JP4814611B2 - 一体化コンプライアンス／摩耗層を備えるセラミック複合体 - Google Patents

Description

本発明は、一般に、セラミックマトリックスタービン機関構成部品に関し、より詳細には、摩耗を低減するとともにより有利な負荷分散を実現するように、製造中にセラミック複合体内に組み込まれた界面層に関する。

セラミックマトリックス複合体（ＣＭＣ）を使用して、タービンブレードなどのタービン機関構成部品を製造するのに、いくつかの技術がこれまで使用されてきている。ＣＭＣ構成部品を製造する方法の１つが、参照により本明細書に組み込まれる、特許文献１、特許文献２、および特許文献３に記載されている。この方法は、溶融シリコンを含浸させた繊維状材料を含有した炭化ケイ素マトリックス複合体の製造に関し、本明細書ではＳｉｌｃｏｍｐプロセスと称する。この繊維は一般に約１４０マイクロメートル以上の直径を有し、そのため、このＳｉｌｃｏｍｐプロセスによってタービンブレード構成部品などの入り組んだ複雑な形状を製造するのは困難である。

ＣＭＣタービンブレードを製造するもう１つの技術に、スラリーキャスト溶融含浸（ＭＩ）法として知られる方法がある。かかるスラリーキャストＭＩ法の技術的な説明が、参照により本明細書に組み込まれる、特許文献４に詳細に記載されている。スラリーキャストＭＩ法を用いた製造方法の１つでは、ＣＭＣは、まず、炭化ケイ素（ＳｉＣ）含有繊維を含み、ほぼ同じ数の繊維が互いにほぼ９０°を向いた２つの織り方向のどちらにも延びる、均衡のとれた二次元（２Ｄ）織布の層を複数準備することにより製造される。

一般に、かかるタービン構成部品は、隣接する金属ハードウェアおよび／または金属表面に取り付ける必要がある。ＣＭＣを金属ハードウェアに取り付けるには２つの欠点が伴う。硬く研摩性のあるセラミック材料表面により金属ハードウェアが摩耗すること、およびＣＭＣ内での負荷分散がうまく行われないことである。負荷分散は、ブレードダブテール／ディスク界面において重要である。通常は、負荷分散を改善するために金属シムまたはセラミッククロスがＣＭＣと金属表面の間に挿入されていた。摩耗については、参照により本明細書に組み込まれる、特許文献５に記載のように、通常、金属ハードウェアにコーティングを付着させるか、またはブレード取付け表面にコーティングを付着させることによって対処される。

ＣＭＣ内における負荷分散を改善するとともに金属摩耗を低減するために、ＣＭＣ上に界面層を備えたＣＭＣタービン機関部品を製造する方法が求められている。有利な方法は、ＣＭＣの緻密化の際に、界面層を付着させることであろう。
米国特許第５０１５５４０号 米国特許第５３３０８５４号 米国特許第５３３６３５０号 米国特許第６２８０５５０号 米国特許第５５７３３７７号

製造技術の改善や材料の改良は、多くの製品（ａｒｔｉｃｌｅ）にとって、性能向上およびコスト削減の鍵となる。一例として、プロセスおよび材料について、ときには相互に関係しながら改良が絶えず重ねられてきたため、航空機用ガスタービン機関の性能は本発明の改善のように大きく向上してきた。

本発明は、ＣＭＣの取付け接触表面内に界面層を組み込むことにより、セラミックマトリックス複合体（ＣＭＣ）から作成されたタービン機関部品を製造する方法、およびその結果得られるタービン機関構成部品を対象とするものである。本発明は、取付けハードウェアに摩耗コーティングを施す必要がなく、製造の際に負荷分散シムが不要となる構成部品を製造するものであり、したがって構成部品の機能性が改善される。
本発明は、セラミックマトリックス材料から構成される本体を含むタービン機関構成部品を対象とする。この本体は、取付け位置を含み、この取付け位置は、構成部品の表面の少なくとも一部分を画定するとともに、タービン機関の動作中に第２のタービン機関構成部品と隣接するように構成されている。界面層が、取付け位置の表面の少なくとも一部分を画定し、マトリックス側面と外側面を有する。この界面層は、タービン機関の動作中、本体と第２のタービン機関構成部品との間に挿入され、界面層のマトリックス側面が冶金技術によって本体に結合されている。

本発明はまた、複数のセラミック繊維を準備するステップと、化学気相含浸法の使用を含むコーティングで、繊維の予め選択された部分を窒化ホウ素層でコーティングして複数の被覆（ｃｏａｔｅｄ）繊維を形成するステップと、複数の繊維を予め選択された配置で重ね合わせ（ｌａｙ ｕｐ）て、構成部品プリフォームを形成するステップと、炭素含有スラリーを用いて構成部品プリフォームを部分的に含浸させるステップと、構成部品プリフォームに少なくともシリコンをさらに含浸させてセラミックマトリックス複合体航空機用機関構成部品を形成するステップと、セラミックマトリックス複合体航空機用機関構成部品の表面によって画定される取付け位置に、少なくともシリコンを含む界面層を結合させるステップとを含む、タービン機関構成部品の製造方法を対象とする。

本発明は、さらに、セラミックマトリックス複合体航空機用機関構成部品を製造する方法を対象とする。この方法は、被覆プリプレグセラミック繊維トウを含む、複数の一方向プリプレグセラミック繊維層を準備するステップと、複数のプリプレグセラミック繊維層を予め選択された配置で重ね合わせて構成部品形状を形成するステップと、構成部品形状の外側表面の少なくとも一部分上に少なくとも１つのマトリックス層を重ねるステップと、構成部品形状を加熱してプリフォームを形成するステップと、プリフォームに少なくともシリコンを含浸させて、構成部品の表面を画定する取付け領域を含むセラミックマトリックス複合体構成部品を形成するステップと、取付け領域上に、少なくともシリコンを含むとともに取付け領域と一体化された界面層を形成するステップとを含む。

本発明のその他の特徴および利点は、以下の好ましい実施形態のより詳細な説明を、本発明の原理を例によって示す添付の図面と併せ読めば明らかになるであろう。

図１は、例示的な航空機用機関ブレード１０を示す。この図では、タービンブレード１０は、セラミックマトリックス複合材料で作成されている。タービンブレード１０は、ダブテールスロット１４内でタービンディスク１２に取り付けられる。タービンブレード１０は、高温排気ガス流がそこに向けて送られるエーロフォイル１６と、エーロフォイル１６から延び、ダブテールスロット１４と係合するダブテール１８（翼根部または扇形基部とも呼ばれる）とを含む。

次に、図２を参照すると、これはＣＭＣブレード１０およびディスク１２の拡大断面図の例であり、その互いに接触する表面がより詳細に示されている。ブレード１０は、複数の層２０および２２を含み、これらの層は、当技術分野で周知のプロセスなどにより互いに結合されている。層２２は翼根部コア２４に結合されている。ブレード１０の下側端部は、翼根部表面３０およびマトリックス表面３２によって部分的に画定されている。ディスク１２のダブテールスロット１４は、対合表面３４によって画定されている。

図３は、図２のブレード１０およびディスク１２の一部分を示し、外側表面または側面４０と、マトリックス表面または側面４２とによって画定される界面層３８が含まれている。マトリックス表面４２はブレード１０の表面に面している。界面層３８は、外側表面４０とディスク１２の対合表面３４とが結合して接触するように、ブレード１０とディスク１２の間に挿入される。界面層３８は、好ましくは、本明細書で論じたようにブレード１０のダブテール１８と一体化される。界面層３８は、シリコンから構成することができる。あるいは、界面層３８は、ＳｉＣおよびシリコンの傾斜層（ｇｒａｄｉｅｎｔ ｌａｙｅｒｉｎｇ）を含むこともできる。シリコンはブレード１０よりも硬度が低いので、好ましくは、マトリックス表面４２から外側表面４０に向かうにつれてシリコン濃度を増大させる。好ましくは、外側表面４０は、最高約８０パーセントのシリコンで構成される。しかし、シリコン濃度は、約２０〜約８０容量パーセントの範囲とすることができ、残りの部分を構成するのに窒化ホウ素（ＢＮ）、炭化ケイ素（ＳｉＣ）、二ケイ化モリブデン（ＭｏＳｉ_２）などの他の材料をさらに含むこともできる。こうした材料を加える方法およびそれらの構成については以下でさらに詳細に論じる。

図４には、摩耗コーティング５０およびシム５２を含む従来技術によるブレードとディスクのアセンブリが示されている。一般に、ブレード表面とディスク表面とで硬度に差があり、そのため軟かい方の表面で摩耗が助長されるので、摩耗コーティング５０がブレード１０のダブテール対合部分に付着される。また、摩耗を低減するため、またはブレード１０とディスク１２の間でより有利な負荷分散を実現するためにシム５２を設けることもできる。

図５は、ＣＭＣタービンブレードなど、高温環境下で使用する構成部品を製造するための、本発明のスラリーキャストＭＩ製造方法を示す流れ図である。高温環境とは、本明細書では、少なくとも５３８℃（１，０００°Ｆ）を超える温度を指す。このプロセスの最初のステップ１００で、好ましくは、予め選択された幾何形状の、予め選択された数のＳｉＣ含有バイアス化クロス層を、予め選択された配置で重ね合わせてタービンブレード形状を形成する。好ましい実施形態では、予め選択された数の繊維トウがよこ糸方向に織り込まれており、このようにトウが織り込まれているので、ＳｉＣクロスを満足に取り扱うことが可能になり、ばらばらにならずに重ね合わせることができる。

それらの層を重ね合わせた後、次のステップ１１０で、当技術分野で周知の化学気相含浸（ＣＶＩ）法を用いて窒化ホウ素（ＢＮ）を加えることによりタービンブレード形状を硬化し、それによって剛性被覆タービンブレードプリフォームを形成する。代替実施形態では、ＢＮ層の上に、追加層（１つまたは複数）としてシリコンドープ窒化ホウ素（Ｓｉ−ｄｏｐｅｄ ＢＮ）層またはケイ化ＢＮ層、窒化シリコン（Ｓｉ_３Ｎ_４）層、および炭化シリコン（ＳｉＣ）層を付着させることもできる。

次のステップ１２０で、被覆タービンブレードプリフォームの気孔内に、典型的には炭素生成ポリマー、炭化物粉末、および当技術分野で周知の他の粉末を含む炭素含有スラリーを導入することにより、被覆タービンブレードプリフォームに含浸させる。次のステップ１３０で、当技術分野で周知のＭＩ法によって、タービンブレードプリフォームに少なくともシリコン、好ましくはホウ素ドープシリコンをさらに含浸させ、それによってＳｉＣ／ＳｉＣ ＣＭＣタービンブレードを形成する。ステップ１４０で、取付け位置領域上に追加のシリコンを積み重ねて（ｂｕｉｌｄ ｕｐ）界面層３８を作成する。好ましくは、界面層３８は厚さ約２〜約１６ミル（約０．０５０８〜約０．４０６４ｍｍ）であり、さらに好ましくは、界面層３８は厚さ約２〜約４ミル（約０．０５０８〜約０．１０１６ｍｍ）である。このシリコンの積み重ねは、好ましくは、ＳｉＣを生成させる所望の取付け位置に追加のシリコンを溶融含浸させることにより行う。

あるいは、マトリックステープまたはマトリックス層と呼ばれる層またはテープを作成し、これらをプリフォームを形成する層の部分に付着させて、得られる構成部品に所望の表面仕上げを施すことができる。図６を参照すると、タービンブレードを対象とする本発明の一実施形態では、ステップ２００は、先に論じた図５のステップ１００および１２０の両ステップを含む。好ましくは、ステップ２００で、予め選択された数の、被覆プリプレグセラミック繊維トウを含む一方向プリプレグセラミック繊維層を使用する。ステップ２００の実施後、ステップ２０５で、タービンブレードの選択された部分上に１つまたは複数のマトリックス層を重ね合わせて、タービンブレード形状の摩耗表面を形成する。ただし、望むなら、タービンブレード形状の外側表面全体を覆ってマトリックス層を付着させることもできる。さらに、ステップ２３０で、タービンプリフォームに少なくともシリコンをさらに含浸させてＳｉＣ／ＳｉＣ ＣＭＣタービンブレードを形成する。しかし、マトリックス層の構造が、炭化ケイ素粉末およびモリブデン粉末またはそれらの組合せを含み得るため、モリブデンとシリコンが反応して二ケイ化モリブデン（ＭｏＳｉ_２）が形成される。このＭｏＳｉ_２は、より機械加工しやすく、剛性がより低く、より低いヤング率を有し、摩耗に対して適合性がある。あるいは、マトリックステープまたは層内の炭化ケイ素粉末の代わりに、ＢＮ、ＳｉドープＢＮ、Ｓｉ_３Ｎ_４、またはそれらの組合せを使用することもできる。ＢＮには潤滑性があるので、ＢＮの比率が増大するにつれて、摩耗表面は改善される。こうした改変マトリックス層を用いると、加工完了後は、約１５容量パーセントはＳｉＣ、約５容量パーセントはシリコンとなり、約８０容量パーセントに達する残りの部分は、シリコン金属、ＭｏＳｉ_２、ＢＮ、およびそれらの合金となる。一実施形態では、シリコン金属、ＭｏＳｉ_２、ＢＮの傾斜は、界面層の摩耗表面に沿って行われ、好ましくは、構成部品の界面層の外側面からマトリックス側面に面する側のＳｉＣ濃度がより高くなる。

上記の方法は、既存のＣＭＣ溶融含浸構成部品にも使用できることが理解されよう。
このようにして、複合体タービン機関構成部品などの構成部品に界面層３８が設けられる。界面層３８のシリコンは、隣接する金属ハードウェアまたはディスクとより適合可能な硬度を有し、それによって摩耗が低減される。また、界面層３８のシリコンによって、コンプライアントな厚さの材料がもたらされ、それによって負荷が、隣接する表面間の広い領域にわたって、例えばディスク１２の対合表面３４からセラミック複合体層へと分散される。

本明細書で説明したように、界面コーティング３８によって、接触表面で生じる相対的摩耗が低減し、したがって、摩耗コーティングの必要が低減するが、対合表面３４の所でダブテールスロット１４に摩耗コーティングを施して犠牲層を設け、それによってディスク１２の摩耗を低減することもできることが諒解される。本発明はまた、シュラウドや燃焼器ライナなどのセラミック複合体用の取付け位置、または本明細書で説明した利点を有するコンプライアント層から利益が得られるであろう他の適当などんな位置に付着させることもできる。さらに、摩耗表面は、異なる構成部品間の表面を接触させることができるだけでなく、構造的締結具に使用されるライニング開口を含むこともできる。

本発明を好ましい実施形態に関して説明してきたが、本発明の範囲から逸脱することなく様々な変更が可能であり、その要素の代わりに等価物を使用することもできることが当業者には理解されよう。さらに、特定の状況または材料を本発明の教示に適合させるために、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく多くの改変を行うこともできる。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。

ガスタービン機関ロータのダブテールスロット内に組み付けられた本発明の複合体ブレードの例示的な部分断面斜視図である。 本発明の図１のブレードおよびロータの部分断面図である。 本発明の界面層を分かりやすいように誇張して示した、図１のブレードおよびロータの拡大部分断面図である。 図３と同様であるが、従来技術の摩耗コーティングおよびシムを示す図である。 一体化界面層を備えるＣＭＣタービンブレードを製造するための本発明のスラリーキャストＭＩ製造方法を示す流れ図である。 一体化界面層を備えるＣＭＣタービンブレードを製造するための本発明の代替スラリーキャストＭＩ製造方法を示す流れ図である。

符号の説明

１０ エンジン機関ブレード
１２ タービンディスク
１４ ダブテールスロット
１６ エーロフォイル
１８ ダブテール
２０、２２ 複数の層
２４ 翼根部コア
３０ 翼根部表面
３２ マトリックス表面
３４ 対合表面
３８ 界面層
４０ 外側表面
４２ マトリックス表面
５０ 摩耗コーティング
５２ シム

Claims (6)

1. セラミックマトリックス材料から構成され、取付け位置を含む本体であって、前記取付け位置が、構成部品の表面の少なくとも一部分を画定するとともに、高温環境下にさらされる間、第２の構成部品と隣接するように構成されている本体と、
   前記取付け位置の前記表面の少なくとも一部分を画定し、マトリックス側面（４２）および外側面（４０）を有する界面層（３８）であって、前記高温環境下にさらされる間、前記本体と前記第２の構成部品との間に挿入され、前記マトリックス側面（４２）が冶金技術によって前記本体に結合されている界面層（３８）と
   を備える、高温環境下で使用する構成部品であって、前記界面層が、（ａ）シリコン、（ｂ）炭化ケイ素およびシリコンの傾斜層であって、前記界面層（３８）が前記マトリックス側面（４２）から前記外側面（４０）に向かうにつれてより多量のシリコンから構成されるもの、並びに（ｃ）炭化ケイ素、シリコン、窒化ホウ素および二ケイ化モリブデンの傾斜層であって、前記界面層（３８）が前記外側面（４０）から前記マトリックス側面（４２）に向かうにつれてより高濃度の炭化ケイ素から構成されるものからなる群から選択される、構成部品。
2. 前記構成部品がタービン機関構成部品である、請求項１記載の構成部品。
3. 前記セラミックマトリックス材料が炭化ケイ素である、請求項１又は請求項２記載の構成部品。
4. 前記界面層（３８）の前記外側面（４０）が、前記本体の表面よりも低い硬度の表面をもたらす、請求項１乃至請求項３のいずれか１項記載の構成部品。
5. 前記界面層（３８）が、動作負荷を、前記本体と前記第２の構成部品との間で広い領域にわたって分散させる、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載の構成部品。
6. 前記界面層（３８）が、化学結合によって複合体表面上に形成される、請求項１乃至請求項５のいずれか１項記載の複合体タービン機関構成部品。