JP2020512502A - 複雑な形状を有する金属合金部品を製造するための方法 - Google Patents

Abstract

本発明は、コアと、チップと、ルートとを含むターボ機械の中実翼を得るための方法に関し、この方法は、少なくとも２つの部品のうちの少なくとも１つが中実部品であり、それら少なくとも２つの部品が拡散連結技術によって溶融なしで組み立てられる、少なくとも２つの部品（５０、５１）からブランクを製造するステップと、定義されたプロファイルを有する翼を製造するためにこのブランクを機械加工するステップと、を含む。

Description

本発明は、タービンエンジンの中実翼を製造するための方法に関する。

本発明は、チタンアルミナイドのような、複雑な形状を有する部品に変形するのが困難な金属材料を用いて有利に実施される。

また本発明は、セラミック系材料を使用しても実施され得る。

本発明は、航空セクタやエネルギー分野で使用される中実翼又は翼の分野において、これらの翼又は羽根が静翼であれ動翼であれ、特に重要な用途を有するが、これに限定されない。

例えば、タービンエンジンは、少なくとも１つの固定ノズル案内翼アセンブリ又はステータ、及び動翼アセンブリ又はロータを含む。

ステータは、内輪と外輪との間又は２つの半ケーシングの間に保持された固定案内翼で構成されている。タービンの場合、ステータは、したがって回転するロータの翼上の流体の流れを誘導及び分配することを可能にする。

従来、航空用翼は、粗鋳造又は鍛造され、部分的又は全体的に再加工されて製造される。

特に様々な部分の組立て前の穿孔又は機械加工の作業を容易にするために、ステータ静翼を複数の部分として製造することがすでに提案されている（ＥＰ３１０３５８０）。

動翼に存在する応力の分布は、静翼で観察されるものとは根本的に異なる。

特に、すべてがコア、ルート及びチップを含む翼では、（静翼と動翼とに埋め込まれた）ルートにおける応力は、コアの約半分以上の範囲まで、１（静翼）対１００（動翼）の比率を有し得る。実際、推力がどちらの場合も実質的に同じであれば、動翼も遠心加速度を受ける。

これが、この解決策が静翼に限定される理由である。これは、様々な部分が機械的係合によって組み立てられるという事実によって裏付けられる。

中空翼に関する文献、ＥＰ２７７２６１４及びＥＰ１４８１７５５も挙げることができる。

遠心力に関連した応力は、中空翼では中実翼が受ける応力と比較して小さい。

これは、翼の重心のそれぞれの位置と翼のそれぞれの質量との結果である。

このため、これらの文献の教示は中空翼に限定される。

粗加工品が部分的にのみ機械加工される場合、特に翼のプロファイルが機械的再加工なしで仕上げられる場合には、動作可能な寸法を確保するために、矯正、成形及び／又はサイジングの作業が不可欠である。

小型タービン翼では、開発用試作品を形成する場合、又は仕上げ作業のために、あるいは機械加工が容易で安価な材料で作製されるシリーズ翼では、ブロックから切断されるとされる範囲が使用される。

そのような解決策には、良好な温度耐性を有するが、室温で著しい脆性を有するチタンアルミナイド（γ−ＴｉＡｌ）を使用することが望ましい場合に欠点がある。

より具体的には、これら公知の解決策は、特に以下の問題を引き起こす。

鍛造された粗バーから得られる範囲の場合、表面全体を機械加工に使用することは可能であるが、応力緩和に関連した変形に追従できるように、又は自己適応範囲を使用するために複雑な機械加工範囲を必要とする。加えて、鍛造ブランクを使用するには、少なくとも３つのプロセス群、すなわち、材料開発、鍛造、及び機械加工が必要であり、比較的長い製造サイクルを伴う。

粗鋳造で得られる範囲の場合、表面全体を機械加工に使用することは確かに可能であるが、この場合もやはり、応力緩和に関連した変形に追従できるように複雑な機械加工範囲を必要とし、前記方法は、いずれにせよ、機械加工後に生じる鋳造欠陥に関連した著しい廃棄率を発生させる。

粗鋳造を使用するには、最終的に３つから５つのプロセス群、すなわち、材料開発、鋳造、場合によっては熱間等静圧圧縮成形、場合によっては矯正、及び最後に機械加工が必要であり、この場合もやはり、比較的長い製造サイクルを伴う。

機械加工のためにブロックから切断されるとされる範囲の場合、この場合に重要なのは、（鋳造又は押出しで作製された）スラグから開始し、この単純な形状を、機械加工で余分な材料を除去することによって部品の形状に変形することである。

γ−ＴｉＡｌの機械加工の難しさ（やはり、非常に低い切削条件、かなりの工具摩耗、室温での材料の脆性など）と材料の高コストとを考えると、この手法はこの場合もやはりシリーズ翼の製造に深刻な欠点を呈する。

ＦＲ２９９７８８５に記載されている金属合金から作製されたタービン翼を製造する方法を使用してこれらの欠点を克服することが提案されている。

この方法は、単純な、かつ／又は軸対称の形状を有するアルミニウムチタン合金バーから、バーをウォータージェット切断することによって少なくとも２つの相互にかみ合わさったブランクを同時に製造することに関するものであり、次いで前記得られたブランクの各々は最終的なプロファイルを有する翼を得るために別々に機械加工される。

この方法には、同じバーから複数の部品を作製でき、よってブランクの製造時に失われる材料の量を制限できるという利点がある。

またこの方法は、良質の材料を、他のすべてが等しいならば、再利用するためにより大量に回収することも可能にする。この場合、鋳造法によってフィードヘッドのみが回収可能であり、ゲートは切り取られることに留意されたい。

本出願人は、ブレードブランクを得た後、再利用されるべき材料の量、並びにこれらのブランクのコストをさらに削減しようとして、その研究を続けてきた。

このために、本発明は特に、コアと、チップと、ルートとを含むタービンエンジンの中実翼を得るための方法を提案し、前記方法は、
少なくとも２つの部品のうちの少なくとも１つが中実部品であり、前記少なくとも２つの部品が溶融なしの拡散連結技術によって組み立てられる、少なくとも２つの部品からブランクを製造するステップと、
定義されたプロファイルを有する翼を製造するためにこのブランクを機械加工するステップと
を含む。

「中実部品」とは、組立て時に粉体形状ではない部品を意味することに留意されたい。

さらに、本発明の文脈において、機械加工するステップとは、完成部品の質量に対して材料質量の少なくとも２５％を除去する作業であると理解される。

よって、この方法は、中実翼及び動翼に現在実施されている製造方法で使用される設計とは根本的に異なる、翼を得るための設計に基づくものである。

実際、これらの方法はすべて、単一の部品からブレードブランクを製造することを可能にするのに対して、本発明による方法は、少なくとも２つの組立て部品から翼を製造することに存する。

この手法は当業者の手法ではない。というのは、翼のブランクを得る前の作業数を増やすことは、このブランクを一度に製造するよりも先験的に複雑であると思われるからである。

加えて、組立ては多くの場合、脆化の危険、したがって品質低下の危険と結び付けられ、このために、かなりの負荷を受ける動翼には、特に、ハブ又はディスクに固定されるそのルートと、衝撃に耐えられなければならないそのコアの中央部分とにおいては組立ての使用が除外される。

本発明の文脈においては、使用される組立ては、２つの隣接する部品を相互に係合するステップを含む機械的組立てでも、接合による組立てでもない。

これは拡散による組立て、すなわち、主に、２つの組立て部品間で溶融なしで化学元素の拡散によって提供される組立てである。

よって、拡散による組立ては、固体媒質において、全体として（拡散溶接）、又は液相を組み合わせることによって（ろう付け段階の終わりに液相が消失する拡散ろう付け）行われるプロセスによって達成される。

線形摩擦法、放電プラズマ焼結法及び同様の方法では、粘塑性が界面で非常に局所的に発生するので、固体拡散が唯一の作用機構ではない。

この種の組立ては、翼の機械的特性の劣化を引き起こさないことがわかっているので、この方法を静翼と動翼の両方に使用することができる。

実際には、構成部品ごとに最適な方法を選択することが可能なので、翼の各構成部品の製造が簡素化される。

また材料損失の発生が最も少ない方法を選択することも可能である。

さらに、各構成部品を、金属合金で作製されたバーから得ることができるが、他の製造から回収された廃棄物、特にウォータージェット切断法からの廃棄物からも得ることができる。その場合これは本発明による中実部品になる。

そのような中実部品を、セラミック系材料で、例えば、セラミック含浸セラミック繊維マトリックスで作製することもできる。

本発明による方法は、最終的には、得られる部品のロバスト性に影響を与えることなく、製造を簡素化して、使用される材料の量並びに再利用されるべき材料の量を制限することを可能にする。

有利な実施形態では、以下の構成の一方及び／又は他方がさらにかつ／又は追加的に使用される。
前記部品のうちの少なくとも２つが中実である。
前記部品のうちの少なくとも１つが粉末を使用して得られ、前記少なくとも１つの中実部品上に直接形成される。
少なくとも１つの中実部品が金属合金で作製されたブロックである。
前記翼のコアが、前記コアの外面を製造する際にその曲率半径を利用するために、中実断面を有する円筒形の粗加工品の周囲で切断されたブロックから得られる。
前記翼のコアが、前記コアの外面及び／又は内面を製造する際にその曲率半径を利用するために、環状断面を有する円筒形の粗加工品において切断されたブロックから得られる。
少なくとも１つの中実部品が、特にセラミックマトリックス複合材料で作製されたセラミック系のものである。
粉末が、金属合金粉末又はセラミック粉末である。
金属合金がチタンアルミナイド（γ−ＴｉＡｌ）である。
前記少なくとも２つの部品が、線形摩擦溶接法を使用して組み立てられる。
前記少なくとも２つの部品が、加圧下で拡散溶接の方法を使用して組み立てられる。
少なくとも１つの中実部品がその組立ての前に機械加工される。

本発明はまた、本発明による方法によって得られる、チタンアルミナイド及び／又はセラミック系材料で作製された中実翼にも関する。

本発明はまた、少なくとも１つのそのような翼を含むタービンエンジンにも関する。

添付の図面を参照して与えられる以下の説明を読めば、本発明がよりよく理解され、本発明の他の目的、利点及び特徴がより明確になるであろう。

本発明による方法によって得られたタービンエンジン翼を示す斜視図である。 各ブロックが、本発明の一実施形態の第１のステップに従って製造されるブランクの中実部品を形成するのに適している、タービンエンジン翼のコアを製造することを目的とした複数のブロックを得る前の環状断面を有する円筒形の粗加工品を示す斜視図である。 各ブロックが、本発明の一実施形態の第１のステップに従って製造されるブランクの中実部品を形成するのに適している、タービンエンジン翼のコアを製造することを目的とした複数のブロックを得た後の環状断面を有する円筒形の粗加工品を示す斜視図である。 本発明の別の実施形態によるブランクのための中実部品を形成するのに適した、タービンエンジン翼のコアを製造することを目的とした複数のブロックを得る前の中実断面を有する円筒形の粗加工品を示す斜視図である。 本発明の別の実施形態によるブランクのための中実部品を形成するのに適した、タービンエンジン翼のコアを製造することを目的とした複数のブロックを得た後の中実断面を有する円筒形の粗加工品を示す斜視図である。 本発明の別の実施形態によるブランクのための中実部品を形成するのに適した、タービンエンジン翼の端部を製造することを目的としたブロックに切断された円筒形の粗加工品を示す斜視図である。 本発明の別の実施形態によるブランクのための中実部品を形成するのに適した、タービンエンジン翼の端部を製造することを目的としたブロックに切断された円筒形の粗加工品を示す側面図である。 中実断面を有する円筒形の粗加工品においてタービンエンジン翼のコア及び端部を製造することを目的としたブロックの分配の例を示す粗加工品の上面図である。 中実断面を有する円筒形の粗加工品においてタービンエンジン翼のコア及び端部を製造することを目的としたブロックの分配の例を示す図４Ａに対応する分解図である。 本発明で使用することができる中実部品を形成するのに適した、タービンエンジン翼の端部を製造することを目的としたブロックを得ることを可能にする（この場合、六角形断面を有し、図４Ａ及び図４Ｂに示される粗加工品から得られる）別の粗加工品の例を示す斜視図である。 本発明で使用することができる中実部品を形成するのに適した、タービンエンジン翼の端部を製造することを目的としたブロックを得ることを可能にする（この場合は六角形断面を有し、図４Ａ及び図４Ｂに示される粗加工品から得られる）別の粗加工品の例を示す図５Ａの分解図である。 各々がタービンエンジン翼のコア及びルートを製造し、本発明に従って使用できる中実部品を形成することを目的としたブロックを得ることを可能にする中実断面を有する円筒形の粗加工品を示す斜視図である。 各々が翼のコア、ルート、又はチップを製造し、本発明に従って使用できる中実部品を形成することを目的としたブロックを得ることを可能にする中実断面を有する円筒形の粗加工品を示す斜視図である。 ３つの中実部品から得られ、その組立てがエンドツーエンドで行われる、本発明の一実施形態によるブレードブランクを示す斜視図である。 ３つの中実部品から得られ、その組立てがエンドツーエンドで行われる、本発明の一実施形態によるブレードブランクを示す図７ＡのＡ−Ａに沿った断面図である。 その組立てがエンドツーフェイス型のものである、本発明の別の実施形態による図７Ａと同様の斜視図である。 その組立てがエンドツーフェイス型のものである、本発明の別の実施形態による図７Ｂと同様の図８ＡのＡ−Ａに沿った断面図である。 ２つの中実部品から、本発明の他の実施形態に従って得られたブレードブランクを組み立てる１つのモードを示す、図７Ｂ及び図８Ｂと同様の断面図である。 ２つの中実部品から、本発明の他の実施形態に従って得られたブレードブランクを組み立てる別のモードを示す、図７Ｂ及び図８Ｂと同様の断面図である。 中実コア上で粉末を使用して製造されるチップ及び／又はルートをそれぞれ含む、本発明の別の実施形態に従って得られた翼を示す斜視図である。 中実コア上で粉末を使用して製造されるチップ及び／又はルートをそれぞれ含む、本発明の別の実施形態に従って得られた翼を示す斜視図である。 中実コア上で粉末を使用して製造されるチップ及び／又はルートをそれぞれ含む、本発明の別の実施形態に従って得られた翼を示す斜視図である。 中実コア上で粉末を使用して製造されるチップ及び／又はルートをそれぞれ含む、本発明の別の実施形態に従って得られた翼を示す斜視図である。 本発明の一実施形態において部品を相互にしっかりと連結するために使用できる粉末高密度化法の１つのステップを概略的に示す図である。 本発明の一実施形態において部品を相互にしっかりと連結するために使用できる粉末高密度化法の次のステップを概略的に示す図である。 本発明の一実施形態において部品を相互にしっかりと連結するために使用できる粉末高密度化法の最後のステップを概略的に示す図である。

様々な図に共通する要素は同じ参照番号で示される。

最初に図１を参照すると、タービンエンジン翼は従来、３つの別個のゾーン、すなわち、中央にある翼又はコア１と、その両端にある、翼がドライブシャフトに固定されることを可能にするルート２と、チップ３とを含む。

公知のように、コアは三日月形の断面を有し、ルート２は一般的に平行六面体形状を有し、チップ３は一般的にＵ字型である。

この図は、タービンエンジン翼の３つの構成部分が非常に明確な形状を有することを示している。

本発明による方法は、これらの形状の違いを利用して、失われるか又は再利用されなければならない翼の製造に必要な材料の割合を最小限にすることを提案する。

したがって、本発明による方法は、翼を少なくとも２つの部品に分離することを提案する。図２Ａ〜図２Ｄ、図３Ａ〜図３Ｂ、図４Ａ〜図４Ｂ、及び図５Ａ〜図５Ｂを参照して説明される例では、翼は３つの部分に分離されており、この分離は大きな断面の変化ごとに行われる。実際には、これによりコアとルートとチップとが分離されることになる。

しかしながら、本発明はこの用途に限定されず、翼を、例えば、図６Ａ〜図６Ｂを参照して説明されるように、その各々が異なる応力ゾーンに対応する２つの部品に分離することもできる。

最初に、タービンエンジン翼のコア、ルート及びチップの形成を目的としたブロックを得る例を示す図２Ａ〜図２Ｄ及び図３Ａ〜図３Ｂを参照する。

実際には、以下の記述で説明されるように、ある部品用に設計されたブロックを、別の部品の一部分を製造するために使用することができる。しかしながら、説明を簡略化するために、材料のブロックから得られる翼の各部分を指定するために使用されるコア、ルート、及びチップという用語を保持する。

よって、図２Ａは、環状断面を有する円筒形の粗加工品４を示している。これは特に、遠心鋳造技術によって、又は押出しによって得られるリングとすることができる。この粗加工品４には、８つのコアが、粗加工品４内部でのそれらの空間要件及びそれらの位置決めを表すために細い線で描かれている。

したがって、粗加工品４の高さは、得られるべきコアの長さに実質的に等しいことが理解される。以下の記述で説明されるように、これは翼の端部との連結の種類と、これらの端部の性質（固体か粉末ベースか）に依存する。

図２Ａは、これら８つのコアを得るために粗加工品４の材料をどのようにして最適に使用することができるかを示すためのものである。よって、図２Ａは、コア１の凹面が実質的にブロック４の中心軸Ｘを向くようにコア１を位置決めすることが想定されることを示している。言い換えると、リング４と各コアとの凹面は、実質的に同じ方向を向いている。

よって、コア１の外面１０は粗加工品４の外周４０側に位置し、その内面１１は粗加工品４の内周４１側を向いている。

図２Ａは、この例では、コアの断面が一方の側で他方の側よりも幅広いので、ブロック４の材料を最大限に活用するために、各コアが実質的にチップと尾部とが隣り合うように配置されることを示している。

図２Ｂは、図のコア１間でその高さに沿って切断された後の、粗加工品４を示している。

切断面が軸方向ではないので切断はウォータージェットによって行われる。

よって、８つのブロック４２が得られ、その各ブロックにおいて、コア１を機械加工することができる。

本発明は、環状断面を有する円筒形の粗加工品の使用に限定されず、環状断面を有する円錐形の粗加工品に基づくものとすることもできることに留意されたい。そのような粗加工品は、その断面が一方の側で他方の側よりも幅広いコアを作製するために選択され得る。どちらの場合も、粗加工品を軸平面に沿って切断することができる。

一般に、金属粗加工品では、その中央に多孔性が存在し得ることが知られている。よって、金属粗加工品がその厚さ全体にわたって適切な品質を有することを確実にするために、後処理を行う必要がある。

しかしながら、これらの後処理は非常に高くつく。

したがって、粗加工品４などの環状断面を有する粗加工品を、後処理を必要とせずに使用することができ、粗加工品の周囲部分は常にその中央部分よりも品質が良好であることが理解される。実際には、欠陥が存在し得るが、それらの欠陥は多くの場合許容される。

図２Ｃは、７つのコアがその空間要件及びその位置決めを示すために細い線で図示されている、中実断面を有する円筒形の粗加工品７を示している。

粗加工品４に関しては、粗加工品７の高さは、得られるべきコア１の長さに実質的に等しい。

その厚さ全体にわたって同じ品質を確保するには後処理が必要であった。後処理は、特に、鋳造によって製造された粗加工品の凝固欠陥を閉じるための熱間等静圧圧縮成形からなる。この圧縮成形は、押出しによって得られた粗加工品には不要である。さらに、いずれにせよ、使用に必要な最小限の特性を得るために熱処理が往々にして必要である。

図２Ｄは、この例では、各翼の位置決め及び空間要件が細い線で示されている７つのブロック７１を定義するために、２つの連続した平面がその中心軸に対して平行であり、２つの連続した平面が、その間に、非ゼロの角度を形成するように、図の翼間で切断された後の粗加工品７を示している。

次に図３Ａ及び３Ｂを参照する。

図３Ａは、８つのルート２と８つのチップ３とが粗加工品５内部でのその空間要件及びその位置決めを設定するように細い線で図示されている中実の円筒形の粗加工品５を透視法で示している。

この粗加工品５と粗加工品４又は粗加工品７とは、典型的には異なるスラグから得られ、その材料は必ずしも同一ではない。その厚さを考えると、粗加工品５は、その厚さ全体を通して同じ品質を提供するために適切な後処理を受けていなければならない。さらに、２つの粗加工品は独立して作製されるので、その直径は粗加工品４の内径より小さくてもよく、その高さは粗加工品４又は粗加工品７の高さより小さくてもよい。よって、粗加工品５は、使用される材料の量を最小限にするために、例えば、その寸法が可能な限り厳密に定義されるように押出しによって得られてもよい。

その空間要件を最小限にするために、ルート２はチップ３と同様に相互の上に平らに配置されている。

図３Ａは、粗加工品５が、それぞれ、ルート２又はチップ３の形成を目的とした８つのブロック５０と８つのブロック５１とに分離するために、その中心軸Ｘを含む中央平面に沿ってと、この中心軸に対して垂直な複数の平面とに沿って切断されることを示している。

これら様々なブロック５０及び５１は、図３Ａの側面図である図３Ｂにも示されている。

この切断はこの場合、のこぎりで行われる。ウォータージェット切断では、ブロックは、例えば図７Ａに示されるように、最終的な翼のルート又はチップにより近い形状を有することもできる。

次に図４Ａ〜図４Ｂ及び図５Ａ〜図５Ｂを参照して、同じ円筒形の粗加工品から複数のタービンエンジン翼のコア、ルート及びチップを得るための他のステップを説明する。

そのような粗加工品又はバー６が、図４Ａの上面図として示されている。

この図は、粗加工品６の周囲に位置決めされた、６つのコア１と、粗加工品６の中央部分に位置決めされたルート２及びチップ３との位置及び空間要件も、細い線で示している。

コア１は、粗加工品６の高さ全体にわたって延在しており、したがってその高さはコアの長さに実質的に等しいことが理解される。図２Ａに関して前述したように、粗加工品６と各コア１との凹面は、実質的に同じ方向を向いている。よって、各コア１の外面１０は粗加工品６の外周６０を向いており、各コア１の内面１１は実質的にバーの中心軸Ｘを向いている。

当然ながら、粗加工品６の中央において、粗加工品６の高さに従って積み重ねられる、複数、実際には本事例では６つのルート２及びチップ３の空間要件を提供することが可能である。

図４Ｂは、この切断により各々においてコア１を作製できる６つのブロック６１を分離することが可能になる粗加工品６の切断を示している。これらのブロックはこの場合、ウォータージェット切断又はのこ刃切断を可能にするために、軸Ｘに対して平行な平面に沿って切断される。２つのブロック６１の間で分離されたブロック６２は廃棄物を表す。

ブロック６１及び６２を切断することにより、粗加工品６の高さ全体にわたって延在する中央の粗加工品６３を分離し、すべて実質的に同一であるブロック６１を得ることが可能になる。

ブロック６１は、中央の粗加工品６３よりも品質が良好であり、実際には後処理を必要としないことが多い円筒形ブロック６の周囲部分において作製される。

粗加工品６３の断面は六角形であることに留意されたい。実際、のこ刃で、その高さに比例してブロックを切断し、切断面を形成することは比較的容易である。これは、円筒形断面を有する粗加工品を得ることが目的の場合には当てはまらない。

図５Ａは、６つのルート２及び６つのチップ３が細い線で描かれている、ブロック６３の斜視図である。

図５Ａは、チップ３が平らに設けられており、ルート２が垂直に設けられていることを示している。

しかしながら、ブロック６３の高さが必然的にコア１の高さと実質的に等しい場合には、粗加工品６３の直径を、したがって粗加工品６の直径を減らすために、粗加工品６３内のルート２とチップ３の配置を最適化することが可能であることが理解される。

図５Ｂは、粗加工品６３が、ルートの形成を目的とした６つのブロック６４とチップの形成を目的とした６つのブロック６５とを得るために、その中心軸Ｘを含む中央平面とこの軸に対して垂直な複数の平面とに沿って切断されることを示している。

当然ながら、中央の粗加工品６３は、材料の品質が許す限り、すなわち実際には、粗加工品６が適切な後処理を受けている場合には、ルート及び／又はチップの形成に使用される。この場合、６つの翼の粗加工品が有利には同じ材料バッチから得られる。

逆の場合には、粗加工品６の周囲部分のみが（図２Ａ及び図２Ｂに示されるように）コアの形成に使用され、ブロック６３は再利用される。

ルート及びチップはその場合、粗加工品６と同じ材料バッチに属さない粗加工品から得られる。

図６Ａ及び図６Ｂは、本発明による方法の２つの変形例を示しており、この方法では、前述したように、ブレードブランクが３つではなく２つの中実部品から得られる。

よって、図６Ａは、コア１とルート２とに対応する粗加工品の２つの部品１２が、その空間要件及びその位置決めを示すために細い線で示されている、中実断面を有する円筒形の粗加工品８を示している。

粗加工品８の高さは、少なくとも、得ようと意図されている部品１２の長さに等しい。

粗加工品８の材料を最大限に使用するために、２つの部品１２はチップと尾部とが隣り合うように配置される。

図６Ａは、粗加工品８が、その各々により部品１２を機械加工することを可能になる２つのブロック８０及び８１にどのようにして切断されるかも示している。

図６Ａは、この結果を得るために、切断面が粗加工品８の長手方向の中央平面に対してわずかにねじれていることを示している。

次いで、ブロック８０、８１から、また例えば図３Ａに示されるようにブロック５０からブレードブランクを得ることができることが理解される。

以下の説明において後で理解されるように、チップ３を粉末から得ることもできる。

図６Ｂは、ブロック８と同様であるが、より直径の大きい、中実断面を有する円筒形の粗加工品９から、部品１２の形成のためのブロックとコアのチップ３の形成を目的としたブロックの両方を得ることができる変形例を示している。

よって、図６Ａに示されるものと同様の、やはりチップと尾部とが隣り合うように配置された２つの部品１２、及び２つのチップ３が、粗加工品９内部に細い線で描かれている。

図６Ｂは、２つのチップ３が、それが設けられるのと反対側の部品１２の、ルート２から最も遠い部品１２のゾーンに設けられることを示している。

図６Ｂはまた、その各々から部品１２を機械加工することができる２つのブロック９０及び９１と、その各々からチップ３を機械加工することができる２つのブロック９２及び９３とを得るために、粗加工品９をどのようにして切断することができるかも示している。

この変形例には、同じ材料バッチからブレードブランクを製造できるという利点がある。

次にその他の図を参照して、図２Ｂ、図３Ａ〜図３Ｂ、図４Ｂ、図５Ｂ、図６Ａ及び図６Ｂに示されるブロックからタービンエンジン翼のブランクをどのようにして得ることができるかを示す。

一般には、翼のブランクが中実部品からのみ得られる方法とブランクが粉末を使用して得られる少なくとも１つの部品を含む方法の２種類の方法を区別することができる。

さらに、どちらの種類の方法でも、翼のブランクを２つ又は３つの部品から得ることができる。

よって、第１の種類の方法では、翼のコア、ルート、及びチップはすべて、図２Ｂ、図３Ａ〜図３Ｂ、図４Ｂ、図５Ｂ又は図６Ｂに示されるブロックから得られる。

第２の種類の方法では、例えば、コアを得ることを目的とした図２Ｂ及び図４Ｂに示されるブロックを使用し、次いで粉末によって翼のチップ及びルートを製造するか又は例えば図３Ａ〜図３Ｂ及び図５Ｂに示されるブロックを使用して端部の一方を、粉末から他方の端部を製造し、又は図６Ａに示されるブロックを使用してコア及びルートを、粉末からチップを製造することが可能になる。

次に、ブレードブランクを得るために使用されるすべての部品が中実部品である第１の種類の方法に注目する。

前述の各図に示されるように、このコアブランクを、さらに、２つ又は３つの中実部品から得ることができる。

最初に３つの中実部品からブレードブランクを得ることに注目する。

よって、コアを得ることを目的とした中実部品は、図２Ｂ、図２Ｄ、及び図４Ｂを参照して説明したブロック４２、ブロック７１、及びブロック６１からなり得る。

さらに、翼のルート又はチップを得ることを目的とした中実部品は、図３Ａ若しくは図３Ｂに示されるブロック５０及びブロック５１、又は図５Ｂに示されるブロック６４及びブロック６５からなり得る。

コアに対応するブロックが図２Ｂ及び図２Ｄに示されているブロック４２及びブロック７１の種類である場合、最終的な翼の一方のコアと、他方のチップ及びルートとは、材料の同じスラグから得られないことが理解される。

図４Ａ〜図４Ｂ及び図５Ａ〜図５Ｂを参照して説明したように、翼のブランクを得ることを目的としたすべての中実部品は、これに反して、同じ粗加工品に由来し、したがって同じ材料で構成され得る。

次にこれらの中実部品の様々な組立てモードについて、図７Ａ〜図７Ｂ及び図８Ａ〜図８Ｂを参照して説明する。

一般には、ブロックを組み立て、次いで得られたブランクを機械加工して翼を得ると想定することができる。

また、各ブロック又は少なくともそれらのいくつかを機械加工して、目的とされる部品又はそれに近い形状を得ることを考えることも可能であろう。

しかしながら、少なくとも部分的にブロックによって組み立てることは、これにより機械加工作業数を制限することが可能になり、図示されるように、これにより翼を得るための中実部品の使用においてより多くの柔軟性が提供されるので、好ましい。

図７Ａ〜図７Ｂ及び図８Ａ〜図８Ｂに示される例では、コア１は、例えば、図２Ｂ、図２Ｄ及び図４Ｂに示されるブロック４２、ブロック７１又はブロック６１のうちの１つから予め機械加工されたものである。

対照的に、チップ又はルートを得ることを目的としたブロックはまだ機械加工されていない。

図７Ａに示される例では、使用されるブロック５０及びブロック５１は図３Ａに示されるものであり、これらは次いで粗加工される。

また、図７Ａに示される形状を有するブロックをウォータージェット切断によって得ることもできることに留意されたい。

図７Ａ及び図７Ｂは、コア１とエンドツーエンド型のブロック５０、５１との間の組立てを示している。

この種の組立てでは、一緒に組み立てられるブロック５１の面５１０とコア１の面１４とが同じ表面を有する。ブロック５０の面５００とコア１の面１３についても同じである。

図７Ｂは、この種類の組立てでは、ルート及びチップの形成を目的とするブロック５０及びブロック５１が、実際には最終的なブランクにおけるコア１の形成にも寄与することを示している。

この場合、コア１が形成されるブロック、例えばブロック４、ブロック７又はブロック６は、コアの長さよりも低い高さを有し得る。

図８Ａ及び図８Ｂは、エンドツーフェイス型組立てを示している。

この種の組立てでは、相互に組み立てられるブロック５１の面５１０とコア１の面１２とは同じ表面を持たず、コア１の面１３とブロック５０の面５００についても同じである。

いずれにせよ、組立ては溶融なしの連結技術を使用して行われる。

これは特に、例えばＬＦＷ（Ｌｉｎｅａｒ Ｆｒｉｃｔｉｏｎ Ｗｅｌｄｉｎｇ）法などの線形摩擦溶接法であり得る。

このＬＦＷ法は２つの部品間の接合部にアップセットを生成するので、余分な長さを設ける必要がある。

この場合、コア１が形成されるブロックは、コアの長さよりも大きい高さを有し得る。

また、（ＬＦＷ法とは異なり）２つの部品間の接合部での材料の著しいアップセットを回避する放電プラズマ焼結又はＳＰＳ法を使用することもできる。

さらに、３つの部品の組立ては、特に使用される組立て方法の制約に従って、同時に又は連続して行われる。

変形例では、コアとルートを、図６Ａに示されるブロック８０、８１や図６Ｂに示されるブロック９０、９１などの同じブロックから作製することができる。

この場合、ブレードブランクは、これらのブロック８０、８１又はブロック９０、９１のうちの１つと、翼のチップに対応する別のブロックとから得られる。

これは、図３Ａに示されるブロック５１又は図５Ｂに示されるブロック９３であり得る。

最初の事例では、ブランクは材料の異なるスラグからの要素を含むことが理解される。対照的に、ブランクが例えばブロック９０及びブロック９２から得られる場合、コアのブランクは単一の材料から作製されることになる。

この組立てについては詳細に説明しない。これは、図９Ａ及び図９Ｂに示されるように、エンドツーエンド型又はエンドツーフェイス型のものとすることができる。

これらの２つの図は２つの中実部品、例えばブロック９０及びブロック９３を示しており、ブロック９０は最終的な翼のコア１を得るために事前に機械加工されている。

図９Ａは、エンドツーエンド型組立てを示しており、ブロック９３の面９３０とブロック９０の面９００とは同じ表面を有する。

変形例として、図９Ｂは、エンドツーフェイス型組立てを示しており、組み立てられたブロック９３の面９３０とブロック９０の面９００とは異なる表面を有する。

本方法のこの変形例は、最大応力を受けるゾーンにおいて１つのユニットとして製造される翼を得ることを可能にすることが理解される。

図７Ａ、図７Ｂ、図８Ａ〜図８Ｂ、及び図９Ａ〜図９Ｂに示される実施モードでは、ブロックは予め粗加工されている。

しかしながら、本発明はこの実施例に限定されるものではなく、これらのブロックのうちの１つを直接使用するか、又は予め機械加工してその最終形状にし、界面ゾーンに余分な厚さを残すこともできる。

次に、図１０Ａから図１０Ｄを参照して、翼のブランクの製造に関与する少なくとも１つの部品が粉末から作製される第２の種類の方法例を説明する。

最初に、中実部品から製造されたコア１と、粉末から作製されたルート２及びチップ３とから得られた同じ翼の２つの図である、図１０Ａ及び図１０Ｂを参照する。

よって、コア１を、最終的な翼におけるコア１の長さよりも長い、図２Ｂ、図２Ｄ、及び図４Ｂを参照して説明されたブロック４２、ブロック７１、又はブロック６１のうちの１つから得ることができ、ブロックはチップ及びルートの形成前に事前に機械加工されているか又はされていない。

よって図１０Ｃは、図２Ｂに示されるブロック４２などの中実部品からブレードブランクを得、（図１０Ｃに細い線で示されている）コア１と、粉末から得られ、（図１０Ｃのブロック１０２及びブロック１０３の内部に細い線で示されている）ルート２及びチップ３の形成を可能にする２つのブロック１０２、１０３とを得ることを可能にする方法を示している。

当然ながら、コアを製造するためのブロックは、図２Ｄに示されるブロック７１若しくは図４Ｂに示されるブロック６１の種類、又は様々な方法によって、特に、見積測定値に近いか、若しくは完全でさえある形状をもたらす鋳造押出し若しくは粉末焼結（放電プラズマ焼結、金属射出成形）によって得られた他のブロックとすることもできる。

ブロック１０２及びブロック１０３は、いわゆるＳＰＳ（放電プラズマ焼結）技術などの加圧下での拡散溶接の技術によって高密度化された粉末からブロック４２の両端部に直接形成される。

このために、界面の清浄度、特に材料の表面に付着した（ウォータージェット切断から生じる）砥粒がないことが予め確認される。

この技術について、図１１Ａから図１１Ｃを参照して概略的に説明する。

この技術では、一方の側が第２の固定部分１１５によって、他方の側が第３の部分１１１によって閉じられた第１の固定部分１１０を含む工具を使用し、これら３つの部分は、第２の部分１１１が空洞１１２の長手方向軸Ｘに沿って並進可能であるように取り付けられた空洞１１２を定義する。

空洞１１２の内部には、やはり長手方向軸Ｘに沿って移動可能な第３の部品１１３が設けられている。これは、離型を可能にするために２つの半殻で作製されている。この部品１１３は、コア１又はコアを作製することができるブロック４２などのブロックを保持するためのものである。

この部品１１３は、粉末１１４が適切な量で導入される２つの部分空洞１２２ａ、１２２ｂの範囲を定める。

この粉末は、ＴｉＡｌなどの金属合金粉末、又は炭化ケイ素（ＳｉＣ）などのセラミック粉末であり得る。

図１１Ｂは、矢印Ｆで表される圧力が、第３の部品１１３と同様に空洞１１２内部を並進する第２の部品１１１に加えられる、本方法の次のステップを説明している。

この加圧により、その体積が図１１Ａに示されるステップと図１１Ｂに示されるステップの終わりとの間で減少している空洞１２２ａ及び空洞１２２ｂの内部の粉末を押し固めることができる。

図１１Ｂは、コア１とブロック１０３との間の連結界面がコアの断面よりもはるかに大きいことを示している。後者は、エンドツーエンド組立ての場合の連結界面に対応するはずである。

図１１Ｃは、第２の部品１１１に圧力が依然として加えられており、第２の部分１１５を介して電流がさらに印加されており、この電流が空洞１１２内部に存在する様々な部品を通過する、本方法の最後のステップを示している。本方法のこの最後のステップにより、空洞１１２ａ及び１１２ｂに存在する粉末を高密度化し、図１０Ａに示される例では、コア１上又はブロック４２上にこのように同時に作製されるブロック１０２及びブロック１０３を得ることが可能になる。

図１０Ｃは、本発明による方法により、ブロック１０２などの平行六面体形状のブロック、又はそのプロファイルがチップ３のプロファイルに近い、ブロック１０３などの特定のプロファイルを有するブロックを得ることが可能になることを示している。

これに関して、図１０Ｃに示される例では、ブロック４２は粉末に基づいて得られたブロック１０２及びブロック１０３を完全に貫通しており、したがってこの構成は図１１Ａから図１１Ｃに示される構成と異なることに留意されたい。

いずれにせよ、ブロック４２（又はブロックが事前に機械加工される場合は翼のコア）は、ブロック１０２及びブロック１０３に少なくとも部分的に挿入されており、その結果、ブロック４２とそれぞれブロック１０２又はブロック１０３との間の連結面は、エンドツーエンド組立ての場合よりも大きくなる。

加えて、最大応力に耐える翼の部分、この場合はコアを、翼全体にわたって連続的とすることができ、このため翼の強度が強化される。

よって、好ましくは、コアの長さはルートを完全に貫通する（よって、最終的な翼上でルートの外面と同じ高さになる）ように選択され、コア／ルートの連結ゾーンは動翼において最も負荷がかかる連結ゾーンである。

当然ながら、本発明はこれら２つの例に限定されるものではなく、ブロックは、座金などの別の単純な形状、又は得られるべき端部により近いプロファイルを有することもできる。

図１０Ａ及び図１０Ｂは、図１０Ｃに示されるブランクから得られた翼を示している。

これら２つの図は、中実コアと、粉末から得られるチップ及びルートとの間のインターロックを示すためのものである。

よって、これら２つの図は、コアと端部との間の接合部が端部において、したがって翼のより大きな応力のゾーンの外側で作られることを示している。これは、得られる翼の機械的強度を強化するのに役立つ。

さらに、粉末の製造コストが原材料よりも高い場合、上述した方法により、その見積測定値が最終的な翼のチップ又はルートに非常に近い端部部品を製造することが可能になることが理解される。よって、この方法により、ブランクを機械加工するステップ数と使用される材料を減らすことが可能になる。

図１０Ｄは、翼のブランクが図６Ａに示されるブロック８０などの中実部品から得られ、単一の部品において、（図１０Ｄに細い線で示されている）コア１及びルート３を得ることができ、粉末から得られたブロック１０３から（やはり細い線で示されている）最終コアのチップ３を製造することができる、その変形が図１０Ｃに示される、本方法の変形例を示している。

よって、得られた翼は、チップ３側に、図１０Ａに示されるように中実コアとチップ３との間のインターロックを有することになる。

図１０Ａ及び図１０Ｂに示されるように、図１０Ｄは、ブロック１０３がブロック８０上で直接製造されることを裏付けるものである。

図１０Ａから図１０Ｄは、粉末の提供により、少なくともコアの一端部で、コアの形状とは異なる形状、特に非常に異なる断面を有する部品を製造することが可能になることを示している。言い換えると、粉末の提供により、コアとコアの上に形成されたルート（又はチップ）との間には断面の大きな差がある。

さらに、粉末の供給は、高応力を受ける部品の機能ゾーンを製造するために使用される。

これは、ロータの内側ディスクに連結されるロータ翼のルートに当てはまる。

さらに、ステータ翼の場合には、翼のルートとチップとが最大応力を受ける翼の２つのゾーンである。

最後に、粉末を最初に（機械加工の前に）提供される材料の質量は、最終的な翼の総質量に対応し得る。さらに、機械加工後、粉末を提供された材料の質量は、最終的な翼の質量のかなりの割合（例えば約１０％）に相当する。

本方法の別の変形例（図には示されていない）は、２つの中実部品と粉末から得られた部品とから翼のブランクを製造することに存する。

例として、このブランクを、図２Ｂ、図２Ｄ、又は図４Ｂに示されるように、ブロック４２、ブロック７１、又はブロック６１からと、図３Ａに示されるブロック５１などの翼のルート２の形成を目的とした別の中実部品からと、粉末から得られた翼のチップ３の形成を目的とした部品から得ることができる。後者の場合は、実際には、図７Ａ〜図７Ｂ及び図８Ａ〜図８Ｂに示される方法の変形例に対応する。

記載されるすべての例は、本発明による方法が使用される材料及び材料の廃棄物を最小限にすることを可能にし、翼を２つ又は３つの部分に分離することにより材料の使用においてより多くの柔軟性が提供されることを裏付けるものである。

本発明による方法で達成できる材料の節約を例示するために、上記の表に、様々なシナリオにおいて翼を得るために使用される材料の総質量（ｇ）（質量／翼）を示す。

（値１００を有する）参照は、文献ＦＲ２９９７８８５に記載されている方法を使用して得られた翼に対応するものである。

さらに、翼のブランクが得られた後で、機械加工を行って余分な厚さを除去し、図１、図１０Ａ及び図１０Ｂに示される翼など、その最終寸法を有する翼を得る。

部品に対して溶融なしの連結技術を使用して行った組立ての結果を示すために、様々な種類の試験片に対して室温で２回の引張試験を行った。

これらの室温での引張試験を、仏国規格ＮＦ ＥＮ ＩＳＯ ６８９２−１に従って行った。

引張強度（Ｒｍ）及び降伏応力（Ｒｐ０２）の典型的な値を以下の２つの表に示す。

必要な最小値は従来、製造業者によって与えられ、翼が受ける応力に翼が耐えることを可能にする翼のサイジングに対応する。

よって、第１の試験では、数個の試験片を作製した。
試験片１：鋳造により得た、固体
試験片２：ＳＰＳ技術を使用して２つの中実部品を組み立てることによって得た
試験片３：中実部品と粉末で形成された部品を組み立てることにより得た

表１は、溶融なしの組立ての技術により、その機械的特性が機能に必要とされる特性に匹敵するかそれを上回る部品を得ることが可能になることを裏付けるものである。

第２の試験では、数個の試験片を作製した。
試験片Ａ：鋳造により得た、固体
試験片Ｂ：ＳＰＳ技術によって固められた粉末により得た
試験片Ｃ：中実部品とＳＰＳ技術によって固められた粉末を組み立てることにより得た

表２は、驚くべきことに、粉末と共に使用されるＳＰＳ型の溶融なしの技術により、その機械的特性が機能に必要とされる、中実部品に対応する特性を上回る部品を得ることさえも可能になることを示している。

一般に、翼の設計者は、翼が受ける応力に応じて最適な製造方法を選択する。

以上から明らかなように、本発明はより具体的に記載された実施形態に限定されない。というよりはむしろ、本発明は、そのすべての変形例、特に、中実部品、例えばコアが金属ではなくセラミック、特に、炭化ケイ素（ＳｉＣ）などの、セラミックを織り込み含浸させたセラミック繊維で構成されたセラミックマトリックス複合材料に基づくものであり、両端部が例えばセラミック又は金属粉末から作製されている変形例を包含する。

Claims (14)

1. コア（１）と、チップ（３）と、ルート（２）とを含むタービンエンジンの中実翼を得るための方法であって、前記方法が、
   少なくとも２つの部品（４２、６１、７１、５０、５１、６４、６５、８０、８１、９０、９１、９２、９３）のうちの少なくとも１つが中実部品であり、前記少なくとも２つの部品が溶融なしの拡散連結技術によって組み立てられる、前記少なくとも２つの部品からブランクを製造するステップと、
   定義されたプロファイルを有する翼を製造するためにこのブランクを機械加工するステップと、
   を含む方法。
2. 前記部品のうちの少なくとも２つが中実である、請求項１に記載の方法。
3. 前記部品（１０３、１０４）のうちの少なくとも１つが粉末を使用して得られ、前記少なくとも１つの中実部品上に直接形成される、請求項１又は２に記載の方法。
4. 前記少なくとも１つの中実部品が金属合金で作製されたブロックである、請求項１〜３のいずれか一項に記載の方法。
5. 前記翼の前記コア（１）が、前記コアの外面を製造する際にその曲率半径を利用するために、中実断面を有する円筒形の粗加工品（６）の周囲で切断されたブロック（６１）から得られる、請求項４に記載の方法。
6. 前記翼の前記コア（１）が、前記コアの外面及び／又は内面を製造する際にその曲率半径を利用するために、環状断面を有する円筒形の粗加工品（４）において切断されたブロック（４２）から得られる、請求項４に記載の方法。
7. 少なくとも１つの中実部品が、特にセラミックマトリックス複合材料で作製されたセラミック系のものである、請求項１〜３のいずれか一項に記載の方法。
8. 前記粉末が、金属合金粉末又はセラミック粉末である、請求項３〜７のいずれか一項に記載の方法。
9. 前記金属合金がチタンアルミナイド（γ−ＴｉＡｌ）である、請求項４〜６及び８のいずれか一項に記載の方法。
10. 前記少なくとも２つの部品が、線形摩擦溶接法を使用して組み立てられる、請求項１〜９のいずれか一項に記載の方法。
11. 前記少なくとも２つの部品が、加圧下で拡散溶接の方法を使用して組み立てられる、請求項１〜９のいずれか一項に記載の方法。
12. 前記少なくとも１つの中実部品がその組立ての前に機械加工される、請求項１〜１１のいずれか一項に記載の方法。
13. 請求項１〜１２のいずれか一項に記載の方法を使用して得られるエンジン中実翼であって、前記翼がチタンアルミナイド及び／又はセラミック系材料で作製されている、エンジン中実翼。
14. 請求項１３に記載の少なくとも１つの翼を含むタービンエンジン。

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