JP2021521011A - 航空機部品の鋳造用のコア - Google Patents

Abstract

本発明は、タービンブレードなどの航空部品の鋳造用コアであって、コアは、鋳型によって画定される内側ハウジング内に配置されることを意図しており、コアは、タービンブレードの内部形状を形成することが意図された本体１３と、液体で内側ハウジングを満たす際に流体噴流を壊すように、本体１３の周辺の少なくとも一部に配置された衝突部１５であって、頂部１７と、頂部１７に向かって収束する少なくとも１つの偏向壁１９とを備える、衝突部１５とを備える、鋳造用コアに関する。【選択図】図２

Description

本開示は、方向性凝固のためのロストパターン鋳造による、タービンブレード等の航空機部品の製造分野に関する。より詳細には、本開示は、航空機部品の製造のためのコアに関する。本発明は、さらに、前記コアを備える鋳造装置、並びに、前記コアを製造する方法に関する。

ロストワックス又はロストパターン鋳造プロセスと呼ばれる鋳造プロセスは、例えば中空金属部品などの複雑な形状を有する金属部品の製造に特に適している。このように、ロストパターン鋳造は、特にターボ機械ブレードの製造に使用される。

ロストパターン鋳造では、最初のステップは、ワックス又は樹脂などの比較的低い融点を有する除去可能な材料で作られたパターンの製造であり、その上に鋳型がオーバーモールドされる。鋳型の圧密後、除去可能な材料が鋳型の内部から排出される。

いくつかの部品を同時に生産することができるようにするために、除去可能な材料で作られた幾つかのパターンを単一のクラスタ内で組み合わせることが可能であり、除去可能な材料で作られた各パターンは、少なくとも１つのフレームと、一般的には、除去可能な材料で作られていない中央又は下向きのシャフトと、除去可能な材料で作られた分配リングとに接続されている。分配リングは、供給システムとも呼ばれる、溶融金属のための鋳型ランナーの中で形成される。

次いで、吐出後に鋳型内にパターンで形成された空洞を充填するために、鋳型内に溶湯が流し込まれる。一旦、金属が冷却されて完全に凝固すると、除去可能な材料で作られたパターンの形状に適合する金属部分を回収するために、型を開いたり、破壊したりすることができる。

本明細書における「金属」とは、純金属及び金属合金の両方を意味する。

航空機の中空部を得るように部品を成形するための鋳型にコアを挿入することは、従来技術から知られている。従来技術のコアを備える鋳型は図１に代表されるが、航空機部品の成形にコアを使用する場合、除去可能な材料の注入又は金属の鋳造の際にコアが変位するため、製造不良が多い。さらに、コアの使用によって、一旦鋳造された金属の強い断面差をもたらし、金属の冷却中、特に薄い断面とより大きな断面の間の移行領域において、高い応力の領域を発生させる。例えば、単結晶又は柱状の部品を製造しようとするとき、金属の冷却中にこれらの強い応力が転位の動きを引き起こすことがあり、これが最終的な航空機部品上の再結晶の欠陥につながる可能性がある。

本開示は、上述の欠点の全て又は一部を克服することを目的とする。

このために、本開示は、タービンブレードなどの航空機部品の鋳造用コアにおいて、
タービンブレードなどの航空機部品の鋳造のためのコアにおいて、コアは、鋳型によって画定される内側ハウジング内に配置されることが意図されており、コアは、航空機部品の内部形状を形成することが意図された本体と、切断されることになる犠牲部を形成することが意図された衝突部であって、衝突部は、内側ハウジングに流体を充填する際に流体噴流を壊すように本体の周縁の少なくとも一部に配置されており、衝突部が、基部と、頂部と、基部から頂部に収束する少なくとも１つの偏向壁とを備える、コアに関する。

例えば、航空機部品は、単結晶又は柱状の部分である。

「流体噴流」とは、鋳造によって鋳型を充填することが意図された溶融金属の噴流を意味し、又は、注入によって鋳型を充填することが意図された液体状態にある、例えばワックスなどの除去可能な材料の噴流を意味する。冷却することにより、流体は凝固し、次いで、最終的な航空機の金属部品又はそのワックスパターンを得るための機械加工される材料となる。

例えば、流体噴流は、上方から、すなわち、実質的に重力方向に、又は、下方から、すなわち、重力と反対の方向に到達することができる。「頂部」とは、衝突部の一端を規定する衝突部の部分を意味し、ほとんどの場合、コアの一端を規定することによって意味される。

頂部は、ある点に位置することができ、又は、セグメントに沿って延在することができる。例えば、セグメントは湾曲している。好ましくは、頂部は一次元である。

「衝突部の基部」とは、本体と衝突部との境界によって規定される表面を意味する。

本体の少なくとも一部は、コアの有用な部分、すなわち、最終部品の成形に使用される部分を構成することが理解される。したがって、本体の少なくとも一部は、航空機部品の空洞をつくることができる。したがって、少なくとも本体の一部は、航空機部品の空洞の負の部分を構成する。

一方、衝突部は、航空機部品の幾何学的形状の規定には寄与しない。衝突部の周囲に成形される材料は、航空機部品を得るために切断されることになる犠牲部である。

上記の配置によって、流体噴流は、衝突部に接触すると壊され、すなわち、粉砕又は偏向させられる。これにより、コアが流体噴流の力を受けるときにコアに加わる力を低減することができる。これにより、コアの偏倚を制限し、従って、航空機部品の寸法及び内部形状の位置決めを保持することができる。これは、コアの主要部分の例えば最も薄い部分の敏感な領域がわずかに付勢されているだけであることを意味している。

さらに、上記の配置によって、凝固材料中の温度勾配が制御されるため、凝固方向の熱機械応力を制限することができる。温度勾配が制御されて低い場合は、金属中の応力と塑性変形も制御される。再結晶粒と低温割れのリスクは大幅に減少する。

さらに、金属鋳造の場合、小さな断面と比較的に大きな断面との間の移行部に位置する高い応力領域が、コアの有用な部分を構成する本体の少なくとも一部のレベルではなく、衝突部に移動される。これにより、再結晶粒の出現をもたらす応力が航空機部品となることが意図された凝固している材料の部分の外に移動する。

最後に、除去可能な材料で作られた航空機部品又はそのパターンの成形には、より少量の流体が必要である。さらに、衝突部を追加することで、鋳型内のコアの支持点、熱シールド又は寸法決めハウジングなどの鋳造装置の位置決めのためのより多くのスペースを有することができる。

一態様によれば、本体は、細長く、主方向に沿って延びている。衝突部は、本体の主方向に沿った連続体として配置される。

本体は、複数のアームによって接続された中実の第１及び第２の端部を備え、これらは、航空機部品又は除去可能な材料で作られたそのパターンにおいて複数の空洞を形成することを意図している。

一態様によれば、衝突部は、本体の第１の端部の連続体として配置される。例えば、本体の第１の端部は、タービンブレードのための先端を形成することを意図している。「先端」とは、コアの一端部に形成された中空を意味する。

一態様によれば、衝突部は、本体から連続的に延在する。

少なくとも１つの偏向壁が本体の壁の連続体として延在することが理解される。したがって、少なくとも１つの偏向壁と本体壁との間の境界は滑らかである。言い換えると、本体壁及び少なくとも１つの偏向壁は、肩部、断裂部又は鋭い縁を形成しない。

これらの配置によって、凝固材料の小さな断面、すなわち、コアの周囲の領域と、より大きな断面、すなわち、コアが延在しない鋳造装置の領域、例えば、鋳造装置の端部との間の移行は、緩やかである。従って、これら２つの領域の間の冷却中の応力の進展も緩やかである。さらに、この小さな断面から大きな断面への移行は、衝突部に向かって移動され、従って、航空機部品を形成することが意図された凝固している材料から外れる。従って、材料の小さな断面と大きな断面との間の移行に関連する高い応力による材料の欠陥は、航空機部品の一部とならない領域に移動される。

一態様では、頂部は丸くなっている。

頂部は、全ての方向に沿って導出可能であることが理解される。換言すると、頂部は鋭くなく、鋭い縁部をもたない。例えば、頂部は放射動作の結果物である。

これらの配置によって、応力の蓄積は回避される。しかしながら、他の実施形態では、鋭い縁部を有する頂部を想定することができる。

一態様によれば、少なくとも１つの偏向壁の、基部に垂直でかつ頂部を通る少なくとも１つの平面における傾斜、好ましくは、基部に垂直でかつ頂部を通る全ての平面における傾斜は、いくつかの値を有する。

これにより、材料の断面の緩やかな進展が可能となり、従って、凝固部分によって加えられる力を制限することが可能となる。

少なくとも１つの偏向壁は、基部と頂部との間に湾曲部を有することが理解される。

一態様によれば、少なくとも１つの偏向壁の傾斜は、衝突部の基部の近傍の傾斜よりも頂部の近傍の傾斜の方が低い。したがって、衝突部は、特異点を形成しうる先端のない膨らんだ形状を有し、これにより、力の集中が高すぎるのを回避することができる。

衝突部は、このようにしてドームを形成することが理解される。つまり、衝突部が膨らんでいる。基部から頂部への経路上の少なくとも１つの偏向壁に対する接線は、基部に平行な方向に向かう。換言すると、少なくとも１つの偏向壁の傾斜は、頂部に向かって減少する。

一態様によれば、衝突部は、コアの幅の１００％〜１０００％の間、好ましくはコアの幅の１５０％〜３００％の間で構成される高さを有する。「コアの幅」とは、主方向に垂直な方向に沿ったその最大の測定値を意味する。

一態様によれば、衝突部は、先端の幅の１００％〜１０００％の間、好ましくは、先端の幅の１５０％〜３００％の間で構成される高さを有する。

一態様によれば、本体と衝突部は一体に形成されている。

従って、コアはより堅牢であり、衝突部がコアの本体から外れるリスクは制限される。

一態様によれば、コアは、衝突部に配置された寸法決めハウジングを備える。この寸法決めハウジングにより、コアの引き抜きを測定し、製造されたコアの正しい寸法を確認することができる。

一態様によれば、衝突部と本体は、例えばアルミナからなる、少なくとも複数のシャンクによって接続されている。このシャンクにより、ブレードの塵埃除去穴を作ることができる。

本開示は、タービンブレードのための鋳造装置において、
鋳造装置は、
流体注入口を備える内側ハウジングを画定する鋳型と、
上記のいずれかの態様に適合するコアであって、コアは、内側ハウジングの内部に配置されており、衝突部が流体注入口に面して配置されている、コアとを備える、鋳造装置に関する。

これらの配置によって、除去可能な材料の注入中の噴流又は航空機部品の鋳造のための金属の鋳造中の噴流は、コアの有用な部分に到達する前に破壊される。

衝突部は、流体噴流が衝突部に到着するように、流体注入口の方へ向けられることが理解される。換言すれば、流体噴流は、必ずしも衝突部の頂部上に到着するとは限らない。

また、鋳型によって画定される内側ハウジングは、コアの主方向に沿って延在し、第１の端部領域及び第２の端部領域を備える。第１の端部領域は、流体注入口を備える。この衝突部は、第１の端部領域に配置されている。

また、本開示は、タービンブレードなどの航空機部品の鋳造のためのコアを製造するための方法において、
コアは、鋳型によって画定される内側ハウジング内に配置されるように意図されており、コアは、航空機部品の内部形状を形成することを意図された本体と、内側ハウジングに流体を充填する際に流体ジェットを破壊するように本体の周縁の少なくとも一部に配置される衝突部を備え、衝突部は、基部と、頂部と、基部から頂部に収束する少なくとも１つの偏向壁とを備え、
コアの製造方法は、
コアの本体を備えるステップを備えた、その形状が航空機部品の内部形状に対応するコアパターンを設計するステップと、
衝突部を生成するステップと、
コアパターンに基づいてコアを製造するステップとを備えた、タービンブレードなどの航空機部品の鋳造のためのコアを製造するための方法に関する。

これらの配置により、上述のコアを得ることができる。従って、前述の技術的効果の全ては、本方法に適用可能である。

一態様によれば、衝突部を生成するステップは、基部から延びる角柱を本体から形成するステップと、角柱を切断するサブステップとからなる、押出のサブステップを含む。

これらの配置によって、衝突部を発生させるステップが迅速かつ容易である。

一態様によれば、この切断は、曲面に沿って行われる。

一態様によれば、衝突部を生成するステップは、角柱を切断するサブステップの後に鋭い縁部を放射させるサブステップをさらに含む。

縁部を放射させるサブステップにより、鋭い縁部の存在を回避することができる。

一態様によれば、衝突部を生成するステップは、コンピュータ支援設計ソフトウェアによって実行される。

コンピュータ支援設計ソフトウェアを使用することにより、デジタルパターンによって、デジタルパターンから鋳型を発生させ、従って、例えば、鋳造又は積層造形によってコアを製造することができる。

例えば、衝突部を生成するステップは、例えば「複数セクションサーフェス(multi-section surface)」関数と呼ばれる関数によって、コンピュータ支援設計ソフトウェアの関数によって実行され、いくつかの曲線を通る表面を作成することができる。

本開示の目的及びその利点は、非限定的な例として与えられる本発明の実施形態の以下の詳細な説明を読むことでより良く理解されるであろう。この説明は、添付の図面を参照する。

図１は、従来技術のコアを備えるタービンブレードを成形するための装置を表す。 図２は、本開示によるコアを備えるタービンブレードを成形するための装置を表す。 図３は本開示によるコアを表す。 図４は衝突部の拡大図を表す。 図５Ａは異なる実施形態の衝突部を表す。 図５Ｂは異なる実施形態の衝突部を表す。 図６は一実施形態の本体と衝突部との間の接続部分を表す。 図７Ａは他の実施形態の本体と衝突部との間の接続部分を表す。 図７Ｂは他の実施形態の本体と衝突部との間の接続部分を表す。 図８Ａはコアの衝突部を生成するステップを表す。 図８Ｂはコアの衝突部を生成するステップを表す。 図８Ｃはコアの衝突部を生成するステップを表す。

図２は、この例ではタービンブレードの鋳造に適している鋳造装置１を表している。鋳造装置１は、鋳型と、この例では、内側ハウジング５を画定するモールドシェル３とを備える。実際、図に表される例示的な実施形態は、より詳細には、シェル鋳型内の金属の鋳造に関する。また、鋳造装置１は、内側ハウジング５の内部に配置されたコア７を更に備える。

コア７は、細長い形状を有し、主方向ＤＰに沿って延びている。内側ハウジング５と、従って、モールドシェル３も、細長い形状を有し、同じ主方向ＤＰに沿って延びている。したがって、内側ハウジング５は、第１の端部領域５Ａと第２の端部領域５Ｂとを備える。

内側ハウジング５は、タービンブレードを成形するように鋳造装置１内への流体の流し込みを可能にする流体注入口９を備える。流体注入口９は、実質的に主方向ＤＰにおいて第１の端部領域５Ａに開口している。

例えば、コア７は、流し込まれた又は注入された流体に対して耐火材から構成される。例えば、コア７は、融点が１５００℃を超える高融点のセラミック又は金属からなる。

図３により詳細に表わされるコア７は、本体１３を備え、本体１３の少なくとも一部は、タービンブレードの内部形状、換言すると、その内部空洞を形成することが意図されており、すなわち、本体１３の少なくとも一部は、コア７の有用な部分を構成している。本体１３は、細長い形状を有し、主方向ＤＰに沿って延びている。本体１３は、タービンブレードの先端を形成することが意図された第１の端部１３Ａと、タービンブレードの根元の空洞を形成することが意図された第２の端部１３Ｂとを備えている。第１及び第２の端部は、複数のアーム１３Ｃで接続された２つのブロックを形成している。これらアーム１３Ｃは、ブレードの換気用空洞を形成することを意図している。

コア７は、本体１３の片側に配置された衝突部１５をさらに備える。より具体的には、衝突部１５は、主方向ＤＰに沿って本体１３の第１の端部１３Ａの連続体として配置されている。この例では、本体１３の第１の端部１３Ａは、タービンブレードの先端を形成することが意図されている。これにより、衝突部１５は、鋳造装置１内に流体を流し込んだ際に流体噴流を壊すように流体注入口９に面して配置されている。

衝突部１５は、基部２１と、頂部１７と、基部２１から頂部１７に収束する偏向壁１９とを備え、この偏向壁１９は、本体１３の壁の連続体として延在している。この例では、図２に見られるように、頂部１７は、流体注入口９に面して配置されていない。したがって、流体噴流は、ここでは、衝突部１５の横方向部分によって破壊される。

本例では、図２に見られるように、流体噴流は、鋳造装置１の下面から到着する、すなわち、流体噴流は、実質的に重力方向の反対方向に到着する。すなわち、流し込みは噴流の源で行われる。したがって、第１の端部領域５Ａは、重力方向に沿って内側ハウジング５の下面に配置される。しかしながら、他の例示的な実施形態では、流体注入口９は、内側ハウジング５の頂部に配置することができ、すなわち、流体噴流は重力方向に向けられる。この場合、衝突部は、流体注入口に面して鋳造装置の頂部に配置されている。

図２は、また、第１の端部領域５Ａに開口するバッフル１０を表す。バッフル１０は砥粒セレクタとして機能し、単結晶又は柱状である最終航空部品の凝固を方向付けることが可能となる。源の金属の流し込みの場合、バッフルは金属供給システムとしても機能することができ、即ち、流し込みはバッフル１０を介しても行われる。

頂部１７は、例えば、図３及び図４において見られる代表的な実施形態において、丸みを帯びた形状を有する。主方向ＤＰに沿った衝突部１５の基部２１と頂部１７との間の高さは約１７ｍｍである。頂部１７における衝突部１５の最大幅は、例えば、約６ｍｍである。

基部２１に垂直で頂部１７を通過する全ての平面によれば、偏向壁１９の傾斜は幾つかの値を有し、頂部１７に近づくにつれて減少する。したがって、衝突部１５は、略ドーム形状を有する。基部２１の近傍の偏向壁１９に対する接線は、概ね、代表例では主方向ＤＰ、すなわち略垂直に共線状である。頂部１７に向かって動いている間に、偏向壁１９に対する接線は主方向に対して傾く。頂部１７の近傍では、偏向壁１９に対する接線は、主方向ＤＰに対して概ね垂直、すなわち、表される例では、概ね水平である。

図３は、２つの点線の間のコア７の有用な部分を示す。衝突部がコア７の有用な部分の外に位置していることが分かる。また、第２の端部１３Ｂの一部がコア７の有用な部分から外れて位置していることが分かる。実際、この部分は、流体を流し込む際にコア７を所定の位置に保持するように、モールドシェルを受け入れるための要素に係合している。有用領域の外に配置されたコア７のこれらの部分によって、最終タービンブレードからコアを簡単に取り外すことができる。実際、タービンブレードを形成するために材料が凝固すると、コア７の一部も切断しながら金属を切断する余地が多くなる。コア７の一部が切断されると、コア７の化学的なノックアウト後に成形されたタービンブレードから塵埃を除去することはより容易となる。

コア７は、２つの寸法決めハウジング２３を備える。一方の寸法決めハウジング２３は、衝突部１５内に配置されている。他方の寸法決めハウジング２３は、本体１３の第２の端部１３Ｂ内に配置されている。２つの寸法決めハウジング２３によって、その製造中にコア７の正しい寸法決めをチェックできる。２つの寸法決めハウジング２３は、有用な領域の外に配置されている。

図３に表わすように、コアは、例えばアルミナからなるシャンク２４を備え、このシャンク２４によってタービンブレードのための塵埃除去穴をさらに作ることができる。コア１３の第１の端部１３Ａは、シャンク２４に開口し、従って第１の端部１３Ａからシャンク２４に到達できる穴２５を備える。

衝突部１５及び／又は本体１３の第１の端部１３Ａは、図５Ａに表わすように、中実としうる。しかしながら、材料の冷却中のコア７における力は、重大となりうる。従って、コアは破損し、材料は再結晶欠陥を受ける可能性がある。

したがって、図５Ｂに表わすように、衝突部１１５及び／又は本体１１３の第１の端部１１３Ａが中空であることも可能である。したがって、材料の冷却時に、基部１２１及び／又は本体１１３の第１の端部１１３Ａの壁に近接する偏向壁１１９の一部は、粉砕し、したがって、凝固している材料における応力を解放しうる。衝突部１１５及び／又は中空体１１３の第１の端部１１３Ａは、例えば、コア７の焼成中に除去されたインサートを使用することによって、積層処理によって製造されてもよい。

本体１３と衝突部１５は、一つの片で一体に形成することができ、例えば注入又は積層造形によって共に製造することができる。また、衝突部２１５は、コア７上に付加され、例えば溶接、接着、共焼結又は嵌合などの任意の手段によって固定することができる。例えば、図６に表わすように、本体２１３の第１の端部２１３Ａは、中空であり、固定空間２２９を形成している。コア２１３の第１の端部２１３Ａは、主方向ＤＰに沿って延びる複数のパッド２３１を備える。これらパッド２３１は、それぞれ、中心空洞を備え、また、主方向ＤＰに沿って延在している。衝突部２１５は、基部２１に固定されておりかつ主方向ＤＰに沿って延在する複数のロッド２３５を備える。これらロッド２３５は、これらパッド２３１の空洞に挿入されるように構成される。接着点２３９が各空洞の下部に配置されており、衝突部２１５を本体２１３上に保持することができる。この構成によって、接着剤が材料を汚染しないように接着剤を捕捉することができる。鋳造装置内への流体の流し込みの間に固定空間２２９内の空気の膨張による固定空間２２９の壁面へ力を及ぼすのを回避するために、固定空間２２９を真空下に置くことができる。

あるいは、図７Ａに表わされるように、接着点によって固定される代わりに、衝突部３１５及び本体は、複数のシャンク３２４によって固定され得る。この例示的な実施形態では、複数のシャンク３２４は、複数のパッド３３１及び複数のロッド３３５の各々を貫通して延在する。この例では、複数のロッド３３５は、複数のパッド３３１の空洞に依然として挿入されている。

一方、図７Ｂに表わされるこの例の変形例では、複数のパッド４３１及び複数のロッド４３５は、協働せず、複数のシャンク４２４を介してのみ接続されている。次いで、これらシャンク４２４の粗さは、衝突部４１５を本体４１３上に保持することを確実にする。

コア７は、次いで、コア７の実際の製造に使用されるパターンから作られる。このパターンは一般にデジタルであり、ＣＡＤ（Computer-Aided Design)によって作られている。ここで、図８Ａ、８Ｂ及び８Ｃを参照して、このパターンの設計について説明する。

まず、設けられているコア本体パターンから角柱を押し出す。この角柱を図８Ａに示す。角柱は、コア本体パターンの壁の連続体として押し出される。次いで、角柱を曲線に沿って切断する。切断された角柱は、図８Ｂに示されている。

その後、切断された角柱が放射される。縁部は、図８Ｃに表わすように、ドーム形状を得るように放射され、したがって、衝突部パターン１５を形成する。

そして、コアのパターン、ひいては、その衝突部を設計する際に、コアを製造するステップが行われる。このコアは、一般に、鋳型からの射出によって製造される。また、本体とコアは、それぞれのパターンから２つの部分で製造することができ、鋳型を用いて別々に注入することができる。

本発明は、特定の例示的な実施形態を参照して説明したが、特許請求の範囲によって定義されるように、本発明の一般的な範囲から逸脱することなく、これらの実施例に修正を加えることができる。特に、図示又は言及された異なる実施形態の個々の特徴は、追加の実施形態において組み合わせることができる。したがって、明細書及び図面は、制限的な意味ではなく、例示的な意味で考慮されるべきである。

Claims (13)

1. タービンブレードなどの航空機部品の鋳造のためのコアにおいて、前記コア（７）は、鋳型（３）によって画定される内側ハウジング（５）内に配置されることが意図されており、前記コア（７）は、
   航空機部品の内部形状を形成することが意図された本体（１３）と、
   切断されることになる犠牲部を形成することが意図された衝突部（１５）であって、前記衝突部（１５）は、前記内側ハウジング（５）に流体を充填する際に流体噴流を壊すように前記本体（１３）の周縁の少なくとも一部に配置されており、前記衝突部（１５）が、基部（２１）と、頂部（１７）と、前記基部（２１）から前記頂部（１７）に収束する少なくとも１つの偏向壁（１９）とを備える、コア。
2. 前記衝突部（１５）は、前記本体（１３）から連続的に延びている、請求項１に記載のコア。
3. 前記頂部（１７）は丸みを帯びている、請求項１又は２ずれかに記載のコア。
4. 前記基部（２１）に垂直でありかつ前記頂部（１７）を通過する少なくとも１つの平面における、好ましくは、前記基部（２１）に垂直でありかつ前記頂部（１７）を通過する全ての平面における、前記少なくとも１つの偏向壁（１９）の傾斜は、幾つかの値を有する、請求項１〜３のいずれか一項に記載のコア。
5. 前記少なくとも１つの偏向壁（１９）の傾斜は、前記頂部（１７）付近において、前記衝突部（１５）の基部付近の傾斜よりも低い、請求項４に記載のコア。
6. 前記衝突部（１５）は、前記コア（７）の幅の１００％〜１０００％の間、好ましくは、前記コア（７）の幅の１５０％〜３００％の間の高さを有する、請求項１〜５のいずれか一項にコア。
7. 前記本体（１３）と前記衝突部（１５）は一体に形成されている、請求項１〜６のいずれか一項に記載のコア。
8. 前記衝突部（１５）と前記本体（１３）は少なくとも複数のシャンクにより接続されている、請求項１〜７のいずれか一項に記載のコア。
9. タービンブレードのための鋳造装置（１）において、
   前記鋳造装置（１）は、
   流体注入口（９）を備える内側ハウジング（５）を画定する鋳型（３）と、
   請求項１〜８のいずれか一項に記載のコア（７）であって、前記コア（７）は、前記内側ハウジング（５）の内部に配置されており、衝突部（１５）が前記流体注入口（９）に面して配置されている、コア（７）とを備える、鋳造装置（１）。
10. タービンブレードなどの航空機部品の鋳造のためのコア（７）を製造するための方法において、
    前記コア（７）は、鋳型（３）によって画定される内側ハウジング（５）内に配置されるように意図されており、前記コア（７）は、前記航空機部品の内部形状を形成することを意図された本体（１３）と、前記内側ハウジングに流体を充填する際に流体噴流を破壊するように前記本体（１３）の周縁の少なくとも一部に配置される衝突部（１５）とを備え、前記衝突部（１５）は、基部と、頂部（１７）と、前記基部から前記頂部（１７）に収束する少なくとも１つの偏向壁（１９）とを備え、
    前記コアの製造方法は、
    コア（７）の本体（１３）を備えるステップを備えた、その形状が航空機部品の内部形状に対応するコアパターンを設計するステップと、
    衝突部（１５）を生成するステップと、
    前記コアパターンに基づいて前記コアを製造するステップとを備えた、タービンブレードなどの航空機部品の鋳造のためのコア（７）を製造するための方法。
11. 前記衝突部（１５）を生成するステップは、前記基部から延在する角柱を前記本体から形成する押出のサブステップと、前記角柱を切断するサブステップとを備える、請求項１０に記載の方法。
12. 前記衝突部（１５）を生成するステップは、前記角柱を切断するサブステップの後に、鋭い縁部を放射させるサブステップをさらに備える、請求項１１に記載の方法。
13. 前記衝突部（１５）を生成するステップは、コンピュータ支援設計ソフトウェアによって実行される、請求項１０〜１２のいずれか一項に記載の方法。

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