JP5163561B2 - タービン翼の製造方法及びタービン翼 - Google Patents

Description

本発明は、セラミックス基複合材料からなるタービン翼の製造方法及びタービン翼に関するものである。

従来から、タービン翼をセラミックス基複合材料によって形成することが提案されている。タービン翼をセラミックス基複合材料によって形成する場合には、セラミック繊維からなるタービン翼形状の３次元織物を形成し、当該３次元織物に含浸処理を用いてセラミックスマトリックスを付着形成する方法が用いられる。

一方で、タービン翼は、一般的に高温雰囲気に晒される。このことから、熱疲労等による破損等を抑制して耐久性を高めるために、タービン翼の冷却が行われている。
具体的には、タービン翼の内部を中空にし、その内部に冷却ガスを供給することによってタービン翼の冷却を行っている。

そして、非特許文献１に記載されているように、セラミックス基複合材料からなるタービン翼においても、内部を中空にしてタービン翼を冷却することが提案されている。

Michael Verrilli and Anthony Calomino, R.Craig Robinson, David J. Thomas, CERAMIC MATRIX COMPOSITE VANE SUBELEMNT TESTIOG IN A GAS TURBINE ENVIRONMENT, Proceedings of ASME Turbo Expo 2004, Power for Land, Sea, and Air, June 14-17, 2004, Vienna, Austria,GT2004-53970

ところで、タービン翼の後縁部は、その近傍でガスの流速が速くなることから、タービン翼において温度的に過酷な環境に晒される部位である。このため、後縁部は十分な冷却を要する。
しかしながら、セラミックス基複合材料にて形成されるタービン翼では、まだ後縁部を十分に冷却する技術が確立されていない。このため、セラミックス基複合材料にて形成されるタービン翼の後縁部を冷却可能な技術が求められている。

本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、セラミックス基複合材料からなるタービン翼において、特に後縁部を冷却可能とすることを目的とする。

本発明は、上記課題を解決するための手段として、以下の構成を採用する。

第１の発明は、セラミックス基複合材料からなるタービン翼の製造方法であって、腹側に凹み領域が形成されることによって薄型化された後縁部を備えると共にセラミックス基複合材料からなる中空の本体部を形成する本体部形成工程と、上記凹み領域から内部に貫通する貫通孔を上記本体部に形成する本体部貫通孔形成工程とを有するという構成を採用する。

第２の発明は、上記第１の発明において、上記本体部形成工程が、上記本体部の中空の領域に対応した形状のマンドレル周りにセラミックス繊維からなる織物を形成する織物形成工程と、上記織物の上記凹み領域に相当する箇所を除去する除去工程と、該除去工程後の前記織物に対して含浸処理を施すことによってセラミックスマトリックスを形成する含浸工程とを有するという構成を採用する。

第３の発明は、上記第１の発明において、上記本体部形成工程が、上記本体部の中空の領域に対応した形状の第１マンドレル周りにセラミックス繊維からなると共に上記後縁部に相当する領域を除いた形状とされる第１織物を形成する第１織物形成工程と、上記後縁部に相当する領域を含む形状の第２マンドレルを上記第１織物に隣り合わせに配置すると共に、上記第２マンドレル及び上記第１織物周りにセラミックス繊維からなる第２織物を形成する第２織物形成工程と、前記第２マンドレルを除去すると共に、前記第２マンドレルが存在した領域周りの前記第２織物を押圧しながら前記第１織物及び前記第２織物に対して含浸処理を施すことによってセラミックスマトリックスを形成する含浸工程とを有するという構成を採用する。

第４の発明は、セラミックス基複合材料からなるタービン翼であって、腹側に凹み領域が形成されることによって薄型化された後縁部を有すると共に上記凹み領域から内部に貫通する貫通孔を備えるという構成を採用する。

第５の発明は、上記第１の発明において、上記本体部形成工程が、上記本体部の中空の領域に対応した形状のマンドレル周りにセラミックス繊維からなる織物を形成する織物形成工程と、上記織物の上記凹み領域に相当する箇所を除去する除去工程と、該除去工程後の上記織物に対して含浸処理を施すことによってセラミックスマトリックスを形成すると共に上記含浸処理の初期段階でマンドレルを除去する含浸工程とを有するという構成を採用する。

第６の発明は、上記第１の発明において、上記本体部形成工程が、上記本体部の中空の領域に対応した形状の第１マンドレル周りにセラミックス繊維からなると共に上記後縁部に相当する領域を除いた形状とされる第１織物を形成する第１織物形成工程と、上記後縁部に相当する領域を含む形状の第２マンドレルを上記第１織物に隣り合わせに配置すると共に、上記第２マンドレル及び上記第１織物周りにセラミックス繊維からなる第２織物を形成する第２織物形成工程と、上記第２マンドレル周りの上記第２織物を押圧しながら上記第１織物及び上記第２織物に対して含浸処理を施すことによってセラミックスマトリックスを形成すると共に上記含浸処理の初期段階で上記第１マンドレル及び上記第２マンドレルを除去する含浸工程とを有するという構成を採用する。

本発明によれば、腹側に凹み領域が形成されることによって薄型化された後縁部を有すると共に上記凹み領域から内部に貫通する貫通孔を備えるタービン翼となる、あるいはこのようなタービン翼が製造される。
したがって、タービン翼の中空の内部に流入する冷却ガスを貫通孔を介して凹み領域から噴出することによって後縁部を冷却することが可能となる。
よって、本発明によれば、セラミックス基複合材料からなるタービン翼において、特に後縁部を冷却することが可能となる。

本発明の第１実施形態におけるタービン翼の概略構成を示す断面図である。 本発明の第１実施形態におけるタービン翼の斜視図である。 本発明の第１実施形態におけるタービン翼の製造方法を説明するためのフローチャートである。 本発明の第１実施形態におけるタービン翼の製造方法を説明するための説明図である。 本発明の第１実施形態におけるタービン翼の製造方法を説明するための説明図である。 本発明の第１実施形態におけるタービン翼の製造方法を説明するための説明図である。 本発明の第２実施形態におけるタービン翼の製造方法を説明するためのフローチャートである。 本発明の第２実施形態におけるタービン翼の製造方法を説明するための説明図である。 本発明の第２実施形態におけるタービン翼の製造方法を説明するための説明図である。 本発明の第２実施形態におけるタービン翼の製造方法を説明するための説明図である。

以下、図面を参照して、本発明に係るタービン翼の製造方法及びタービン翼の一実施形態について説明する。なお、以下の図面において、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。

（第１実施形態）
図１は、本実施形態のタービン翼の概略構成を示す断面図である。また、図２は、本実施形態のタービン翼の斜視図である。
本実施形態のタービン翼１００は、セラミックス基複合材料からなるタービン翼であり、図１に示すように内部が中空とされている。
そして、本実施形態のタービン翼１００の後縁部１は、図１に及び図２に示すように、腹側に凹み領域Ｒ１が形成されることによって薄型化されている。
また、本実施形態のタービン翼１００は、上記凹み領域Ｒ１から内部の中空領域Ｒ２に貫通する貫通孔２を備えている。なお、貫通孔２は、タービン翼１００の幅方向に複数形成されている。

このような構成を有する本実施形態のタービン翼１００によれば、後縁部１が薄型化され、さらに冷却ガスが後縁部１に吹き付けられる。このため、セラミックス基複合材料からなるタービン翼１００の後縁部１を冷却することが可能となる。

次に、このように構成された本実施形態のタービン翼１００の製造方法について図３のフローチャートを参照して説明する。
図３に示すように、本実施形態のタービン翼１００の製造方法は、本体部形成工程Ｓ１と、貫通孔形成工程Ｓ２とを有している。さらに、本体部形成工程Ｓ１は、織物形成工程Ｓ１１、除去工程Ｓ１２及び含浸工程Ｓ１３を有している。

本体部形成工程Ｓ１は、図４に示すように、腹側に凹み領域Ｒ１が形成されることによって薄型化された後縁部１を備えると共にセラミックス基複合材料からなる中空の本体部１０を形成する工程である。

より詳細には、本体部形成工程Ｓ１は、上述のように織物形成工程Ｓ１１、除去工程Ｓ１２及び含浸工程Ｓ１３によって構成されている。

織物形成工程Ｓ１１は、図５に示すように、本体部１０の中空の領域（タービン翼１００の中空領域Ｒ２に相当）に対応した形状のマンドレル２０周りにセラミックス繊維からなる３次元織物３０（織物）を形成する工程である。なお、マンドレル２０は、例えば樹脂によって形成されており、後に行われる含浸工程Ｓ１３における温度環境に晒されることによって消失するように形成されている。

除去工程Ｓ１２は、図６に示すように、上述した凹み領域Ｒ１に相当する３次元織物３０の箇所を除去する工程である。なお、セラミックス繊維からなる３次元織物３０はセラミックス基複合材料と比較して柔らかいため、３次元織物３０に対する機械加工はセラミックス基複合材料に対する機械加工よりも容易に行うことができる。

含浸工程Ｓ１３は、除去工程Ｓ１２後の３次元織物３０に対して含浸処理を施すことによってセラミックスを３次元織物３０を構成するセラミックス繊維に対して付着させ、これによってセラミックスマトリックスを形成する工程である。なお、含浸工程Ｓ１３は、上述のようにマンドレル２０が消失する温度環境にて行われる。このため本含浸工程Ｓ１３を行うことによって、図４に示す本体部１０が形成される。
具体的には、液相含浸法あるいは固相含浸法を用いてセラミックスマトリックスを形成する場合には、原料液あるいは原料粉末を３次元織物３０に含浸させた後に行われる焼成工程における熱によってマンドレル２０を焼却することによって消失させる。また、気相含浸法を用いてセラミックスマトリックスを形成する場合には、原料ガスが供給される真空炉内部の熱によってマンドレル２０を焼却することによって消失させる。
このように、本実施形態において含浸工程は、必ず３次元織物３０に対して熱を加えるものである。
ただし、マンドレル２０を含浸工程Ｓ１３における温度環境に晒されることによって消失されない材料によって形成し、含浸工程Ｓ１３の初期の形が保持できる状態で引き抜く（除去する）ことによって本体部１０を形成しても良い。

貫通孔形成工程Ｓ２は、上記本体部形成工程Ｓ１において形成された本体部１０に対して貫通孔２を形成する工程である。
具体的には、貫通孔２を形成する箇所にレーザ光を照射し、当該レーザ光を、本体部１０を貫通させることによって貫通孔２を形成する。なお、貫通孔を形成する程度の機械加工であれば、セラミックス基複合材料からなる部材に対しても、短時間でかつ安価に加工を施すことができる。

以上の工程にて、腹側に凹み領域Ｒ１が形成されることによって薄型化された後縁部１を有すると共に凹み領域Ｒ１から内部に貫通する貫通孔２を備えるタービン翼１００を製造することができる。
つまり、本実施形態のタービン翼の製造方法によれば、後縁部が冷却可能なタービン翼を製造することが可能となる。

（第２実施形態）
次に、本発明の第２実施形態について説明する。なお、本第２実施形態の説明において、上記第１実施形態と同様の説明は省略あるいは簡略化する。

図７は、本実施形態におけるタービン翼の製造方法を説明するためのフローチャートである。
この図に示すように、本実施形態におけるタービン翼の製造方法においては、本体部形成工程Ｓ１が、第１織物形成工程Ｓ１４、第２織物形成工程Ｓ１５及び含浸工程Ｓ１６を有している。

第１織物形成工程Ｓ１４は、図８に示すように、本体部１０の中空の領域（タービン翼１００の中空領域Ｒ２に相当）に対応した形状の第１のマンドレル４０（第１マンドレル）周りにセラミックス繊維からなる３次元織物５０（第１織物）を形成する工程である。
なお、３次元織物５０は、図８に示すように、タービン翼１００の後縁部１に相当する領域Ｒ３を除いた形状を有している。

第２織物形成工程Ｓ１５は、図９に示すように、後縁部１に相当する領域Ｒ３を含む形状の第２のマンドレル６０（第２マンドレル）を３次元織物５０に隣り合わせに配置し、これらの第２のマンドレル６０及び３次元織物５０の周りにセラミックス繊維からなる織物７０（第２織物）を形成する工程である。
具体的には、織物７０は、セラミックス繊維からなる２次元織物を複数貼り合わせることによって形成される。

なお、上記第１織物形成工程Ｓ１４にて用いた第１のマンドレル４０及び第２のマンドレル６０は、上記第１実施形態において用いたマンドレル２０と同様に、例えば炭素によって形成されており、後に行われる含浸工程Ｓ１３における温度環境に晒されることによって消失するように形成されている。

含浸工程Ｓ１６は、図１０に示すように、第２のマンドレル６０を除去し、第２のマンドレルが存在した領域周りの織物７０（後縁部１となる領域）を押圧部材８０によって押圧しながら３次元織物５０及び織物７０に対して含浸処理を施す工程である。
当該含浸工程Ｓ１６によって、セラミックスが３次元織物５０及び織物７０を構成するセラミックス繊維に対して付着され、これによってセラミックスマトリックスが形成される。また、含浸工程Ｓ１６は、上述のように第１のマンドレル４０が消失する温度環境にて行われる。このため、第１のマンドレル４０は、熱によって焼却されて消失する。
これによって、当該押圧された領域、すなわち後縁部１となる領域が薄型化され、図４に示す、後縁部１が薄型化された本体部１０が形成される。

なお、第１のマンドレル４０については、含浸工程Ｓ１６における温度環境に晒されることによって消失されない材料によって形成し、含浸工程Ｓ１６の初期段階において３次元織物５０及び織物７０の形が保持できる状態で引き抜いて（除去しても）も良い。
また、第２のマンドレル６０も、織物７０が押圧することによって変形可能な含浸工程Ｓ１６の初期段階において、次元織物５０及び織物７０の形が保持できる状態で引き抜いて（除去しても）も良い。

そして、上述の本体部形成工程Ｓ１が終了すると、上記第１実施形態と同様に貫通孔形成工程Ｓ２が行われ、この結果、タービン翼１００が製造される。
このように本実施形態におけるタービン翼の製造方法においても、上記第１実施形態におけるタービン翼の製造方法と同様に、腹側に凹み領域Ｒ１が形成されることによって薄型化された後縁部１を有すると共に凹み領域Ｒ１から内部に貫通する貫通孔２を備えるタービン翼１００を製造することができる。
つまり、本実施形態のタービン翼の製造方法によれば、後縁部が冷却可能なタービン翼を製造することが可能となる。

以上、添付図面を参照しながら本発明に係るタービン翼の製造方法及びタービン翼の好適な実施形態について説明したが、本発明は、上記実施形態に限定されないことは言うまでもない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。

１００……タービン翼、１……後縁部、２……貫通孔、１０……本体部、２０……マンドレル、３０……３次元織物、４０……第１のマンドレル（第１マンドレル）、５０……第１の３次元織物（第１織物）、６０……第２のマンドレル（第２マンドレル）、７０……第２の３次元織物（第２織物）、Ｒ１……凹み領域、Ｒ２……中空領域、Ｒ３……後縁部に相当する領域

Claims (6)

1. セラミックス基複合材料からなるタービン翼の製造方法であって、
   腹側に凹み領域が形成されることによって薄型化された後縁部を備えると共にセラミックス基複合材料からなる中空の本体部を形成する本体部形成工程と、
   前記凹み領域から内部に貫通する貫通孔を前記本体部に形成する本体部貫通孔形成工程と
   を有することを特徴とするタービン翼の製造方法。
2. 前記本体部形成工程が、
   前記本体部の中空の領域に対応した形状のマンドレル周りにセラミックス繊維からなる織物を形成する織物形成工程と、
   前記織物の前記凹み領域に相当する箇所を除去する除去工程と、
   該除去工程後の前記織物に対して含浸処理を施すことによってセラミックスマトリックスを形成する含浸工程と
   を有することを特徴とする請求項１記載のタービン翼の製造方法。
3. 前記本体部形成工程が、
   前記本体部の中空の領域に対応した形状の第１マンドレル周りにセラミックス繊維からなると共に前記後縁部に相当する領域を除いた形状とされる第１織物を形成する第１織物形成工程と、
   前記後縁部に相当する領域を含む形状の第２マンドレルを前記第１織物に隣り合わせに配置すると共に、前記第２マンドレル及び前記第１織物周りにセラミックス繊維からなる第２織物を形成する第２織物形成工程と、
   前記第２マンドレルを除去すると共に、前記第２マンドレルが存在した領域周りの前記第２織物を押圧しながら前記第１織物及び前記第２織物に対して含浸処理を施すことによってセラミックスマトリックスを形成する含浸工程と
   を有することを特徴とする請求項１記載のタービン翼の製造方法。
4. セラミックス基複合材料からなるタービン翼であって、
   腹側に凹み領域が形成されることによって薄型化された後縁部を有すると共に前記凹み領域から内部に貫通する貫通孔を備えることを特徴とするタービン翼。
5. 前記本体部形成工程が、
   前記本体部の中空の領域に対応した形状のマンドレル周りにセラミックス繊維からなる織物を形成する織物形成工程と、
   前記織物の前記凹み領域に相当する箇所を除去する除去工程と、
   該除去工程後の前記織物に対して含浸処理を施すことによってセラミックスマトリックスを形成すると共に前記含浸処理の初期段階でマンドレルを除去する含浸工程と
   を有することを特徴とする請求項１記載のタービン翼の製造方法。
6. 前記本体部形成工程が、
   前記本体部の中空の領域に対応した形状の第１マンドレル周りにセラミックス繊維からなると共に前記後縁部に相当する領域を除いた形状とされる第１織物を形成する第１織物形成工程と、
   前記後縁部に相当する領域を含む形状の第２マンドレルを前記第１織物に隣り合わせに配置すると共に、前記第２マンドレル及び前記第１織物周りにセラミックス繊維からなる第２織物を形成する第２織物形成工程と、
   前記第２マンドレル周りの前記第２織物を押圧しながら前記第１織物及び前記第２織物に対して含浸処理を施すことによってセラミックスマトリックスを形成すると共に前記含浸処理の初期段階で前記第１マンドレル及び前記第２マンドレルを除去する含浸工程と
   を有することを特徴とする請求項１記載のタービン翼の製造方法。

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