JP4878713B2 - 鋳造翼用の多部片コア組立体 - Google Patents

Description

【０００１】
（他の出願との関連）
本発明は、１９９８年１２月１日に出願された同時継続中の出願である、米国特許出願第０９／２０３４４１号の部分追加出願である。
【０００２】
（発明の技術分野）
本発明は、多重鋳造壁および改善された空気冷却効率のための複雑な通路を有する翼のような、超合金翼鋳造品を鋳造するための複合多部片セラミックコア組立体に関するものである。
【０００３】
（発明の背景）
大部分のガスタービンエンジンの製造業者は、一層大きいエンジン推力を可能にしかつ満足な翼の使用寿命を得るため翼の内部冷却の効率を改善するため複雑な空気冷却通路を含む、進歩した多重壁、薄肉タービン翼（すなわちタービンブレードまたはベーン即ち羽根）を評価している。
【０００４】
米国特許第５２９５５３０号および同５５４５００３号各明細書は、この目的のため複雑な空気冷却通路を含む進歩した多重壁、薄肉タービンブレードまたはベーン即ち羽根の構造を記載している。
【０００５】
米国特許第５２９５５３０号明細書において、多重壁コア組立体は、ワックスまたはプラスチックによって第１の薄肉セラミックコアをコーティングする即ち被覆することにより製造され、第２の同様のセラミックコアが一時的な位置決めピンを使用して第１のコーティングされたセラミックコアに設置され、孔がセラミックコアを通して穿孔され、位置決めロッドが各穿孔された孔に挿入されついで第２のコアがワックスまたはプラスチックによってコーティング即ち被覆される。この連続作業は多重壁セラミックコア組立体を作り上げるため必要なだけ反復される。
【０００６】
このコア組立の手順は、多数の連結具および他のロッドおよびロッドをうけ入れるためコアの穿孔された孔の使用の結果、まったく複雑で、時間を要しかつ経費がかかるものであり、さらに、このコア組立の手順は、寸法精度およびコア組立てしたがってそのようなコア組立体を使用して製造される翼鋳造の反復性を損なう。
【０００７】
本発明の目的は、多重壁セラミックコア組立体、および翼の内部冷却の効率を改善するため複雑な空気冷却通路を含みうる、進歩した多重壁、薄肉タービン翼（たとえばタービンブレードまたはベーン鋳造品）を鋳造するのに使用するための多重壁コア組立体を製造する方法を得ることにある。
【０００８】
本発明の他の目的は、多重壁セラミックコア組立体、および少なくとも多部片コア組立体の一部が従来のコア組立技術の欠点に打ち勝つ、セラミック接着剤なしの新規な方法で形成される、進歩した多重壁で薄肉のタービン翼を鋳造するのに使用するための多重壁コア組立体を製造する方法を得ることにある。
【０００９】
（発明の開示）
本発明は、例示のための実施例において、多重壁セラミックコア組立体およびその製法を得るもので、複数の個々の薄肉で弓形状の（たとえば翼型の）コア要素が、一体化され且つ密な公差即ち小さな公差で嵌合するロケータ即ち位置決め部材の特徴部分を備えるためそれぞれのマスターダイにおいて形成され、個々のコア要素はセラミック支持体において焼成され、焼成されたコア要素は、適切なコア要素の位置決めを実施し、また鋳造中嵌合する特徴部分の間への溶融金属の侵入を実質的に防止するように互いに嵌合する隣接するコア要素の密な公差の嵌合する特徴部分を使用して一緒に組立てられる。溶融したワックスのような、流動性材料は、セラミックシェルモールドによって追随される流動性パターンがその周りに形成されるまでそれらを所定位置に保持するため、組立て後コア要素の種々な位置において付与される。本発明による上記に記載されたコア組立体は、タービンブレードまたはベーンのような、ガスタービン翼における複雑な空気冷却通路を製造するのに使用される、集められた組立体の半組立体を有する。
【００１０】
そのように製造された、多重壁、セラミックコア組立体またはその部分は、密な公差のはめ合いの嵌合するロケータの特徴部分によって相対的に位置決めされた複数の離れた薄肉の、弓形状即ち弧状（たとえば翼型の）コア要素を有する。
【００１１】
本発明は、セラミックコア要素が適当なセラミック化合物を使用する通常の射出またはトランスファー成形によって密な公差の嵌合するロケータの特徴部分とともに形成可能であることにおいて、コア要素の焼成がそれらの寸法的一体性を改善しかつ受入れうるセラミックコア組立体の生産を改善し、その結果コア組立て経費を減少することにおいて、またコア組立体の高い寸法精度および反復性がコア要素間のセラミック接着剤の必要なしに達成可能であることにおいて有利である。
【００１２】
（実施例の説明）
図１〜６を参照すると、本発明は図示された例示的な実施例において、多重壁、薄肉セラミックコア組立体１０およびガスタービンエンジンのタービンブレードおよびベーンを含む（図示されない）多重壁、および薄肉翼を鋳造するのに使用する製造方法を提供する。コア組立体１０は、典型的には、複雑な内部空気冷却通路を備えたガスタービン翼を鋳造するのに使用され、また鋳造の他の内部特徴部分を画定する少なくとも一つの他のコア要素または半組立体および集められたコア組立体の周りに形成されたセラミックシェルモールドに埋設するための通常のコアプリントを含むが、本発明によるコア組立体は他の鋳造の用途に単独で、コア要素または半組立体と組合わされないでまたはさもなければ組合わせて使用可能である。タービンブレードまたはベーンは、公知のニッケルまたはコバルト基超合金のような溶融した超合金を、その中にコア組立体１０が図５に略示されたように設置されるセラミック精密鋳造シェルモールドＭ内に鋳造することによって形成可能である。その中のコア組立体１０によって柱状晶または単一結晶鋳造品を製造するため溶融した超合金は、周知のようにコア１０の周りに鋳型Ｍ内で方向性をもって凝固されることが可能である。あるいは、溶融した超合金は、鋳型Ｍ内で凝固されて周知のような等軸晶鋳造品を製造可能である。コア組立体１０は、下記に説明するように、前にコア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３によって占有されていた領域に内部通路を備えた鋳造された翼を残すため、化学的浸出または他の適当な技術によって除去される。
【００１３】
図１を参照すると、本発明の例示的コア組立体１０は、一体の予め形成された嵌合するロケータの特徴部分を有する複数の（図では３）個々の薄肉、弓形状即ち弧状コア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３を有し、ロケータの特徴部分は図示のようにコア要素Ｃ１、Ｃ２上の円筒形雄突起またはポスト１０ａおよびコア要素Ｃ２、Ｃ３上の補完的円筒形雌凹所または対向孔１０ｂを有する。ポスト１０ａおよび対向孔１０ｂは円筒形の形状に限定されるものでなく、種々の他の幾何学的形状を含むことができる。ポスト１０ａは、鋳造中に溶融金属の浸入を防止するがコア要素の相対的熱膨張を許す典型的な密な公差の隙間で示されたように、凹所１０ｂにうけ入れられる。各ポストと嵌合する凹所との間の、たとえば、図３において側面におけるまたは側面当たり０．０２５４〜約０．０７６２mm（０．００１〜０．００３インチ）［たとえば円筒形ボストと凹所の半径における０．０２５４〜０．０７６２mm（０．００１〜０．００３インチ）］の密な公差の隙間は、鋳造中、溶融ニッケルまたはコバルト基超合金のような溶融金属の浸入を実質的に防止するが（たとえば、薄い金属または合金のひれが隙間に形成される程度に、溶融金属の浸入を除去または減少するが）、この技術に通じた人々に公知のシリカ基、アルミナ基、ジルコン基、ジルコニア基または他の適当なコアセラミック材料およびその混合物のような、普通に使用されるセラミックコアセラミックスから作られるコア要素の相対的熱膨張を許すことが本発明の実施において好ましい。ポスト１０の端部と嵌合する凹所１０ｂの間の隙間は、相対的なコア要素の横方向間隔の寸法制御のために必要な０．０２５４〜０．２５４mm（０．００１〜０．０１０インチ）の範囲内にある。単に説明のために、隙間は、下記に参照されるコアバンパＣＢのような他の隙間制御特徴部分がない場合に、互いのコア要素の横方向隙間の寸法制御のため０．０２５４〜０．０５０８mm（０．００１〜０．００２インチ）の範囲内にある。
【００１４】
ポスト１０ａおよび凹所１０ｂは、ポスト１０ａおよび凹所１０ｂが互いに嵌合しかつ図５のモールドＭ内においてコア組立体１０の周りに鋳造される翼に内部鋳造壁および内部冷却通路を形成するため互いに規定された関係においてコア要素に有効に嵌合するように、コア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３に補完的に配置される。コア要素上のポストの例示的パターンは図６に示されている。
【００１５】
コア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３が嵌合する関係でロケータの特徴部分によって組立てられた後、それらは、セラミックシェルモールドにおける精密鋳造が続くコア組立体の周りのパターン射出鋳造を可能にするため、種々の位置において多数の、局部的な溶融ワックス領域５０の付与によって一時的に一緒に保持される。典型的には、ワックス領域５０は図３に示されたようにコア組立体１０の周辺または端部領域において付与される接着剤として使用するために適当な特性を有する通常のワックスのビードを有するが、本発明はワックスが必要に応じてコア組立体の他の位置にも適用可能であるためそのように限定はされない。セラミックシェルモールドにおいて、コア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３は米国特許第５２９６３０８号明細書による対向するコア面上に型作りされる一体のバンパＣＢによってその間に所望の隙間Ｓ１、Ｓ２を形成するため離され、その内容はこの目的に対しここに引用される。隙間Ｓ１、Ｓ２は超合金がシェルモールドＭ内においてコア組立体１０の周りに鋳造されるとき最終的に溶融した超合金によって充填される。
【００１６】
個々の薄肉で弓形状コア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３は、図示の弓形の形状およびそれに一体に予め形成される対応するロケータの特徴部分１０ａ、１０ｂを備えるように（図示しない）各マスタダイにおいて形成される。コア要素はトランスファーまたは射出成形によって図示された弓形状のかつ一体の密な公差のロケータの特徴部分とともに形成され、セラミック化合物またはスラリーがそれぞれ各コア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３のような形状の各マスタダイに導入される。本発明はこのコア形成技術に限定されるものでなく、同様にコア成形、スリッブ鋳造成形、または他の技術を使用して実施可能である。すなわち、マスタダイはコア要素とともに適当に設置されたロケータの特徴部分１０ａおよび／または１０ｂを形成するため各コア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３対して設けられるであろう。米国特許第５２９６３０８号明細書は一体の特徴部分を備えたセラミックコアの射出成形を記載しており、これを参照することによってここに組み入れる。あるいは、コア要素は注入コア成形、スリッブ鋳造成形または他の技術を使用して形成可能である。
【００１７】
ガスタービンエンジンブレードまたはベーンのような、ニッケルまたはコバルト基超合金翼を鋳造するためのコア組立体１０の製造において、コア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３は、この技術に通じた人々が認識するように、鋳造されるべき翼に対して補完的な、凹凸面および先端および後端を備えた一般的な翼断面プロファィルを有するであろう。
【００１８】
セラミックコア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３は、この技術に通じた人々に公知の、シリカ基、アルミナ基、ジルコン基、ジルコニア基、または他の適当なコアセラミック材料またはその混合物を含んでいる。特殊なセラミックコア材料は、本発明のいかなる部分も形成せず、適当なセラミックコア材料は米国特許第５３９４９３２号明細書に記載されている。コア材料は、下記に記載されるように、その周りに形成される翼鋳造品から化学的に除去されるように選択される。
【００１９】
成形の後、個々の未加工の（焼成されていない）コア要素は、欠陥のあるコア要素が廃棄されコア組立体１０の製造において使用されないためにその後の処理に先立ってすべての側面を可視的に検査される。この個々のコア要素の外面を検査することが、受入れうるコア組立体１０の生産を増加しコア組立経費を減少することは有利である。
【００２０】
各マスターダイからの除去および検査の後、個々の未加工コア要素は、各セラミックセッタ支持体２０（説明のため図２に一つだけ示されている）または、アルミナまたは（サガーとして知られた）他の適当なセラミック粉末砂床のような、他のセラミック支持体において高温で焼成される。各セラミックセッタ支持体２０は、焼成中その上に載置するコア要素（たとえば図３におけるコア要素Ｃ１）の隣接する表面を支持するような形状にされた上方支持面２０ａを備える。セラミックセッタ支持体２０の底面は、多数のコア要素がコア要素の特殊なセラミック材料に依存する通常のコア焼成パラメータを使用して焼成するため通常のコア焼成炉に装荷可能であるように、通常の支持具またはサガー（ｓａｇｇｅｒ）に置かれる。
【００２１】
焼成炉からの除去に続いて、焼成されたコア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３は。固定具内において相互にロック即ち固定し適当なコア要素の位置決めおよび相対的間隔を達成するため、隣接するコア要素Ｃ１、Ｃ２およびＣ２、Ｃ３の予め形成された密な公差の雄／雌ロケータの特徴部分１０ａ，１０ｂを使用して一緒に組立てられる。
【００２２】
組立てられたコア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３は、一時的なコア要素の保持または接着手段を得るため、種々のコアの位置において適用されかつそれらの位置において凝固される溶融ワックスまたは他の流動性材料を使用してコア要素を相対的に係合しかつ位置決めするため移動しうる型板部材ＴＭを有する固定具または型板内に一時的に一緒に固定される。
【００２３】
溶融ワックスが凝固した後、コア組立体１０は固定されたコア組立体がさらに処理されるのを可能にするため可動部材Ｍを引出すことにより、固定具または型板から除去される。セラミック接着剤は、コア要素が外部コア面と滑らかに接触する接着剤によってコア印刷領域または外側コア面上の他の表面領域に、互いに嵌合または適合する接合線において充填するため使用される。
【００２４】
そのように製造された多重壁セラミックコア組立体１０は、密な公差のロケータの特徴部分１０ａ、１０ｂによって相対的に位置決めされかつこの目的のため上記に記載されたようにコア組立体に適用される局部化され凝固されたワックス領域５０によって一時的に一緒に保持される複数の離れた薄肉で弓形状（翼型）コア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３を有する。
【００２５】
ついで多重壁セラミックコア組立体１は、超合金翼を鋳造するのに使用するため、通常の方法でコア組立体の周りに流動性パターンを噴射しかつその周りに精密鋳造シェルモールドを形成するためさらに処理される。とくに、消耗性パターンワックス、プラスチックまたは他の材料が、コア／パターン組立体を形成するため隙間Ｓ１、Ｓ２内にまたコア組立体１０の周りに導入される。典型的に、コア組立体１０はこのためワックスパターンダイに設置され、溶融ワックスＷが、所望の多重壁タービンブレードまたはベーン形状を形成するため、コア組立体１０の周りにまた隙間Ｓ１、Ｓ２内に噴射される、図４。コア／パターン組立体はついで、反復するセラミックスラリへの浸漬、過剰のスラリの滴下、およびシェルモールドが所望の厚さにコア／パターン組立体に形成されるまで粗い粒子のセラミックを塗装（スタッコ）するスタッコ作業による、周知の“ロストワックス”法に従ってセラミックモールド材料に浸漬される。ついでシェルモールドは鋳造に対して鋳型の強度を強化するため高温で焼成され、パターンは熱的または化学的溶解技術により選択的に除去され、その中にコア組立体１０を有するシェルモールドＭを残す、図５。
【００２６】
溶融超合金はついで、それらの密な公差関係のために嵌合するロケータの特徴部分１０ａ、１０ｂの間への溶融金属の実質的な浸入なしに、通常の鋳造技術を使用するその中のコア組立体１０とともにモールドＭに導入される。溶融超合金は、柱状晶または単一結晶翼鋳造を形成するため、コア組立体１０の周りに鋳型Ｍ内で方向性をもって凝固される。あるいは、溶融超合金は等軸晶翼鋳造品を製造するため凝固可能である。モールドＭは機械的打撃作業を使用して凝固した鋳造品から除去され、その後一つまたはそれ以上の化学的浸出または機械的粒子吹付け技術が続く。コア組立体１０は化学的浸出または他の通常のコア除去技術によって凝固した翼鋳造品から選択的に除去される。以前にコア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３によって占有されていた空間は、翼鋳造品における内部冷却空気通路を含み、一方隙間Ｓ１、Ｓ２における超合金は冷却空気通路を分離する翼の内部壁を形成する。
【００２７】
本発明は、セラミックコア要素Ｃ１、Ｃ２、Ｃ３が適当なセラミック化合物／スラリを使用する通常の射出または他の成形技術によって密な公差の嵌合するロケータの特徴部分１０ａ、１０ｂとともに形成可能であることにおいて、またコア要素の焼成がそれらの寸法的一体性を改善しかつ受入れうるセラミックコア組立体の生産を改善しその結果コアの組立経費を減少することにおいて有利である。さらに、セラミック接着剤はコア要素を互いに接着するため必要でない。
【００２８】
この技術に通じた人々には、種々の変形および変更が請求項に記載された本発明の精神および範囲から離れることなく上記本発明の実施例においてなしうることが明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の説明的実施例による多部片セラミックコア断面図。
【図２】 コア焼成用のセラミックセッタ支持体にある個々のコア要素の断面図。
【図３】 互いに嵌合する密な公差の雄／雌ロケータ嵌合部によって設置されたコア要素およびコア要素を所定位置に保持するため適用される多重ワックスビードを備えたコア組立体の断面図。
【図４】 コア要素の周りに形成されたワックスパターンを示す断面図。
【図５】 ワックスパターンを除去されたセラミック精密鋳造シェルモールドにおいて精密鋳造されたコア組立体を示す断面図。
【図６】 内面における予め成形されたロケータの特徴部分の例示的パターンを示す個々のコア要素の断面図。

Claims (7)

1. 多重壁セラミックコア組立体の製造方法であって、複数の個々のコア要素を、各コア要素が相対的にコア要素を位置決めするように隣接するコア要素の補完的ロケータの特徴部分と０．０２５４〜０．２５４ｍｍ（０．００１〜０．０１インチ）の範囲内にある密な公差の隙間におけるはめあいにおいて嵌合するための一体の嵌合するロケータの特徴部分を有するように形成すること、コア要素を焼成すること、焼成されたコア要素を隣接するコア要素のロケータの特徴部分に嵌合することによって組立てること、およびコア要素を所定位置に一時的に保持するために、熱的または化学的溶解技術により選択的に除去可能な接着材料をコア組立体の周辺位置に適用することを含む多重壁セラミックコア組立体の製造方法。
2. コア要素が成形によって形成される請求項１に記載された方法。
3. 弓形状コア要素がタービン翼を鋳造するのに使用するため一般的の翼プロファィルを有する請求項１に記載された方法。
4. 焼成されたコア要素は固定具内で組立てられ、それらのロケータの特徴部分は、両側で０．０２５４から０．０７６２mm（０．００１から０．００３インチ）の隙間をもって嵌合され、溶融したワックスが、コア要素を所定位置に保持するコア組立体の多数の局部的領域に前記除去可能な接着材料として付与される、請求項１に記載された方法。
5. 多重壁セラミックコア組立体であって、０．０２５４〜０．２５４ｍｍ（０．００１〜０．０１インチ）の範囲内にある密な公差の隙間に一体の嵌合するロケータの特徴部分によって相対的に位置決めされる多数の離れた薄肉コア要素を有し、該多数の薄肉コア要素は、コア組立体の多数の局部的領域において付与される、熱的または化学的溶解技術により選択的に除去可能な接着材料によって一緒に保持される多重壁セラミックコア組立体。
6. 多重壁の間に冷却通路を画定する該多重壁を有する翼鋳造品を製造する方法であって、セラミック鋳型内に請求項５に記載されたコア組立体を位置決めすることおよびコア組立体の周りに鋳型内に溶融した金属材料を導入することを含む翼鋳造品を製造する方法。
7. 溶融した金属材料が等軸晶鋳造品または方向性をもって凝固される鋳造品を形成するため鋳型内で凝固される請求項６に記載された方法。

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