WO2011059064A1 - 翼の製造方法 - Google Patents

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WO2011059064A1
WO2011059064A1 PCT/JP2010/070213 JP2010070213W WO2011059064A1 WO 2011059064 A1 WO2011059064 A1 WO 2011059064A1 JP 2010070213 W JP2010070213 W JP 2010070213W WO 2011059064 A1 WO2011059064 A1 WO 2011059064A1
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molded body
blade
layer
composite material
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陽介 溝上
博史 黒木
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株式会社Ihi
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    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor

Definitions

  • the present invention relates to a method for manufacturing vanes used in a turbine or a compressor of a gas turbine engine such as a jet engine.
  • Turbine blades [turbine vane] used in jet engine turbines are usually made of a heat-resistant alloy such as a nickel alloy.
  • a composite material such as a ceramic matrix composite material (CMC) having higher heat resistance and lower specific gravity than a nickel alloy has attracted attention.
  • Turbine blades (CMC turbine blades) made of a ceramic matrix composite material have also been developed (Patent Documents 1 and 2 below). And the turbine blade made from CMC is manufactured by the following methods.
  • ceramic fibers fiber bundles of ceramic fibers
  • a woven-fiber formed body made of ceramic fibers is formed on the surface of the jig.
  • the ceramic matrix is impregnated with the ceramic matrix using an impregnation method such as a vapor phase impregnation method (CVI) or a liquid phase impregnation firing method (PIP).
  • an impregnation method such as a vapor phase impregnation method (CVI) or a liquid phase impregnation firing method (PIP).
  • CVI vapor phase impregnation method
  • PIP liquid phase impregnation firing method
  • the thickness of the CMC turbine blade generally needs to be generally larger than the thickness of the heat-resistant alloy turbine blade. Along with this, the thickness of the trailing edge of the turbine blade increases. On the other hand, when the thickness of the trailing edge of the turbine blade is increased, the mixing loss between the vortex generated in the vicinity of the trailing edge of the turbine blade and the main flow increases. As a result, pressure loss increases and it becomes difficult to increase turbine efficiency.
  • An object of the present invention is to provide a blade manufacturing method capable of improving turbine efficiency by suppressing the thickness of the rear end of the blade.
  • the following features of the present invention are all used for a turbine or a compressor of a gas turbine engine, and are wings made of a composite material made of a reinforcing fiber and a matrix, and made of a composite material made of a reinforcing fiber and a matrix
  • a hollow outer layer blade formed of a composite material composed of a reinforcing fiber and a matrix, and extending from the inner surface of the outer layer blade toward the inner surface of the rear edge, and the outer surface of the outer layer is the back side of the outer layer blade
  • a wing is manufactured in which a rear space is defined between an outer surface and a rear edge side inner surface of the outer wing.
  • the first feature of the present invention is the above-described blade manufacturing method, wherein: (a) an inner-layer wing fabric formed of reinforcing fibers on the surface of a jig having a surface shape corresponding to the inner-surface shape of the inner-layer wing (B) impregnating the inner layer wing fabric molded body with a matrix to finish the inner layer wing fabric molded body as the inner layer wing; (c) during or after the end of (b), Remove from the inner wing fabric molded body or the inner wing, and (d) after completion of (b) and (c), combining the auxiliary wing having the surface shape corresponding to the rear space and the inner wing Forming a combined body, (e) after the end of (d), forming an outer wing woven fabric formed of reinforcing fibers on the surface of the combined body, (f) after the end of (e), The outer layer wing fabric molding is impregnated with a matrix, and the outer layer wing fabric molding is performed. Finishing the outer
  • a second feature of the present invention is the above-described wing manufacturing method, wherein (A) an inner-layer wing fabric formed of reinforcing fibers on the surface of a jig having a surface shape corresponding to the inner-surface shape of the inner-layer wing. (B) After the completion of (A), an auxiliary jig having a surface shape corresponding to the rear space is combined with the inner wing fabric molded body to form a combined body, and (C) ( After the end of B), an outer layer wing fabric molded body composed of reinforcing fibers is formed on the surface of the combination.
  • a third feature of the present invention is a method for manufacturing the wing as described above, wherein (i) an inner wing woven fabric formed of reinforcing fibers on the surface of a jig having a surface shape corresponding to the inner surface shape of the inner wing. Forming a body, (ii) impregnating the inner-layer wing fabric molded body with a matrix, and finishing the inner-layer wing fabric molded body as the inner-layer wing; (iii) during or after the completion of (ii) And (iv) after completion of (ii) and (iii), the rear filling member having a surface shape corresponding to the rear space and the inner layer wing are combined.
  • a method for manufacturing the wing as described above wherein (I) an inner wing woven fabric formed of reinforcing fibers on a surface of a jig having a surface shape corresponding to the inner surface shape of the inner wing. (II) After the completion of (I), a rear filling member having a surface shape corresponding to the rear space and the inner wing fabric molded body are combined to form a combination, and (III) ( After the completion of II), an outer layer wing fabric molded body composed of reinforcing fibers is formed on the surface of the combination.
  • the thickness of the composite material blade can be reduced while increasing the thickness from the leading edge to the middle portion of the composite material blade, so that the rigidity of the composite material blade can be reduced.
  • the thickness of the trailing edge of the wing can be reduced while ensuring As a result, an increase in pressure loss in the vicinity of the trailing edge of the blade is suppressed, so that turbine efficiency or compressor efficiency can be improved.
  • the composite material is preferably a ceramic matrix composite material or a carbon matrix composite material. Since the ceramic base composite material or the carbon base composite material has a higher heat resistant temperature than the metal, cooling of the blades in a high temperature environment can be made unnecessary, or the amount of cooling air can be reduced and the efficiency can be improved. In addition, since the ceramic matrix composite material or the carbon matrix composite material has a lower density than the metal and can reduce the weight of the component, the weight can be reduced and the fuel consumption rate can be improved.
  • vane includes “turbine vane” and “compressor vane”.
  • turbine blade turbine ⁇ ⁇ ⁇ vane
  • compressor vane includes “compressor vane” and “compressor vane”.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of a turbine vane (a cross-sectional view taken along a line II in FIG. 2). It is a side view (partial cross section) of a turbine stator segment. It is sectional drawing of a turbine stationary blade (other embodiment).
  • FIG. 4 is a flowchart of the method for manufacturing the turbine stationary blade according to the first embodiment.
  • FIG. 5A is an explanatory diagram of the inner layer blade fabric forming process in the first [2, 3, 4] embodiment
  • FIG. 5B is an explanatory diagram of the inner layer blade impregnation step in the first [3] embodiment.
  • FIG. 5C is an explanatory diagram of the jig removing process in the first [3] embodiment.
  • FIG.6 (a) is explanatory drawing of the combination process in 1st Embodiment
  • FIG.6 (b) is explanatory drawing of an outer layer wing fabric formation process
  • FIG. 7A is an explanatory diagram of the outer layer blade impregnation step in the first embodiment
  • FIG. 7B is an explanatory diagram of the auxiliary jig removing step.
  • FIG. 8 is a flowchart of a method for manufacturing a turbine vane according to the second embodiment.
  • Fig.9 (a) is explanatory drawing of the combination process in 2nd Embodiment
  • FIG.9 (b) is explanatory drawing of an outer layer wing fabric formation process.
  • FIG. 10A is an explanatory view of the impregnation step in the second embodiment
  • FIG. 10B is an explanatory view of the removal step.
  • FIG. 11 is a flowchart of a method for manufacturing a turbine vane according to the third embodiment.
  • Fig.12 (a) is explanatory drawing of the combination process in 3rd Embodiment
  • FIG.12 (b) is explanatory drawing of an outer layer wing fabric formation process.
  • FIG. 13 is an explanatory diagram of the outer blade impregnation step in the third embodiment.
  • FIG. 14 is a flowchart of a method for manufacturing a turbine vane according to the fourth embodiment.
  • Fig.15 (a) is explanatory drawing of the combination process in 4th Embodiment
  • FIG.15 (b) is a figure explaining an outer layer wing fabric formation process.
  • FIG. 16A is an explanatory view of the impregnation step in the fourth embodiment
  • FIG. 16B is an explanatory view of the removal step.
  • FIGS. 1 and 2 a turbine stationary blade 3 manufactured by an embodiment of a manufacturing method described later will be described with reference to FIGS. 1 and 2.
  • F indicates the forward direction (upstream direction)
  • R indicates the backward direction (downstream direction)
  • In indicates the radially inner side
  • Out indicates the radially outer side.
  • a turbine stator (turbine nozzle) used in a jet engine turbine (not shown) is divided into a plurality of turbine stator segments (turbine nozzle segments) 1 in the circumferential direction (see FIG. 2).
  • the turbine stator segment 1 includes a plurality of turbine vanes 3 (only one is shown).
  • the turbine stationary blade 3 is made of a ceramic matrix composite material (a type of composite material: hereinafter referred to as CMC) composed of a ceramic matrix (a type of matrix) and ceramic fibers (a type of reinforcing fiber). The details of the configuration of the turbine stationary blade 3 will be described later.
  • CMC ceramic matrix composite material
  • An arc-shaped outer band 5 is integrally provided at the outer end (radially outer end) of the turbine stationary blade 3.
  • the outer band 5 is made of a heat resistant alloy such as a nickel alloy.
  • an arc-shaped front flange 7 that is locked to a part of a turbine case (not shown) is formed.
  • an arc-shaped rear flange 9 that is locked to a part of the turbine case is formed.
  • the outer band 5 may be comprised with composite materials, such as CMC and a carbon group composite material, instead of a heat resistant alloy.
  • An arc-shaped inner band 11 is integrally provided at the inner end (radially inner end) of the turbine stationary blade 3.
  • the inner band 11 is made of a heat resistant alloy such as a nickel alloy.
  • arc-shaped ribs 13 are formed that are fitted into grooves (not shown) of a stator support member that is integrally connected to the turbine case.
  • the inner band 11 may be comprised with composite materials, such as CMC and a carbon group composite material, instead of a heat resistant alloy.
  • the turbine stationary blade 3 includes a hollow outer layer blade (outer blade) 15.
  • the outer wing 15 is composed of CMC made of ceramic fibers and a ceramic matrix.
  • ceramic fibers carbon fibers, glass fibers, or mixed fibers thereof (at least two types of mixed fibers of ceramic fibers, carbon fibers, and glass fibers) may be used.
  • a carbon matrix or a glass matrix may be used.
  • a hollow inner layer blade (inner blade) 17 is integrally provided on the inner surface of the outer layer blade 15.
  • the inner layer blade 17 is composed of CMC made of ceramic fibers and a ceramic matrix.
  • the inner layer blade 17 extends from the inner surface 15a on the leading edge side of the outer layer blade 15 toward the inner surface 15t on the rear edge side.
  • the outer surface 17t on the rear edge side of the inner layer blade 17 is located on the rear edge side with respect to the intermediate position of the inner layer blade 17 (intermediate position in the cord length direction).
  • the dorsal-side outer surface 17 d of the inner layer wing 17 is integrally joined to the back side inner surface 15 d of the outer layer wing 15.
  • ventral-side outer surface 17v of the inner wing 17 is integrally joined to the ventral inner surface 15v of the outer wing 15.
  • ceramic fibers carbon fibers, glass fibers, or mixed fibers thereof may be used.
  • a carbon matrix or a glass matrix may be used instead of the ceramic matrix.
  • a rear space S is defined between a rear edge side outer surface 17 t of the inner layer blade 17 and a rear edge side inner surface 15 t of the outer layer blade 15.
  • a plurality of outlet holes 19 for injecting cooling air introduced into the inner layer blade 17 through a front insert (not shown) are provided on the front edge 3a and the ventral surface 3v of the turbine vane 3. Is formed. Each injection hole 19 continues through the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17.
  • a plurality of discharge holes 21 for discharging cooling air introduced into the rear space S through rear inserts (not shown) are formed in the rear edge 3t of the turbine vane 3. . Each discharge hole 21 penetrates the outer layer blade 15. The cooling air is compressed air extracted from a jet engine compressor (not shown).
  • the hollow inner layer blade 17 is integrally provided on the inner surface of the hollow outer layer blade 15, and a rear space is provided between the rear edge side outer surface 17 t of the inner layer blade 17 and the rear edge side inner surface 15 t of the outer layer blade 15. S is partitioned. Therefore, a portion from the front edge 3a of the turbine stationary blade 3 to the middle portion 3m (that is, before the rear edge side inner surface 15t of the outer layer blade 15) forms a two-layer structure of the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17.
  • the part from the middle part 3m to the trailing edge 3t constructs a single layer structure of only the outer layer blades 15. As a result, the thickness from the middle part 3m to the rear edge 3t can be reduced while the thickness from the front edge 3a to the middle part 3m of the turbine vane 3 made of CMC is increased.
  • the turbine stationary blade 3 by increasing the thickness of the trailing edge 3t while securing the rigidity of the turbine stationary blade 3 made of CMC, the increase in pressure loss in the vicinity of the trailing edge 3t is suppressed, and Efficiency can be improved.
  • the turbine stationary blade 23 is used in a turbine of a jet engine, and has substantially the same configuration as the turbine stationary blade 3 described above. Of the specific configuration of the turbine stationary blade 23, only the differences from the specific configuration of the turbine stationary blade 3 will be described. In addition, about the component of the turbine stationary blade 23 which is the same as or equivalent to the component of the turbine stationary blade 3, the same number is attached
  • the rear space S is filled with a rear filled member [rear filled member] 25 (rear core member).
  • the rear filling member 25 is provided integrally with the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17.
  • a plurality of injection holes 27 for injecting cooling air introduced into the inner layer blade 17 through a front insert (not shown) are formed in the front edge 23a and the abdominal surface 23v of the turbine stationary blade 23. Each injection hole 27 penetrates the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17.
  • a plurality of discharge holes 29 are formed in the rear edge 23t of the turbine vane 23 to discharge the cooling air introduced into the rear space S via a rear insert (not shown). Each discharge hole 29 penetrates the outer layer blade 15, the rear filling member 25, and the inner layer blade 17.
  • the turbine vane 23 has the same advantages as the turbine vane 3 described above. However, in the turbine stationary blade 23, the rear space member S is filled in the rear space S of the turbine stationary blade 3 described above. By filling the rear filling member 25, the strength and rigidity of the blade trailing edge of the turbine stationary blade 23 can be improved.
  • the turbine stator blade manufacturing method of this embodiment is a method of manufacturing the turbine stator blade 3 shown in FIG.
  • the present method includes an inner layer blade fabric forming step, an inner layer blade impregnation step, a jig removing step, a combining step, an outer layer blade fabric forming step, an outer layer blade impregnating step, an auxiliary jig removing step, and a machining step.
  • the concrete content of each process in the manufacturing method of this embodiment is as follows.
  • Step S11 Inner-layer wing fabric forming step
  • a jig 31 having a surface shape corresponding to the inner-surface shape of the inner-layer wing 17 ceramic fibers (fiber bundles of ceramic fibers) are formed. Weaving is performed two-dimensionally and / or three-dimensionally along the surface of the jig 31 by blade weave or plain weave. Thereby, the inner layer wing fabric molded body 17 ⁇ / b> F composed of ceramic reinforcing fibers is formed on the surface of the jig 31.
  • the weaving method of the ceramic fibers can be changed as appropriate.
  • Step S12 Inner-layer blade impregnation step
  • the gas phase impregnation method CVI method
  • the liquid phase impregnation firing method PIP method
  • the inner layer wing fabric molded body 17F is impregnated with a ceramic matrix by a phase impregnation method or the like. Thereby, the inner layer wing fabric molded body 17 ⁇ / b> F is finished as the inner layer wing 17.
  • the method for impregnating the ceramic matrix can be changed as appropriate.
  • Step S13 Jig Removal Process As shown in FIG. 5C, the jig 31 is moved in the lateral direction during or after the inner blade impregnation process, and the jig 31 becomes the inner layer woven fabric molded body 17F. Alternatively, it is removed from the inner layer blade 17.
  • Step S14 Combination Step
  • the auxiliary jig 33 having the surface shape corresponding to the rear space S and the inner layer blade 17 are formed. It is set at a predetermined position of the combination jig 37.
  • the inner layer blade 17 and the auxiliary jig 33 are combined adjacently. As a result, a combined body 35 composed of the inner layer blade 17 and the auxiliary jig 33 is formed.
  • Step S15 Outer Wing Fabric Formation Process
  • ceramic fibers fiber bundles of ceramic fibers
  • the outer-layer wing fabric molded body 15 ⁇ / b> F composed of ceramic fibers is formed on the surface of the combined body 35.
  • the weaving method of the ceramic fibers can be changed as appropriate.
  • the outer layer wing fabric molded body 15F may be formed by winding a fabric made of ceramic fibers around the surface of the combination 35.
  • Step S16 Outer wing impregnation step
  • the gas phase impregnation method CVI method
  • liquid phase impregnation firing method PIP method
  • the outer layer wing fabric molded body 15F is impregnated with a ceramic matrix by a phase impregnation method or the like. Thereby, the outer layer wing fabric molded body 15 ⁇ / b> F is finished as the outer layer wing 15.
  • the method for impregnating the ceramic matrix can be changed as appropriate.
  • Step S17 Auxiliary Jig Removal Process
  • the auxiliary jig 33 is moved in the lateral direction during or after the outer wing impregnation process so that the auxiliary jig 33 becomes the outer wing.
  • the fabric molded body 15F or the outer layer blade 15 is removed.
  • Step S18 Machining Step After the removal step, the injection hole 19 and the discharge hole 21 are formed by machining. In addition, after forming the injection hole 19 and the discharge hole 21, it is desirable that the surface of the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17 be coated by an appropriate impregnation method.
  • the combination body 35 is formed by the auxiliary jig 33 having the surface shape corresponding to the rear space S and the inner layer blade 17, and the outer layer wing fabric molded body 15 ⁇ / b> F is formed on the surface of the combination body 35. Therefore, a portion from the front edge 3a of the turbine stationary blade 3 to the middle portion 3m (that is, before the rear edge side inner surface 15t of the outer layer blade 15) forms a two-layer structure of the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17.
  • the part from the middle part 3m to the trailing edge 3t constructs a single layer structure of only the outer layer blades 15. As a result, the thickness from the middle part 3m to the rear edge 3t can be reduced while the thickness from the front edge 3a to the middle part 3m of the turbine vane 3 made of CMC is increased.
  • the first embodiment has the same advantages as the advantages of the turbine stationary blade 3 described above.
  • the turbine stator blade manufacturing method is a method of manufacturing the turbine stator blade 3 shown in FIG.
  • the method includes an inner layer wing fabric forming step, a combination step, an outer layer wing fabric forming step, an impregnation step, a removal step, and a machining step.
  • the concrete content of each process in the manufacturing method of this embodiment is as follows.
  • Step S21 Inner-layer wing fabric forming process As shown in FIG. 5A, by performing the same process as the inner-layer wing fabric forming step (step S11) of the first embodiment, An inner-layer wing fabric molded body 17F made of ceramic reinforcing fibers is formed.
  • Step S22 Combining Step As shown in FIG. 9A, after the inner layer wing fabric forming step, the auxiliary jig 33 having the surface shape corresponding to the rear space S and the inner layer wing fabric molded body 17F are adjacent to each other. Combined. Thereby, the combination body 35F which consists of the inner-layer wing fabric molded body 17F and the auxiliary jig 33 is formed.
  • Step S23 Outer layer wing fabric forming step As shown in FIG. 9B, by performing the same process as the outer layer wing fabric forming step (step S15) of the first embodiment after the combination step, An outer layer wing fabric molded body 15F made of ceramic fibers is formed on the surface of the combined body 35F.
  • Step S24 Impregnation Step
  • the vapor phase impregnation method CVI method
  • the liquid phase impregnation firing method PIP method
  • the solid phase impregnation The outer layer wing fabric molded body 15F and the inner layer wing fabric molded body 17F are impregnated with a ceramic matrix by a method or the like. Thereby, the outer layer wing fabric molded body 15F and the inner layer wing fabric molded body 17F are finished as the outer layer wing 15 and the inner layer wing 17, respectively.
  • Step S25 Removal Process As shown in FIG. 10 (b), the jig 31 and the auxiliary jig 33 are moved in the lateral direction during or after the impregnation process, so that the jig 31 becomes the inner wing fabric molded body.
  • the auxiliary jig 33 is removed from the outer layer blade fabric molded body 15F or the outer layer blade 15 while being removed from the 17F or inner layer blade 17.
  • Step S26 Machining Process
  • the injection hole 19 and the plurality of discharge holes 21 are formed by executing the same process as the machining process (step S18) of the first embodiment.
  • the combination body 35F is formed by the auxiliary jig 33 having the surface shape corresponding to the rear space S and the inner layer wing fabric molded body 17F, and the outer layer wing fabric molded body 15F is formed on the surface of the combination body 35F.
  • a portion from the front edge 3a of the turbine stationary blade 3 to the middle portion 3m forms a two-layer structure of the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17.
  • the part from the middle part 3m to the trailing edge 3t constructs a single layer structure of only the outer layer blades 15.
  • the thickness from the middle part 3m to the rear edge 3t can be reduced while the thickness from the front edge 3a to the middle part 3m of the turbine stator blade 3 made of CMC is increased.
  • the second embodiment has the same advantages as the advantages of the turbine stationary blade 3 described above.
  • FIG. 11 A method for manufacturing a turbine vane according to the third embodiment will be described with reference to the flowchart of FIG. 11, FIGS. 5 (a) to 5 (c), FIGS. 12 (a) to 13 and FIG. 16 (b). To do.
  • the turbine stator blade manufacturing method is a method of manufacturing the turbine stator blade 23 shown in FIG.
  • This method includes an inner layer wing fabric forming step, an inner layer wing impregnation step, a combining step, an outer layer wing fabric forming step, an outer layer wing impregnation step, a jig removing step, and a machining step.
  • the concrete content of each process in this embodiment is as follows.
  • Step S31 Inner-layer wing fabric forming process As shown in FIG. 5A, by performing the same process as the inner-layer wing fabric forming step (step S11) of the first embodiment, An inner-layer wing fabric molded body 17F made of ceramic reinforcing fibers is formed.
  • Step S32 Inner-layer blade impregnation step As shown in FIG. 5 (b), after the inner-layer blade fabric forming step, the same processing as the inner-layer blade impregnation step (step S12) of the first embodiment is performed.
  • the inner wing fabric molded body 17F is finished as the inner wing 17.
  • Step S33 Jig Removal Process As shown in FIG. 5 (c), the same process as the jig removal process (step S13) of the first embodiment is performed during or after the inner blade impregnation process. Thus, the jig 31 is removed from the inner-layer wing fabric molded body 17F or the inner-layer wing 17.
  • Step S34 Combining Step
  • the rear filling member 25 having the surface shape corresponding to the rear space S and the inner layer blade 17 are formed. It is set at a predetermined position of the combination jig 39.
  • the inner layer blade 17 and the rear filling member 25 are combined adjacently. Thereby, the combination body 41 which consists of the inner layer blade
  • Step S35 Outer layer wing fabric forming step As shown in FIG. 12B, by performing the same process as the outer layer wing fabric forming step (step S15) of the first embodiment after the combination step, On the surface of the combination body 41, an outer layer wing fabric molded body 15F made of ceramic fibers is formed.
  • Step S36 Outer wing impregnation step
  • the vapor phase impregnation method CVI method
  • the liquid phase impregnation firing method PIP method
  • the solid phase impregnation method The outer layer wing fabric molded body 15F is impregnated with a ceramic matrix.
  • the outer layer wing fabric molded body 15 ⁇ / b> F is finished as the outer layer wing 15.
  • the method for impregnating the ceramic matrix can be changed as appropriate.
  • the combination jig 39 is removed, but the rear filling member 25 remains in the rear space S.
  • Step S37 Machining Step After the outer blade impregnation step, the injection hole 27 and the discharge hole 29 are formed by machining. Further, the excess portion of the rear filling member 25 that protrudes from the outer layer blade 15 is also removed here. In addition, after forming the injection hole 27 and the discharge hole 29, it is desirable that the surface of the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17 be coated by an appropriate impregnation method.
  • the combination body 41 is formed by the rear filling member 25 having the surface shape corresponding to the rear space S and the inner layer blade 17, and the outer layer blade fabric molded body 15 ⁇ / b> F is formed on the surface of the combination body 41. Therefore, a portion from the front edge 23 a of the turbine stationary blade 23 to the middle portion 23 m (that is, before the rear edge side inner surface 15 t of the outer layer blade 15) forms a two-layer structure of the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17.
  • the part from the middle part 23m to the rear edge 23t constructs a single-layer structure of only the outer layer blade 15. As a result, the thickness from the middle portion 23m to the rear edge 23t can be reduced while increasing the thickness from the front edge 23a to the middle portion 23m of the turbine stationary blade 23 made of CMC.
  • the third embodiment has the advantage of the turbine stationary blade 23 described above.
  • the turbine stator blade manufacturing method is a method of manufacturing the turbine stator blade 23 shown in FIG.
  • This method includes an inner layer wing fabric forming step, a combination step, an outer layer wing fabric forming step, an impregnation step, a jig removing step, and a machining step.
  • the concrete content of each process in this embodiment is as follows.
  • Step S41 Inner-layer wing fabric forming step As shown in FIG. 5A, the same process as the inner-layer wing fabric forming step (step S11) of the first embodiment is performed, so that the surface of the jig 31 is formed. An inner-layer wing fabric molded body 17F made of ceramic reinforcing fibers is formed.
  • Step S42 Combining Step As shown in FIG. 15A, after the inner layer wing fabric forming step, the rear filling member 25 having a surface shape corresponding to the rear space S and the inner layer wing fabric molded body 17F are adjacent to each other. Combined. Thereby, the combination body 41F which consists of the inner-layer wing fabric molded body 17F and the rear filling member 25 is formed.
  • Step S43 Outer layer wing fabric forming step As shown in FIG. 15B, by performing the same process as the outer layer wing fabric forming step (step S15) of the first embodiment after the combination step, An outer layer wing fabric molded body 15F made of ceramic fibers is formed on the surface of the combination body 41F.
  • Step S44 Impregnation Step
  • the gas phase impregnation method CVI method
  • liquid phase impregnation firing method PIP method
  • solid phase impregnation solid phase impregnation
  • the outer layer wing fabric molded body 15F and the inner layer wing fabric molded body 17F are impregnated with a ceramic matrix by a method or the like. Thereby, the outer layer wing fabric molded body 15F and the inner layer wing fabric molded body 17F are finished as the outer layer wing 15 and the inner layer wing 17, respectively.
  • Step S45 Jig Removal Process As shown in FIG. 16B, by performing the same process as the jig removal process (step S33) of the third embodiment after or during the impregnation process, The jig 31 is removed from the inner layer blade molded body 17F. The jig 31 is removed, but the rear filling member 25 remains in the rear space S.
  • Step S46 Machining Process
  • the injection hole 27 and the discharge hole 29 are formed by executing the same process as the machining process (step S37) of the third embodiment. Further, the excess portion of the rear filling member 25 that protrudes from the outer layer blade 15 is also removed here.
  • the surface of the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17 be coated by an appropriate impregnation method.
  • the combination body 41F is formed by combining the rear filling member 25 having the surface shape corresponding to the rear space S and the inner layer wing fabric molded body 17F, and the outer layer wing fabric molded body 15F is formed on the surface of the combination body 41F. . Therefore, a portion from the front edge 23 a of the turbine stationary blade 23 to the middle portion 23 m (that is, before the rear edge side inner surface 15 t of the outer layer blade 15) forms a two-layer structure of the outer layer blade 15 and the inner layer blade 17.
  • the part from the middle part 23m to the rear edge 23t constructs a single-layer structure of only the outer layer blade 15. As a result, the thickness from the middle portion 23m to the rear edge 23t can be reduced while increasing the thickness from the front edge 23a to the middle portion 23m of the turbine stationary blade 23 made of CMC.
  • the fourth embodiment has the same effects as the advantages provided by the turbine stationary blade 23 described above.
  • the present invention is not limited to the description of the above-described embodiment.
  • the configuration of the turbine stationary blades 3 and 23 can be applied to a turbine rotor blade, a compressor stator blade, a compressor rotor blade, and the like.
  • the methods of the first to fourth embodiments can be applied to manufacturing methods for turbine blades, compressor stationary blades, compressor blades, and the like.
  • the present invention can be implemented in various other modes. Further, the scope of rights encompassed by the present invention is not limited to the above-described embodiment.

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Abstract

　外層翼の内部に内層翼を有すると共に、内部後方に後部空間を有する翼の製造方法では、（ａ）内層翼の内面形状に対応する治具に強化繊維の内層翼織物成形体を形成し、（ｂ）内層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて内層翼とし、（ｃ）治具を取外し、（ｄ）後部空間に対応する補助治具と内層翼とを組合せて組合せ体を形成し、（ｅ）組合せ体の表面に強化繊維の外層翼織物成形体を形成し、（ｆ）外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて外層翼とする。上記製造方法によれば、翼の後端の厚さを抑えてタービン効率を高め得る翼を製造できる。

Description

翼の製造方法
　本発明は、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられる翼[vane]の製造方法に関する。
　ジェットエンジンのタービンに用いられるタービン翼[turbine vane]（タービン静翼[turbine stator vane]及びタービン動翼[turbine rotor blade]を含む）は、通常、ニッケル合金等の耐熱合金によって構成されている。一方、近年、ニッケル合金よりも耐熱性に優れかつ比重の小さいセラミックス基複合材料（ＣＭＣ）等の複合材料が注目されている。セラミックス基複合材料によって構成されたタービン翼（ＣＭＣ製タービン翼）も開発されている（下記特許文献１及び２）。そして、ＣＭＣ製タービン翼は、次のような手法によって製造されている。
　タービン翼の内面形状に対応した表面形状を有する治具を用いて、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）を治具の表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込む。これによって、治具の表面にセラミックス繊維によって構成された織物成形体[woven-fiber formed body]が形成される。続いて、気相含浸法（ＣＶＩ）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ）等の含浸法を用いて、織物成形体にセラミックスマトリックスを含浸させる。そして、含浸後の織物成形体に対して機械加工等を施すことによって、ＣＭＣ製タービン翼が製造される。
日本国特開２００１－２０６７７９号公報 日本国特開２００３－１４８１０５号公報
　一般に、ＣＭＣ製タービン翼の剛性を確保するため、通常、ＣＭＣ製タービン翼の肉厚は、耐熱合金製タービン翼の肉厚よりも全体的に厚くされる必要がある。これに伴い、タービン翼の後縁[trailing edge]の肉厚も厚くなる。一方、タービン翼の後縁の肉厚が厚くなると、タービン翼の後縁付近に発生する渦と主流との混合ロスが増大する。その結果、圧力損失が増大して、タービン効率を高めることが困難になる。
　なお、この問題は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられる複合材料製のタービン翼だけでなく、ガスタービン圧縮機に用いられる複合材料製の圧縮機翼[compressor vane]（圧縮機静翼[compressor stator vane]及び圧縮機動翼[compressor rotor blade]を含む）についても生じる。
　本発明の目的は、翼の後端の厚さを抑えてタービン効率を高め得る翼の製造方法を提供することにある。
　本発明の以下の特徴は、何れも、ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料製の翼であって、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成された中空状の外層翼と、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面に向けて延材し、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備えており、前記外層翼の内部における前記内層翼の後縁側外面と前記外層翼の後縁側内面の間に後部空間が区画されている、翼を製造するものである。
　本発明の第１の特徴は、上記翼の製造方法であって、（ａ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有する治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、（ｂ）前記内層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体を前記内層翼として仕上げ、（ｃ）前記（ｂ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外し、（ｄ）前記（ｂ）及び前記（ｃ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する補助治具と前記内層翼とを組合せて組合せ体を形成し、（ｅ）前記（ｄ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、（ｆ）前記（ｅ）の終了後に、前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させ、前記外層翼織物成形体を前記外層翼に仕上げ、（ｇ）前記（ｆ）の途中又は終了後に、前記補助治具を前記外層翼織物成形体又は前記外層翼から取外す、翼の製造方法を提供する。
　本発明の第２の特徴は、上記翼の製造方法であって、（Ａ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有する治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、（Ｂ）前記（Ａ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する補助治具と前記内層翼織物成形体とを組合せて組合せ体を形成し、（Ｃ）前記（Ｂ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、（Ｄ）前記（Ｃ）の終了後に、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体を、それぞれ前記内層翼及び前記外層翼として仕上げ、（Ｅ）前記（Ｄ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外すと共に、前記補助治具を前記外層翼織物成形体又は前記外層翼から取外す、翼の製造方法を提供する。
　本発明の第３の特徴は、上記翼の製造方法であって、（ｉ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有した治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、（ｉｉ）前記内層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体を前記内層翼として仕上げ、（ｉｉｉ）前記（ｉｉ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外し、（ｉｖ）前記（ｉｉ）及び（ｉｉｉ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する前記後部充填部材と前記内層翼とを組合せて組合せ体を形成し、（ｖ）前記（ｉｖ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、（ｖｉ）前記（ｖ）の終了後に、前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記外層翼織物成形体を前記外層翼として仕上げる、翼の製造方法を提供する。
　本発明の第４の特徴は、上記翼の製造方法であって、（Ｉ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有する治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、（ＩＩ）前記（Ｉ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する後部充填部材と前記内層翼織物成形体とを組合せて組合せ体を形成し、（ＩＩＩ）前記（ＩＩ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、（ＩＶ）前記（ＩＩＩ）の終了後に、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体を、それぞれ前記内層翼及び前記外層翼として仕上げ、（Ｖ）前記（ＩＶ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外す、翼の製造方法を提供する。
　上記特徴によれば、複合材料製の翼の前縁から途中部までの肉厚を厚くしつつ、途中部から後縁までの肉厚を薄くすることができるので、複合材料製の翼の剛性を確保しつつ、翼の後縁の肉厚を薄くできる。この結果、翼の後縁付近における圧力損失の増大が抑えられるので、タービン効率又は圧縮機効率が向上され得る。
　ここで、前記複合材料が、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料であることが好ましい。セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料は、金属よりも耐熱温度が高いので、高温環境下での翼の冷却を不要にでき、又は、冷却空気量を低減でき、効率を向上させることができる。また、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料は、金属に対して密度が低く、部品重量を低減できるので、軽量化が可能となり、燃料消費率を向上させることができる。
　なお、本願において、「翼[vane]」の語は、「タービン翼[turbine vane]」及び「圧縮機翼[compressor vane]」を含む。また、「タービン翼[turbine vane]」の語は、「タービン静翼[turbine stator vane]」及び「タービン動翼[turbine rotor blade]」を含む。さらに、「圧縮機翼[compressor vane]」の語は、「圧縮機静翼[compressor stator vane]」及び「圧縮機動翼[compressor rotor blade]」を含む。
タービン静翼の断面図（図２中のＩ－Ｉ線断面図）である。 タービンステータセグメントの側面図（一部断面）である。 タービン静翼（他の実施形態）の断面図である。 図４は第１実施形態に係るタービン静翼の製造方法のフローチャートである。 図５（ａ）は第１［２，３，４］実施形態における内層翼織物形成工程の説明図であり、図５（ｂ）は第１［３］実施形態における内層翼含浸工程の説明図であり、図５（ｃ）は第１［３］実施形態における治具取外し工程の説明図である。 図６（ａ）は第１実施形態における組合わせ工程の説明図であり、図６（ｂ）は外層翼織物形成工程の説明図である。 図７（ａ）は第１実施形態における外層翼含浸工程の説明図であり、図７（ｂ）は補助治具取外し工程の説明図である。 図８は第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法のフローチャートである。 図９（ａ）は第２実施形態における組合わせ工程の説明図であり、図９（ｂ）は外層翼織物形成工程の説明図である。 図１０（ａ）は第２実施形態における含浸工程の説明図であり、図１０（ｂ）は取外し工程の説明図である。 図１１は第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法のフローチャートである。 図１２（ａ）は第３実施形態における組合わせ工程の説明図であり、図１２（ｂ）は外層翼織物形成工程の説明図である。 図１３は第３実施形態における外層翼含浸工程の説明図である。 図１４は第４実施形態に係るタービン静翼の製造方法のフローチャートである。 図１５（ａ）は第４実施形態における組合わせ工程の説明図であり、図１５（ｂ）は外層翼織物形成工程を説明する図である。 図１６（ａ）は第４実施形態における含浸工程の説明図であり、図１６（ｂ）は取外し工程の説明図である。
　まず、後述する製造方法の実施形態によって製造されるタービン静翼３について、図１及び図２を参照して説明する。なお、図面中、「Ｆ」は前方向（上流方向）、「Ｒ」は後方向（下流方向）、「Ｉｎ」は径方向内側、「Ｏｕｔ」は径方向外側を示す。
　ジェットエンジンのタービン（図示省略）に用いられるタービンステータ（タービンノズル）は、周方向に複数のタービンステータセグメント（タービンノズルセグメント）１に分割されている（図２参照）。
　タービンステータセグメント１は、複数のタービン静翼３を具備している（１つのみ図示）。タービン静翼３は、セラミックスマトリックス（マトリックスの一種）とセラミックス繊維（強化繊維の一種）とからなるセラミックス基複合材料（複合材料の一種：以下、ＣＭＣ）によって構成されている。なお、タービン静翼３の構成の詳細については、後述する。
　タービン静翼３の外側端（径方向外側端）には、円弧状のアウターバンド５が一体的に設けられている。アウターバンド５は、ニッケル合金等の耐熱合金で構成されている。また、アウターバンド５の前側には、タービンケース（図示省略）の一部に係止される円弧状のフロントフランジ７が形成されている。同様に、アウターバンド５の後側には、タービンケースの一部に係止される円弧状のリアフランジ９が形成されている。なお、アウターバンド５は、耐熱合金の代わりに、ＣＭＣ、炭素基複合材料等の複合材料で構成されてもよい。
　タービン静翼３の内側端（径方向内側端）には、円弧状のインナーバンド１１が一体的に設けられている。インナーバンド１１は、ニッケル合金等の耐熱合金で構成されている。また、インナーバンド１１の内周面には、タービンケースに一体的に連結されたステータ支持部材の溝（図示省略）に嵌合される円弧状のリブ１３が形成されている。なお、インナーバンド１１は、耐熱合金の代わりに、ＣＭＣ、炭素基複合材料等の複合材料で構成されてもよい。
　続いて、タービン静翼３の構成の詳細について説明する。
　図１に示されるように、タービン静翼３は、中空の外層翼（アウター翼）１５を備えている。外層翼１５は、セラミックス繊維とセラミックスマトリックスとからなるＣＭＣで構成されている。なお、セラミックス繊維に代えて、炭素繊維、ガラス繊維、又は、これらの混合繊維（セラミックス繊維、炭素繊維、ガラス繊維のうちの少なくとも２種以上の混合繊維）を用いてもよい。また、セラミックスマトリックスに代えて、炭素マトリックス、又は、ガラスマトリックスを用いてもよい。
　外層翼１５の内面には、中空の内層翼（インナー翼）１７が一体的に設けられている。内層翼１７は、セラミックス繊維とセラミックスマトリックスとからなるＣＭＣで構成されている。また、内層翼１７は、外層翼１５の前縁[leading edge]側の内面１５ａから後縁側の内面１５ｔに向けて延在している。内層翼１７の後縁側の外面１７ｔは、内層翼１７の中間位置（コード長[cord length]方向の中間位置）よりも後縁側に位置している。更に、内層翼１７の背側[dorsal-side]外面１７ｄは、外層翼１５の背側内面１５ｄに一体的に接合されている。同様に、内層翼１７の腹側[ventral-side]外面１７ｖは、外層翼１５の腹側内面１５ｖに一体的に接合されている。なお、セラミックス繊維に代えて、炭素繊維、ガラス繊維、又は、これらの混合繊維を用いても良い。また、セラミックスマトリックスに代えて、炭素マトリックス、又は、ガラスマトリックスを用いても構わない。
　そして、外層翼１５の内部において、内層翼１７の後縁側外面１７ｔと外層翼１５の後縁側内面１５ｔとの間には、後部空間Ｓが区画されている。
　タービン静翼３の前縁３ａ及び腹面[ventral surface]３ｖには、フロントインサート（図示省略）を介して内層翼１７の内部に導入された冷却空気を噴射する複数の噴射孔[outlet holes]１９が形成されている。各噴射孔１９は、外層翼１５及び内層翼１７を連貫通している。また、タービン静翼３の後縁３ｔには、リアインサート（図示省略）を介して後部空間Ｓの内部に導入された冷却空気を排出する複数の排出孔[eduction hole]２１が形成されている。各排出孔２１は、外層翼１５を貫通している。なお、冷却空気は、ジェットエンジンの圧縮機（図示省略）から抽気された圧縮空気である。
　続いて、タービン静翼３の利点について説明する。
　上述したように、中空の外層翼１５の内面に中空の内層翼１７が一体的に設けられ、かつ、内層翼１７の後縁側外面１７ｔと外層翼１５の後縁側内面１５ｔとの間に後部空間Ｓが区画されている。このため、タービン静翼３の前縁３ａから途中部３ｍ（すなわち、外層翼１５の後縁側内面１５ｔの手前）までの部位は、外層翼１５及び内層翼１７の二層構造を構築する。途中部３ｍから後縁３ｔまでの部位は、外層翼１５のみの一層構造を構築する。この結果、ＣＭＣ製のタービン静翼３の前縁３ａから途中部３ｍまでの肉厚を厚くしつつ、途中部３ｍから後縁３ｔまでの肉厚を薄くできる。
　従って、タービン静翼３によれば、ＣＭＣ製のタービン静翼３の剛性を確保しつつ、後縁３ｔの肉厚を薄くすることで、後縁３ｔ付近での圧力損失増大を抑えて、タービン効率を向上させることができる。
　次に、後述する製造方法の実施形態によって製造されるタービン静翼の他の形態について、図３を参照して説明する。
　図３に示されるように、タービン静翼２３は、ジェットエンジンのタービンに用いられ、上述したタービン静翼３と概略同じ構成を有している。タービン静翼２３の具体的な構成のうち、タービン静翼３の具体的な構成と異なる点についてのみ説明する。なお、タービン静翼２３の構成要素で、タービン静翼３の構成要素と同一又は同等のものについては、図中に同一番号を付して説明を省略する。
　タービン静翼２３では、後部空間Ｓ内に後部充填部材[rear filled member]（後部芯材[rear core member]）２５が充填されている。後部充填部材２５は、外層翼１５及び内層翼１７と一体的に設けられている。
　タービン静翼２３の前縁２３ａ及び腹面２３ｖには、フロントインサート（図示省略）を介して内層翼１７の内部に導入された冷却空気を噴射する複数の噴射孔２７が形成されている。各噴射孔２７は、外層翼１５及び内層翼１７を貫通している。また、タービン静翼２３の後縁２３ｔには、リアインサート（図示省略）を介して後部空間Ｓの内部に導入された冷却空気を排出する複数の排出孔２９が形成さている。各排出孔２９は、外層翼１５、後部充填部材２５、及び、内層翼１７を貫通している。
　なお、タービン静翼２３も、上述したタービン静翼３と同様の利点を有している。ただし、タービン静翼２３では、上述したタービン静翼３の後部空間Ｓに後部充填部材２５が充填されている。後部充填部材２５を充填することで、タービン静翼２３の翼後縁部の強度・剛性を向上させることができる。
（第１実施形態）
　第１実施形態に係るタービン静翼の製造方法について、図４のフローチャート、図５（ａ）～図７（ｂ）を参照して説明する。
　本実施形態のタービン静翼の製造方法は、図１に示されるタービン静翼３を製造する方法である。本方法は、内層翼織物形成工程、内層翼含浸工程、治具取外し工程、組合せ工程、外層翼織物形成工程、外層翼含浸工程、補助治具取外し工程、及び、機械加工工程を備えている。そして、本実施形態の製造方法における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
　（ステップＳ１１）内層翼織物形成工程
　図５（ａ）に示されるように、内層翼１７の内面形状に対応する表面形状を有した治具３１を用い、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）をブレード織り[braid weave]又は平織り[plain weave]等により治具３１の表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込む。これにより、治具３１の表面にセラミックス強化繊維で構成された内層翼織物成形体１７Ｆが形成される。なお、セラミックス繊維の織り方は、適宜変更可能である。
　（ステップＳ１２）内層翼含浸工程
　図５（ｂ）に示されるように、内層翼織物形成工程の終了後に、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び、固相含浸法などによって内層翼織物成形体１７Ｆにセラミックスマトリックスが含浸される。これにより、内層翼織物成形体１７Ｆが内層翼１７として仕上げられる。なお、セラミックスマトリックスの含浸法は、適宜変更可能である。
　（ステップＳ１３）治具取外し工程
　図５（ｃ）に示されるように、内層翼含浸工程の途中又は終了後に、治具３１を横方向に移動させて、治具３１が内層翼織物成形体１７Ｆ又は内層翼１７から取外される。
　（ステップＳ１４）組合せ工程
　図６（ａ）に示されるように、内層翼含浸工程及び治具取外し工程の終了後に、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する補助治具３３と内層翼１７とが組合せ治具３７の所定位置にセットされる。ここで、内層翼１７と補助治具３３とは隣接して組合わされる。これにより、内層翼１７と補助治具３３とからなる組合せ体３５が形成される。
　（ステップＳ１５）外層翼織物形成工程
　図６（ｂ）に示されるように、組合せ工程の終了後に、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）をブレード織り又は平織り等により組合せ体３５の表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込む。これにより、組合せ体３５の表面にセラミック繊維で構成された外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。なお、セラミックス繊維の織り方は、適宜変更可能である。また、セラミックス繊維を織り込む代わりに、組合せ体３５の表面にセラミックス繊維からなる織物を巻付けることで外層翼織物成形体１５Ｆが形成されてもよい。
　（ステップＳ１６）外層翼含浸工程
　図７（ａ）に示されるように、外層翼織物形成工程の終了後に、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び、固相含浸法などによって外層翼織物成形体１５Ｆにセラミックスマトリックスが含浸される。これにより、外層翼織物成形体１５Ｆが外層翼１５として仕上げられる。なお、セラミックスマトリックスの含浸法は、適宜変更可能である。
　（ステップＳ１７）補助治具取外し工程
　図７（ｂ）に示されるように、外層翼含浸工程のの途中又は終了後に、補助治具３３を横方向へ移動させて、補助治具３３が外層翼織物成形体１５Ｆ又は外層翼１５ら取外される。
　（ステップＳ１８）機械加工工程
　取外し工程の終了後に、機械加工によって噴射孔１９及び排出孔２１が形成される。なお、噴射孔１９及び排出孔２１の形成後に、適宜の含浸法によって外層翼１５及び内層翼１７の表面にコーティング処理が施されることが望ましい。
　このようにして、ＣＭＣ製のタービン静翼３が製造される。
　続いて、第１実施形態の利点について説明する。
　上述したように、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する補助治具３３と内層翼１７とによって組合せ体３５が形成され、組合せ体３５の表面に外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。このため、タービン静翼３の前縁３ａから途中部３ｍ（すなわち、外層翼１５の後縁側内面１５ｔの手前）までの部位は、外層翼１５及び内層翼１７の二層構造を構築する。途中部３ｍから後縁３ｔまでの部位は、外層翼１５のみの一層構造を構築する。この結果、ＣＭＣ製のタービン静翼３の前縁３ａから途中部３ｍまでの肉厚を厚くしつつ、途中部３ｍから後縁３ｔまでの肉厚を薄くできる。
　従って、第１実施形態は、上述したタービン静翼３による利点と同様の利点を有する。
（第２実施形態）
　第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法について、図８のフローチャート、図５（ａ）、及び、図９（ａ）～図１０（ｂ）を参照して説明する。
　本実施形態に係るタービン静翼の製造方法は、図１に示されるタービン静翼３を製造する方法である。本方法は、内層翼織物形成工程、組合せ工程、外層翼織物形成工程、含浸工程、取外し工程、及び、機械加工工程を備えている。そして、本実施形態の製造方法における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
　（ステップＳ２１）内層翼織物形成工程
　図５（ａ）に示されるように、第１実施形態の内層翼織物形成工程（ステップＳ１１）と同様の処理を実行することで、治具３１の表面にセラミックス強化繊維で構成された内層翼織物成形体１７Ｆが形成される。
　（ステップＳ２２）組合せ工程
　図９（ａ）に示されるように、内層翼織物形成工程の終了後に、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する補助治具３３と内層翼織物成形体１７Ｆとが隣接して組合せられる。これにより、内層翼織物成形体１７Ｆと補助治具３３とからなる組合せ体３５Ｆが形成される。
　（ステップＳ２３）外層翼織物形成工程
　図９（ｂ）に示されるように、組合せ工程の終了後に、第１実施形態の外層翼織物形成工程（ステップＳ１５）と同様の処理を実行することで、組合せ体３５Ｆの表面にセラミックス繊維で構成された外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。
　（ステップＳ２４）含浸工程
　図１０（ａ）に示されるように、外層翼織物形成工程の終了後に、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び、固相含浸法などによって外層翼織物成形体１５Ｆ及び内層翼織物成形体１７Ｆにセラミックスマトリックスが含浸される。これにより、外層翼織物成形体１５Ｆ及び内層翼織物成形体１７Ｆが、それぞれ外層翼１５及び内層翼１７として仕上げられる。
　（ステップＳ２５）取外し工程
　図１０（ｂ）に示されるように、含浸工程の途中又は終了後に、治具３１及び補助治具３３を横方向に移動させて、治具３１が内層翼織物成形体１７Ｆ又は内層翼１７から取外されると共に、補助治具３３が外層翼織物成形体１５Ｆ又は外層翼１５から取外される。
　（ステップＳ２６）機械加工工程
　取外し工程の終了後に、第１実施形態の機械加工工程（ステップＳ１８）と同様の処理を実行することで、噴射孔１９及び複数の排出孔２１が形成される。なお、噴射孔２７及び排出孔２９の形成後に、適宜の含浸法によって外層翼１５及び内層翼１７の表面にコーティング処理が施されることが望ましい。
　このようにして、ＣＭＣ製タービン静翼３が製造される。
　続いて、第２実施形態の利点について説明する。
　上述したように、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する補助治具３３と内層翼織物成形体１７Ｆとによって組合せ体３５Ｆが形成され、組合せ体３５Ｆの表面に外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。このため、タービン静翼３の前縁３ａから途中部３ｍ（すなわち、外層翼１５の後縁側内面１５ｔの手前）までの部位は、外層翼１５及び内層翼１７の二層構造を構築する。途中部３ｍから後縁３ｔまでの部位は、外層翼１５のみの一層構造を構築する。この結果、ＣＭＣ製のタービン静翼３の前縁３ａから途中３ｍまでの肉厚を厚くしつつ、途中部３ｍから後縁３ｔまでの肉厚を薄くできる。
　従って、第２実施形態は、上述したタービン静翼３による利点と同様の利点を有する。
（第３実施形態）
　第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法について、図１１のフローチャート、図５（ａ）～（ｃ）、図１２（ａ）～図１３、及び、図１６（ｂ）を参照して説明する。
　本実施形態に係るタービン静翼の製造方法は、図３に示されるタービン静翼２３を製造する方法である。本方法は、内層翼織物形成工程、内層翼含浸工程、組合せ工程、外層翼織物形成工程、外層翼含浸工程、治具取外し工程、及び、機械加工工程を備えている。そして、本実施形態における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
　（ステップＳ３１）内層翼織物形成工程
　図５（ａ）に示されるように、第１実施形態の内層翼織物形成工程（ステップＳ１１）と同様の処理を実行することで、治具３１の表面にセラミックス強化繊維で構成された内層翼織物成形体１７Ｆが形成される。
　（ステップＳ３２）内層翼含浸工程
　図５（ｂ）に示されるように、内層翼織物形成工程の終了後に、第１実施形態の内層翼含浸工程（ステップＳ１２）と同様の処理を実行することで、内層翼織物成形体１７Ｆが内層翼１７として仕上げられる。
　（ステップＳ３３）治具取外し工程
　図５（ｃ）に示されるように、内層翼含浸工程の途中又は終了後に、第１実施形態の治具取外し工程（ステップＳ１３）と同様の処理を実行することで、治具３１が内層翼織物成形体１７Ｆ又は内層翼１７から取外される。
　（ステップＳ３４）組合せ工程
　図１２（ａ）に示されるように、内層翼含浸工程及び治具取外し工程の終了後に、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する後部充填部材２５と内層翼１７とが組合せ治具３９の所定位置にセットされる。ここで、内層翼１７と後部充填部材２５とは隣接して組合わされる。これにより、内層翼１７と後部充填部材２５とからなる組合せ体４１が形成される。
　（ステップＳ３５）外層翼織物形成工程
　図１２（ｂ）に示されるように、組合せ工程の終了後に、第１実施形態の外層翼織物形成工程（ステップＳ１５）と同様の処理を実行することで、組合せ体４１の表面にセラミックス繊維で構成された外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。
　（ステップＳ３６）外層翼含浸工程
　図１３に示されるように、外層翼織物形成工程の終了後に、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び、固相含浸法などによって外層翼織物成形体１５Ｆにセラミックスマトリックスが含浸される。これにより、外層翼織物成形体１５Ｆが外層翼１５として仕上げられる。なお、セラミックスマトリックスの含浸法は、適宜変更可能である。この工程の途中又は終了後、組合せ治具３９は取り外されるが、後部充填部材２５は後部空間Ｓ内に残る。
　（ステップＳ３７）機械加工工程
　外層翼含浸工程の終了後に、機械加工によって噴射孔２７及び排出孔２９が形成される。また、外層翼１５からはみ出した後部充填部材２５の余分な部分も、ここで除去される。なお、噴射孔２７及び排出孔２９の形成後に、適宜の含浸法によって外層翼１５及び内層翼１７の表面にコーティング処理が施されることが望ましい。
　このようにして、ＣＭＣ製タービン静翼２３が製造される。
　続いて、第３実施形態の利点について説明する。
　上述したように、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する後部充填部材２５と内層翼１７とによって組合せ体４１が形成され、組合せ体４１の表面に外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。このため、タービン静翼２３の前縁２３ａから途中部２３ｍ（すなわち、外層翼１５の後縁側内面１５ｔの手前）までの部位は、外層翼１５及び内層翼１７の二層構造を構築する。途中部２３ｍから後縁２３ｔまでの部位は、外層翼１５のみの一層構造を構築する。この結果、ＣＭＣ製のタービン静翼２３の前縁２３ａから途中部２３ｍまでの肉厚を厚くしつつ、途中部２３ｍから後縁２３ｔまでの肉厚を薄くできる。
　従って、第３実施形態は、上述したタービン静翼２３による利点を有する。
（第４実施形態）
　第４実施形態に係るタービン静翼の製造方法について、図１４のフローチャート、図５（ａ）、及び、図１５（ａ）～図１６（ｂ）を参照して説明する。
　第４実施形態に係るタービン静翼の製造方法は、図３に示されるタービン静翼２３を製造する方法である。本方法は、内層翼織物形成工程、組合せ工程、外層翼織物形成工程、含浸工程、治具取外し工程、及び、機械加工工程を備えている。そして、本実施形態における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
　（ステップＳ４１）内層翼織物形成工程
　図５（ａ）に示されるように、第１実施形態の内層翼織物形成工程（ステップＳ１１）と同様の処理を実行することで、治具３１の表面にセラミックス強化繊維で構成された内層翼織物成形体１７Ｆが形成される。
　（ステップＳ４２）組合せ工程
　図１５（ａ）に示されるように、内層翼織物形成工程の終了後に、後部空間Ｓに対応する表面形状を有する後部充填部材２５と内層翼織物成形体１７Ｆとが隣接して組合せられる。これにより、内層翼織物成形体１７Ｆと後部充填部材２５とからなる組合せ体４１Ｆが形成される。
　（ステップＳ４３）外層翼織物形成工程
　図１５（ｂ）に示されるように、組合せ工程の終了後に、第１実施形態の外層翼織物形成工程（ステップＳ１５）と同様の処理を実行することで、組合せ体４１Ｆの表面にセラミックス繊維で構成された外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。
　（ステップＳ４４）含浸工程
　図１６（ａ）に示されるように、外層翼織物形成工程の終了後に、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び、固相含浸法などによって外層翼織物成形体１５Ｆ及び内層翼織物成形体１７Ｆにセラミックスマトリックスを含浸させる。これにより、外層翼織物成形体１５Ｆ及び内層翼織物成形体１７Ｆが、それぞれ外層翼１５及び内層翼１７として仕上げられる。
　（ステップＳ４５）治具取外し工程
　図１６（ｂ）に示されるように、含浸工程の途中又は終了後に、第３実施形態の治具取外し工程（ステップＳ３３）と同様の処理を実行することで、治具３１が内層翼成形体１７Ｆから取外される。治具３１は取り外されるが、後部充填部材２５は後部空間Ｓ内に残る。
　（ステップＳ４６）機械工工程
　治具取外し工程の終了後に、第３実施形態の機械加工工程（ステップＳ３７）と同様の処理を実行することで、噴射孔２７及び排出孔２９が形成される。また、外層翼１５からはみ出した後部充填部材２５の余分な部分も、ここで除去される。なお、噴射孔２７及び排出孔２９の形成後に、適宜の含浸法によって外層翼１５及び内層翼１７の表面にコーティング処理が施されることが望ましい。
　このようにして、ＣＭＣ製タービン静翼２３が製造される。
　続いて、第４実施形態の効果について説明する。
　後部空間Ｓに対応する表面形状を有する後部充填部材２５と内層翼織物成形体１７Ｆとを組合せることによって組合せ体４１Ｆが形成され、組合せ体４１Ｆの表面に外層翼織物成形体１５Ｆが形成される。このため、タービン静翼２３の前縁２３ａから途中部２３ｍ（すなわち、外層翼１５の後縁側内面１５ｔの手前）までの部位は、外層翼１５及び内層翼１７の二層構造を構築する。途中部２３ｍから後縁２３ｔまでの部位は、外層翼１５のみの一層構造を構築する。この結果、ＣＭＣ製のタービン静翼２３の前縁２３ａから途中部２３ｍまでの肉厚を厚くしつつ、途中部２３ｍから後縁２３ｔまでの肉厚を薄くできる。
　従って、第４実施形態は、上述したタービン静翼２３による利点と同様の効果を奏する。
　なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではない。例えば、タービン静翼３，２３の構成は、タービン動翼、圧縮機静翼、圧縮機動翼などに適用することができる。また、第１～第４実施形態の方法は、タービン動翼、圧縮機静翼、圧縮機動翼などの製造方法に適用することができる。本発明は、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、前述の実施形態に限定されない。

Claims (8)

  1. 　ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料製の翼であって、
    　強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成された中空状の外層翼と、
    　強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面に向けて延材し、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備えており、
    　前記外層翼の内部における前記内層翼の後縁側外面と前記外層翼の後縁側内面の間に後部空間が区画されている、翼の製造方法であって、
    　（ａ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有する治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、
    　（ｂ）前記内層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体を前記内層翼として仕上げ、
    　（ｃ）前記（ｂ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外し、
    　（ｄ）前記（ｂ）及び前記（ｃ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する補助治具と前記内層翼とを組合せて組合せ体を形成し、
    　（ｅ）前記（ｄ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、
    　（ｆ）前記（ｅ）の終了後に、前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させ、前記外層翼織物成形体を前記外層翼に仕上げ、
    　（ｇ）前記（ｆ）の途中又は終了後に、前記補助治具を前記外層翼織物成形体又は前記外層翼から取外す、翼の製造方法。
  2. 　請求項１に記載の翼の製造方法であって、
    　前記複合材料が、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料である。
  3. 　ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料製の翼であって、
    　強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成された中空状の外層翼と、
    　強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面に向けて延材し、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備えており、
    　前記外層翼の内部における前記内層翼の後縁側外面と前記外層翼の後縁側内面の間に後部空間が区画されている、翼の製造方法であって、
    　（Ａ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有する治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、
    　（Ｂ）前記（Ａ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する補助治具と前記内層翼織物成形体とを組合せて組合せ体を形成し、
    　（Ｃ）前記（Ｂ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、
    　（Ｄ）前記（Ｃ）の終了後に、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体を、それぞれ前記内層翼及び前記外層翼として仕上げ、
    　（Ｅ）前記（Ｄ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外すと共に、前記補助治具を前記外層翼織物成形体又は前記外層翼から取外す、翼の製造方法。
  4. 　請求項３に記載の翼の製造方法であって、
    　前記複合材料が、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料である。
  5. 　ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料製の翼であって、
    　強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成された中空状の外層翼と、
    　強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面に向けて延材し、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備えており、
    　前記外層翼の内部における前記内層翼の後縁側外面と前記外層翼の後縁側内面の間に後部空間が区画されている、翼の製造方法であって、
    　（ｉ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有した治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、
    　（ｉｉ）前記内層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体を前記内層翼として仕上げ、
    　（ｉｉｉ）前記（ｉｉ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外し、
    　（ｉｖ）前記（ｉｉ）及び（ｉｉｉ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する前記後部充填部材と前記内層翼とを組合せて組合せ体を形成し、
    　（ｖ）前記（ｉｖ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、
    　（ｖｉ）前記（ｖ）の終了後に、前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記外層翼織物成形体を前記外層翼として仕上げる、翼の製造方法。
  6. 　請求項５に記載の翼の製造方法であって、
    　前記複合材料が、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料である。
  7. 　ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料製の翼であって、
    　強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成された中空状の外層翼と、
    　強化繊維とマトリックスとからなる複合材料で構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面に向けて延材し、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備えており、
    　前記外層翼の内部における前記内層翼の後縁側外面と前記外層翼の後縁側内面の間に後部空間が区画されている、
    　強化繊維とマトリックスとからなる複合材料又は金属材料により構成された後部充填部材が、前記後部空間内に一体的に設けられている、翼の製造方法であって、
    　（Ｉ）前記内層翼の内面形状に対応する表面形状を有する治具の表面に強化繊維で構成された内層翼織物成形体を形成し、
    　（ＩＩ）前記（Ｉ）の終了後に、前記後部空間に対応する表面形状を有する後部充填部材と前記内層翼織物成形体とを組合せて組合せ体を形成し、
    　（ＩＩＩ）前記（ＩＩ）の終了後に、前記組合せ体の表面に強化繊維で構成された外層翼織物成形体を形成し、
    　（ＩＶ）前記（ＩＩＩ）の終了後に、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体にマトリックスを含浸させて、前記内層翼織物成形体及び前記外層翼織物成形体を、それぞれ前記内層翼及び前記外層翼として仕上げ、
    　（Ｖ）前記（ＩＶ）の途中又は終了後に、前記治具を前記内層翼織物成形体又は前記内層翼から取外す、翼の製造方法。
  8. 　請求項７に記載の翼の製造方法であって、
    　前記複合材料が、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料である。
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