JP6563931B2 - フレアを備えるセラミックマトリクス複合材料製タービンブレードスキーラチップ及びその方法 - Google Patents

フレアを備えるセラミックマトリクス複合材料製タービンブレードスキーラチップ及びその方法 Download PDF

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Description

開示される実施形態は、広くには、セラミックマトリクス複合材料製の航空機用エンジン部品を形成する1以上の方法に関する。より詳しくは、本発明の実施形態は、これに限られるわけではないが、セラミックマトリクス複合材料製のタービンブレードのスキーラチップ及び正圧側フレアを形成する方法に関する。
典型的なガスタービンエンジンは、一般に、前端及び後端を有しており、いくつかのコア及び推進部品が前端と後端との間に軸方向に配置されている。空気入口又は吸気口が、ガスタービンエンジンの前端に位置する。後端に向かって移動するにつれて、順番に、ガスタービンエンジンの後端に向かって圧縮機、燃焼室、及びタービンが吸気口に続いている。例えば低圧及び高圧圧縮機、並びに高圧及び低圧タービンなど、さらなる部品もガスタービンエンジンに含まれてよいことは、当業者にとって容易に明らかであろう。しかしながら、これはすべてを列挙し尽くしたものではない。さらに、ガスタービンエンジンは、典型的には、ガスタービンエンジンの中心の長手軸に沿って軸方向に配置された内部シャフトを有する。内部シャフトは、タービンが空気圧縮機へと回転の入力をもたらして圧縮機のブレードを駆動するように、タービン及び空気圧縮機の両方へと接続される。
稼働時、空気が圧縮機において加圧され、燃焼器において燃料と混合され、タービン段を通って下流へと流れる高温の燃焼ガスが生み出される。これらのタービン段が、燃焼ガスからエネルギを抽出する。高圧タービンが、燃焼器からの高温の燃焼ガスを最初に受け取り、高圧タービンは、支持ロータディスクから放射状に外側へと延びている高圧タービンロータブレードの並びを通って下流へと燃焼ガスを導くステータノズルアセンブリを備えている。2段のタービンにおいては、第2段のステータノズルアセンブリが、第1段のブレードの下流に配置され、その後に第2の支持ロータディスクから放射状に外側に延びている第2段のロータブレードの並びが続いている。タービンは、燃焼ガスのエネルギを機械的なエネルギへと変換し、その際に、各組のステータ羽根が、隣の回転しているタービンブレードの並びに関与するように燃焼ガスの向きを変え、加速させる。
例えばタービンブレード(ただし、これに限られない)などの航空機及び航空機用エンジンの部品の形成においては、タービンブレードの先端(チップ)に位置する開口空洞であるスキーラチップを形成することが望ましい。さらに、ブレードの正圧側及び/又は負圧側の先端部にフレアを設けることが望ましい。なぜならば、これらの特徴はどちらもタービンブレードの効率を改善するからである。また、タービンブレードの形成においては、根元からの支持を有さないと考えられる翼形部長の一部にしか及ばない層が存在しないように、翼形部の全体としての厚さが一定であり、或いは先端から根元又はハブへと増加していることが望ましい。しかしながら、端部フレアの形成において、端部フレアをもたらすために追加の材料が必要とされ、これが翼形部の全体としての厚さに関する制約に違反する。
さらに、CMC製のブレードにおいてスキーラチップを形成するとき、そのようなスキーラチップを形成する1つの典型的な方法は、部材の形成後に空洞を機械加工する必要がある方法である。しかしながら、空洞の形成に必要とされるこれらの追加の機械加工プロセスは、部材を形成するための追加のコストを必要とする。部材の形成後のこの機械加工は、製造にとって非効率的であり、タービンブレードの製造にとってコスト増の原因である。
以上によって理解できるとおり、ガスタービンエンジンの部品の製造を改善することが、望ましいと考えられる。例えば、先端の流れの漏れの軽減、タービンの効率の向上、又は先端の冷却の改善、或いはこれらの任意の組合せが、望ましいと考えられる。さらに、スキーラチップ及び端部フレアを備えるセラミックマトリクス複合材料製のタービンブレードを、タービンブレードの構造に関する所望の制約を満たしつつ形成することが、望ましいと考えられる。
本明細書において引用されるあらゆる資料並びにそのあらゆる説明及び検討など、本明細書のこの「背景技術」の部分に含まれる情報は、あくまでも技術的な参照の目的で含まれているにすぎず、本発明の実施形態の範囲を拘束する主題と見なされるべきではない。
欧州特許出願公開第2657210号明細書
本発明のいくつかの態様によれば、スキーラチップと端部フレアとを備えるセラミックマトリクス複合材料製タービンブレードを形成する方法が提供される。プリプレグテープによるCMC製タービンブレードの積層プロセスにおいて、マンドレルがツールへと挿入され、さらなるプリプレグテープがマンドレルの周囲に配置される。オートクレーブ処理において、テープが、タービンブレードにフレアをもたらすように外側に押される。さらにマンドレルは、形成されるタービンブレードにスキーラチップ空洞を定める。このプロセスは、これらの構造を積層及びオートクレーブの工程において形成することを可能にし、CMC製部材の製造のオートクレーブ工程に続く特定の機械加工工程を不要にする。
いくつかの実施形態によれば、スキーラチップを有するセラミックマトリクス複合材料製(CMC)タービンブレードを形成する方法が、プリプレグテープからなる複数の二次元プライ形を形成するステップと、タービンブレードを形成するためのツールの空洞に第1の量の複数の二次元プライ形を配置するステップと、正圧側及び負圧側の少なくとも一方にスキーラチップ空洞及び端部フレアを形成するためのマンドレルを挿入するステップと、プリプレグテープで形成された第2の量の複数の二次元プライ形を配置するステップと、ツールを閉じるステップと、ツールをオートクレーブに挿入し、タービンブレードを形成するステップとを含む。
上述の特徴はいずれも、あくまでも例として理解されるべきであり、フレアを備えるタービンブレードスキーラチップ及びその方法の多数のさらなる特徴及び目的を、本明細書の開示から学習できるであろう。この「発明の概要」は、「発明を実施するための形態」においてさらに後述される考え方の選択を、簡単な形で照会するために提示される。この「発明の概要」は、特許請求の範囲に記載される主題の重要な特徴又は必須の特徴を特定しようとするものではなく、特許請求の範囲に記載の主題の技術的範囲を限定するために使用されるものでもない。本発明の特徴、詳細、効用、及び利点のさらに詳しい提示が、本発明の種々の実施形態の以下の書面による説明においてもたらされ、添付の図面に示され、添付の特許請求の範囲に定められる。したがって、この概要を、ここに含まれる明細書、特許請求の範囲、及び図面の全体をさらに検討することなく限定的に解釈すべきではない。
以下の実施形態の説明を添付の図面と併せて参照することによって、本発明の実施形態の上述の特徴及び利点並びに他の特徴及び利点、及びそれらを達成する方法が、さらに明らかになり、CMC製タービンブレードのスキーラチップ及び端部フレアが、その方法も含めて、よりよく理解されるであろう。
ガスタービンエンジンの側面概略図である。 タービンブレードの斜視図である。 スキーラチップ及び正圧側フレアの斜視図である。 別のスキーラチップの側面概略図である。 さらに別のスキーラチップの側面概略図である。 またさらに別のスキーラチップの側面概略図である。 スキーラチップ及び正圧側フレアを備えるCMC製ブレードを形成する一方法を示すフロー図である。 マンドレルを備える予備形成ツールの負圧側の上面図である。 予備形成ツールの正圧側の上面図である。 予備形成ツールから取り外されたマンドレルの斜視図である。 負圧側フレアを有する別のスキーラチップの斜視図である。 図11の実施形態を形成するための別のマンドレルの斜視図である。
次に、提示される実施形態を詳しく参照するが、それらの実施形態のいくつかの例が、図面に示されている。各々の例は、説明の目的で提示されており、開示される実施形態を限定するものではない。実際、これらの実施形態では、開示の技術的範囲及び技術的思想から離れることなく、種々の変更及び変種が可能であることは、当業者にとって明らかであろう。例えば、或る実施形態の一部として例示又は説明される特徴を、別の実施形態では使用して、さらなる実施形態をやはりもたらすことが可能である。このように、本発明は、添付の特許請求の範囲及びそれらの均等物の技術的範囲に含まれるような変更及び変種を包含するように意図される。
図1〜12を参照し、セラミックマトリクス複合材料製タービンブレードスキーラチップ及びフレアの種々の実施形態、並びにその方法が、教示される。より具体的には、CMC製タービンブレードが、一体のスキーラチップ並びに正圧側フレア及び/又は負圧側フレアを備えて形成される。スキーラチップは、予備形成のプロセスにおいて形成され、空洞を形成するための後の機械加工を排除する。本方法は、厚い領域を形成し、先端をフレア状とするための追加のプリプレグ層を設ける必要なく、先端にフレアを形成することも可能にする。
本明細書において使用されるとき、用語「軸方向」又は「軸方向に」は、ガスタービンエンジンの長手軸に沿った次元を指す。「軸方向」又は「軸方向に」と併せて使用される用語「前」は、ガスタービンエンジンの入口へと向かう方向の移動を指し、或いは別の部品と比べてガスタービンエンジンの入口の比較的近くに位置する部品を指す。「軸方向」又は「軸方向に」と併せて使用される用語「後ろ」は、ガスタービンエンジンのノズルへと向かう方向の移動を指し、或いは別の部品と比べてガスタービンエンジンのノズルの比較的近くに位置する部品を指す。
タービンの効率は、根元から先端まで、及び前縁と後縁との間において、翼形部の正圧側及び負圧側に作用する燃焼ガスの差圧からエネルギを抽出する翼形部表面の能力にもとづく。
最初に図1を参照すると、圧縮機14と、燃焼器16と、多段高圧タービン20とによっておおむね定められるコア推進器13へと空気が進入するエンジン入口端12を有しているガスタービンエンジン10の概略の側面断面図が示されている。全体として、コア推進器13は、稼働時に推力又は動力をもたらす。ガスタービンエンジン10を、航空、発電、産業、海洋、などに使用することができる。
稼働時に、空気が、ガスタービンエンジン10のエンジン入口端12を通って進入し、1以上の圧縮段を通って移動し、そこで空気の圧力が高められ、燃焼器16へと導かれる。圧縮された空気が、燃料と混ぜられて燃やされ、高圧タービン20に向かって燃焼器16を出る高温の燃焼ガスをもたらす。高圧タービン20は、中心線エンジン軸線26を中心にして軸対称であり、ロータディスクと、複数の周状に間隔を空けて位置したブレード40(図2)とを備えている。高圧タービン20において、高温の燃焼ガスからエネルギが抽出され、タービンブレードを回転させ、シャフト24の回転を生じさせる。シャフト24は、ガスタービンエンジン10の前部へと通過し、タービンの設計に応じて、圧縮機14の1以上の段、入口ファンブレードを有するファン18の回転を続ける。ファン18は、直接的又は間接的に低圧タービン21へとシャフト28によって接続され、ガスタービンエンジン10の推力を生み出す。低圧タービン21を、さらなるエネルギの抽出及び低圧圧縮機の各段の駆動に利用することもできる。高圧の空気を、ガスタービンエンジン10の部品の冷却を助けるためにも使用することができる。
ガスタービンエンジン10は、エンジン軸線26又はシャフト24を中心にして軸対称であり、種々のエンジン部品がエンジン軸線26又はシャフト24を中心にして回転する。軸対称なシャフト24は、ガスタービンエンジン10の前端を通って後端へと延び、シャフト構造物の全長に沿って軸受によって支持されている。シャフト24は、ガスタービンエンジン10の中心線エンジン軸線26を中心にして回転する。シャフト24は、内側で低圧タービンシャフト28をシャフト24の回転とは独立に回転させることができるように、中空であってよい。シャフト28も、ガスタービンエンジン10の中心線エンジン軸線26を中心にして回転することができる。稼働時に、シャフト28は、電力及び産業或いは航空の使用分野に用いられるさまざまな種類のタービンのための出力又は推力を生み出すために、シャフトへと接続されたタービンのロータアセンブリなどの他の構造物と一緒に回転する。
次に図2を参照すると、ガスタービンエンジン10(図1に示されている)において使用することができ、いくつかの実施形態に従ってセラミックマトリクス複合材料で形成されてよいロータブレード40の斜視図が示されている。各々のロータブレード40は、中空、部分的に中空、又は中実な翼形部42と、翼形部42を公知のやり方でロータディスク(図示されていない)へと取り付けるために使用される一体ダブテール43とを備えている。種々の形態のダブテール43を、利用することができる。例えば、軸方向ダブテールを、ロータディスクの周囲の対応するスロットに取り付けられるように構成することができる。一実施形態ではは、複数のロータブレード40が、ガスタービンエンジン10の高圧タービンロータブレード段(図示せず)を形成する。
ブレード40と対向するタービンシュラウド(図示せず)との間のすき間又は空隙が、ブレード40の周囲の燃焼ガスの流れの漏れを抑えるために、できる限り小さいことが望ましい。空隙は、タービンシュラウドに対するブレードの望ましくないこすれがないように、ブレード40の熱膨張及び収縮も可能にしなければならない。
ダブテール43の上端に、プラットフォーム51が配置される。プラットフォーム51は、タービン内の加圧された燃焼の流れのための半径方向内側の流れの表面を定める。翼形部42は、プラットフォーム51の外面から半径方向に延びている。タービンシュラウド(図示せず)が、半径方向外側の流れの表面を定める。
翼形部42は、第1の側壁44及び第2の側壁46を備える。第1の側壁44は、凸状であり、翼形部42の負圧側を定めており、第2の側壁46は、凹状であり、翼形部42の正圧側を定めている。側壁44及び46は、翼形部42の前縁48及び前縁48から下流の軸方向に離れたて位置する後縁50において互いにつながる。翼形部42は、例えば前縁と後縁との間において、1以上の次元において湾曲している。さらに、翼形部42は、半径方向に沿って湾曲させられ、或いはねじられていてもよい。
側壁44は、気流がより低い圧力の領域を生み出す負圧側を定める。代わって、側壁46は、より高い圧力の流れが生じる正圧側を定める。両側とも、前縁48及び後縁50の間をプラットフォーム51からブレード先端又はスキーラチップ54まで延びることができる。
ブレード40は、中実、中空、又は部分的に中空であってよく、ブレード40内で気流を導くための複数の冷却チャンバを備えることができる。1以上の冷却チャンバは、外面を冷却するように連通することができる。例えば、翼形部42は、翼形部42の外面53の冷却を促進すべく翼形部42から冷却流体を排出するために、側壁44及び46のいずれか又は両方に沿ってスキーラチップ54とブレードの根元52の間に半径方向に間隔を空けつつ位置する複数のフィルム穴を備えることができる。また、翼形部42は、翼形部の後縁50の冷却を促進するように翼形部42から冷却流体を排出するために、スキーラチップ54とブレードの根元52との間を後縁50に沿って半径方向に間隔を空けつつ配置された複数の後縁スロットを備えることができる。フィルム穴及び後縁スロットによって強化される熱伝達が、ブレード40内の1以上のチャンバとの連通によって翼形部の外面53に沿った冷却を促進する。
翼形部42内の冷却チャンバ又は流路は、さまざまな構成のいずれかであってよい。例えば、冷却空気の有効性を向上させる内部の乱流発生部をさらに備えることができる蛇行したフローチャネルが存在できる。しかしながら、これらの冷却チャンバ及び回路は、利用されても、利用されなくてもよい。
第1及び第2のそれぞれの側壁44及び46は、ダブテール43に隣接して位置するブレードの根元52からスキーラチップ54へと半径方向に延び、スキーラチップ54には、1以上のスキーラチップ空洞60が定められている。1以上のスキーラチップ空洞60は、タービンブレード40のより効率的な動作をもたらす。さらに、正圧側46は、効率をさらに改善するために端部空洞にフレアを備える。いくつかの実施形態ではは、さらに説明されるとおり、正圧側に加え、或いは正圧側から独立して、ブレードの負圧側もフレアを備えることができる。さらに、断片98が、ブレード40から取り除かれて図示されている。そのような加工を、翼形部42の形成後に行うことができる。
次に図3を参照すると、スキーラチップ空洞60の上方からの斜視図が示されている。スキーラチップ空洞60は、ブレード40の半径方向外側の端部に形成され、半径方向外側の端部において開いている。スキーラチップ空洞60の半径方向内側の端部は、床62を備えている。空洞の壁64、66が、床から上方へと延びている。これらの壁64、66を、スキーラチップリブと称することもできる。壁64が、翼形部42の負圧側に対応し、翼形部42の負圧側から延びている一方で、壁66が、翼形部42の正圧側に対応し、翼形部42の正圧側から延びている。壁64、66は、スキーラチップ空洞60の前端及び後端においてつながり、スキーラチップ空洞60の弦長に沿って移動するにつれて離れている。
スキーラチップ空洞60は、空洞の壁64、66及び床62によって定められる断面においておおむねU字形である。スキーラチップ空洞60は、空洞の壁64、66及び床62によって定められる深さ82を有している。側壁64、66の間の幅は、ブレード40に沿った気流の方向である翼弦方向に沿って変化することができる。さらに、空洞の壁64、66の幅も、同様に変化してよい。いくつかの実施形態によれば、壁64、66の幅は、約20〜40ミルの間であってよい。壁64、66の深さは、約20〜25ミル(0.5〜0.6mm)であってよい。第1の壁64は、半径方向に延びており、おおむね直線的である。さらに、スキーラチップ空洞60の深さは、弦長に沿って変化してもよく、或いは翼弦方向に沿って一定であってよい。スキーラチップ空洞60の深さは、壁64、66の厚さよりも大きくてよく、或いは壁64、66の厚さに等しくてよい。正圧側に位置する第2の壁66は、フレア70を有しており、スキーラチップ空洞60に向かって内側68において湾曲している。壁66の外側において、フレア70は、第1の湾曲72及び第2の湾曲74を備えることができる。一実施形態によれば、この二重の湾曲が、フレア70の外側のS字形を形成することができる。
第1の湾曲72は、湾曲を定める第1の半径を有することができ、第2の湾曲74は、湾曲を定める第2の半径を有することができる。第1の湾曲72は、第2の湾曲74よりも小さくてよく、第2の湾曲74よりも大きくてよく、或いは第2の湾曲74に等しくてよい。さらに、正圧側フレア70は、側壁66のオーバーハング80を形成する。オーバーハング80は、壁66の厚さよりも小さくてよく、或いは壁66の厚さに等しくてよい。
スキーラチップ空洞60の内部において、壁64、66と床62との間の接合部は、湾曲した半径であってよく、斜めの表面であってよく、或いは角であってよい。湾曲した半径の構造は、スキーラチップ空洞60の製造性を改善することができる。さらに、スキーラチップ空洞60は、スキーラチップ空洞60を通って壁64、66の間を翼弦方向又は周方向のいずれか又は両方に延びる1以上の壁を備えることができる。
或いは、図4を参照すると、フレア70を、直線部分173、175によって定めてもよい。さらなる代案においては、図5を参照すると、負圧側の壁164を、鉛直よりもむしろ斜めにすることができる。角度θは、図5に示されるように90度よりも小さくても、図6に示されるように90度よりも大きくてもよい。
加えて、図示の実施形態ではは、ただ1つのスキーラチップ空洞60が示されているが、1以上の空洞をブレード40の上部に沿って形成できることを、理解すべきである。種々の構造及び配置を、1以上の空洞60を配置するために使用することができる。加えて、バッフル壁を空洞内に配置し、半径方向又は半径方向に対する何らかの角度に延ばすことができ、或いは軸方向又は翼弦方向に延ばすことができる。
稼働時、再び図3を参照すると、タービンブレード40がタービンシュラウドの近傍を通り過ぎるとき、再循環ゾーン92が、正圧側の壁66の上面90に生じる。これが、燃焼ガスがブレード40とシュラウドとの間を通過すること(タービンブレード40からの効率の損失を引き起こしかねない)を妨げる。同様のシール機能が、応じて、負圧側の壁64の上面において生じうる。
第2の再循環ゾーン94が、第1の湾曲72の範囲内のオーバーハング80の下方に生じる。第2の再循環ゾーン94は、ブレード40のスキーラチップ54の近くに冷却空気/フィルムを保つうえで助けとなりうる。
セラミックマトリクス複合材料製のブレード40を形成する方法が、図7を参照し、以降の種々の図との組合せにおいて説明される。
図7が、端部フレアとスキーラチップ54とを有するブレード40を形成するための方法200を有するフロー図を示している。第1のステップ210において、複数の二次元のプライ形が形成される。この形成プロセスは、一般に、各々が所望のセラミック繊維補強材料と、CMCマトリクス材料の1以上の前駆体と、有機樹脂結合材とを含む「テープ」の形態である複数のプリプレグ層を使用して、CMCを製作することを必要とする。従来からの実務によれば、プリプレグテープを、補強材料にセラミック前駆体と結合材とを含むスラリを含浸させることによって、形成することができる。好ましい前駆体の材料は、例えば所望のマトリクス材料がSiCである場合のSiC粉末及び/又は1以上の炭素含有材料など、CMC製部品のセラミックスマトリクスについて所望される個々の組成に依存する。注目に値する炭素含有材料として、カーボンブラック、フェノール樹脂、及びフルフリルアルコール(C43OCH2OH)などのフラン樹脂が挙げられる。他の典型的なスラリ成分として、プリプレグテープの柔軟性を促進する有機結合材(例えば、ポリビニルブチラール(PVB))、並びに繊維補強材料の含浸を可能にすべくスラリの流動性を促進する結合材用の溶媒(例えば、トルエン及び/又はメチルイソブチルケトン(MIBK))が挙げられる。スラリは、例えばS−−SiCマトリクスの場合におけるケイ素及び/又はSiC粉末など、CMC製部品のセラミックスマトリクスに存在するように意図された1以上の粒子充てん材をさらに含むことができる。
巻き付けプロセスが、コンピュータモデル化システムにて形作られ、その後にモデル化システムにおいて作られた所定のパターンに従って例えば二次元の所望の所定の形状へと切断されたプリプレグテープの形成を可能にする。次いで、切断されたテープ又は層が、ステップ212において予備形成ツール300内に積層され、プリプレグテープの層が形成される。
ステップ212における積層予備形成において、所望のタービンブレード形状を、予め形成することができる。積層ステップ212は、ブレード40の所望の形状を形成するように複数のプリプレグテープ構造120を積層することを含む。ステップ212によれば、所定の量の複数のプリプレグテープ又は層が、予備形成ツール300内に配置される。プリプレグテープ層120(図7)が、形成されるセラミックブレード40の前駆体である「積層」を形成するように積み重ねられる。予備形成ツール300が、負圧側ツール310及び正圧側ツール312をそれぞれ示している図8及び9に示されている。図示の実施形態は、負圧側ツール310に位置するスキーラチップツール又はマンドレル320を備える。正圧側ツール312は、空洞314を含んでおり、空洞314にプリプレグテープが配置され、片側においてマンドレル320を囲む。正圧側ツール312は、マンドレル320との組合せにおいてフレア70も形成する。
図10を参照すると、マンドレル320が、負圧側310から取り外されて図示されている。マンドレル320は、プリプレグテープがマンドレル320の周囲に配置されたときに空洞を形成する本体322を備えている。マンドレル320は、マンドレル320を負圧側ツール310へと接続するための固定具開口326を有するマウント324を備えている。これが例にすぎず、種々の構成が利用可能であることを、当業者であれば理解できるであろう。
本体322は、フレア70(図3)の変化を生じさせるフレア表面325を備えている。フレア表面325は、湾曲した表面並びにオーバーハングを形成するための直線的な表面など、種々の形態をとることができる。プリプレグ層が、本体322の周囲に配置され、ブレード40が形成されるときにスキーラチップ空洞60及びフレア70を形成するようにツール内で外側に押される。
再び図7を参照すると、第1の所定の量の層がツール300内に配置された後で、次にマンドレル320が、ステップ214において予備形成ツール300に挿入される。この実施形態ではは、マンドレル320を、負圧側ツール310に配置することができるが、ツール300、320の形状及び構成に応じて、他の構成も利用可能である。
次のステップ215によれば、第2の所定の量の複数のプリプレグ層が、予備形成ツール300内かつ挿入されたマンドレル320の周囲に配置される。配置が完了すると、予備形成ツール300は、ステップ216において閉じられる。
スラリの或る程度の乾燥を許し、適切であれば結合材を部分的に硬化(Bステージ化)させた後で、得られたプリプレグテープは、他のテープと重ねられ、次いでデバルクされ、適切であれば高い圧力及び温度に曝されて硬化させられ、予備形成物を生む。
予備形成ツール300が閉じられた後で、ツールは、ステップ218においてオートクレーブ内に配置され、配置されたプレグ層が、ステップ220において負圧の雰囲気で加熱される。次いで、予備形成物が、真空又は不活性雰囲気において加熱(焼成)されることで、結合材が分解され、溶媒が除去され、前駆体が所望のセラミックスマトリクス材料へと変換される。結合材の分解に起因して、多孔質のCMC体が得られ、この多孔質のCMC体に溶融浸透(MI)を施すことで、孔を満たし、CMC製部品を得ることができる。上述のプロセスの具体的な処理技術及びパラメータは、材料の個々の組成に依存する。
ステップ220において、ブレード40が形成されるとき、スキーラチップ空洞60が同時に形成される。これは、スキーラチップ空洞60を生成するためにブレードの形成後に別途の処理工程を実行する必要をなくす。
さらに、正圧側のフレア70を定めるプリプレグ層材料が、フレア70を形成するように外側に押される。先行技術が、フレア70の付近の領域を厚くするために追加の量の材料を必要としている一方で、本発明のフレア形成方法は、フレアを生み出すために余分な材料を必要としない。そのような余分な材料は、部材の重量を増し、製造コストを高め、同じ又は小さい厚さの壁が有する所望の制約に違反すると考えられる。加えて、そのような余分な材料は、単に機械加工によって除去されてスキーラチップ空洞60を生成する必要がある無駄な材料であると考えられる。
その後に、ブレード40は冷却され、ステップ222においてツールから取り出される。さらに、機械加工が、ステップ222の後に必要とされてもよい。例えば、ブレード40は、所望よりも深いスキーラチップ空洞60を有しうる。換言すると、壁64、66が、必要とされるよりも半径方向に長いかもしれない。したがって、ブレード40の断片98がスキーラチップ空洞60の最終的な半径方向寸法をもたらすために除去される図2に示されるとおりの切断工程が必要とされうる。しかしながら、この機械加工工程は、スキーラチップ54へのスキーラチップ空洞60の切り込みと比べて、より容易に形成することが可能である。
図11を参照すると、スキーラチップ154を有するブレード140の上方からの斜視図が、負圧側のフレア170を有して図示されている。負圧側のフレアと正圧側のフレアとが、別々の実施形態にて別々に示されているが、所望であれば1つの実施形態では両方を利用してもよいことを、理解すべきである。先の実施形態と同様に、スキーラチップ空洞60が、ブレード140の半径方向外側の端部に形成され、半径方向外側に開いている。スキーラチップ空洞60の半径方向内側の端部は、床62を備えている。空洞の壁164、166が、床から上方へと延びている。これらの壁164、166を、スキーラチップリブと称することもできる。壁166が、翼形部142の負圧側に対応し、翼形部142の負圧側から延びている一方で、壁164が、翼形部142の正圧側に対応し、翼形部142の正圧側から延びている。壁164、166は、スキーラチップ空洞60の前端及び後端においてつながり、スキーラチップ空洞60の弦長に沿って移動するにつれて離れている。スキーラチップ空洞60及び壁164、166は、先の実施形態と同様の特徴を有する。
壁166の外側において、フレア170は、1以上の第1の湾曲172を備えることができる。複合湾曲面を形成すべき場合には、第2の湾曲174をさらに形成することができる。一実施形態によれば、二重のフレア170が、フレア170の外側のS字形を形成することができる。
第1の湾曲172は、湾曲を定める第1の半径を有することができ、第2の湾曲174は、湾曲を定める第2の半径を有することができる。第1の湾曲172は、上述の第2の湾曲が利用される場合、第2の湾曲174よりも小さくてよく、第2の湾曲174よりも大きくてよく、或いは第2の湾曲174に等しくてよい。さらに、負圧側のフレア170は、オーバーハング180を形成する。オーバーハング180は、壁166の厚さよりも小さくてよく、或いは壁166の厚さに等しくてよい。
次に図12を参照すると、別の端部ツールマンドレル1320の斜視図が示されている。マンドレル1320は、マウント1324及び本体1322を備える。本体1322は、負圧側にフレアを生成するフレア表面1325を有する。フレア表面1325を、壁166(図11)の所望のフレア形状に応じて、さまざまな形状をとるように形成することができる。
本方法は、スキーラチップ54に一体的なスキーラチップ空洞60及びフレアを有するCMC製タービンブレードを形成する方法を提供する。本プロセスは、正圧側のフレアを形成するための厚さを増すための追加の材料が不要なだけでなく、スキーラチップ空洞を形成するための後の機械加工のための犠牲材料も不要である点で、コストに関して中立である。
構造及び方法の以上の説明は、例示の目的で提示されている。以上の説明は、すべてを述べ尽くそうとするものでも、構造及び方法を開示された形態及び/又は工程そのものに限定しようとするものでもなく、当然ながら、多数の変更及び変種が、以上の教示に照らして可能である。本明細書において説明された特徴を、任意の組合せにて組合せることができる。本明細書に記載の方法の各段階を、物理的に可能な任意の順序で実行することができる。複合構造の特定の形態を図示及び説明したが、本発明がそれらに限定されず、むしろ添付の特許請求の範囲によってのみ限定されることを、理解すべきである。
本発明の複数の実施形態を本明細書において説明及び図示したが、当業者であれば、本明細書に記載の機能を実行し、さらには/或いは本明細書に記載の結果及び/又は利点の1以上を得るための種々の他の手段及び/又は構造を、容易に想像でき、そのような変種及び/又は変更の各々が、本明細書に記載の実施形態の技術的範囲に包含されると見なされる。より一般的には、当業者であれば、本明細書に記載したすべてのパラメータ、寸法、材料、及び構成が例示を意図しており、実際のパラメータ、寸法、材料、及び/又は構成が、本発明の教示が用いられる1以上の具体的な用途に応じて決まることを、容易に理解できるであろう。当業者であれば、本明細書に記載の具体的な本発明の実施形態について、多数の均等物を認識でき、或いはありふれた実験を使用して確かめることができるであろう。したがって、以上の実施形態があくまでも例として提示されており、添付の特許請求の範囲及びその均等物の技術的範囲において、本発明の実施形態を、具体的に説明及び請求される方法以外の方法で実施できることを、理解すべきである。本発明の実施形態は、本明細書に記載の各々の個別の特徴、システム、物品、材料、キット、及び/又は方法に向けられる。さらに、2以上のそのような特徴、システム、物品、材料、キット、及び/又は方法の任意の組合せが、そのような特徴、システム、物品、材料、キット、及び/又は方法が相互に矛盾しない限りにおいて、本発明の技術的範囲に包含される。
いくつかの例が、最良の態様を含むいくつかの実施形態を開示するとともに、あらゆる装置又はシステムの製作及び使用並びにあらゆる関連の方法の実行を含む装置及び/又は方法の実施を、当業者にとって可能にするために使用されている。これらの例は、すべてを述べ尽くそうとするものでも、本発明を開示済みの工程及び/又は形態そのものに限定しようとするものでもなく、多数の変更及び変種が、以上の教示に照らして可能である。本明細書において説明された特徴を、任意の組合せにて組合せることができる。本明細書に記載の方法の各段階を、物理的に可能な任意の順序で実行することができる。
本明細書において定義及び使用されるすべての定義は、辞書による定義、援用される文書における定義、及び/又は当該定義の用語の通常の意味よりも優先されると理解されるべきである。不定冠詞「1つの(a、an)」は、本明細書及び特許請求の範囲において使用されるとき、そのようでないと明確に示されない限りは、「少なくとも1つ」を意味すると理解されるべきである。「及び/又は」という表現は、本明細書及び特許請求の範囲において使用されるとき、この表現によって並べられた要素のうちの「いずれか又は両方」を意味し、すなわちいくつかの場合には結合的に存在する要素を意味し、他の場合には選言的に存在する要素を意味すると理解されるべきである。
また、やはりそのようでないと明確に示されない限り、2以上の段階又は行為を含んでいる本明細書に記載のあらゆる方法において、その方法の各段階又は各行為の順序は、必ずしもその方法の各段階又は各行為の言及の順序に限られない。

Claims (18)

  1. スキーラチップ(54)を有するセラミックマトリクス複合材料(CMC)製タービンブレード(40)を形成する方法(200)であって、
    プリプレグテープからなる複数の二次元プライ形を形成するステップ(210)と、
    タービンブレードを形成するためのツールの空洞に第1の量の複数の二次元プライ形を配置するステップ(212)と、
    スキーラチップ空洞(60)及び正圧側(46)及び負圧側(44)の少なくとも一方にある端部フレア(70)を形成するためのマンドレル(320)を挿入するステップ(212)と、
    プリプレグテープで形成された第2の量の複数の二次元プライ形を配置するステップ(215)と、
    ツールを閉じるステップ(216)と、
    ツールをオートクレーブに挿入し、タービンブレードを形成するステップ(218)と
    を含む方法。
  2. マンドレルは、正圧側(46)及び負圧側(44)の少なくとも一方において二次元プライ形を外側に押す、請求項1に記載の方法。
  3. スキーラチップ空洞をタービンブレードのブレード先端(54)に形成する、請求項1に記載の方法。
  4. スキーラチップ空洞が半径方向にタービンブレードのブレード先端内に延びている、請求項3に記載の方法。
  5. スキーラチップ空洞の深さ(82)が壁の厚さよりも大きい、請求項4に記載の方法。
  6. スキーラチップ空洞の深さ(82)が壁の厚さに等しい、請求項4に記載の方法。
  7. 空洞の周方向幅がタービンブレードの翼弦方向に沿って変化する、請求項4に記載の方法。
  8. 前記端部フレア(70)が、第1の半径で外側にフレア状になっている第1の湾曲(72)を含むように、前記正圧側(46)に形成される、請求項1に記載の方法。
  9. 前記端部フレア(70)が、第2の半径で上方へとフレア状になっている第2の湾曲(72)をさらに含むように、前記正圧側(46)に形成される、請求項8に記載の方法。
  10. 前記第2の半径が前記第1の半径に等しい、請求項9に記載の方法。
  11. 前記正圧側(46)に形成される前記端部フレア(70)がS字形である、請求項9に記載の方法。
  12. 前記端部フレア(70)が、角度(θ)を付けて外側にフレア状になるように、前記正圧側(46)に形成される、請求項1に記載の方法。
  13. マンドレルをタービンブレードから取り除く、請求項1に記載の方法。
  14. 前記端部フレア(70)が、第1の半径で外側にフレア状になっている第1の湾曲(172)を含むように、前記負圧側(44)に形成される、請求項1に記載の方法。
  15. 前記端部フレア(70)が、第2の半径で上方へとフレア状になっている第2の湾曲(174)をさらに含むように、前記負圧側(44)に形成される、請求項14に記載の方法。
  16. 前記第2の半径が前記第1の半径に等しい、請求項15に記載の方法。
  17. 前記負圧側(44)に形成される前記端部フレア(70)がS字形である、請求項15に記載の方法。
  18. 前記端部フレア(70)が、角度を付けて外側にフレア状になるように、前記負圧側(44)に形成される、請求項1に記載の方法。
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Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10011043B2 (en) * 2012-04-27 2018-07-03 General Electric Company Method of producing an internal cavity in a ceramic matrix composite
US11434770B2 (en) * 2017-03-28 2022-09-06 Raytheon Technologies Corporation Tip cooling design
US10995623B2 (en) 2018-04-23 2021-05-04 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite turbine blade with abrasive tip
US11346232B2 (en) 2018-04-23 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with abradable tip
US20200063571A1 (en) * 2018-08-27 2020-02-27 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Ceramic matrix composite turbine blade with lightening hole
US11040915B2 (en) * 2018-09-11 2021-06-22 General Electric Company Method of forming CMC component cooling cavities
US20220090504A1 (en) * 2020-09-24 2022-03-24 General Electric Company Rotor blade for a gas turbine engine having a metallic structural member and a composite fairing
US11965430B1 (en) 2023-09-11 2024-04-23 Rtx Corporation Flared mandrel and process for effective use in transition regions

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4020538A (en) * 1973-04-27 1977-05-03 General Electric Company Turbomachinery blade tip cap configuration
US6494678B1 (en) 2001-05-31 2002-12-17 General Electric Company Film cooled blade tip
US6672829B1 (en) 2002-07-16 2004-01-06 General Electric Company Turbine blade having angled squealer tip
US6790005B2 (en) 2002-12-30 2004-09-14 General Electric Company Compound tip notched blade
US20050241147A1 (en) * 2004-05-03 2005-11-03 Arnold James E Method for repairing a cold section component of a gas turbine engine
US7419363B2 (en) * 2005-05-13 2008-09-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with ceramic tip
US7607893B2 (en) 2006-08-21 2009-10-27 General Electric Company Counter tip baffle airfoil
US8632311B2 (en) * 2006-08-21 2014-01-21 General Electric Company Flared tip turbine blade
US8500396B2 (en) * 2006-08-21 2013-08-06 General Electric Company Cascade tip baffle airfoil
US7878830B2 (en) 2008-07-22 2011-02-01 Tyco Electronics Corporation Electrical connector organizer
GB0813556D0 (en) 2008-07-24 2008-09-03 Rolls Royce Plc A blade for a rotor
US8366392B1 (en) * 2009-05-06 2013-02-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Composite air cooled turbine rotor blade
US8740571B2 (en) * 2011-03-07 2014-06-03 General Electric Company Turbine bucket for use in gas turbine engines and methods for fabricating the same
US8734107B2 (en) 2011-05-31 2014-05-27 General Electric Company Ceramic-based tip cap for a turbine bucket
US9663404B2 (en) * 2012-01-03 2017-05-30 General Electric Company Method of forming a ceramic matrix composite and a ceramic matrix component
US9050769B2 (en) * 2012-04-13 2015-06-09 General Electric Company Pre-form ceramic matrix composite cavity and method of forming and method of forming a ceramic matrix composite component
US10011043B2 (en) * 2012-04-27 2018-07-03 General Electric Company Method of producing an internal cavity in a ceramic matrix composite
EP3084138B1 (en) * 2013-12-16 2019-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine blade with ceramic tip and cooling arrangement
US9771870B2 (en) * 2014-03-04 2017-09-26 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Sealing features for a gas turbine engine
US20180298765A1 (en) * 2017-04-14 2018-10-18 General Electric Company Engine component with replaceable tip element

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