的に取り除くことができる。次いで、１つまたは複数の部品に、１回または複数回の工程で機械加工や表面処理が施される。

セラミックコアは、セラミックパウダーと結合剤物質の混合物を硬化した金属製の金型に注入して成形される。金型から取り除かれた後、セラミックコアは、結合剤を除去するように熱的な後処理が施され、セラミックパウダーを焼結するように加熱される。冷却用形状がより精巧になってきているため、セラミックコア製造技術に対する負担が増している。精巧な形状を形成することは困難であり、また一旦製造すると、壊れやすいことが分かっている。シャー（Ｓｈａｈ）らの、同一出願人による特許文献１では、セラミックコアと耐熱金属コア（ＲＭＣ：ｒｅｆｒａｃｔｏｒｙｍｅｔａｌｃｏｒｅｓ）とを組み合わせた使用例が開示されている。他の形態であってもよい。通常、１つまたは複数のセラミックコアにより、主要通路部などの大きな内部形状が形成され、１つまたは複数の耐熱金属コアにより、排気通路部などのより細い形状が形成される。
米国特許第６，６３７，５００号明細書米国特許出願第１０／８６７，２３０号明細書

セラミックコアおよび耐熱金属コアを組み付けること、ならびにろうをオーバモールド成形する際にコア間の空間的関係を維持することは、非常に困難である。上記の空間的関係を維持できない場合には、部品の内部形状が不適切に形成されてしまう恐れがある。部品の形状および対応するコアによっては、細い耐熱金属コアをセラミックコアに組み付けることが困難な場合がある。また、組み付け後の配置状態を維持することは困難である。さらに、取り扱う際またはオーバモールド成形用金型を組み立てる際に、耐熱金属コアを傷つけてしまう可能性がある。適切な金型の組立および注入された模型の取り出しを確実にするために、複雑な金型が要求される（例えば、種々の耐熱金属コアに適応させるための多数の分割された金型部品および別々の引き方向など）。２００４年６月１４日に出願されたバーナー（Ｖｅｒｎｅｒ）らによる特許文献２（発明の名称：インベストメント鋳造）では、コアアッセンブリの配置を補助するとともに金型の分割および模型の取り出しを容易にする形状を有する耐熱金属コアをろう本体部に予め埋込む方法が開示されている。

本発明の態様は、被冷却タービンエンジンエレメントのインベストメント鋳造用模型を製造する方法を含む。少なくとも１つの供給コアおよび少なくとも１つのエアフォイル壁部冷却用コアは、複数の金型エレメントに組み付けられる。犠牲材料は、金型で成形され、金型から取り外される。前記取り外すステップには、犠牲材料から第２の金型エレメントを取り外す前に、第２の金型エレメントのコンパートメントから第１の金型エレメントを抜き取ることが含まれる。第１のエレメントは、組み付け時に第１の壁部冷却用コアの出口端部を受けるとともに、抜き取り時に前記出口端部から外れるコンパートメントを備える。

種々の実施態様においては、犠牲材料からの第２のエレメントの取り外しには、第１の方向への第１の抜き取りが含まれる。第１の金型エレメントの抜き取りは、第１の方向に対して平行でない第２の方向になされる。第１の抜き取りにより、第１の壁部冷却用コアと第２のエレメントとの間のバックロッキングが解放される。第２の方向は、第１の方向に対して５°〜６０°の角度を有しており、平行ではない。

図１では、ガスタービンエンジンのエレメントである例示的なエアフォイル２０が図示されている。例示的なエレメントは、ブレードであって、ブレードのエアフォイルは、内側プラットフォームおよびブレードをディスクに固定する取付用のルート部とともに一体的に鋳造されている。別の例のエレメントは、ベーンであって、ベーンは、外側シュラウドおよび任意選択で内側プラットフォームと一体的に鋳造されている。他の例としては、シールや燃焼器パネルなどがある。例示的なエアフォイル２０は、前縁２２および後縁２４を備える。前縁２２と後縁２４との間において、概ね凸状の負圧側２６および概ね凹状の正圧側２８が延びている。運転中、空気流は、負圧側および正圧側（面）２６，２８に沿って部分５００，５０２に分かれる。

例示的なエアフォイル２０は、内部冷却通路網を備える。例示的な通路網は、翼幅方向に延びる複数の通路の脚部３０Ａ〜３０Ｇを上流から下流に備える。該脚部により、一または複数の冷却空気流（例えば、ブレードのルート部またはベーンのシュラウドから供給される）が導かれる。エアフォイル２０は、脚部の外側に負圧側壁部３２および正圧側壁部３４を備える。該壁部３２，３４を冷却するように、通路網は、１つまたは複数の通路脚部３０Ａ〜３０Ｇから負圧側２６および正圧側２８にそれぞれ延びる冷却回路４０Ａ〜４０Ｅを備える。

図１の実施例においては、エアフォイル２０は、負圧側２６に沿って、上流側回路４０Ａおよび下流側回路４０Ｂの２つの回路を備える。さらに、正圧側２８に沿って、上流側回路４０Ｃ、中間回路４０Ｄおよび下流側回路４０Ｅからなる３つの回路を備える。図示していないが、エアフォイルは、最も下流側に位置する脚部３０Ｇから後縁２４または後縁付近まで延びる回路を備えていてもよく、また、エアフォイルの前縁２２に沿って付加的な回路を備えていてもよい。回路４０Ａ〜４０Ｅの各々は、対応する通路の脚部において１つまたは複数の入口４２を備える。以下に詳細に説明するように、例示的なエアフォイルでは、各回路の入口４２は、単一の翼幅方向の列として形成される。しかし、複数の翼幅方向の入口の列を備える場合には、他の形態であってもよく、例えば、ある特定の回路が２つ以上の脚部から延びる形態などが含まれる。各回路は、対応する出口まで延びる。例示的なエアフォイルにおいては、各回路は、２列の出口４４，４６までそれぞれ延びている。以下に詳細に説明するように、例示的な出口の列は、流れ方向において交互となるように配設されている。入口と出口との間においては、各回路の主要部分４８が、湾曲した状態で対応する壁部３２，３４を通って延びている。

例示的なエアフォイルにおいては、回路４０Ａ〜４０Ｄは、逆流回路として方向付けられている（すなわち、主要部分４８を通る空気流が、近接する空気流５００，５０２と概ね反対方向の流れとなる）。例示的な回路４０Ｅは、平行流熱交換部として配設されている。例示的な回路においては、出口は、対応する空気流５００，５０２に接する負圧および正圧の面２６，２８に対して僅かに垂直でない角度で傾斜している。例えば、図１では、局所的な面の法線５０４およびこれに対しθ₁の角度で傾斜している出口の軸５０６が図示されている。この角度により、出口流５０８，５１０のエントレインメント（引込作用）が向上して、回路を通る流れが促進される。また、この角度により、出口流５０８，５１０の冷却空気が表面付近に留まり、該表面上にフィルム冷却効果がもたらされる。

タービンのエレメントを形成するために、インベストメント鋳造が用いられる。インベストメント鋳造法においては、犠牲材料（例えば、天然または合成のろうなどの炭化水素ベースの材料）が、犠牲コアアッセンブリ上に成形される。コアアッセンブリにより、最終的に通路網が形成される。（例えば、複数回に亘るスタッコイング工程により）模型をシェル化し、（例えば、蒸気オートクレーブで）ろうを除去した後、シェルで金属が鋳造される。その後、シェルおよびコアアッセンブリが、鋳物から取り除かれる。例えば、シェルを機械的に破壊し、コアアッセンブリを鋳物から化学的に浸出してもよい。

図２では、例示的なインベストメント鋳造コアアッセンブリ６０が図示されている。コアアッセンブリ６０は、１つまたは複数のセラミックコア（図２では、単一のセラミック供給コア６２として図示されている）と、複数の耐熱金属コア（ＲＭＣ）６４Ａ〜６４Ｅと、を備える。例示的な耐熱金属コアは、モリブデンのシート材から形成されており、保護コーティング（例えば、セラミック）を有していてもよい。別の実施例の耐熱金属コアの基材には、耐熱金属ベースの合金および金属間化合物（ｉｎｔｅｒｍｅｔａｌｌｉｃｓ）が含まれる。以下に説明するように、耐熱金属コア６４Ａ〜６４Ｅにより、鋳物における回路４０Ａ〜４０Ｅがそれぞれ形成される。供給コア６２は、ルート部６６と、一連の翼幅方向部分６８Ａ〜６８Ｇと、を備える。翼幅方向部分６８Ａ〜６８Ｇにより、鋳物における通路３０Ａ〜３０Ｇがそれぞれ形成される。

図３を参照すると、例示的な耐熱金属コアは、主要胴体部８０を備える。胴体部８０は、第１の面８２および第２の面８４を備えており、また、対応する回路４０Ａ〜４０Ｅにペデスタル、隔壁または他の特徴部を形成する複数の開口部８６を備えていてもよい。胴体部８０は、第１の翼幅方向端部８８と第２の翼幅方向端部９０との間で、かつ入口端部９２から出口端部９４まで延びている。入口端部９２では、タブ９６が列をなして胴体部８０から延びている。タブ９６は、近接部９８を備える。該近接部９８は、胴体部８０の局所的な向きに対して角度θ₂を有してタブ９６を方向付けるように湾曲している。例示的なタブ９６は、遠位端部１０２まで延びる直線状の末端部１００を備える。供給コア６２に組み付けられる際に、遠位端部１０２は、供給コア６２と係合するように配置される（例えば、対応する翼幅方向部分６８Ａ〜６８Ｇの面に接触するか、あるいは該部分のコンパートメント内に受容される）。

同様に、出口端部９４においては、胴体部８０から第１のタブの列１１０および第２のタブの列１１２がそれぞれ延びている。タブ１１０，１１２は、近接部１１４，１１６をそれぞれ備える。該近接部１１４，１１６は、胴体部８０の局所的な向きに対して角度θ₃を有してタブ１１０，１１２を方向付けるように湾曲している。例示的なタブ１１０，１１２は、遠位端部１２２，１２４まで延びる直線状の末端部１１８，１２０をそれぞれ備える。供給コア６２に組み付けられる際に、遠位端部１２２，１２４は、コアアッセンブリを覆ってパターンワックス（ろう）を成形する金型アッセンブリ（以下に説明する）に係合するように配置される。模型および鋳物においては、タブ９６により回路の入口４２が形成され、タブ１１０，１１２により、回路の出口４４，４６がそれぞれ形成される。

以下に詳細に説明するように、タブ９６の末端部１００は、中心軸５２０を有する。また、タブ１１０，１１２の末端部１１８，１２０は、中心軸５２２，５２４をそれぞれ有する。図４には、例示的な軸５２０，５２２，５２４が図示されている。軸５２２は、翼幅方向において互いに平行であり、同様に、軸５２４は、翼幅方向において互いに平行である。例示的な実施例においては、軸５２２，５２４は互いに平行である。同様に、軸５２０は互いに平行である。軸は互いに完全に平行であってもよい（例えば、単に翼幅方向から見た場合だけではなく）。例えば、図５に図示されているように、タブ９６は、概ね流れ方向から見た場合にも平行である。図３では、タブ９６の末端部１００は、主要胴体部８０の隣接部分に対して角度θ₂を有する。また、タブ１１０，１１２の末端部１１８，１２０は、主要胴体部８０の隣接部分に対して角度θ₃を有する。例示的な主要胴体部８０は、湾曲している（例えば、負圧側および正圧側に対応して、適切な流れ方向の凸形状、凹形状および適切なねじれを有する）。したがって、θ₂およびθ₃は、翼幅方向で異なっていてもよい。例えば、θ₂およびθ₃は、翼幅方向の一方の端部において９０°以下であり、他方の端部において９０°以上となるように変化していってもよい。例示的なθ₃の小さい角度は、８０°未満であり、より具体的には約３０°〜７５°または４０°〜７０°である。例示的な大きい角度は、これらの補角（１８０°−Ｘ）である。

図６では、末端ブリッジ部１４２により連結され、グループ化された別の実施例のタブ１４０が図示されている（例えば、他のタブの自由先端部と区別される）。この形態により、取扱時における強度が増す。

出口タブ（またはグループ化された出口タブ）の平行構造により、模型の製造が容易になる。図７では、模型形成用金型アッセンブリ２００が図示されている。金型アッセンブリ２００は、２つまたは複数の主要金型エレメント２０２，２０４を備える。また、金型アッセンブリ２００は、複数の金型挿入部２１０Ａ〜２１０Ｅを備える。各挿入部は、主要金型エレメント２０２，２０４のうち対応するエレメントに支持される。金型アッセンブリ２００により、内部表面２２０が画定され、該内部表面２２０により、コアアッセンブリ６０を受けるとともにコアアッセンブリ６０を覆ってパターンワックス２２２を成形するコンパートメント（キャビティ）が形成される。

参照を容易にするために、主要金型エレメント２０２，２０４を、それぞれ上部および下部金型エレメントと呼ぶ。ただし、その向きに限定されない。通常、そのような金型エレメントは、方向５４０に向かって直線的に挿入されることにより互いに取付けられる。次いで、成形後、金型エレメントは、対向する方向５４１に抜き取られることにより分離する。主要エレメントが２つの場合には、このような抜き取りは、シングルプルとして知られている。しかし、成形される模型の形状によりバックロッキング（背面係止）の効果が生じる場合があるため、模型の形態によっては、シングルプル成形が許容されない。そのような場合には、付加的な主要エレメントが必要となる。図７では、そのような付加的なエレメント２２４が破線で示され、かつ対応する引き方向５４２が示されている。

耐熱金属コアを用いることにより、付加的なバックロッキングを考慮することが要求される。特に、対応する主要金型エレメントの引き方向と平行になるようにタブが方向付けられていない場合には、バックロッキングが生じる。対応する主要金型エレメントの引き方向とタブの向きとの関係を切り離すために、金型アッセンブリ２００では、挿入部２１０Ａ〜２１０Ｅが用いられる。挿入部２１０Ａ〜２１０Ｅの各々は、対応する主要金型エレメント２０２，２０４の対応するコンパートメント（挿入部用コンパートメント）２３０Ａ〜２３０Ｅ内に受容される。挿入部２１０Ａ〜２１０Ｅの各々は、最終的に内部表面２２０の一部を形成する端面２３２を備える。端面２３２から挿入部の内側にコンパートメント（タブ末端部用コンパートメント）２３４，２３６の列が延びている。コンパートメント２３４，２３６は、対応する出口タブ１１０，１１２の末端部１１８，１２０を受けるように配設されている。

図７に図示されているように、挿入部２１０Ａ〜２１０Ｅが所定の位置に配置された状態では、耐熱金属コアにより、方向５４１への抜き取りに対して上部金型２０２にバックロッキングが生じる。挿入部を備えていない場合にも同様の結果が生じる（すなわち、挿入部が対応する金型と一体的に形成されている場合）。そのようなバックロッキングを防ぐ別の実施例においては、引き方向５４１と平行になるように末端部１１８，１２０を方向付けてもよい。しかし、この方向により、出口の向きを選択する際の適応性が低下するか、あるいは製造が困難になる。

したがって、例示的な製造方法では、耐熱金属コア（ＲＭＣ）を供給コアに予め組み付けてもよい。耐熱金属コアの主要胴体部８０と供給コア６２との間におけるワックスパッド（図示せず）などにより、耐熱金属コアが供給コアに対して配置される。耐熱金属コアは、ＲＭＣ入口端部の末端部１００と供給コア６２との間の接触領域に沿って、例えば、溶解したろうまたはセラミック接着剤を適用することによって供給コア６２に固定される。最初に、主要金型エレメントは、挿入部２１０Ａ〜２１０Ｅを完全にまたは僅かに引き抜いた状態で、コアアッセンブリ６０の周囲に組み付けられる。次いで、挿入部２１０Ａ〜２１０Ｅは、方向５５０Ａ〜５５０Ｅに向かってそれぞれ挿入される。挿入する際に、各耐熱金属コアの末端部１１８，１２０は、対応する挿入部２１０Ａ〜２１０Ｅのコンパートメント２３４，２３６にそれぞれ受容される。ろう２２２が流し込まれた後、挿入部２１０Ａ〜２１０Ｅは、完全にまたは部分的に方向５５１Ａ〜５５１Ｅ（対応する方向５５０Ａ〜５５０Ｅと反対方向）に引き抜かれる。挿入部は、同時にまたは段階的に引き抜かれる。挿入部が段階的に引き抜かれる一実施例においては、１つの金型における挿入部（例えば、上部金型２０２の挿入部２１０Ａ，２１０Ｂ）が最初に引き抜かれる。その間、他の挿入部２１０Ｃ〜２１０Ｅは所定の位置に挿入されたままである。次いで、上部金型２０２は、方向５４１に抜き取られて下部金型２０４および模型から取り外される。上部金型を抜き取る間、対応する耐熱金属コアに対する挿入部２１０Ｃ〜２１０Ｅのバックロッキングにより、模型が下部金型２０４に係合した状態で維持される。その後、挿入部２１０Ｃ〜２１０Ｅが引き抜かれ、（例えば、模型を方向５４１に持ち上げることにより）下部金型２０４から模型が取り外される。

タービンエアフォイルエレメントの流れ方向に沿った断面図。図１のエレメントを形成するコアアッセンブリの先端部から端部までを示す図。図２のアッセンブリの耐熱金属コアの図。図３の耐熱金属コアの端面図。図４の耐熱金属コアの入口端部を示す図。別の実施例の耐熱金属コアの入口端部を示す図。模型形成用金型の流れ方向に沿った断面図。

符号の説明

２０…エアフォイル
２２…前縁
２４…後縁
２６…負圧側
２８…正圧側
３０Ａ〜３０Ｇ…通路の脚部
３２…負圧側壁部
３４…正圧側壁部
４０Ａ〜４０Ｅ…冷却回路
４２…入口
４４，４６…出口
４８…主要部分
６０…コアアッセンブリ
６２…セラミック供給コア
６４Ａ〜６４Ｅ…耐熱金属コア
６６…ルート部
６８Ａ〜６８Ｇ…翼幅方向部分
８０…主要胴体部
８２，８４…面
８８，９０…翼幅方向端部
９２…入口端部
９４…出口端部
９６，１１０，１１２，１４０…タブ
９８…近接部
１００，１１８，１２０…末端部
１０２…遠位端部
１１４，１１６…近接部
１２２，１２４…遠位端部
１４２…末端ブリッジ部
２００…模型形成用金型アッセンブリ
２０２，２０４…主要金型エレメント
２２０…内部表面
２１０Ａ〜２１０Ｅ…挿入部
２２２…ろう
２２４…エレメント
２３０Ａ〜２３０Ｅ…コンパートメント
２３２…端面
２３４，２３６…コンパートメント
５００，５０２…空気流
５０４…法線
５０６…出口の軸
５０８，５１０…出口流
５２０，５２２，５２４…中心軸
５４０〜５４２，５５０Ａ〜５５０Ｅ，５５１Ａ〜５５１Ｅ…方向

Claims

被冷却タービンエンジンエレメントのインベストメント鋳造用模型を製造する方法であって、
少なくとも１つの供給コアおよび少なくとも１つの壁部冷却用コアを金型の複数のエレメントに組み付けるステップと、
前記金型で犠牲材料を成形するステップと、
前記金型から前記犠牲材料を取り外すステップと、
を含み、
前記取り外すステップが、前記金型エレメントの第２のエレメントを前記犠牲材料から取り外す前に、前記第２のエレメントのコンパートメントから前記金型エレメントの第１のエレメントを抜き取ることを含み、
前記第１のエレメントが、組み付け時に第１の壁部冷却用コアの出口端部を受けるとともに、抜き取り時に前記出口端部から外れるコンパートメントを備えることを特徴とするインベストメント鋳造用模型製造方法。
前記壁部冷却用コアがエアフォイル冷却用コアであり、エアフォイルのエレメントを製造するために用いられる請求項１に記載の模型製造方法。
前記出口端部が、第１のタブの列からの第１の複数のタブを備え、
前記金型エレメントの第３のエレメントが、組み付け時に前記第１のタブの列からの第２の複数のタブを受けるとともに、抜き取り時に前記出口端部から外れるコンパートメントを備えることを特徴とする請求項１に記載の模型製造方法。
前記犠牲材料から前記第２のエレメントを取り外すことが、第１の方向への第１の抜き取りを含み、
前記第１のエレメントを抜き取ることが、前記第１の方向に対して平行でない第２の方向に行われることを特徴とする請求項１に記載の模型製造方法。
第１の抜き取りにより、前記第１の壁部冷却用コアと前記第２のエレメントとの間のバックロッキングが解放され、
前記第２の方向が、前記第１の方向に対して５°〜６０°の角度を有して平行でないことを特徴とする請求項１に記載の模型製造方法。
前記出口端部が、複数の出口形成タブを備え、
前記第１のエレメントが、前記複数のタブの対応するタブを受ける複数のコンパートメントを備えることを特徴とする請求項１に記載の模型製造方法。
前記複数の出口形成タブが、第１の列および第２の列に配列され、
前記第１のエレメントが、前記第１の列および前記第２の列から少なくともいくつかのタブを受けることを特徴とする請求項６に記載の模型製造方法。
前記取り外すステップが、前記金型エレメントの第４のエレメントを前記犠牲材料から取り外す前に、前記第４のエレメントのコンパートメントから前記第３のエレメントを抜き取ることを含み、
前記第３のエレメントが、組み付け時に第２の壁部冷却用コアの出口端部を受けるコンパートメントを備えるとともに、前記第３のエレメントの抜き取り時に前記出口端部から外れることを特徴とする請求項１に記載の模型製造方法。
前記犠牲材料から前記第４のエレメントを取り外すことが、前記第１の方向と反対方向の抜き取りを含み、
前記第３のエレメントを抜き取ることが、前記第１の方向と平行でない第３の方向に行われることを特徴とする請求項８に記載の模型製造方法。
前記犠牲材料が、ろうからなり、
前記少なくとも１つの供給コアが、第１のセラミック供給コアからなり、
前記第１の壁部冷却用コアが、耐熱金属ベースの基材からなることを特徴とする請求項１に記載の模型製造方法。
前記第１の壁部冷却用コアが、逆流熱交換部を形成するように配置されることを特徴とする請求項１に記載の模型製造方法。
前記出口端部が、隣接する面に対して１５°〜６０°の角度で傾斜した非垂直の出口スロットを形成するように方向付けられることを特徴とする請求項１１に記載の模型製造方法。
前記第１の壁部冷却用コアが、平行流熱交換部を形成するように配置されることを特徴とする請求項１に記載の模型製造方法。
被冷却タービンエンジンエレメントのインベストメント鋳造用模型を製造する装置であって、
供給コアを含有するとともに、犠牲模型材料を受けるように前記コアの周囲にキャビティを形成する組立形態に組立可能な複数の主要金型エレメントと、
前記主要金型エレメントに支持され、複数の壁部冷却用コアの対応する出口端部を受けるとともに、前記主要金型エレメントに対する前記壁部冷却用コアのバックロッキングを解放するように前記主要金型エレメントから抜き取り可能な複数の金型挿入部と、
を備えるインベストメント鋳造用模型製造装置。
少なくとも第１の前記挿入部が、前記対応する壁部冷却用コアの前記出口端部の第１および第２のタブの列を受ける少なくとも第１および第２のコンパートメントの列を備えることを特徴とする請求項１４に記載の模型製造装置。
タービンエアフォイルの壁部内に冷却回路を形成するとともに、第１および第２の翼幅方向端部と、入口端部と、出口端部と、を備え、前記壁部の隣接面に適合するように湾曲した主要胴体部と、
前記出口端部から延びるとともに少なくとも２つの平行なタブを含む複数のタブと、
を備える鋳造コア。
前記少なくとも２つの平行なタブが、少なくとも２列のタブの各々から少なくとも２つのタブを含むことを特徴とする請求項１６に記載の鋳造コア。
前記少なくとも２つの平行なタブが、少なくとも第１のタブの列から全てのタブを含むことを特徴とする請求項１６に記載の鋳造コア。
前記少なくとも２つの平行なタブが、前記胴体部に対して８０°未満の角度を有して折れ曲がっている少なくとも２つのタブを含むことを特徴とする請求項１６に記載の鋳造コア。