JP6035826B2

JP6035826B2 - タービン翼として用いるセラミックス基複合部材およびその製造方法

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Publication number: JP6035826B2
Application number: JP2012089557A
Authority: JP
Inventors: 文章渡邉
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2012-04-10
Filing date: 2012-04-10
Publication date: 2016-11-30
Anticipated expiration: 2032-04-10
Also published as: EP2837796A1; US9752445B2; US20150003978A1; CN104246175A; JP2013217320A; WO2013154007A1; EP2837796A4; EP2837796B1; CN104246175B

Description

本発明はタービン翼として用いるセラミックス基複合部材およびその製造方法に関する。

ジェットエンジン等の部品の一つであるタービン翼には、その使用時において、強い遠心力やガス流等による強い応力が加わる。よって、そのようなタービン翼には耐熱性に加えて特に高い強度が要求されるので、通常、金属材料を用いて製造される。例えば、図１３（ａ）は、一般的な航空機用ターボファンエンジンの概略斜視図であり、図１３（ｂ）は、そのタービン動翼の一部を拡大した概略斜視図であるが、エンジンの駆動時にタービン動翼には翼部の長手方向へ強い遠心力がかかるので、通常、タービン動翼はＮｉ基合金等から製造される。また、図１３（ｂ）に示すように、タービン動翼７０は翼部７２と、その翼面に対して垂直方向へ伸びるプラットフォーム部７４と、翼部７２の一方端部に配置されたダブテール部７６と、翼部７２の他方端部においてその翼面に対して垂直方向へ伸びるチップシュラウド部７８とを備える複雑な形状を有するものであるものの、Ｎｉ基合金等の金属材料を鋳造することで、容易に製造することができる。また、タービン静翼についても同様であり、複雑な形状を有するものの、Ｎｉ基合金等の金属材料を材料として用いて容易に製造することができる。

タービン翼は、単翼として用いる場合と、連翼として用いる場合がある。動翼の場合は、チップシュラウド部を接合して連翼化する。静翼の場合は、単翼のシュラウド部（アウタバンド部）とプラットフォーム部（インナバンド部）を接合して連翼化するか、鋳造で一体成型する場合もある。図１３（ｃ）は連翼構造のタービン動翼を示す概略斜視図であり、連翼構造のタービン動翼８０は翼部８２と、その翼面に対して垂直方向へ伸びるプラットフォーム部８４と、翼部８２の一方端部に配置されたダブテール部８６と、翼部８２の他方端部においてその翼面に対して垂直方向へ伸びるチップシュラウド部８８とを備える。この場合、その形状はさらに複雑になるものの、高度な鋳型を用いることで製造することが可能である。

そして、近年、セラミックス繊維織物とセラミックスマトリックスとからなるセラミックス基複合部材（ＣＭＣ）のタービン翼への適用が期待されている。セラミックス基複合部材は軽量で耐熱性に優れるため、タービン翼として利用することができれば、エンジンの重量削減および燃料消費率の低減が期待できる。

従来、このようなセラミックス基複合材料を適用したタービン翼やその製造方法がいくつか提案されている。また、図１４に例示するような連翼構造のタービン翼についても、従来、提案されている（例えば特許文献１または２参照）。図１４は４つのタービン静翼が連結されたものであり、連翼構造のタービン静翼９０は翼部９２ａ、９２ｂ、９２ｃ、９２ｄと、各翼部の一方端部および他方端部においてその翼面に対して垂直方向へ伸びるアウタバンド部９４およびインナバンド部９６とを備えるものである。そして、４つの翼部９２ａ、９２ｂ、９２ｃ、９２ｄと、アウタバンド部９４およびインナバンド部９６との間を接着剤を用いて接着、または機械的に連結したものである。

米国特許第６６４８５９７号明細書特開平７−１８９６０７号公報

しかしながら特許文献１または２に記載のような従来のセラミックス基複合部材からなるタービン翼は、接合ができないため特に各部材間の連結強度が不足しており、タービン翼として用いるには強度が足りなかった。複数のタービン翼を含む連翼構造のセラミックス基複合部材の場合、連結部分が多いため、特にその影響は顕著である。

本発明はこのような課題を解決することを目的とする。
すなわち、本発明は、タービン翼として使用可能な強度を持つ、複数の翼部を含む連結構造のセラミックス基複合部材、およびその製造方法を提供することを目的とする。

本発明者は鋭意検討し、上記の課題を解決するセラミックス基複合部材およびその製造方法を見出し、本発明を完成させた。

本発明は以下の（１）〜（６）である。
（１）タービン翼として用いる連翼構造のセラミックス基複合部材であって、
翼部を構成するセラミックス繊維織物である翼部用繊維織物および連結部を構成するセラミックス繊維織物である連結部用繊維織物について、前記連結部用繊維織物によって、複数の前記翼部用繊維織物を連結し、その後、型に組み付けて一体に成形し、得られた成形体にセラミックスマトリックスを含浸してなる、セラミックス基複合部材。
（２）前記連結部がチップシュラウド部であり、タービン動翼として用いる、上記（１）に記載のセラミックス基複合部材。
（３）前記連結部がアウタバンド部またはインナバンド部であり、タービン静翼として用いる、上記（１）に記載のセラミックス基複合部材。
（４）前記連結部用繊維織物が２以上の貫通孔を有し、前記翼部用繊維織物の一方または両方の端部を前記貫通孔に通過させ、その通過した部分が前記連結部となるように折り曲げる操作を行う、上記（１）〜（３）のいずれかに記載のセラミックス基複合部材。
（５）タービン翼として用いる連翼構造のセラミックス基複合部材の製造方法であって、
前記連結部用繊維織物および複数の前記翼部用繊維織物を用意し、前記連結部用繊維織物によって、複数の前記翼部用繊維織物を連結して織物連結体を得る連結工程と、
前記織物連結体を型に組み付けて一体に成形して成形体を得る成形工程と、
前記成形体にマトリックスを含浸する含浸工程と
を備える、セラミックス基複合部材の製造方法。
（６）前記連結部用繊維織物が２以上の貫通孔を有し、
前記連結工程が、前記翼部用繊維織物の一方または両方の端部を前記貫通孔に通過させ、その通過した部分が前記連結部となるように折り曲げる操作を含む工程である、上記（５）に記載のセラミックス基複合部材の製造方法。

本発明によれば、タービン翼として使用可能な強度を持つ、複数の翼部を含む連結構造のセラミックス基複合部材、およびその製造方法を提供することができる。

図１（ａ）は本発明の動翼用複合部材について説明するための概略斜視図であり、図１（ｂ）は本発明の静翼用複合部材について説明するための概略斜視図である。図２は本発明の動翼用複合部材を得るための連結工程について説明するための概略図である。図３は本発明の動翼用複合部材を得るための連結工程について説明するための別の概略図である。図４は本発明の動翼用複合部材を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。図５は本発明の動翼用複合部材を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。図６は本発明の動翼用複合部材を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。図７は本発明の動翼用複合部材を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。図８は本発明の静翼用複合部材を得るための連結工程について説明するための概略図である。図９は本発明の静翼用複合部材を得るための連結工程について説明するための別の概略図である。図１０は本発明の静翼用複合部材を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。図１１は本発明の静翼用複合部材を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。図１２は本発明の静翼用複合部材を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。図１３（ａ）は、一般的な航空機用ターボファンエンジンの概略斜視図であり、図１３（ｂ）は、そのタービン動翼の一部を拡大した概略斜視図であり、図１３（ｃ）は、連翼構造のタービン動翼を拡大した概略斜視図である。図１４は従来の連翼構造のタービン静翼を説明するための概略斜視図である。

本発明について説明する。
本発明は、タービン翼として用いる連翼構造のセラミックス基複合部材であって、翼部を構成するセラミックス繊維織物である翼部用繊維織物および連結部を構成するセラミックス繊維織物である連結部用繊維織物について、前記連結部用繊維織物によって、複数の前記翼部用繊維織物を連結し、その後、型に組み付けて一体に成形し、得られた成形体にセラミックスマトリックスを含浸してなる、セラミックス基複合部材である。
このようなセラミックス基複合部材を、以下では「本発明の複合部材」ともいう。

本発明の複合部材は、前記連結部がチップシュラウド部であり、タービン動翼として用いるものであることが好ましい。
このような本発明の複合部材を、以下では「本発明の動翼用複合部材」ともいう。
本発明の動翼用複合部材について図を用いて説明する。

図１（ａ）は本発明の動翼用複合部材について説明するための概略斜視図である。
図１（ａ）に示すように、本発明の動翼用複合部材１は複数（図１（ａ）の場合は２つ）の翼部を含むものである。図１（ａ）に示す本発明の動翼用複合部材１は、２つの翼部２ａ、２ｂと、その翼面に対して垂直方向へ伸びるプラットフォーム部３ａ、３ｂと、翼部２ａ、２ｂの一方端部に配置されたダブテール部４ａ、４ｂとを備えている。そして、２つの翼部２ａ、２ｂは、それらの他方端部において１つのチップシュラウド部５によって連結されている。
すなわち、本発明の動翼用複合部材は、従来のタービン動翼（例えば図１３（ｂ）に示したもの）が複数結合した外径を備えているが、チップシュラウド部を１つのみ有している点で、従来のものとは異なっている。

このようなタービン動翼１は、その使用時において、ダブテール部４ａ、４ｂがディスクに嵌められ、そのディスクが回転することで、翼部２ａ、２ｂの長手方向へ強い遠心力が加わる。

図１（ａ）に例示した本発明の動翼用複合部材１は、後に詳細に説明するように、チップシュラウド部５を構成するセラミックス繊維織物（連結部用繊維織物）によって、２つの翼部２ａ、２ｂの構成する２つのセラミックス繊維織物（翼部用繊維織物）を連結した後、型に組み付けて一体に成形し、得られた成形体にセラミックスマトリックスを含浸してなるものであるので、各部材間（例えば翼部２とチップシュラウド部５と間）の連結強度が高く、その使用時において強い負荷（遠心力等）が加わっても壊れない。
これに対して従来のものは、各部材間を接着剤を用いて接着したり、機械的に連結したりするものであるので、各部材間の連結部分の強度が不足しており、タービン動翼として用いるには強度が足りない場合があった。

図１（ａ）に例示した本発明の動翼用複合部材１は２つの翼部を有するものであるが、本発明の動翼用複合部材における翼部の数は特に限定されない。本発明の動翼用複合部材は２個程度の翼部を含むことがさらに好ましい。

また、本発明の複合部材は、前記連結部がアウタバンド部またはインナバンド部であり、タービン静翼として用いるものであることが好ましい。ここで前記連結部はアウタバンド部とインナバンド部との両方であってよい。すなわち、本発明の複合部材はアウタバンドブとしての連結部と、インナバンド部としての連結部との２つを有するものであることが好ましい。
このような本発明の複合部材を、以下では「本発明の静翼用複合部材」ともいう。
本発明の静翼用複合部材について図を用いて説明する。

図１（ｂ）は本発明の静翼用複合部材について説明するための概略斜視図である。
図１（ｂ）に示すように、本発明の静翼用複合部材１１は複数（図１（ｂ）の場合は４つ）の翼部を含むものである。図１（ｂ）に示す本発明の静翼用複合部材１１は、４つの翼部１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄを備え、それらの一方端部および他方端部において、アウタバンド１５およびインナバンド部１６によって連結されている。
このような本発明の静翼用複合部材１１は、その使用時において翼部へガス流等による強い負荷が加わる。

図１（ｂ）に例示した本発明の静翼用複合部材１１は、後に詳細に説明するように、アウタバンド部１５を構成するセラミックス繊維織物（連結部用繊維織物）およびインナバンド部１６を構成するセラミックス繊維織物（連結部用繊維織物）によって、４つの翼部１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄを構成するセラミックス繊維織物（翼部用繊維織物）を連結した後、型に組み付けて一体に成形し、得られた成形体にセラミックスマトリックスを含浸してなるものであるので、各部材間（例えば翼部１２と、アウタバンド部１５またはインナバンド部１６と間）の連結強度が高く、その使用時において強い負荷が加わっても壊れない。
これに対して従来のものは、各部材間を接着剤を用いて接着したり、機械的に連結したりするものであるので、各部材間の連結部分の強度が不足しており、タービン静翼として用いるには強度が足りない場合があった。

図１（ｂ）に例示した本発明の静翼用複合部材１１は４つの翼部を有するものであるが、本発明の静翼用複合部材における翼部の数は特に限定されない。本発明の静翼用複合部材は、２〜８個の翼部を含むことが好ましく、３〜６個の翼部を含むことがより好ましく、４個程度の翼部を含むことがさらに好ましい。

次に、本発明の複合部材の製造方法について説明する。
本発明の複合部材の製造方法は、タービン翼として用いる連翼構造のセラミックス基複合部材の製造方法であって、前記連結部用繊維織物および複数の前記翼部用繊維織物を用意し、前記連結部用繊維織物によって、複数の前記翼部用繊維織物を連結して織物連結体を得る連結工程と、前記織物連結体を型に組み付けて一体に成形して成形体を得る成形工程と、前記成形体にマトリックスを含浸する含浸工程とを備える、セラミックス基複合部材の製造方法である。
このような製造方法を、以下では単に「本発明の製造方法」ともいう。

＜連結工程＞
本発明の製造方法における連結工程について説明する。
本発明の製造方法において連結工程は、前記連結部用繊維織物および複数の前記翼部用繊維織物を用意し、前記連結部用繊維織物によって、複数の前記翼部用繊維織物を連結して織物連結体を得る工程である。
以下に、本発明の製造方法によって、本発明の動翼用複合部材を得る場合の連結工程と、本発明の静翼用複合部材を得る場合の連結工程とについて、各々説明する。

本発明の動翼用複合部材を得る場合における連結工程について、図を用いて具体的に説明する。
図２（ａ）および（ｂ）は、翼部およびダブテール部になるセラミックス繊維織物２３と、プラットフォーム部になるセラミックス繊維織物２５とが繋がっている一体三又繊維織物２１を表した図であり、図２（ａ）が概略側面図であり、図２（ｂ）は図２（ａ）におけるＡ−Ａ線断面図である。

このような一体三又繊維織物２１を得た後、図３（ａ）に示すように、翼部およびダブテール部になるセラミックス繊維織物２３に対して、プラットフォーム部になるセラミックス繊維織物２５を所望の角度（タービン動翼の場合は略９０度）をなすように折り曲げる。そして、２つのプラットフォーム部になる繊維織物２５が重なった部分２５１を別の繊維束を用いて縫い合わせることが好ましい。得られる翼部用繊維織物の強度がより高まるからである。
このようにして図３（ｂ）に示すような態様の翼部用繊維織物２７を得る。

上記のようにして、図３（ｂ）に示すような態様の翼部用繊維織物２７を複数得た後、図４、図５、図６および図７に示すようにして翼部用繊維織物２７とチップシュラウド部を構成することになる連結部用繊維織物３１とを連結する。なお、連結部用繊維織物は概ね矩形の繊維織物であり、翼部用繊維織物２７の一方端部を通過させることができる貫通孔を２つ形成してなる。貫通孔は機械加工等の従来公知の方法で形成することができる。

連結部用繊維織物３１は、２つの貫通孔３１１、３１２を有しており、この貫通孔に翼部用繊維織物２７の一方端部を通過させる。図５に示すように２つの翼部用繊維織物２７ａ、２７ｂの各々について、その一方端部を２つの貫通孔３１１、３１２へ通過させた後、図６に示すように、その通過した部分が後に連結部となるように折り曲げる操作を行う。
そして、図６に示すように必要に応じて他の部品３１５を付けて、図７に示すような織物連結体３８を得ることができる。

次に、本発明の静翼用複合部材を得る場合における連結工程について、図を用いて具体的に説明する。
図８は、翼部を構成することになる４つの翼部用繊維織物４７ａ、４７ｂ、４７ｃ、４７ｄと、アウタバンド部を構成することになる連結部用繊維織物５１と、インナバンド部を構成することになる連結部用繊維織物５３とを表す概略斜視図である。

アウタバンド部を構成することになる連結部用繊維織物５１およびインナバンド部を構成することになる連結部用繊維織物５３は、概ね矩形の繊維織物であり、後述するように翼部用繊維織物４７ａ、４７ｂ、４７ｃ、４７ｄの各々における端部を通過させることができる貫通孔を４つ形成してなる。貫通孔は機械加工等の従来公知の方法で形成することができる。

複数の翼部用繊維織物４７を用意し、図９に示すようにして翼部用繊維織物４７と連結部用繊維織物５１、５３とを連結する。
ここで連結部用繊維織物５１、５３は、各々４つの貫通孔５１１、５１２、５１３、５１４および５３１、５３２、５３３、５３４を有しており、この貫通孔に翼部用繊維織物４７の端部を通過させる。図１０に示すように４つの翼部用繊維織物４７ａ、４７ｂ、４７ｃ、４７ｄの各々について、その端部を４つの貫通孔へ通過させた後、図１０に示すように、その通過した部分が後に連結部となるように折り曲げる操作を行う。そして、図１０および図１１に示すように、必要に応じて他の部品５１６、５１７および５３６、５３７を付けて、図１２に示す織物連結体５８を得ることができる。

上記のような翼部用繊維織物および連結部用繊維織物は例えば従来公知の方法で製造することができるが、３次元構造を備えるものであることが好ましい。３次元構造の繊維織物は、例えば、セラミックス繊維を数百〜数千本程度束ねて繊維束とした後、この繊維束をＸＹＺ方向に織ることによって得られる。具体的には、例えば、繊維束をＸ方向およびそれに垂直なＹ方向に配置してなる層を複数枚得た後、各層を重ね、その厚み方向（Ｚ方向）に別の繊維束によって縫うことで、３次元構造の繊維織物を得ることができる。その後、必要に応じて加工することで所望の形の翼部用繊維織物および連結部用繊維織物を得ることができる。
なお、翼部用繊維織物および連結部用繊維織物は、３次元構造を備えるものでなくてもよいし、部分的に３次元構造を備えるものであってもよい。

また、翼部用繊維織物および連結部用繊維織物を構成するセラミックス繊維の材質や太さ等は特に限定されない。例えばＳｉＣ、Ｃ、Ｓｉ₃Ｎ₄、Ａｌ₂Ｏ₃、ＢＮなどからなるセラミックス繊維を用いることができる。また、セラミックス繊維の太さは従来公知のセラミックス繊維と同様であってよく、例えば数μｍ〜数十μｍ程度であってよい。

＜成形工程＞
本発明の製造方法における成形工程について説明する。
本発明の製造方法において成形工程は、前記織物連結体を型に組み付けて一体に成形して成形体を得る工程である。

成形工程では、上記の連結工程によって得られた織物連結体を型に組みつけて一体に成形する。例えば６分割程度の型に織物連結体を組み付けて成形する。型は内部形状が、求める成形体の形状となっており、織物連結体を型に沿って変形させて組み付けることで、型の内部で織物連結体を一体に成形することができる。

＜含浸工程＞
次に、本発明の製造方法における含浸結工程について説明する。
本発明の製造方法において含浸工程は、前記成形体にマトリックスを含浸する工程である。
含浸工程では、上記のようにして得た成形体に気体からの化学反応や固体粉末をスラリー状にして流し込み焼結させる等の方法でセラミックスマトリックスを形成する。
例えば、型の内部で一体となった前記成形体をチャンバーの中で原料ガスに曝して化学反応によって前記成形体の表面にマトリックスを析出させる方法や、一体となった前記成形体に原料粉末固体をスラリー状にして含浸し、焼結する方法が挙げられる。
このようにして本発明のセラミックス基複合材料を得ることができる。

１本発明の動翼用複合部材
２ａ、２ｂ翼部
３ａ、３ｂプラットフォーム部
４ａ、４ｂダブテール部
５チップシュラウド部
１１本発明の静翼用複合部材
１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ翼部
１５アウタバンド部
１６インナバンド部
２１一体三又織物
２３翼部およびダブテール部になるセラミックス繊維織物
２５プラットフォーム部になるセラミックス繊維織物
２７ａ、２７ｂ翼部用繊維織物
２５１プラットフォーム部になる繊維織物の一部分
３１連結部用繊維織物
３１１、３１２貫通孔
３１５部品
３８織物連結体
４７ａ、４７ｂ、４７ｃ、４７ｄ翼部用繊維織物
５１、５３連結部用繊維織物
５１１、５１２、５１３、５１４、５３１、５３２、５３３、５３４貫通孔
５１６、５１７、５３６、５３７部品
５８織物連結体
７０タービン動翼
７２翼部
７４プラットフォーム部
７６ダブテール部
７８チップシュラウド部
８０連翼構造のタービン動翼
８２翼部
８４プラットフォーム部
８６ダブテール部
８８チップシュラウド部
９０タービン静翼
９２ａ、９２ｂ、９２ｃ、９２ｄ翼部
９４アウタバンド部
９６インナバンド部

Claims

タービン動翼として用いる連翼構造のセラミックス基複合部材の製造方法であって、
チップシュラウド部となるセラミックス繊維織物であり、２以上の貫通孔を有する連結部用繊維織物、ならびに、翼部およびダブテール部となるセラミックス繊維織物とプラットフォーム部となるセラミックス繊維織物とが繋がっている一体三又繊維織物である複数の翼部用繊維織物を用意し、前記一体三又繊維織物について、前記翼部および前記ダブテール部になる前記セラミックス繊維織物に対して、前記プラットフォーム部になる前記セラミックス繊維織物を折り曲げ、前記翼部の前縁側と後縁側において重なった２つの部分を縫い合わせ、また、前記翼部の端部を前記貫通孔に通過させ、その通過した部分を前記チップシュラウド部の少なくとも一部となるように折り曲げて複数の前記翼部用繊維織物を連結して織物連結体を得る連結工程と、
前記織物連結体を型に組み付けて一体に成形して成形体を得る成形工程と、
前記成形体にマトリックスを含浸する含浸工程と
を備える、セラミックス基複合部材の製造方法。