JPH0234705B2 - Chuzoyonakagooyobichuzohoho - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は鋳造用中子及び鋳造方法に係り、特
に、例えばガスタービンエンジン用鋳造翼の内部
に冷却空気通路を形成する時に使用する鋳造用中
子及びこの中子を使用した鋳造方法に関する。

〔従来の技術及びその課題〕

上記鋳造に使用される一般的な鋳造用中子は、
従来、中程度程度の剛性と耐熱性を有するが容易
に溶出するシリカを材料として構成されていた。
ここに、シリカの剛性と耐熱性が限定されるため
に、特に鋳造用中子が長物又は複雑な形の場合等
に、溶融した翼の材料が鋳型を充填する流れの中
で歪んでしまつたり、或いは高温で捩れてしまう
ことを防止するため、この鋳造用中子を支持する
必要がしばしば生じる。

上記鋳造用中子の捩れの問題は、特に、この鋳
型と鋳造用中子が従来の一般的な鋳造より高温
（典型的には1500℃を越える）に加熱され、この
高温で長時間保持されて、構成品を方向性をもた
せて固化し、及び単結晶にする鋳造に於いて深刻
である。

このため、管形にして内部を補強した鋳造用中
子が提案されている。

例えば、英国特許1549819号として、管形の鋳
造用中子の内部表面を、より強度の大きい補強材
でライニングすることが提案されている。しかし
ながら、このような補強された鋳造用中子を用い
て鋳造する場合、鋳造工程中に鋳造用中子が破断
して鋳造品の通路を不良品にすることが頻繁に発
生してしまう。

また、例えば英国特許2019756号として、金属
棒を補強材としてセラミツクのさやの中に入れて
鋳造用中子を構成することが提案されている。こ
の金属としては、例えば銅が使用されている。し
かしながら、このような補強された鋳造用中子
は、超合金ガスタービンエンジン用翼を一定の方
向に固化する形で鋳造し、その鋳型の鋳造時の温
度が1500℃を越える場合には明らかに使用するこ
とができない。

ガスタービンエンジン用タービンブレードの鋳
造におけるもう一つの問題は、鋳造用中子の内部
に曲り部を形成するように要求されることであ
る。これは、内部を冷却空気が通るブレード翼形
の部材と、このブレードのつけ根を通つて上記空
気がこの翼形に供給されるその翼のつけ根との間
の不整列に基づくものである。この要求は適当な
形に曲るのに充分な変形性と、使用中に生ずる高
温で歪まないよう充分な剛性を有する材料を求め
るものである。1500℃を越える温度ではセラミツ
クの鋳造用中子を使用すべきであるが、上記２つ
の要求は現在のセラミツク材料に適しない。その
理由は、上記の強さを具備するために使用可能の
鋳造用中子の材料として、アルミナ又はチツ化硅
素のような物では、剛性が大きすぎて曲げるのが
極めて困難であると共に、鋳造品からの溶出が不
可能か非常に困難であると考えられるからであ
る。他方、硅素又はガラスセラミツクのような溶
出可能でより容易に変形する材料では、特に耐熱
性が要求される構成品を特定方向に固化させる鋳
造では、要求された時間の間中に変形することな
く要求される高温に耐えることができない。

本発明の目的は、鋳造する構成部材の中に通路
を形成するのに使用する鋳造用中子であつて、よ
り高い温度で鋳造する間変形せず、要求によつて
は各種非線形形状をとり得るもの、及びこの鋳造
用中子を使用した鋳造方法を提供することにあ
る。

〔課題を解決するための手段〕

上記目的を達成するため、本発明に係る鋳造用
中子は、溶出可能なセラミツク耐熱性材料から成
り、少なくとも２個以上の真直部を備え、各真直
部は隣接する真直部と曲り部分により連通されて
いる中空部材と、この中空部材の前記材料よりも
耐熱性の大きい材料から成り、前記中空部材の相
対する両端内に延び前記曲り部分に隣接した終つ
ている少なくとも２個以上の真直部を備えたセラ
ミツク支持部材とから構成され、前記セラミツク
支持部材を前記中空部材内に、前記セラミツク支
持部材と前記中空部材との間に両者が相対的に摺
動できるだけの僅かな間隙を持つて挿着させたも
のである。

また、鋳造方法は、 ａ） 鋳造される構成品の形の鋳造用空洞を有す
る鋳型を作る工程と、 ｂ） 前記鋳造用空洞内に前記鋳造用中子を位置
させる工程と、 ｃ） 前記鋳型を溶融超合金構成品材料で満た
し、この超合金構成品材料を固化させる工程
と、 ｄ） 前記セラミツク支持部材の前記真直部を前
記中空部材の相対する両端から引き抜いて固化
した構成品から取り去り、続いて前記中空部材
を固化した構成品から溶出する工程、 を経るようにしたものである。

〔作 用〕

上記のように構成した本発明によれば、鋳造用
中子は、溶出可能なセラミツク耐熱性材料からな
る中空部材と、この材料より耐熱性の大きいセラ
ミツク支持部材とから構成されているので、鋳造
の際に高温に加熱されても、歪みや捩れ等の変形
を生じたり破断してしまうことのがないばかりで
なく、前記中空部材に少なくとも２個以上の真直
部を備え、この真直部内にセラミツク支持部材の
真直部を摺動自在に挿着することにより、曲り部
を有する任意の形状に成形することができる。し
かも前記鋳造用中子を構成品から容易に取り去つ
て、曲り部を備えた通路を内部に有するニツケル
又はコバルトを基材とする超合金の鋳造部材を形
成することができる。

〔実施例〕

以下、図面を参照して本発明の実施例を説明す
る。

第１図に、ガスタービンエンジン用のニツケル
基材の超合金で作られた中空のタービン用翼又は
羽根の鋳造用鋳型３０を示す。この鋳型３０の中
に鋳造用中子２が継手４０を介して固着されて装
着され、この鋳造用中子２は中空円筒状の中空部
材４を有し、この中空部材４は直管状に上下方向
に延び、溶出可能なセラミツク耐熱性材料である
シリカで作られる。上記鋳型３０は炉３２に含ま
れる冷却された冷凍板３１上に位置づけられ、上
記翼を一定の方向に固化する方法で上記翼を鋳造
するために装着される。

上記炉３２の中で、上記鋳型３０は鋳造される
金属の融点以上の温度まで、この金属にこの鋳型
３０に沿つて温度勾配が生ずるように予熱され
る。金属注入後、上記冷凍板３１は、上記溶融し
た金属を上記鋳型３０の下から上に向けて固化さ
せ、この過程は上記鋳型３０をその底からのみ冷
却することを継続する間中、この溶融した金属が
固化する前進を継続させる。この方法及びこれを
上記鋳型３０の上部まで単一結晶を成長させるよ
うに改良した法方は周知であるから詳しい説明を
省略する。

上記管状のシリカで作られた中空部材４の穴の
中には、この中空部材４の材料たるシリカより耐
熱性の大きい材料であるアルミナで作られた円筒
形のセラミツク支持部材６が摺動可能に配置され
ている。このセラミツク支持部材６は上記中空部
材４のほぼ長き方向全長に亙つて延びている。

好ましくは、上記中空部材４は、外径が約1.78
乃至2.54mm（0.07乃至0.10インチ）、内径が約1.14
mm（0.045インチ）で、上記セラミツク支持部材
６は、直径が約1.02mm（0.04インチ）である。

上記シリカの中空部材４の内径と上記アルミナ
のセラミツク支持部材６の直径は、中空部材４の
内部にセラミツク支持部材６を挿入して鋳造温度
まで上昇させた時、中空部材４の内周面とセラミ
ツク支持部材６の外周面との間に、0.0127mm
（0.0005インチ）乃至0.0254mm（0.001インチ）程
度の隙間ができるように選定される。これによ
り、上記中空部材６がセラミツク支持部材４によ
つて破裂させられてしまうこと防止することがで
きる。

上記鋳造用中子２は、上記鋳型３０に符番４０
で示す継手を介してポリスチレン塗料を用いた従
来の方法で保持可能であり、これによつて、上記
中空部材４と上記鋳型材料との間の熱膨張の差を
許容することができる。上記セラミツク支持部材
６は上記中空部材４の端部から突出するようにす
ることができ、同様に上記鋳型３０の中に保持よ
うにすることもできる。また、上記中空部材４の
中で自由にしてもよく、この場合、上記中空部材
４の自由端は上記セラミツク支持部材６の逃げを
防止るために閉鎖され、上記セラミツク支持部材
４と中空部材６との間の半径方向の隙間とは別に
端部に隙間がなければならない。

第２図において、鋳型３０のための、上記に代
る第２の鋳造用中子１２を示し、この鋳造用中子
１２によつてタービン翼又はタービン羽根の中に
非放射状の冷却空気通路が形成される。鋳造用中
子１２は中空部材１４を有し、この中空部材１４
はシリカの管で作られ、２つの真直部１４ａ，１
４ｂを有し、この真直部１４ａ，１４ｂは曲り部
１５を介して連通される。上記中空部材１４の真
直部１４ａ，１４ｂの穴の中にアルミナで作られ
た円筒形のセラミツク支持部材１６ａ，１６ｂが
摺動可能に挿着されて鋳造用中子１２が構成され
ている。このセラミツク支持部材１６ａ，１６ｂ
は上記中空部材１４の正反対の端部から上記曲り
部分１５まで延びている。

上記中空部材１４の内径及び外径、更には上記
円筒形のセラミツク支持部材１６ａ，１６ｂの直
径は、上記第１の鋳造用中子２と同じである。

第３図において、鋳型３０用の、上記に代る第
３の鋳造用中子２２を示し、この鋳造用中子２２
によつて、タービン翼又はタービン羽根の中に一
層複雑な非放射状の冷却空気通路が形成される。
この鋳造用中子２２は中空部材２４を有し、この
中空部材２４はシリカの管で作られ、３個の真直
部２４ａ，２４ｂ，２４ｃを有し、この３個の真
直部２４ａ，２４ｂ，２４ｃは曲り部分２５ａ，
２５ｂを介して連通されている。上記中空部材２
４の真直部２４ａ，２４ｂ，２４ｃの穴の中に、
円筒形のアルミナのセラミツク支持部材２６ａ，
２６ｂ，２６ｃが摺動可能に挿着されている。こ
のセラミツク支持部材２６ａ，２６ｂは、上記中
空部材２４の両端から上記各曲り部材２５ａ，２
５ｂに充分に届くように延び、上記セラミツク支
持部材２６ｃは上記曲り部分２５ａ，２５ｂの間
でそのほぼ全域に亙つて延びている。上記鋳造用
中子２２は、真直ぐなシリカ管の中にセラミツク
支持部材（アルミナ棒）２６ａ，２６ｂ，２６ｃ
を挿入し、このシリカ管を加熱して曲げることに
よつて、曲り部分２５ａ，２５ｂを形成すること
により作ることができる。この方法で、上記セラ
ミツク支持部材２６ａ，２６ｂ，２６ｃは上記中
空部材２４の残りの部分を真直ぐに維持すると共
にこの中空部材２４の中で曲り部分が緊結される
のを助ける。

上記中空部材２４の内径及び外径、更には上記
円筒形のセラミツク支持部材２６ａ，２６ｂ，２
６ｃの直径は、上記第１の鋳造用中子２と同じで
ある。

第２図及び第３図に示す鋳造用中子１２，２２
の場合、この中空部材１４，２４の真直部１４
ａ，１４ｂ及び２４ａ，２４ｂの各端部は上記鋳
型３０に継手４０を介して強く押付て保持される
が、上記セラミツク支持部材１６ａ，１６ｂ及び
２６ａ，２６ｂ，２６ｃの上記中空部材１４，２
４に対する縦方向の膨張のための余裕を作らなけ
ればならない。このセラミツク支持部材１６ａ，
１６ｂ及び２６ａ，２６ｂ，２６ｃはこのように
して上記曲り部分１５及び２５ａ，２５ｂに出来
ずだけ近づくように延びるが、使用される最高の
温度でこのセラミツク支持部材１６ａ，１６ｂ及
び２６ａ，２６ｂ，２６ｃが上記曲り部分１５及
び２５ａ，２５ｂの中に押し入らないように配置
される。

第４図において、上記鋳型３０用の、上記に代
る第４の鋳造用中子３２を示し、この鋳造用中子
３２はタービン翼又はタービン羽根の中に真直ぐ
な冷却空気通路を形成するための上記第１の鋳造
用中子２に類似のものである。鋳造用中子３２は
中空部材３４を有し、この中空部材３４は断面が
楕円形で内部に間隔をおいた２個の穴３５を有す
る真管状で、この穴３５は長さ方向に沿つて平行
に延びている。この中空部材３４はシリカで作ら
れる。

上記穴３５のそれぞれに円筒形のアルミナで作
られたセラミツク支持部材３６が摺動可能に挿着
されていて鋳造用中子３２が構成されている。各
セラミツク支持部材３６は上記中空部材３４のほ
ぼ全長に亙つて延びている。

例えは、断面が楕円形の中空部材３４は長軸が
約3.30mm（0.13インチ）、短軸が0.864mm（0.036イ
ンチ）であり、上記穴３５は直径が約0.635mm
（0.025インチ）、上記円筒形のセラミツク支持部
材３６は直径が約0.50mm（0.02インチ）である。

上記鋳造用中子２，１２，２２，３２は、これ
が使われる時、ガスタービンエンジン用の翼又は
羽根を形成するように形作られた上記鋳型３０の
中に挿入される。この鋳型３０は従来のロストワ
ツクス法又はトランスフアー成形法で作ることが
できる。上記鋳造用中子２，１２，２２，３２は
その１端又は両端で上記鋳型３０に継手４０を介
して装着され、この継手４０は上記鋳造用中子
２，１２，２２，３２と鋳型３０の間の熱膨張を
補償すると共に上記セラミツク支持部材６，１６
ａ，１６ｂ，２６ａ，２６ｂ，２６ｃ，３６を上
記中空部材４，１４，２４，３４の中に保持す
る。上記第１と第４の鋳造用中子２，３２の場
合、長さが304.8mm（12インチ）程度なので一方
の端部のみの取り付けで充分であるが、第２及び
第３の鋳造用中子１２，２２の場合、この鋳造用
中子１２，２２は両端で取り付ける必要のあるこ
とが知られている。次いで、上記鋳型３０は要求
された組成のニツケル超合金を溶融したもので満
たされ、冷却され、冷えたブレード又はベーン
（図示省略）がこの鋳型３０から取り出される。

上記第１、第２及び第４の鋳造用中子２，１
２，３２の場合は、上記セラミツク支持部材６，
１６ａ，１６ｂ，３６はそれぞれ、単に滑らせる
だけで中空部材４，１４，３４から取り外すこと
ができ、その後に上記中空部材４，１４，３４は
従来の方法で冷却空気通路を有する上記ブレード
を残すように溶出される。

第３の中子２２の場合、上記セラミツク支持部
材２６ａ，２６ｂは、上記中空部材２４の各端部
から上記中空部材２４の曲り部分２５ａ，２５ｂ
間に位置する上記支持部材２６ｃを残すようにし
て滑り外される。それから上記中空部材２４は上
記支持部材２６ｃを残すように従来の方法で溶出
される。そして、この支持部材２６ｃの溶出は先
行技術による方法で便利に行なうことができる。

即ち、この支持部材２６ｃは、ニツケル基材の
合金で作られたタービン翼を高温の水性苛性溶液
に浸すことによつて取り除くことできる。水の中
に水酸化カリウムを溶かした大気圧よりやや高い
圧力で沸点近くに保持した溶液は、再結晶したア
ルミナ（支持部材２６ｃ）を約20時間で取り去る
ことができる。

上述の例において、中空部材は総て管状形であ
るが、本発明はそのような形状に限定されるもの
ではなく、各種形状の中空の鋳造用中子に応用で
きるものである。

また、上述の例で、セラミツク支持部材は中空
部材の端部から延びるように示されているが、こ
のセラミツク支持部材を上記中空部材の中に閉じ
込めることもできる。

上記セラミツク支持部材の外周面と上記中空部
材の内周面との間の隙間の寸法は、上記中空部材
が鋳造工程中で曲り得る量を決定する。従つて、
上記湯を注入する高い温度で、0.0254mm（0.001
インチ）程度の最低の隙間を維持することによ
り、非常に精密に位置取りされた冷却空気通路を
作り出すことができる。

本発明は超合金で作られたガスタービンエンジ
ン用翼又は羽根のような構成品を、方向性を有す
る固化の技術を用いて柱状粒子又は単結晶で構成
し、精密に特定された半径方向に伸びる冷却空気
通路を有して、この冷却空気通路が前記翼又は羽
根の一方が端部のみを通つて伸びるように鋳造す
ることができる。

また、本発明は実用的で経済的な方法では作り
得ないと信じられている曲り部分を含む冷却空気
通路を有するようなタービン翼又は羽根も鋳造す
ることができる。

上述以外の材料を上記鋳造用中子に使用するこ
とができる。上記中空の中空部材は上記鋳造され
た金属製品から溶出可能であると共に非直線形の
鋳造用中子を形ち造り得るように変形できるもの
でなければならない。シリカが好ましいが或る種
のガラスセラミツクを使用することはできる。上
記内側のセラミツク支持部材は硬く、その強度を
1500℃を越えて固化される構成品を直接鋳造する
間保持するものでなければならない。これは溶出
可能である必要はないが、相対的な熱膨張の下で
固化する自由度を保持できるように上記中空部材
と干渉しないものでなければならない。アルミ
ナ、ジルコニア、又は硅素の他に窒化物を使用す
ることができる。

本明細書の随所に使用された「超合金」又は
「ニツケル基材の超合金」という用語はニツケル
又はコバルト基材とする合金で最近ガスタービン
エンジン用翼又は羽根の生産に使用されるもの及
びその将来の派生合金を表わすもので、例えば、
マーチン金属社（Martin Mctal Co）エムエー
アールエム200（MARM200）及びエムエーアー
ルエム002（MARM002）、の商品名で市販し、国
際ニツケル社（International Nickel Co）がア
イエン100（IN100）の商品で市販している合金を
含む市販品である。

〔発明の効果〕

本発明は上記のような構成であるので、鋳造の
際に鋳造用中子が高温に加熱されても、この歪み
や捩れ等による鋳造中の変形や破断を確実に防止
し、これによつて方向性をもつて固化し及び単結
晶を有する構成品の内部に鋳造用中子による通路
を容易に作ることができる。

しかも、各種の非線形形状に容易に対応するこ
とができるといつた効果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図は或る方向に固化し、その内部に冷却空
気の通路を有するガスタービンエンジン用翼を製
造するための炉の中の鋳型の中に配置された鋳造
用中子を示す図面、第２図及び第３図は第１図の
鋳型に挿入された本発明に基づく鋳造用中子の断
面図、第４図は第１図の変形例を示す図面であ
る。 ２，１２，２２，３２…鋳造用中子、４，１
４，２４，３４…中空部材、１４ａ，１４ｂ，２
４ａ，２４ｂ，２４ｃ…中空部材の真直部、６，
１６ａ，１６ｂ，２６ａ，２６ｂ，２６ｃ，３６
…セラミツク支持部材（真直部）、３０…鋳型、
３１…冷凍板、３２…炉、４０…継手。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ ニツケル又はコバルトを基材とする超合金の
   鋳造部材の内部に通路を画成する中子において、
   この中子１２；２２は中空部材１４；２４とセラ
   ミツク支持部材１６ａ，１６ｂ，２６ａ，２６
   ｂ，２６ｃとから構成され、前記中空部材１４；
   ２４は溶出可能なセラミツク耐熱性材料から成
   り、少なくとも２個以上の真直部１６ａ，１６
   ｂ；２６ａ，２６ｂ，２６ｃを備え、各真直部は
   隣接する真直部と曲り部分１５；２５ａ，２５ｂ
   により連通され、前記セラミツク支持部材１６
   ａ，１６ｂ；２６ａ，２６ｂ，２６ｃは前記中空
   部材１４；２４の前記材料よりも耐熱性の大きい
   材料から成り、前記中空部材１４；２４の相対す
   る両端内に延び前記曲り部分１５；２５ａ，２５
   ｂに隣接して終つている少なくとも２個以上の真
   直部１６ａ，１６ｂ；２６ａ，２６ｂ，２６ｃを
   備え、前記セラミツク支持部材１６ａ，１６ｂ；
   ２６ａ，２６ｂ，２６ｃは前記中空部材１４；２
   ４内に、前記セラミツク支持部材と前記中空部材
   との間に両者が相対的に摺動できるだけの僅かな
   間隙を持つて挿着されていることを特徴とする鋳
   造用中子。 ２ 前記中空部材１４，２４がシリカで作られて
   いることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載
   の鋳造用中子。 ３ 前記セラミツク支持部材１６ａ，１６ｂ；２
   ６ａ，２６ｂ，２６ｃがアルミナで作られている
   ことを特徴とする特許請求の範囲第１項又は第２
   項記載の鋳造用中子。 ４ 前記中空部材１４は曲がり部分１５で連通す
   る２つの真直部１４ａ，１４ｂを有し、前記セラ
   ミツク支持部材１６ａ，１６ｂは前記中空部材１
   ４の中に、その両端から伸びて前記隣接する曲り
   部分１５で終る２つの真直部１６ａ，１６ｂを有
   することを特徴とする特許請求の範囲第１項乃至
   第３項の何れかに記載の鋳造用中子。 ５ 前記中空部材２４は３つの真直部２４ａ，２
   ４ｂ，２４ｃを有し、この真直部の各々が曲り部
   分２５ａ，２５ｂによつて隣接する前記真直部と
   連通し、前記セラミツク支持部材２６ａ，２６
   ｂ，２６ｃは３つの真直部２６ａ，２６ｂ，２６
   ｃを有し、これが前記中空部材２４の各真直部２
   ４ａ，２４ｂ，２４ｃの中で伸びて隣接するそれ
   ぞれの曲り部分２５ａ，２５ｂで終ることを特徴
   とする特許請求の範囲第１項乃至第３項の何れか
   に記載の鋳造用中子。 ６ ニツケル又はコバルトを基材とした超合金構
   成品の鋳造方法において、 ａ） 鋳造される構成品の形の鋳造用空洞を有す
   る鋳型を作る工程と、 ｂ） 前記鋳造用空洞内に中空部材とセラミツク
   支持部材とから構成され、前記中空部材は溶出
   可能なセラミツク耐熱性材料から成り、少なく
   とも２個以上の真直部を備え、各真直部は隣接
   する真直部と曲り部分により連通され、前記セ
   ラミツク支持部材は前記中空部材の前記材料よ
   りも耐熱性の大きい材料から成り、前記中空部
   材の相対する両端内に延び前記曲り部分に隣接
   して終つている少なくとも２個以上の真直部を
   備え、前記セラミツク支持部材は前記中空部材
   内に、前記セラミツク支持部材と前記中空部材
   との間に両者が相対的に摺動できるだけの僅か
   な間隙を持つて挿着されている中子を位置させ
   る工程と、 ｃ） 前記鋳型を溶融超合金構成品材料で満た
   し、この超合金構成品材料を固化させる工程
   と、 ｄ） 前記セラミツク支持部材の前記真直部を前
   記中空部材の相対する両端から引き抜いて固化
   した構成品から取り去り、続いて前記中空部材
   を固化した構成品から溶出する工程、 を経ることを特徴とする鋳造方法。 ７ 前記鋳型の鋳造用空洞の中に配設された前記
   中子の中空部材は曲り部分で連通する２つの真直
   部を有し、前記セラミツク支持部材は前記中空部
   材の中にその両端から伸びる２つの真直部を有す
   ることを特徴とする特許請求の範囲第６項記載の
   鋳造方法。 ８ 前記鋳型の鋳製造用空洞内に配設された前記
   中子の前記中空部材が３つの真直部を有し、この
   各真直部は隣接する曲り部分で連通し、前記セラ
   ミツク支持部材は３つの真直部を有し、この真直
   部は前記中空部材の前記各真直部の中で伸びると
   共に隣接する前記各曲り部分で終り、更に前記中
   子を前記構成品から取り出す工程は、前記セラミ
   ツク支持部材のあらゆる接近可能の部分を前記中
   空部材の両端から引き抜く工程と、前記中空部材
   を前記構成品から溶出する工程と、前記セラミツ
   ク支持部材の残余の部分を前記構成品から溶出す
   る工程より成ることを特徴とする特許請求の範囲
   第６項記載の鋳造方法。 ９ 溶融した構成品材料を方向性を持たせて固化
   した構成品を作るために構成品の一方の端部から
   冷却することを特徴とする特許請求の範囲第６項
   乃至第８項の何れかに記載の鋳造構成品鋳造方
   法。