JP2007307618A - 複合インベストメント鋳造コアの製造方法およびインベストメント鋳造コア - Google Patents
複合インベストメント鋳造コアの製造方法およびインベストメント鋳造コア Download PDFInfo
- Publication number
- JP2007307618A JP2007307618A JP2007125129A JP2007125129A JP2007307618A JP 2007307618 A JP2007307618 A JP 2007307618A JP 2007125129 A JP2007125129 A JP 2007125129A JP 2007125129 A JP2007125129 A JP 2007125129A JP 2007307618 A JP2007307618 A JP 2007307618A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- core
- cores
- cutting
- investment casting
- casting core
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
- B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
- B22C9/103—Multipart cores
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C7/00—Patterns; Manufacture thereof so far as not provided for in other classes
- B22C7/02—Lost patterns
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22C—FOUNDRY MOULDING
- B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
- B22C9/02—Sand moulds or like moulds for shaped castings
- B22C9/04—Use of lost patterns
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
【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
【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
Description
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。
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。
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。
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。
米国特許第6637500号明細書
米国特許第6929054号明細書
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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)。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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
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
Claims (17)
- 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。 - 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。
- 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。
- 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。
- 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。
- 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。 - 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。
- 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。
- 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。 - 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。
- 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。 - 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。 - 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。
- 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。
- 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。
- 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。
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US11/434,990 US7686065B2 (en) | 2006-05-15 | 2006-05-15 | Investment casting core assembly |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2007307618A true JP2007307618A (ja) | 2007-11-29 |
Family
ID=38473019
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2007125129A Pending JP2007307618A (ja) | 2006-05-15 | 2007-05-10 | 複合インベストメント鋳造コアの製造方法およびインベストメント鋳造コア |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7686065B2 (ja) |
EP (1) | EP1857199B1 (ja) |
JP (1) | JP2007307618A (ja) |
KR (1) | KR20070110772A (ja) |
AT (1) | ATE505280T1 (ja) |
DE (1) | DE602007013833D1 (ja) |
SG (1) | SG137784A1 (ja) |
Families Citing this family (30)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20080131285A1 (en) * | 2006-11-30 | 2008-06-05 | United Technologies Corporation | RMC-defined tip blowing slots for turbine blades |
US8100165B2 (en) | 2008-11-17 | 2012-01-24 | United Technologies Corporation | Investment casting cores and methods |
US8353329B2 (en) | 2010-05-24 | 2013-01-15 | United Technologies Corporation | Ceramic core tapered trip strips |
US9403208B2 (en) | 2010-12-30 | 2016-08-02 | United Technologies Corporation | Method and casting core for forming a landing for welding a baffle inserted in an airfoil |
US9394852B2 (en) | 2012-01-31 | 2016-07-19 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle with wall thickness distribution |
US9243502B2 (en) | 2012-04-24 | 2016-01-26 | United Technologies Corporation | Airfoil cooling enhancement and method of making the same |
US9296039B2 (en) | 2012-04-24 | 2016-03-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil impingement cooling |
US10100646B2 (en) | 2012-08-03 | 2018-10-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling circuit |
US20140102656A1 (en) * | 2012-10-12 | 2014-04-17 | United Technologies Corporation | Casting Cores and Manufacture Methods |
WO2014175940A2 (en) * | 2013-03-01 | 2014-10-30 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component manufacturing method and core for making same |
CN103658523B (zh) * | 2013-12-27 | 2015-07-15 | 山西宇达集团有限公司 | 树脂砂无箱造型生产大型雕塑的工艺方法 |
WO2015175042A2 (en) | 2014-02-14 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal fin cooling assembly and method |
US10315241B2 (en) | 2014-07-01 | 2019-06-11 | United Technologies Corporation | Cast components and manufacture and use methods |
US9988910B2 (en) | 2015-01-30 | 2018-06-05 | United Technologies Corporation | Staggered core printout |
US10099284B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-10-16 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having a catalyzed internal passage defined therein |
US10099283B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-10-16 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein |
US10150158B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-12-11 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
US10099276B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-10-16 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein |
US9579714B1 (en) | 2015-12-17 | 2017-02-28 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure |
US9968991B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-05-15 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a lattice structure |
US10137499B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-11-27 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having an internal passage defined therein |
US10118217B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-11-06 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
US9987677B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-06-05 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
US10046389B2 (en) | 2015-12-17 | 2018-08-14 | General Electric Company | Method and assembly for forming components having internal passages using a jacketed core |
US10226812B2 (en) * | 2015-12-21 | 2019-03-12 | United Technologies Corporation | Additively manufactured core for use in casting an internal cooling circuit of a gas turbine engine component |
US10815827B2 (en) * | 2016-01-25 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Variable thickness core for gas turbine engine component |
US10335853B2 (en) | 2016-04-27 | 2019-07-02 | General Electric Company | Method and assembly for forming components using a jacketed core |
US10286450B2 (en) | 2016-04-27 | 2019-05-14 | General Electric Company | Method and assembly for forming components using a jacketed core |
US10821499B2 (en) | 2018-02-15 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Construction of multi-layered refractory metal core for investment casting |
GB202109321D0 (en) * | 2021-06-29 | 2021-08-11 | Rolls Royce Plc | Manufacturing process for blades of a turbo machine and blades for a turbo machine |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6637500B2 (en) | 2001-10-24 | 2003-10-28 | United Technologies Corporation | Cores for use in precision investment casting |
US6913064B2 (en) * | 2003-10-15 | 2005-07-05 | United Technologies Corporation | Refractory metal core |
US6929054B2 (en) | 2003-12-19 | 2005-08-16 | United Technologies Corporation | Investment casting cores |
US7216689B2 (en) * | 2004-06-14 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Investment casting |
US7172012B1 (en) * | 2004-07-14 | 2007-02-06 | United Technologies Corporation | Investment casting |
US7306026B2 (en) * | 2005-09-01 | 2007-12-11 | United Technologies Corporation | Cooled turbine airfoils and methods of manufacture |
-
2006
- 2006-05-15 US US11/434,990 patent/US7686065B2/en active Active
-
2007
- 2007-04-11 KR KR1020070035412A patent/KR20070110772A/ko not_active Application Discontinuation
- 2007-05-10 JP JP2007125129A patent/JP2007307618A/ja active Pending
- 2007-05-15 EP EP07251998A patent/EP1857199B1/en not_active Not-in-force
- 2007-05-15 SG SG200703477-0A patent/SG137784A1/en unknown
- 2007-05-15 AT AT07251998T patent/ATE505280T1/de not_active IP Right Cessation
- 2007-05-15 DE DE602007013833T patent/DE602007013833D1/de active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
ATE505280T1 (de) | 2011-04-15 |
US7686065B2 (en) | 2010-03-30 |
EP1857199A1 (en) | 2007-11-21 |
DE602007013833D1 (de) | 2011-05-26 |
SG137784A1 (en) | 2007-12-28 |
US20070284411A1 (en) | 2007-12-13 |
EP1857199B1 (en) | 2011-04-13 |
KR20070110772A (ko) | 2007-11-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2007307618A (ja) | 複合インベストメント鋳造コアの製造方法およびインベストメント鋳造コア | |
US10781716B2 (en) | Blade outer air seal cooling scheme | |
US7753104B2 (en) | Investment casting cores and methods | |
EP2511024B1 (en) | Contoured metallic casting core | |
US7270170B2 (en) | Investment casting core methods | |
JP2008279506A (ja) | インベストメント鋳造のコア組合せ体、模型、シェル、コアアセンブリ、およびコアを形成する方法 | |
US8113780B2 (en) | Castings, casting cores, and methods | |
EP2189230B1 (en) | Castings, casting cores and methods | |
EP1306147A1 (en) | Cores for use in precision investment casting | |
EP3381585B1 (en) | Apparatus for and method of making multi-walled passages in components | |
JP2006026742A (ja) | インベストメント鋳造用模型の形成方法、インベストメント鋳造方法、およびその構成部品 | |
EP3381582B1 (en) | Method of making complex internal passages in turbine airfoils |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20090612 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20090616 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20091208 |