JP6315553B2 - タービンエアフォイル用鋳込冷却構造 - Google Patents

Description

本発明は、金属又は合金の製造物の鋳造に関するものであり、特に、セラミックコアを作製し、一体型セラミックモールド又はモールド部を協働させる方法に関するものであり、これらに限定されるものではないが、鋳込(cast-in)冷却構造を有するタービンブレードの鋳造と、外側鋳造壁の厚さ制御の向上とに役立つ。

エアフォイルの内部冷却効果を向上させることにより、エンジンの推進力を高めて、十分なエアフォイルの使用寿命をもたらすことができる複雑な空気冷却用チャンネルを含んだ先進的な複数壁・薄壁タービンエアフォイル(例えばタービンブレード又はベーン)が、多くのガスタービンエンジンの製造者に評価されている。しかしながら、先進的な高推力航空エンジンの冷却機構は複雑で、複数の薄い壁を必要とし、その冷却構造(cooling features)は非平面的である。これらの先進的冷却機構(advanced cooling schemes)を画定するセラミックコアは、これまで、セラミック化合物をスチールツールの中に強制挿入することにより形成されていたが、コアが複雑であるため、ツールの設計／製作の能力により制限される。複雑な先進的冷却機構のツール構成では、焼成後に複数のセラミックコアピースの組立てが必要となる場合が多い。この組立ては、専門的な技能を必要とし、組み立てられたコア部材間に不整合があると寸法変動が生じる。その一方で、焼成されたコアは脆いため、取扱時に破損し易くスクラップ率が高い。また、先進的冷却機構は、引き続いてなされる鋳造工程において、コアアセンブリ又は複数のコアピースの組立と配置を可能にすることを考慮する必要がある。

コアの形状によっては、共通平面で作用しない構造を画定するのに複数の消失性コアインサート(fugitive core inserts)の形成を必要とするものがある。このような構造として、（１）複数のスキンコアセグメント、（２）後縁構造(trailing edge features)(例えば、ペデスタル及び出口)、（３）前縁構造(leading edge features)(例えば、クロスオーバ)及び（４）エアフォイルの長さ全体に亘って屈曲する構造、が挙げられる。複数の消失性インサートを形成し、形成されたインサートをコアダイの中で組み立てることは、コアアセンブリの場合と同様の問題が生じる。インサートをコアダイの中に装入したとき、個々のインサートの寸法ばらつき又はコアダイでの位置特定精度の悪さにより、インサート間の密着が確実に得られる訳ではない。その後、セラミックコア材料をモールディングすると、２つの消失性インサートセグメントの結合部に、ばり(flash)が生じることがある。ばりの発生は、セラミックコアモールディングに共通しており、ばりの除去は標準の処理工程の一部として行われるが、消失性インサートの周囲又は間に生じるばりは、目に見えない内部キャビティの中にあるか、又は複雑な外観の一部として存在するので、検査で見つけ、除去することが困難である。焼成されたセラミックコアにこのようなばりが残っていると、鋳造されたブレード又はベーンにおける空気流れが変化する。

米国特許第５,２９５,５３０号及び第５,５４５,００３号は、複数壁・薄壁を有し、複雑な空気冷却チャンネルを備える先進型タービンブレード又はベーン構造を開示している。

米国特許第５,２９５,５３０号において、複数壁コアアセンブリは、第１の薄肉壁セラミックコアをワックス又はプラスチックでコーティングすることによって作製される。第２の同様なセラミックコアは、仮の位置決めピンを用いて、コーティングされた第１のセラミックコアの上に配置される。セラミックコアを通るドリル孔が開設される。位置決めロッドが各々のドリル孔の中へ挿入される。次に、第２のコアはワックス又はプラスチックでコーティングされる。この順序は、必要に応じて繰り返して行われ、複数壁のセラミックコアアセンブリが構築される。

このコアアセンブリの製造手順はかなり複雑であり、複数の連結ロッドを使用し、コアの中に連結ロッドを収容するドリル孔を設ける必要があるため、時間も費用もかかる。さらに、このコアアセンブリの場合、寸法精度や繰返し使用性(repeatability)が低下し、ひいては、かかるコアアセンブリを用いて製造されるエアフォイル鋳造品の寸法精度も低下する。

米国特許第６,６２６,２３０号は、複数の消失性(例えば、ワックス)の薄壁パターン要素を一体物として成形し、或いは、個々の要素を形成した後に接着剤で接合し、一体物コアをモールディングするためのセラミックコアダイの中に配置して、パターンアセンブリを形成することを開示している。

米国特許第７,２５８,１５６号は、翼後縁の冷却流路出口又は包旋状(convoluted)エアフォイルの鋳込冷却構造を形成するために用いられるセラミックコアと耐火金属コアとを開示しており、コアが取り外されて、内部冷却構造が画定される。

本願と譲受人が同じであり、２０１１年５月１０日に出願された同時継続中の米国出願第１３／０６８,４１３号には、複数壁セラミックコアを作製する方法が記載されており、少なくとも一つの消失性コアインサートが予め形成され、次に、少なくとももう一つの消失性コアインサートが、その位置で、予め形成されたコアインサートと結合するように形成され、複雑なコアが形成される。そのコアは、一旦コアが形成されると、容易に点検又は修理できない内壁を備えている。

本発明は、これに限定されないが、複雑な鋳込(cast-in)内部及び／又は外部冷却構造を含む先進的タービンエアフォイルを鋳造する(例えば、ガスタービンブレードやベーンを鋳造する)ためのモールドを作製するのに有用な方法を提供するものであり、当該冷却構造は、動作中、ガスタービンの熱い気流中におけるエアフォイルの冷却効率を向上させる。

説明される方法は、コアと、一体型の協働モールド壁の少なくとも一部を形成するようにして、少なくとも一つの消失性インサートをセラミック材料に組み込む工程を含む。コアは、鋳造製品に与えられる内部構造を画定し、モールド壁の少なくとも一部は、鋳造製品に与えられる外側構造を画定する内側表面を有する。当該方法は、消失性インサートを選択的に取り外す工程と、溶融金属又は合金を受け入れるモールドに、コアと一体型の協働モールド壁の少なくとも一部とを組み込む工程と、を含む。コアは、鋳造製品に与えられる内部構造を画定し、モールド壁の少なくとも一部は、鋳造製品に与えられる外側構造を画定する内側表面を有する。モールド内にて溶融金属又は合金が凝固することで、鋳造製品の鋳込内部構造と外部構造とがもたらされる。

本発明は、一体型の協働モールド壁の一部だけと共にコアを形成するように実施されてよい。モールド壁の欠落している部分は、その後、従来のシェルインベストメントモールド工程によって形成されてよく、コアの周囲に完全なモールドシェルがもたらされる。或いは、本発明は、タービンエアフォイル又は他の製品を鋳造するために、第１ダイ内にて、１つの工程で、セラミックコアや略完全な一体型の協働セラミックモールドを形成するように実施されてよい。

本発明を実施してタービンエアフォイルを鋳造する場合、幾つかのコア表面が、鋳込内部冷却構造、例えば、タービュレータを伴う内部冷却空気流路等を形成して冷却効果を向上させる一方で、溶融金属又は合金が凝固すると、一体型の協働モールド壁の内側表面は、隣接する外側エアフォイル面を貫通する鋳込外側冷却空気放出孔と、鋳込外側表面上の構造とを形成し、当該構造は、空気抵抗を減らし、又は接着コーティングを助ける構造等として性能を向上させる。

本発明の実施が有利な点は、フィルム冷却空気放出孔、及び／又は、空気抵抗を減少、又は接着コーティングを助ける構造が、ドリル等の鋳造後の機械的な操作では不可能な配置及び／又は方向で、冷却効率を高める形状とテーパーと共に、外側エアフォイル面に鋳込みすることができ、また、外側及び内側鋳造壁の厚さ制御が向上することにある。更に、コアと協働するモールド壁の熱拡張特性は、少なくとも局所的な領域で一致しており、モールド内で全体又は局所的に、所望の熱及び／又は機械的な特性を提供するように、等軸鋳造における熱間割れ(hot tearing)、ＤＳ/ＳＣ鋳造における局所的な再結晶化を低減するように、及び/又は、局所的な粒径制御を提供するように調整することができる。更に、本発明の幾つかの実施形態を実施することで、モールドを形成するために必要な従来のインベストメントシェル法の工程が減らされ、又は省かれる。

本発明の他の利点は、以下の詳細な説明及び図面から、より簡単に明らかとなるであろう。

図１は、鋳込冷却空気放出孔のパターンを有する鋳造金属又は合金タービンブレードの斜視図であって、鋳込冷却空気放出孔は、外側エアフォイル表面を貫通して、図２に示される内部鋳込冷却空気流路と連通している。 図２は、図１のタービンブレードの垂直なスタッキング軸(stacking axis)に垂直な平面に沿って破断した、金属又は合金タービンブレードの断面図であって、コアが除去されて形成される内部鋳込冷却空気流路に連通した鋳込冷却空気放出孔を示している。 図３は、第１モールディングダイ中にある一時的(消失性)インサートの断面図であって、セラミック材料が第１型モールディングダイにインジェクション又はトランスファーモールドされて、一時的(消失性)インサートは、インサートを除去した後において鋳造に役立つセラミック構成物に組み込まれる。 図３Ａは、図３の領域Ａの拡大図である。 図３Ｂは、図３の領域Ｂの拡大図である。 図４は、セラミックコア及び一体型協働モールド壁が形成された後における一時的(消失性)インサートの断面図である。 図５は、セラミックコア及び一体型協働モールド壁が形成された後であって、完全なモールドシェルを提供するようにモールドシェルがコア領域の周囲を囲んだ後における一時的(消失性)インサートの断面図である。 図６Ａ乃至図６Ｅは、本発明の例示の実施形態に従って形成できる様々なタイプの冷却空気孔の構成を示している。 図７は、第１モールディングダイにある一時的(消失性)インサートの断面図であって、第１モールディングダイは、セラミック材料がインジェクション又はトランスファーモールドされると、インサートの周りにほぼ完全なモールドシェルとコアとを形成するように設計されている。

航空機及び／又は産業用ガスタービンエンジン用エアフォイル冷却空気の構成を最も効率的にするためには、特に高圧タービンブレード及びベーン(以後、タービンエアフォイル)、空気冷却流路等の内部冷却構造、支持柱(support pedestals)などに加えて、フィルム冷却空気排出孔等の外側冷却構造、冷却向上タービュレータ(cooling-enhancing turbulators)等は、冷却空気を正確に区分けして誘導して、冷却空気の圧力を制御し、ブレード又はベーンの最も必要とされる領域へと導かれるようにする必要がある。本発明を実施することで、複雑な鋳込内部及び外部冷却構造を有した複雑な形状のエアフォイルの製造と、外側鋳造壁の厚さの制御を向上させることとが可能となる。

本発明は、以下に記載されているように、複雑な鋳込内部及び外部冷却空気構造を含む先進的タービンエアフォイルの鋳造(例えば、ガスタービンブレードやベーンの鋳造)に関しており、ガスタービンの熱気流中における動作中のエアフォイル冷却効率を向上するものである。しかしながら、本発明は、タービンエアフォイルに限定されるものではなく、特定のデザイン仕様に従って複雑な鋳込内部及び／又は外部構造を含むその他の鋳造物の製造にも実施されてよい。

図１及び図２を参照すると、鋳造ガスタービンブレード(10)が示されており、このガスタービンブレードは、エアフォイル領域(10a)と、ルート領域(10b)と、エアフォイル領域とルート領域の間にあるプラットフォーム領域(10c)とを備えている。エアフォイル領域(10a)は、外側エアフォイル表面に繋がる鋳込冷却空気放出孔(20)のパターンを有しており、鋳込冷却空気放出孔(20)は、冷却空気を受け入れる主冷却空気流路(23)に至っており、それらと連通している鋳込内部冷却空気流路(22)と繋がっている。鋳込冷却空気放出孔(20)と空気冷却流路(22)(23)の特定の空間配置と数は、説明目的のためだけに図示されている。当該空間配置と数とは、特定のタービンエアフォイルのデザインの各々はこの点に関して異なり得るから、限定されない。

ガスタービンブレード(又はベーン)(10)は、従来のニッケルベース超合金、コバルト超合金、チタン、チタン合金、及び、金属間材料(intermetallic materials)を含む他の適切な金属又は合金を用いて鋳造できる。本発明の実施は、如何なる特定の金属又は合金に限定されるものではない。更に、タービンブレード(又はベーン)は、従来の鋳造プロセスとは異なる方法を用いて鋳造されてよい。従来の鋳造方法としては、等軸粒(equiaxed grain)タービンブレード又はベーンを作製する等軸鋳造プロセス、柱状粒タービンブレード又はベーンを作製する方向性凝固(directional solidification)鋳造プロセス、及び単結晶タービンブレード又はベーンを作製する単結晶鋳造プロセスが挙げられるが、これらに限定されない。本発明の実施は、如何なる特定の鋳造プロセスに限定されない。

図３、図４及び図５を参照すると、本発明に基づいた方法の実施形態が示されているが、説明のためであって、これらに限定されるものではない。この実施形態では、予め形成された一時的(消失性)インサート(50)が、図３に最も良く示されているように、コアモールディングダイＤ中に配置されている。図３では、消失性インサート(50)は、内部インサート主キャビティ(51)と内部インサート流路(53)とを含んでおり、内部インサート流路(53)は、関連するモールド壁形成キャビティ(55a)(55b)と連通している。これらキャビティ(55a)(55b)は、インサートの表面とモールディングダイＤの内面の凹部とが協働することによって図示の如く形成されている。その後、キャビティ(51)、流路(53)、及びキャビティ(55a)(55b)は、適切なセラミック材料のインジェクション若しくはトランスファモールディングによって、又は、流込み(pouring)によって、セラミック材料で満たされる。予め形成された消失性インサート(50)は、一体としてモールドされてよく、又は、２回以上の注入によってオーバーモールドされてよく、或いは、複数のインジェクションモールドされたピース又はインジェクションモールドされた部分的なピースが、互いに組み合わされてもよい。複数ピースの消失性インサートを提供するオーバーモールディングは、出願中の米国特許出願第１３／０６８,４１３号に記載されており、その開示内容は、引用を以て、本明細書の一部となる。

更に、消失性インサート(50)は、図３及び図４において、便宜上、単一のピースとして示されているが、消失性インサート(50)は、予め形成された複数のインサート構成要素又はピースを含んでよく、それらは、個々にモールドされ、組み立てられて、モールディングダイＤ中に設けられる。予め形成された複数のインサート構成要素又はピースは、適切な関係で互いに組み合わされる。これには、接着剤、構成要素間の連結(interlocking)、及び／又は、オーバーモールディングが用いられて、最終的な所望の消失性インサートの構成が集合的に形成される。

一体型又はマルチピース型に拘わらず、消失性インサート(50)は、消失性材料でモールドされて、当該消失性材料は、インジェクション若しくはトランスファモールディング、又は流込みによって、熱可塑性又は熱硬化性結合剤を用いてセラミックコアを形成するために通常用いられる温度条件に耐えることができる。この温度は、１００から４００°Ｆの範囲である。説明のためであり、これらに限定されるものではないが、消失性インサート(50)は、可溶性樹脂又は高温液晶ポリマーから作られてよく、それらは、水又は他の液体、例えば、アルコール、弱酸又は強酸、ケトン(keytones)及びミネラルスピリット等に対して、可溶である。

図３には、コアモールディングダイＤ中に設けられた消失性インサート(50)を示しており、図３Ａ及び図３Ｂは夫々、図３の領域Ａ及び領域Ｂの拡大図である。消失性インサート(50)は、モールディングダイのキャビティ内において、適切な関係で配置される。これは、インサート(50)自体にモールドされた(molded-on)表面構造を用いて、及び／又は、位置決めピン(図示せず)、さもなくば、止めピン又は中子押え(chaplets)として知られているその他のものを用いることによってなされる。セラミック材料は、モールディングダイに導入されて、キャビティ(51)、流路(53)、及びモールド壁形成キャビティ(55)に充填され、そして、しばらくの間硬化及び／又は凝固して、硬いセラミック状態に至る。この目的を達成するために、例示であって、これらに限定されるものではないが、セラミック材料は、シリカベース、アルミナベース、ジルコンベース、ジルコニアベース、イットリアベース、エルビアベース若しくはその他の適切なコアセラミック材料であって、熱可塑性物質又は熱硬化性結合剤を含んでおり、当業者に周知のスラリー混合物中のコアセラミック材料であってよい。適切なセラミックコア材料は、米国特許第５,３９４,９３２号に記載されており、当該特許は、引用を以て、本明細書の一部となる。周知のように、コア材料は、その周囲に形成された鋳造タービンエアフォイルから化学的に溶出できる(chemically leachable)ように選択される。セラミック材料は、インジェクション若しくはトランスファーモールディング、又は流込みするために、最初は流体(例えば、セラミックスラリー)とされて、モールディングダイにて硬化状態へと硬化及び/又は凝固する。

図４は、セラミックコア(100)と、消失性インサート(50)に形成された一体型協働モールド壁部(102a)(102b)とを示しており、セラミック材料で、インサートキャビティ(51)、流路(53)、及びキャビティ(55a)(55b)を満たし、その後、モールディングダイＤからアセンブリを取り除いた結果である。本発明のこの実施形態では、モールド壁の一部(102a)だけが、図３に示した前工程において、消失性インサート(50)の周りに形成されることは明らかである。ある処理シーケンスによれば、消失性インサート(50)が、コア(100)及びモールド壁部(102a)(102b)から選択的に取り除かれて、それらは次に、本明細書に記載された高温で焼成されて、更なる処理にて望まれるコア／壁部の強度を作り出す。ワックス又はプラスチック等の第２の消失性パターンが、焼成されたコア(100)及びモールド壁部(102a)(102b)に形成されて、パターンアセンブリがもたらされる。例えば、一体型モールド壁部(102a)(102b)を伴った焼成コア(100)は、パターンインジェクションダイ中に配置されて、所望の消失性パターンが、焼成コア(100)と一体型モールド壁部(102a)(102b)に形成される。結果として生じるパターンアセンブリは、図４に示されるアセンブリと似ており、消失性インサート(50)と置き換わる第２パターンを伴っている。このため、参照符号Ｐが、図４中のコアインサートの参照符号(50)の直下に示されている。第２パターンの使用は、コア形状の複雑さによって消失性インサート(50)に設けることができない、タービンブレードパターンのその他のセクションライン又は平面にて、更なるパターンのルート、プラットフォーム又はエアフォイル構造を含めることができる利点を有しており、さらに、インサート材料よりも容易に除去できるパターン材料を選択及び使用することができる。それにより、最終モールド／コアからのパターンの選択的な除去が、コアインサート材料よりも容易且つ完全に行える。パターンアセンブリは、次に、モールドに組み込まれて、その後、パターンが取り除かれて、図５にてモールドＭと一体型コア(100)として示されているタイプの内部一体型コアを伴うモールドが得られる。

この処理シーケンスでは、消失性インサート(50)又は第２パターンＰは、選択的に除去することができる。これは、インサート又はパターンが可溶性材料である場合には溶解によって、インサート又はパターンが熱分解可能な材料である場合には熱分解によって、或いは、選択されているインサート材料に適切な他の手段によってなされる。

幾つかのコア形状によってのみ可能であろう、より直接的な別の処理シーケンスによれば、図４のコア(100)と消失性インサート(50)上の一体型モールド壁部(102a)(102b)とが、モールドＭに直接的に組み込まれ、その後、消失性インサート(50)が取り除かれて、図５の内部コアＣを伴ったモールドＭが得られる。次に、モールドと一体型コアが、本明細書に記載されているように高温で焼成されて、コアインサート(50)が除去されると共に、溶融金属又は合金の鋳造に望まれるコア／壁部の強度が生じる。この処理シーケンスは、２段落前で説明したような第２パターンＰを形成する工程を省いている。

これらの処理シーケンスでは、欠けているモールドシェル壁が、更に次の処理工程で形成される。当該処理工程では、追加のセラミック材料が、焼成コア(100)及び一体型モールド壁部(102a)(102b)の領域の周囲を(第１処理シーケンス)、又は、焼成されていないコア(100)と消失性インサート(50)上のモールド壁部(102a)(102b)との周囲を(第２処理シーケンス)覆うか、さもなくば成形される。ここで、完全なモールドシェルＭ(つまり、モールド壁の残余)を形成するようにして、図５に示すモールドシェル(102a)は避けられている。この囲み工程(investing step)において、モールド壁部(102b)は、モールドシェルＭと連結して、適切な位置にコア(100)を固定する。モールドシェルＭは、従来のインベストシェルモールディング処理に従って処理することによって与えられる。これは、所望のモールド壁厚のモールドシェルＭが形成されるまで、セラミックスラリー中に繰り返し浸し、過剰なスラリーを抜き、粗粒セラミックスタッコ粒子を塗ることで行われる。

或いは、図７を参照すると、本発明は、タービンエアフォイル又は他の製造物を鋳造するための、コア(100')とほぼ完全なモールドシェルＭ'とを、１つの工程で形成するように実施されてよい。この実施形態は、図７に図示されており、コア(100')とモールドシェルＭ'は、モールディングダイＤ'中に形成されている。図７において、先の図と同様の構成は、プライム付きの同様の参照符号によって表されている。本発明の本実施形態は、コア周辺のモールドシェルを完成するために上述したインベストメントシェル操作をする必要性を大幅に減らすか、省いている。

本発明は、図６Ａ、図６Ｂ、図６Ｃ、図６Ｄ及び図６Ｅに示されている様な、様々なタイプの鋳込冷却空気流路／放出孔の形状を形成できる。これらの図面には、外側放出孔(20)を有しており、平角な(straight angled)冷却流路(22)と、外側放出孔(20)を有しており、端部が広がった(end-flared)冷却流路(22)と、外側放出孔(20)を有しており、屈曲した冷却流路(22)と、外側放出孔(20)を有しており、収束型(converging)(例えば、収束する円錐形(focusing conical))冷却流路(22)と、外側放出孔(20)を有しており、広がる(広がる円錐形(diverging conical))冷却流路(22)が示されており、夫々、このために適切に形作られた消失性インサート(50)を用いて形成できる。これらの鋳込冷却孔の形状は、説明のために提案されており、これらに限定されるものではない。また、本発明を実施することにより、その他の形状が形成されてよい。

図５に戻って参照すると、図示されているアセンブリに、焼結などの適切な高温の焼成処理が施されて、鋳造に望まれる強度が、モールドシェルＭ、モールド壁部(102a)(102b)、及びコア(100)に与えられてよい。タービンブレード(10)の鋳造では、従来の鋳造技術を用いて、溶融超合金が、モールド壁(102)／モールドシェルＭとセラミックコア(100)との間に画定されたモールドキャビティＭＣに導入される。例えば、溶融超合金は、注入カップ(図示せず)に流し込まれて、湯口(down sprue)(図示せず)を通って、モールドキャビティに自重で供給されてよい。溶融超合金は、等軸粒タービンブレードを作製する手法で凝固され、柱状粒タービンブレードを形成するように方向性凝固され、又は単結晶タービンブレード鋳造で凝固されてよい。モールド壁(102)／モールドシェルＭは、機械的ノックアウト操作と、それに続く１又は複数の周知の化学溶出手法又は機械的なグリットブラスト手法を用いて、凝固した鋳造タービンブレードから除去される。化学溶出又は他の従来のコア除去技術により、コア(100)は、凝固した鋳造タービンブレードから選択的に除去され、図示された鋳造空気冷却孔と流路を有する図１のタービンブレードが得られる。コア(100)は、冷却流路(22)(23)等の内部冷却構造体を形成して、モールド壁部(102a)(102b)の内側表面が、隣接する外部エアフォイル表面を貫通する外部冷却孔(20)等の外部構造体を形成する。

本発明は、共通平面で作用しない構造を必要とするコア／モールド壁形状を形成することができ、当該構造には、（１）複数のスキンコアセグメントと、（２）後縁構造(例えば、ペデスタル及び出口)と、（３）前縁構造(例えば、クロスオーバ)と、（４）エアフォイルの長さ全体に亘って湾曲する構造とが含まれる。予め形成された１つの消失性インサート(50)が、上述のようにオーバーモールドされたが、本発明の実施において、予め形成される任意の数の消失性インサートが、予め形成されて、組み立てられ、図３に示すようにセラミック材料と共にオーバーモールドされてよい。

本発明の実施が有利な点は、フィルム冷却孔及び／又は冷却向上タービュレータなどの、複雑な外側冷却構造が、ドリル等の鋳造後の機械的な操作では不可能な配置及び／又は方向で、冷却効率を高める形状とテーパーと共に、外側エアフォイル表面に鋳込みされ、また、外側及び内側鋳造壁の厚さ制御が向上することにある。更に、その後のコアのピン止め又は位置決めの必要が減少又は省かれる。コアは、内部ブレード構造を形成するだけでなく、外側シェルモールドの少なくとも一部を形成し、当該外側シェルモールドは、シェルモールドに対してコアを更に正確に配置する。コアと協働するモールド壁の熱拡張特性は、少なくとも局所的な領域で一致しており、モールド内で全体又は局所的に、所望の熱及び／又は機械的な特性を提供するように、等軸鋳造における熱間割れ、ＤＳ/ＳＣ鋳造における局所的な再結晶化を低減するように、及び/又は、局所的な粒径制御を提供するように調整されてよい。さらに、網状の発泡体フィルタ(foam filter)又は格子状フィルタ等の溶融金属又は合金用フィルタが、図５のアセンブリに繋がる下方の湯口にモールドされて、モールドキャビティに運ばれる溶融金属又は合金の清浄度を向上させてよい。

当該分野の当業者であれば、添付の特許請求の範囲に規制される発明の精神及び範囲から逸脱することなく、本発明の実施形態において、様々な改良及び変更を加えることができることは、明らかであろう。

Claims (44)

1. 金属又は合金製品を鋳造するためのモールドを作製する方法において、
   コアと一体型協働モールド壁の少なくとも一部とを形成するように、少なくとも一つの消失性インサートをセラミック材料に組み込む工程であって、前記コアは、鋳造品に与えられる内部構造を画定し、前記モールド壁の少なくとも一部は、前記鋳造品に与えられる外側構造を画定する内側表面を有する工程と、
   前記消失性インサートを選択的に除去する工程と、
   溶融金属又は合金を受けるモールドに、前記コアと前記モールド壁の少なくとも一部とを組み込む工程と、
   を含む方法。
2. 前記消失性インサートをモールディングキャビティに配置して、且つ、前記モールディングキャビティに前記セラミック材料をインジェクション若しくはトランスファーモールドすること、又は、流し込むことによって、前記消失性インサートは、前記セラミック材料に組み込まれる、請求項１に記載の方法。
3. 前記コア及び前記一体型協働モールド壁の少なくとも一部が、前記モールドに組み込まれる前に、前記消失性インサートが除去される、請求項１に記載の方法。
4. 前記消失性インサートが、前記コア及び前記一体型協働モールド壁の少なくとも一部から除去されて、第２消失パターンが、前記コア及び前記一体型協働モールド壁の少なくとも一部に形成されてパターンアセンブリを提供し、前記パターンアセンブリは、前記モールドに組み込まれて、続いて前記第２消失パターンが除去される、請求項３に記載の方法。
5. 前記コア及び前記一体型協働モールド壁の少なくとも一部が、前記モールドに組み込まれた後に、前記消失性インサートが除去される、請求項１に記載の方法。
6. 前記消失性インサートにある前記コアと前記一体型協働モールド壁の少なくとも一部とが、前記モールドに組み込まれて、続いて前記消失性インサートが除去される、請求項５に記載の方法。
7. 前記少なくとも一つの消失性インサートは、可溶性材料を含む、請求項１に記載の方法。
8. 前記少なくとも一つの消失性インサートは、溶解によって選択的に除去される、請求項３に記載の方法。
9. 前記少なくとも一つの消失性インサートは、熱分解性材料を含む、請求項１に記載の方法。
10. 前記少なくとも一つの消失性インサートは、加熱によって選択的に除去される、請求項９に記載の方法。
11. 前記少なくとも一つの消失性インサートは、樹脂又は液晶ポリマーを含む、請求項１に記載の方法。
12. ２以上の消失性インサート又は部分的な消失性インサートが組み合わされて、前記セラミック材料に組み込まれる、請求項１に記載の方法。
13. 前記モールド壁の一部だけが、前記コアと一体に形成される、請求項１に記載の方法。
14. 前記コアの周辺に前記モールド壁の残部を形成するようにして、前記コアと前記一体型協働モールド壁の少なくとも一部の周辺をセラミック材料で覆う工程を更に含む、請求項１３に記載の方法。
15. 金属又は合金製タービンエアフォイルを鋳造する方法において、
    コアと一体型協働モールド壁の少なくとも一部とを形成するように、少なくとも一つの消失性インサートをセラミック材料に組み込む工程であって、前記コアは、鋳造されるエアフォイルに与えられる内部冷却構造を画定し、前記モールド壁の少なくとも一部は、前記鋳造されるエアフォイルに与えられる外側冷却構造を画定する内側表面を有する工程と、
    前記消失性インサートを選択的に取り除く工程と、
    前記コアと前記一体型協働モールド壁の少なくとも一部とをモールドに組み込む工程と、
    前記コアの周囲で前記モールド内の溶融金属又は合金を凝固させる工程と、
    を含む方法。
16. 前記コア及び前記一体型協働モールド壁の少なくとも一部が、前記モールドに組み込まれる前に、前記消失性インサートが除去される、請求項１５に記載の方法。
17. 前記コア及び前記一体型協働モールド壁の少なくとも一部が、前記モールドに組み込まれた後に、前記消失性インサートは除去される、請求項１５に記載の方法。
18. 前記消失性インサートをモールディングキャビティに配置して、且つ、前記モールディングキャビティに前記セラミック材料をインジェクション若しくはトランスファーモールドすること、又は、流し込むことによって、前記消失性インサートは、前記セラミック材料に組み込まれる、請求項１５に記載の方法。
19. 前記少なくとも一つの消失性インサートはモールドされる、請求項１５に記載の方法。
20. 前記少なくとも一つの消失性インサートは、可溶性材料を含む、請求項１５に記載の方法。
21. 前記少なくとも一つの消失性インサートは、溶解によって選択的に除去される、請求項１５に記載の方法。
22. 前記少なくとも一つの消失性インサートは、熱分解性材料を含む、請求項１５に記載の方法。
23. 前記少なくとも一つの消失性インサートは、加熱によって選択的に除去される、請求項１５に記載の方法。
24. 前記少なくとも一つの消失性インサートは、樹脂又は液晶ポリマーを含む、請求項１５に記載の方法。
25. ２以上の消失性インサート又は部分的な消失性インサートが、前記セラミック材料内に集積され、組み込まれる、請求項１５に記載の方法。
26. 前記外側冷却構造は、外側冷却空気流路を含む、請求項１５に記載の方法。
27. 前記冷却空気流路は、収束する流路を含む、請求項２６に記載の方法。
28. 前記冷却空気流路は、広がる流路を含む、請求項２６に記載の方法。
29. 前記冷却空気流路は、真っ直ぐな流路を含む、請求項２６に記載の方法。
30. 前記冷却空気流路は、端部が広がった流路を含む、請求項２６に記載の方法。
31. 前記冷却空気流路は、屈曲した流路を含む、請求項２６に記載の方法。
32. 前記外側冷却構造は、外側エアフォイル表面を貫通する冷却空気放出孔を含む、請求項１５に記載の方法。
33. 前記外側冷却構造は、空気抵抗を低減する又はコーティングの接着を促進する表面構造を含む、請求項１５に記載の方法。
34. 前記鋳造されるエアフォイルは、等軸粒エアフォイルである、請求項１５に記載の方法。
35. 前記鋳造されるエアフォイルは、柱状粒又は単結晶エアフォイルである、請求項１５に記載の方法。
36. 前記消失性インサートは、前記内部冷却構造と、前記モールド壁の一部のみとを画定する、請求項１５に記載の方法。
37. 前記コアの周辺に前記モールド壁の残部を形成するようにして、前記消失性インサートの周りをセラミック材料で覆う工程を更に含む、請求項３６に記載の方法。
38. タービンエアフォイルを鋳造するためのセラミック構成物であって、セラミックコアを備えており、
    前記セラミックコアは、前記タービンエアフォイルの複数の内部冷却流路を画定するように構成された複数の内部冷却流路形成部と、
    前記複数の内部冷却流路の少なくとも１つと前記タービンエアフォイルの外部との間で前記タービンエアフォイルを通って延びる複数の鋳込冷却空気流路を画定するように構成されており、前記複数の内部冷却流路形成部と一体的に繋がっている複数の鋳込冷却空気流路形成部と、
    前記複数の鋳込冷却空気流路形成部と一体的に繋がっており、前記タービンエアフォイルに与えられる外側表面を画定する内部表面を有する複数の外側表面形成部と、
    を有する、セラミック構成物。
39. 前記複数の鋳込冷却空気流路形成部は、前記複数の内部冷却流路の少なくとも１つと前記タービンエアフォイルの複数の表面との間に前記複数の鋳込冷却空気流路が形成されるように前記複数の鋳込冷却空気流路を画定するように構成されている、請求項３８に記載の構成物。
40. 前記複数の鋳込冷却空気流路形成部は、前記複数の鋳込冷却空気流路の少なくとも１つの鋳込冷却空気流路が、収束する流路、広がる流路、真っ直ぐな流路、端部が広がった流路、屈曲した流路を含むように前記複数の鋳込冷却空気流路を画定するように構成されている、請求項３８に記載の構成物。
41. 囲まれるモールドシェルを更に含んでおり、前記モールドシェルは、前記コアの周囲でモールド壁を完成させる、請求項３８に記載の構成物。
42. 鋳造後に残るセラミック構成物を有する鋳造金属又は合金製タービンエアフォイルであって、前記セラミック構成物は、セラミックコアを含んでおり、前記セラミックコアは、前記タービンエアフォイルの内部冷却流路と、前記タービンエアフォイルの壁を通る鋳込冷却空気流路と、モールド壁部とを画定するように構成されており、前記モールド壁部は、前記タービンエアフォイルの外側冷却構造を画定する内側表面を有する、タービンエアフォイル。
43. 前記外側冷却構造は、隣接する外側エアフォイル表面を貫通する冷却空気放出孔を含む、請求項４２に記載のタービンエアフォイル。
44. 前記外側冷却構造は、隣接する外側エアフォイル表面に形成されたタービュレータを含む、請求項４２に記載のタービンエアフォイル。

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