WO2013054798A1 - セラミックス基複合部材およびその製造方法 - Google Patents

セラミックス基複合部材およびその製造方法 Download PDF

Info

Publication number
WO2013054798A1
WO2013054798A1 PCT/JP2012/076160 JP2012076160W WO2013054798A1 WO 2013054798 A1 WO2013054798 A1 WO 2013054798A1 JP 2012076160 W JP2012076160 W JP 2012076160W WO 2013054798 A1 WO2013054798 A1 WO 2013054798A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
ceramic
fiber fabric
fiber
constituting
main
Prior art date
Application number
PCT/JP2012/076160
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
文章 渡邉
Original Assignee
株式会社Ihi
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 株式会社Ihi filed Critical 株式会社Ihi
Priority to CN201280049778.0A priority Critical patent/CN103890348B/zh
Priority to EP12840521.4A priority patent/EP2767698B1/en
Publication of WO2013054798A1 publication Critical patent/WO2013054798A1/ja
Priority to US14/250,044 priority patent/US9752443B2/en
Priority to US15/627,219 priority patent/US20170292388A1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B18/00—Layered products essentially comprising ceramics, e.g. refractory products
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/71—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents
    • C04B35/78—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents containing non-metallic materials
    • C04B35/80—Fibres, filaments, whiskers, platelets, or the like
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B37/00—Joining burned ceramic articles with other burned ceramic articles or other articles by heating
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B37/00—Joining burned ceramic articles with other burned ceramic articles or other articles by heating
    • C04B37/001—Joining burned ceramic articles with other burned ceramic articles or other articles by heating directly with other burned ceramic articles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3084—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers the blades being made of ceramics
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5216—Inorganic
    • C04B2235/522—Oxidic
    • C04B2235/5224—Alumina or aluminates
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5216—Inorganic
    • C04B2235/524—Non-oxidic, e.g. borides, carbides, silicides or nitrides
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5216—Inorganic
    • C04B2235/524—Non-oxidic, e.g. borides, carbides, silicides or nitrides
    • C04B2235/5244—Silicon carbide
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5216—Inorganic
    • C04B2235/524—Non-oxidic, e.g. borides, carbides, silicides or nitrides
    • C04B2235/5248—Carbon, e.g. graphite
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5252—Fibers having a specific pre-form
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5252—Fibers having a specific pre-form
    • C04B2235/5256—Two-dimensional, e.g. woven structures
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5268—Orientation of the fibers
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/60—Aspects relating to the preparation, properties or mechanical treatment of green bodies or pre-forms
    • C04B2235/614—Gas infiltration of green bodies or pre-forms
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/60—Aspects relating to the preparation, properties or mechanical treatment of green bodies or pre-forms
    • C04B2235/616—Liquid infiltration of green bodies or pre-forms
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
    • C04B2237/30—Composition of layers of ceramic laminates or of ceramic or metallic articles to be joined by heating, e.g. Si substrates
    • C04B2237/32—Ceramic
    • C04B2237/38—Fiber or whisker reinforced
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
    • C04B2237/50—Processing aspects relating to ceramic laminates or to the joining of ceramic articles with other articles by heating
    • C04B2237/60—Forming at the joining interface or in the joining layer specific reaction phases or zones, e.g. diffusion of reactive species from the interlayer to the substrate or from a substrate to the joining interface, carbide forming at the joining interface
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2237/00—Aspects relating to ceramic laminates or to joining of ceramic articles with other articles by heating
    • C04B2237/50—Processing aspects relating to ceramic laminates or to the joining of ceramic articles with other articles by heating
    • C04B2237/61—Joining two substrates of which at least one is porous by infiltrating the porous substrate with a liquid, such as a molten metal, causing bonding of the two substrates, e.g. joining two porous carbon substrates by infiltrating with molten silicon
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a ceramic matrix composite member and a manufacturing method thereof.
  • FIG. 7A is a schematic perspective view of a general aircraft turbofan engine.
  • FIG. 7B is an enlarged schematic view of a part of the turbine rotor blade of the turbofan engine shown in FIG.
  • turbine blades are usually manufactured from Ni-based alloys or the like. Further, as shown in FIG.
  • the turbine rotor blade 100 includes a blade portion 102, a platform portion 104 extending in a direction perpendicular to the main surface, and a dovetail portion disposed at one end of the blade portion 102. 106.
  • the turbine rotor blade 100 has a relatively complicated shape. However, it can be manufactured relatively easily by casting using a metal material such as a Ni-based alloy.
  • the ceramic matrix composite member (ceramic matrix composite member) is formed using a ceramic matrix composite (ceramic matrix composite, CMC) composed of ceramic fibers and a ceramic matrix.
  • CMC ceramic matrix composite
  • the ceramic matrix composite member is lightweight and excellent in heat resistance, if it can be used as a component of a jet engine, it can be expected to reduce the weight of the engine and the fuel consumption rate.
  • Patent Documents 1 to 3 propose parts for a jet engine to which a ceramic matrix composite material is applied and a method for manufacturing the same. Specifically, these patent documents describe a turbine rotor blade made of a ceramic matrix composite member. In this turbine rotor blade, the blade portion is bonded to the platform portion with a matrix or a brazing material.
  • the turbine blade may not withstand strong stress (centrifugal force, etc.) in a certain direction and may break down. In particular, it was easy to be destroyed from the adhesion part between each member.
  • an object of the present invention is to provide a ceramic matrix composite member that can withstand strong stress (centrifugal force or the like) in a certain direction and hardly break even when used as a turbine rotor blade.
  • a first aspect of the present invention is a ceramic matrix composite member used as a turbine rotor blade, having a main part constituting a blade part and a dovetail part and a dependent part constituting a platform part, and constituting the main part.
  • the main fiber in the ceramic fiber fabric is a continuous fiber, and this direction is parallel to the direction in which the stress is applied, and the ceramic fiber fabric constituting the main portion and the ceramic fiber fabric constituting the subordinate portion are connected. It forms an integral trifurcated fiber fabric, and the ceramic fiber fabric constituting the subordinate portion is bent to form a desired angle with respect to the ceramic fiber fabric constituting the main portion, and is assembled into a mold and integrally formed.
  • the gist is that a ceramic matrix is formed on the obtained molded body.
  • a second aspect of the present invention is a ceramic matrix composite member used as a turbine rotor blade, having a main part constituting a blade part and a dovetail part and a dependent part constituting a platform part, and constituting the main part.
  • the main fiber in the ceramic fiber fabric is a continuous fiber, and this direction is parallel to the direction in which the stress is applied, and the ceramic fiber fabric constituting the main portion and the ceramic fiber fabric constituting the subordinate portion are stitched together. After being connected, the ceramic fiber fabric constituting the main portion is bent to form a desired angle with respect to the ceramic fiber fabric constituting the subordinate portion, assembled into a mold, and integrally molded.
  • the gist is that a ceramic matrix is formed on the surface.
  • the present invention it is possible to provide a ceramic matrix composite member that can withstand strong stress (centrifugal force or the like) in a certain direction and is difficult to break even when used as a turbine rotor blade.
  • FIG. 1A is a schematic perspective view of a turbine rotor blade according to the first and second embodiments of the present invention
  • FIG. 1B is a schematic diagram showing an example of the structure of a ceramic fiber fabric constituting the turbine rotor blade.
  • It is a perspective view. 2 (a) and 2 (b) show an integrated trifurcated fiber fabric according to the first embodiment of the present invention
  • FIG. 2 (a) is a schematic side view thereof
  • FIG. 2 (b) is FIG. It is the sectional view on the AA line in (a).
  • 3 (a) and 3 (b) are schematic perspective views for explaining the deformation of the integral trifurcated fiber fabric according to the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 (a) is a schematic side view of a main part textile fabric according to a second embodiment of the present invention
  • FIG. 4 (b) is a cross-sectional view taken along line BB in FIG. 4 (a).
  • 4 (c) is a schematic front view of two platform portions.
  • FIG. 5 (a) is a schematic side view of a main part textile fabric according to a second embodiment of the present invention
  • FIG. 5 (b) is a cross-sectional view taken along the line CC in FIG. 5 (a).
  • 6 (a) and 6 (b) are schematic perspective views for explaining the deformation of the fiber fabric according to the second embodiment of the present invention.
  • FIG. 7A is a schematic perspective view of a general aircraft turbofan engine
  • FIG. 7B is an enlarged schematic view of a part of the turbine rotor blade.
  • the present invention has been obtained from the following knowledge.
  • the ceramic matrix composite member has a ceramic fiber fabric constituting its main part.
  • the main fibers of the ceramic fiber fabric are stretched in a predetermined direction (for convenience of explanation, this direction is referred to as a stretching direction).
  • stress such as centrifugal force accompanying rotation is applied to the ceramic matrix composite member.
  • the drawing direction of the main fiber is parallel to the direction of stress, the ceramic matrix composite member is hardly damaged even when the stress is strong.
  • FIG. 1A is a schematic perspective view of a turbine rotor blade 1 according to the present embodiment.
  • FIG. 1B is a schematic perspective view showing an example of the structure of a ceramic fiber fabric constituting the turbine rotor blade 1.
  • the outer shape of the turbine blade 1 may be the same as that of a normal turbine blade (for example, the one shown in FIG. 7).
  • the turbine rotor blade 1 includes a blade portion 2 and a dovetail portion 6 that constitute a main portion, and a platform portion 4 that constitutes a subordinate portion with respect to the main portion.
  • the platform part 4 extends in a direction perpendicular to the main surface of the wing part 2.
  • the dovetail portion 6 is disposed at one of the two end portions of the wing portion 2. As shown in FIG. 1A, the dovetail portion 6 is disposed, for example, at an end portion closer to the rotation center of the turbine rotor blade 1. In this case, the dovetail portion 6 is fitted to the disc portion 8 as shown in FIG.
  • the disk portion 8 rotates. Due to this rotation, a strong centrifugal force is applied to the turbine rotor blade 1 in the longitudinal direction (radial radial direction) of the blade portion 2.
  • the ceramic fiber fabric constituting the turbine rotor blade 1 has a three-dimensional structure.
  • a fiber fabric having a three-dimensional structure can be obtained, for example, by bundling several hundred to several thousand ceramic fibers to form a fiber bundle, and then weaving the fiber bundle in the XYZ directions. Specifically, for example, by stacking a plurality of layers in which fiber bundles are arranged in the X direction and the Y direction perpendicular to the X direction, the three-dimensional structure is obtained by sewing with another fiber bundle in the thickness direction (Z direction).
  • a textile fabric can be obtained.
  • the ceramic fiber fabric according to the present embodiment may not have a three-dimensional structure, or may partially have a three-dimensional structure.
  • the ceramic fiber fabric constituting the main part has a main fiber.
  • the extending direction of the main fiber is substantially parallel to the direction in which the centrifugal force is applied.
  • the main fiber in the ceramic fiber fabric means a group of fibers extending in a specific direction among the fibers constituting the fiber fabric.
  • a specific direction means an X direction, a Y direction, or a Z direction, for example, when a ceramic fiber fabric has a three-dimensional structure. Therefore, in this case, a group of fiber bundles extending in any one direction of the fiber bundle in the X direction, the fiber bundle in the Y direction, and the fiber bundle in the Z direction is the main fiber.
  • the main fiber in the ceramic fiber fabric constituting the main part may be formed of a continuous fiber. That is, the main fiber is not cut from one end of the main part to the other end.
  • the main fiber may be a monofilament formed of only one continuous fiber, or may be a multifilament in which a plurality of continuous single fibers are bundled.
  • the main fiber extends in a direction substantially parallel to the centrifugal force and is made of continuous fibers, the main fiber is hardly damaged even when a strong centrifugal force is applied. Therefore, as a result, the main part as a whole is hardly broken and can be used.
  • Embodiment of this invention is a ceramics base composite member used as a turbine rotor blade, Comprising: It has the main part which comprises a blade part and a dovetail part, and the subordinate part which comprises a platform part, and comprises the said main part.
  • the main fiber in the ceramic fiber fabric is a continuous fiber, and this direction is parallel to the direction in which the stress is applied, and the ceramic fiber fabric constituting the main portion and the ceramic fiber fabric constituting the subordinate portion are connected. It forms an integral trifurcated fiber fabric, and the ceramic fiber fabric constituting the subordinate portion is bent to form a desired angle with respect to the ceramic fiber fabric constituting the main portion, and is assembled into a mold and integrally formed.
  • a ceramic matrix composite member formed by forming a ceramic matrix on the obtained molded body.
  • a second embodiment of the present invention is a ceramic matrix composite member used as a turbine rotor blade, having a main part constituting a blade part and a dovetail part, and a dependent part constituting a platform part, wherein the main part is
  • the main fiber in the ceramic fiber fabric constituting is a continuous fiber, and this direction is parallel to the direction in which stress is applied, and the ceramic fiber fabric constituting the main portion and the ceramic fiber fabric constituting the subordinate portion are stitched together.
  • the ceramic fiber woven fabric constituting the main part is bent to form a desired angle with respect to the ceramic fiber woven fabric constituting the main part, assembled into a mold, and integrally formed.
  • It is a ceramic matrix composite member formed by forming a ceramic matrix on a molded body.
  • FIG. 2 (a) and 2 (b) show an integral trifurcated fiber in which a ceramic fiber fabric 13 constituting a wing part and a dovetail part (main part) and a ceramic fiber fabric 15 serving as a platform part (dependent part) are connected.
  • FIGS. 2A and 2B are diagrams showing the fabric 11, FIG. 2A is a schematic side view, and FIG. 2B is a cross-sectional view taken along line AA in FIG.
  • the monolithic trifurcated fiber fabric 11 can be manufactured, for example, by a conventionally known method.
  • a desired shape can be obtained by bundling several hundred to several thousand ceramic fibers into a fiber bundle and then weaving the fiber bundle in the XYZ directions.
  • the material and thickness of the ceramic fiber are not particularly limited.
  • ceramic fibers made of SiC, C, Si 3 N 4 , Al 2 O 3 , BN, or the like can be used.
  • the thickness of the ceramic fiber may be the same as that of a conventionally known ceramic fiber, and may be, for example, about several ⁇ m to several tens of ⁇ m.
  • the obtained fiber woven fabric is assembled into a mold (not shown) and integrally molded.
  • the mold has an internal shape corresponding to the shape of a desired molded body, and is divided into an appropriate number (for example, 6).
  • the fiber fabric is assembled while deforming along the mold. Accordingly, the fiber fabric can be integrally formed inside the mold.
  • a ceramic matrix is formed on the obtained molded body. Examples of the formation of the ceramic matrix include a method using a gas chemical reaction and a method using sintering of a solid powder.
  • a molded body integrated inside the mold is exposed to a source gas in a chamber, and a matrix is deposited on the surface of the molded body by a chemical reaction.
  • the integrated compact is impregnated with a slurry-like raw material powder solid and sintered. Other methods can also be used.
  • 4 (a), (b) and (c) are diagrams showing a fiber fabric 23 which becomes a wing part and a dovetail part (main part) and a fiber fabric 25 which becomes a platform part (dependent part)
  • 4 (a) is a schematic side view
  • FIG. 4 (b) is a cross-sectional view taken along line BB in FIG. 4 (a)
  • FIG. 4 (c) is a schematic front view of two platform portions. .
  • FIG. 5 (a) is a schematic side view of the fiber fabric 21 obtained by stitching
  • FIG. 5 (b) is a cross-sectional view taken along the line CC in FIG. 5 (a).
  • the fiber fabric 23 and the fiber fabric 25 are stitched and connected in the vicinity of the dovetail portion.
  • the fiber fabric 25 serving as the platform portion is placed at a desired angle (approximately 90 degrees in the case of a turbine blade) with respect to the fiber fabric 23 serving as the blade portion and the dovetail portion. )
  • a desired angle approximately 90 degrees in the case of a turbine blade
  • the manufacturing method of the fiber fabric 23 and the fiber fabric 25 is not particularly limited, and for example, it can be manufactured by a conventionally known method.
  • a desired shape can be obtained by bundling several hundred to several thousand ceramic fibers into a fiber bundle and then weaving the fiber bundle in the XYZ directions.
  • the material and thickness of the ceramic fiber are not particularly limited.
  • ceramic fibers made of SiC, C, Si 3 N 4 , Al 2 O 3 , BN, or the like can be used.
  • the thickness of the ceramic fiber may be the same as that of a conventionally known ceramic fiber, and may be, for example, about several ⁇ m to several tens of ⁇ m.
  • the obtained fiber woven fabric is assembled into a mold and integrally molded. Molding and subsequent ceramic matrix formation are the same as the ceramic matrix composite member forming process of the first embodiment. That is, the ceramic matrix composite member of the second embodiment is also assembled into a divided mold to form a fiber fabric integrally, and then a ceramic matrix is formed on the surface of the molded body by the method described above.
  • the present invention provides a ceramic matrix composite member that can withstand strong stress (centrifugal force or the like) in a certain direction and is difficult to break even when used as a turbine rotor blade.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

　タービン動翼（１）として用いるセラミックス基複合部材であって、翼部（２）およびダブテール部（６）を構成する主部ならびにプラットフォーム部（４）を構成する従属部を有する。前記主部を構成するセラミックス繊維織物（１３）における主繊維は、連続繊維で構成される。主繊維の延伸方向と、応力がかかる方向とが平行である。前記主部を構成するセラミックス繊維織物（１３）と前記従属部を構成するセラミックス繊維織物（１５）とが繋がっていて一体三又繊維織物（１１）をなしている。前記主部を構成するセラミックス繊維織物（１３）に対して、前記従属部を構成するセラミックス繊維織物（１５）を所望の角度をなすように折り曲げ、型に組み付けて一体に成形され、得られた成形体にセラミックスマトリックスが形成されている。

Description

セラミックス基複合部材およびその製造方法
　本発明はセラミックス基複合部材およびその製造方法に関する。
　ジェットエンジン等は、その使用時に、遠心力などの一定方向への強い応力が加わる部品を有する。このような部品には耐熱性に加えて特に高い強度が要求されるので、通常、金属材料を用いて製造される。図７（ａ）は、一般的な航空機用ターボファンエンジンの概略斜視図である。図７（ｂ）は、図７（ａ）に示すターボファンエンジンのタービン動翼の一部を拡大した概略図である。エンジンの駆動時に、タービン動翼には翼部の長手方向（動径方向）へ強い遠心力がかかる。従って、通常、タービン動翼はＮｉ基合金等から製造される。また、図７（ｂ）に示すように、タービン動翼１００は翼部１０２と、その主面に対して垂直方向へ伸びるプラットフォーム部１０４と、翼部１０２の一方端部に配置されたダブテール部１０６とを備える。このようにタービン動翼１００は比較的複雑な形状を有する。しかしながら、Ｎｉ基合金等の金属材料を用いて鋳込むことで、比較的容易に製造することができる。
　セラミックス基複合部材(ceramic matrix composite member)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セラミックス基複合材料(Ceramic Matrix Composites, CMC)を用いて形成される。近年、このセラミックス基複合部材のジェットエンジン部品への適用が期待されている。セラミックス基複合部材は軽量で、耐熱性に優れているので、ジェットエンジンの部品として利用することができれば、エンジンの重量の削減および燃料消費率の低減が期待できる。
　特許文献１～３は、セラミックス基複合材料を適用したジェットエンジン用の部品やその製造方法を提案している。具体的には、これらの特許文献はセラミックス基複合部材からなるタービン動翼を記載している。このタービン動翼では、翼部が、プラットフォーム部にマトリックスやロー材等によって接着されている。
米国特許第７５１０３７９号明細書 米国特許第７０９４０２１号明細書 米国特許第４６５０３９９号明細書
　従来のセラミックス基複合部材が用いられたタービン動翼では、タービン動翼が一定方向への強い応力（遠心力等）に耐えられず、破壊してしまう場合があった。特に、各部材間の接着部から破壊され易かった。
　本発明はこのような課題を解決することを目的とする。すなわち、本発明は、タービン動翼として用いても、一定方向への強い応力（遠心力等）に耐え、破壊し難いセラミックス基複合部材を提供することを目的とする。
　本発明の第１の態様は、タービン動翼として用いるセラミックス基複合部材であって、翼部およびダブテール部を構成する主部ならびにプラットフォーム部を構成する従属部を有し、前記主部を構成するセラミックス繊維織物における主繊維が連続繊維であり、この方向と、応力がかかる方向とが平行であり、前記主部を構成するセラミックス繊維織物と前記従属部を構成するセラミックス繊維織物とが繋がっていて一体三又繊維織物をなしており、前記主部を構成するセラミックス繊維織物に対して、前記従属部を構成するセラミックス繊維織物を所望の角度をなすように折り曲げ、型に組み付けて一体に成形し、得られた成形体にセラミックスマトリックスを形成してなることを要旨とする。
　本発明の第２の態様は、タービン動翼として用いるセラミックス基複合部材であって、翼部およびダブテール部を構成する主部ならびにプラットフォーム部を構成する従属部を有し、前記主部を構成するセラミックス繊維織物における主繊維が連続繊維であり、この方向と、応力がかかる方向とが平行であり、前記主部を構成するセラミックス繊維織物と前記従属部を構成するセラミックス繊維織物とを縫合して繋げた後、前記主部を構成するセラミックス繊維織物に対して、前記従属部を構成するセラミックス繊維織物を所望の角度をなすように折り曲げ、型に組み付けて一体に成形し、得られた成形体にセラミックスマトリックスを形成してなることを要旨とする。
　本発明によれば、タービン動翼として用いても、一定方向への強い応力（遠心力等）に耐え、破壊し難いセラミックス基複合部材を提供することができる。
図１（ａ）は本発明の第１および第２実施形態に係るタービン動翼の概略斜視図であり、図１（ｂ）はタービン動翼を構成するセラミックス繊維織物の構造の一例を示す概略斜視図である。 図２（ａ）及び図２（ｂ）は本発明の第１実施形態に係る一体三又繊維織物を表し、図２（ａ）はその概略側面図であり、図２（ｂ）は図２（ａ）におけるＡ－Ａ線断面図である。 図３（ａ）及び図３（ｂ）は本発明の第１実施形態に係る一体三又繊維織物を変形させることを説明するための概略斜視図である。 図４（ａ）は、本発明の第２実施形態に係る主部の繊維織物の概略側面図であり、図４（ｂ）は図４（ａ）におけるＢ－Ｂ線断面図であり、図４（ｃ）は２枚のプラットフォーム部の概略正面図である。 図５（ａ）は本発明の第２実施形態に係る主部の繊維織物の概略側面図であり、図５（ｂ）は図５（ａ）におけるＣ－Ｃ線断面図である。 図６（ａ）及び図６（ｂ）は本発明の第２実施形態に係る繊維織物の変形させることを説明するための概略斜視図である。 図７（ａ）は、一般的な航空機用ターボファンエンジンの概略斜視図であり、図７（ｂ）は、そのタービン動翼の一部を拡大した概略図である。
　本発明は、次の知見から得られたものである。セラミックス基複合部材は、その主部を構成するセラミックス繊維織物を有する。このセラミックス繊維織物の主繊維は、所定の方向に延伸している（説明の便宜上、この方向を延伸方向と称する）。セラミックス基複合部材をタービン動翼として用いた場合、セラミックス基複合部材には回転に伴う遠心力等の応力が掛かる。このとき、主繊維の延伸方向と応力の方向とが平行になっていると、この応力が強いときでも、セラミックス基複合部材は破損し難いことが見出された。また、タービン動翼としてのセラミックス基複合部材を構成する複数の部分を各々成形し、マトリックスを形成した後にこれらを接着した場合、各部分間の接着強度が低くなり、この接着部を起点に破壊されやすい。ところが、各部分を一体に成形し、一体となった成形体にマトリックスを形成すると、各部分の繊維間の結びつきが強固になり、全体としての強度も高まり、セラミックス基複合部材が破損し難いことが見出された。
　以下、本発明の実施形態について説明する。本実施形態はタービン動翼として用いるセラミックス基複合部材である。図１（ａ）は本実施形態に係るタービン動翼１の概略斜視図である。図１（ｂ）はタービン動翼１を構成するセラミックス繊維織物の構造の一例を示す概略斜視図である。図１（ａ）に示すように、タービン動翼１の外形は、通常のタービン動翼（例えば図７に示したもの）と同様であってよい。
　タービン動翼１は、主部を構成する翼部２およびダブテール部６と、主部に対しての従属部を構成するプラットフォーム部４とを有する。プラットフォーム部４は、翼部２の主面に対して垂直方向へ延伸している。ダブテール部６は翼部２の２つの端部のうちの一方に配置している。図１（ａ）に示すように、ダブテール部６は、例えばタービン動翼１の回転中心に近い方の端部に配置している。この場合、図１（ａ）に示すように、ダブテール部６はディスク部８に嵌められる。タービン動翼１の使用時にはディスク部８が回転する。この回転によって、タービン動翼１には翼部２の長手方向（動径方向）へ向かう強い遠心力がかかる。
　図１（ｂ）に示すように、タービン動翼１を構成するセラミックス繊維織物は、３次元構造を備える。３次元構造の繊維織物は、例えば、セラミックス繊維を数百～数千本程度束ねて繊維束とした後、この繊維束をＸＹＺ方向に織ることによって得られる。具体的には、例えば、繊維束をＸ方向およびそれに垂直なＹ方向に配置してなる層を複数枚重ね、その厚み方向（Ｚ方向）に別の繊維束によって縫うことで、３次元構造の繊維織物を得ることができる。なお、本実施形態に係るセラミックス繊維織物は、３次元構造を備えるものでなくてもよいし、部分的に３次元構造を備えるものであってもよい。
　上述の主部（即ち翼部２およびダブテール部６）を構成するセラミックス繊維織物は主繊維を有する。本実施形態では、この主繊維の延伸方向が、遠心力がかかる方向と略平行である。ここで、セラミックス繊維織物における主繊維とは、繊維織物を構成する繊維の中の特定方向に延びる繊維群を意味する。また、特定方向とは、例えば、セラミックス繊維織物が３次元構造を備える場合、Ｘ方向、Ｙ方向またはＺ方向を意味する。したがって、この場合、Ｘ方向の繊維束、Ｙ方向の繊維束、Ｚ方向の繊維束のいずれか１つの方向に延びる繊維束の群が主繊維である。上述したように、タービン動翼にかかる遠心力の方向と、主繊維の方向（Ｘ方向、Ｙ方向またはＺ方向）とが略平行であると、強い遠心力がかかってもタービン動翼は破損し難くなる。
　また、主部を構成するセラミックス繊維織物における主繊維は連続繊維で形成されてもよい。すなわち、主繊維は、主部の一方端部から他方端部までの間で切れていない。この場合、主繊維は、連続する一本の繊維のみで形成されたモノフィラメントでもよく、連続する一本の繊維を複数束ねたマルチフィラメントであってもよい。主繊維が遠心力と略平行方向に延びており、かつ、連続繊維からなると、強い遠心力がかかっても主繊維は破損し難くなる。従って、結果として主部全体としても破壊し難く、使用に耐え得るものになる。
　本発明の第１実施形態は、タービン動翼として用いるセラミックス基複合部材であって、翼部およびダブテール部を構成する主部ならびにプラットフォーム部を構成する従属部を有し、前記主部を構成するセラミックス繊維織物における主繊維が連続繊維であり、この方向と、応力がかかる方向とが平行であり、前記主部を構成するセラミックス繊維織物と前記従属部を構成するセラミックス繊維織物とが繋がっていて一体三又繊維織物をなしており、前記主部を構成するセラミックス繊維織物に対して、前記従属部を構成するセラミックス繊維織物を所望の角度をなすように折り曲げ、型に組み付けて一体に成形し、得られた成形体にセラミックスマトリックスを形成してなる、セラミック基複合部材である。
　また、本発明の第２実施形態は、タービン動翼として用いるセラミックス基複合部材であって、翼部およびダブテール部を構成する主部ならびにプラットフォーム部を構成する従属部を有し、前記主部を構成するセラミックス繊維織物における主繊維が連続繊維であり、この方向と、応力がかかる方向とが平行であり、前記主部を構成するセラミックス繊維織物と前記従属部を構成するセラミックス繊維織物とを縫合して繋げた後、前記主部を構成するセラミックス繊維織物に対して、前記従属部を構成するセラミックス繊維織物を所望の角度をなすように折り曲げ、型に組み付けて一体に成形し、得られた成形体にセラミックスマトリックスを形成してなる、セラミック基複合部材である。
　第１実施形態について、図２、図３を用いて説明する。図２（ａ）および（ｂ）は、翼部およびダブテール部（主部）を構成するセラミックス繊維織物１３と、プラットフォーム部（従属部）になるセラミックス繊維織物１５とが繋がっている一体三又繊維織物１１を表した図であり、図２（ａ）が概略側面図であり、図２（ｂ）は図２（ａ）におけるＡ－Ａ線断面図である。
　第１実施形態では、一体三又繊維織物１１を得た後、図３（ａ）に示すように、翼部２（図１参照）およびダブテール部６（図１参照）を構成するセラミックス繊維織物１３に対して、プラットフォーム部４（図１参照）を構成するセラミックス繊維織物１５を所望の角度（タービン動翼の場合は略９０度）をなすように折り曲げて、図３（ｂ）に示す形態の繊維織物を得る。その後、プラットフォーム部４を構成する２枚の繊維織物１５が重なった部分１５１を別の繊維束を用いて縫い合わせる。この縫合により、セラミックス繊維織物の強度をより高めることができる。
　ここで一体三又繊維織物１１は、例えば従来公知の方法で製造することができる。例えば、セラミックス繊維を数百～数千本程度束ねて繊維束とした後、この繊維束をＸＹＺ方向に織ることによって所望の形のものを得ることができる。
　また、セラミックス繊維の材質や太さ等は特に限定されない。例えばＳｉＣ、Ｃ、Ｓｉ3Ｎ4、Ａｌ2Ｏ3、ＢＮなどからなるセラミックス繊維を用いることができる。また、セラミックス繊維の太さは従来公知のセラミックス繊維と同様であってよく、例えば数μｍ～数十μｍ程度であってよい。
　図３（ｂ）に示すような形態の繊維織物を得た後、得られた繊維織物を型（図示せず）に組みつけて一体に成形する。型は所望の成形体の形状に対応する内部形状を有し、適当な個数（例えば６）に分割されている。繊維織物は、型に沿って変形しながら、組み付けられる。従って、型の内部で繊維織物を一体に成形することができる。その後、得られた成形体にセラミックスマトリックスを形成する。セラミックスマトリックスの形成には、気体の化学反応を利用する方法や、固体粉末の焼結を利用する方法などが挙げられる。例えば、型の内部で一体となった成形体をチャンバーの中で原料ガスに曝し、化学反応によって成形体の表面にマトリックスを析出させる。或いは、一体となった成形体をスラリー状の原料粉末固体に含浸させ、焼結を行う。その他の方法を用いることも可能である。
　次に第２実施形態について、図４、図５、図６を用いて説明する。
　図４（ａ）、（ｂ）および（ｃ）は、翼部およびダブテール部（主部）になる繊維織物２３と、プラットフォーム部（従属部）になる繊維織物２５とを表した図であり、図４（ａ）が概略側面図であり、図４（ｂ）は図４（ａ）におけるＢ－Ｂ線断面図であり、図４（ｃ）は２枚のプラットフォーム部の概略正面図である。
　第２実施形態では、図４に示すような繊維織物２３と繊維織物２５とを得た後、これらを縫合して繋げることで、図５に示す態様の繊維織物２１を得る。図５（ａ）は縫合して得られた繊維織物２１の概略側面図であり、図５（ｂ）は図５（ａ）におけるＣ－Ｃ線断面図である。図５に示す態様では、図５（ｂ）に示すように、繊維織物２３と繊維織物２５とをダブテール部の付近で縫合して繋げている。
　そして、次に、図６（ａ）に示すように、翼部およびダブテール部になる繊維織物２３に対して、プラットフォーム部になる繊維織物２５を所望の角度（タービン動翼の場合は略９０度）をなすように折り曲げて、図６（ｂ）に示す態様の繊維織物を得る。
　図６（ｂ）に示す態様が得られた後は、２つのプラットフォーム部になる繊維織物２５が重なった部分２５１を別の繊維束を用いて縫い合わせることが好ましい。得られる本発明のタービン動翼の強度がより高まるからである。
　ここで繊維織物２３および繊維織物２５の製造方法は特に限定されず、例えば従来公知の方法で製造することができる。例えば、セラミックス繊維を数百～数千本程度束ねて繊維束とした後、この繊維束をＸＹＺ方向に織ることによって所望の形のものを得ることができる。
　また、セラミックス繊維の材質や太さ等は特に限定されない。例えばＳｉＣ、Ｃ、Ｓｉ3Ｎ4、Ａｌ2Ｏ3、ＢＮなどからなるセラミックス繊維を用いることができる。また、セラミックス繊維の太さは従来公知のセラミックス繊維と同様であってよく、例えば数μｍ～数十μｍ程度であってよい。
　上記のようにして、図６（ｂ）に示すような形態の繊維織物を得た後、得られた繊維織物を型に組みつけて一体に成形する。成形及びその後のセラミックスマトリックスの形成については、第１実施形態のセラミックス基複合部材の形成プロセスと同一である。即ち、第2実施形態のセラミックス基複合部材も、分割された型に組み付けて繊維織物を一体に成形し、その後、上述の方法によって成形体の表面にセラミックスマトリックスを形成する。
　なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、請求の範囲の記載によって示され、さらに請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
　本発明は、タービン動翼として用いても、一定方向への強い応力（遠心力等）に耐え、破壊し難いセラミックス基複合部材を提供する。

Claims (2)

  1. 　タービン動翼として用いるセラミックス基複合部材であって、
    　翼部およびダブテール部を構成する主部ならびにプラットフォーム部を構成する従属部を有し、
    　前記主部を構成するセラミックス繊維織物における主繊維が連続繊維であり、この方向と、応力がかかる方向とが平行であり、
    　前記主部を構成するセラミックス繊維織物と前記従属部を構成するセラミックス繊維織物とが繋がっていて一体三又繊維織物をなしており、
    前記主部を構成するセラミックス繊維織物に対して、前記従属部を構成するセラミックス繊維織物を所望の角度をなすように折り曲げ、型に組み付けて一体に成形し、得られた成形体にセラミックスマトリックスを形成してなる、セラミック基複合部材。
  2. 　タービン動翼として用いるセラミックス基複合部材であって、
    　翼部およびダブテール部を構成する主部ならびにプラットフォーム部を構成する従属部を有し、
    　前記主部を構成するセラミックス繊維織物における主繊維が連続繊維であり、この方向と、応力がかかる方向とが平行であり、
    　前記主部を構成するセラミックス繊維織物と前記従属部を構成するセラミックス繊維織物とを縫合して繋げた後、
    前記主部を構成するセラミックス繊維織物に対して、前記従属部を構成するセラミックス繊維織物を所望の角度をなすように折り曲げ、型に組み付けて一体に成形し、得られた成形体にセラミックスマトリックスを形成してなる、セラミック基複合部材。
PCT/JP2012/076160 2011-10-14 2012-10-10 セラミックス基複合部材およびその製造方法 WO2013054798A1 (ja)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201280049778.0A CN103890348B (zh) 2011-10-14 2012-10-10 陶瓷基复合构件及其制造方法
EP12840521.4A EP2767698B1 (en) 2011-10-14 2012-10-10 Ceramic matrix composite member
US14/250,044 US9752443B2 (en) 2011-10-14 2014-04-10 Ceramic matrix composite member and method of manufacturing the same
US15/627,219 US20170292388A1 (en) 2011-10-14 2017-06-19 Ceramic matrix composite member and method of manufacturing the same

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2011227221A JP6174839B2 (ja) 2011-10-14 2011-10-14 セラミックス基複合部材およびその製造方法
JP2011-227221 2011-10-14

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US14/250,044 Continuation US9752443B2 (en) 2011-10-14 2014-04-10 Ceramic matrix composite member and method of manufacturing the same

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2013054798A1 true WO2013054798A1 (ja) 2013-04-18

Family

ID=48081853

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2012/076160 WO2013054798A1 (ja) 2011-10-14 2012-10-10 セラミックス基複合部材およびその製造方法

Country Status (5)

Country Link
US (2) US9752443B2 (ja)
EP (1) EP2767698B1 (ja)
JP (1) JP6174839B2 (ja)
CN (1) CN103890348B (ja)
WO (1) WO2013054798A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10358922B2 (en) 2016-11-10 2019-07-23 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel with circumferentially-installed inter-blade heat shields

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6174839B2 (ja) * 2011-10-14 2017-08-02 株式会社Ihi セラミックス基複合部材およびその製造方法
JP6035826B2 (ja) * 2012-04-10 2016-11-30 株式会社Ihi タービン翼として用いるセラミックス基複合部材およびその製造方法
BR112015000081A2 (pt) 2012-06-30 2017-06-27 Gen Electric estrutura de vedação de pá de turbina.
US10202853B2 (en) 2013-09-11 2019-02-12 General Electric Company Ply architecture for integral platform and damper retaining features in CMC turbine blades
JP6372210B2 (ja) 2014-07-14 2018-08-15 株式会社Ihi セラミックス基複合材料よりなるタービン静翼
FR3037097B1 (fr) * 2015-06-03 2017-06-23 Snecma Aube composite comprenant une plateforme munie d'un raidisseur
US10563523B2 (en) 2015-04-08 2020-02-18 Rolls-Royce Corporation Method for fabricating a ceramic matrix composite rotor blade
WO2017217076A1 (ja) 2016-06-13 2017-12-21 株式会社Ihi セラミックス基複合材料部品及びその製造方法
FR3091723B1 (fr) * 2019-01-15 2021-04-02 Safran Aircraft Engines Aube ou Pale d'hélice composite pour aéronef intégrant une pièce de conformation
US20200318486A1 (en) * 2019-04-04 2020-10-08 General Electric Company Monolithic Composite Blade and Platform

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4650399A (en) 1982-06-14 1987-03-17 United Technologies Corporation Rotor blade for a rotary machine
JPH07180503A (ja) * 1993-12-24 1995-07-18 Toshiba Corp ガスタービン
JP2005133717A (ja) * 2003-10-20 2005-05-26 Snecma Moteurs ターボ機関ブレード、特にファンブレード及びその製造方法
JP2005240797A (ja) * 2004-02-23 2005-09-08 General Electric Co <Ge> タービンエンジン部品用のＳｉＣ／ＳｉＣセラミック複合材の特性を改良するバイアス織物の使用
US7094021B2 (en) 2004-02-02 2006-08-22 General Electric Company Gas turbine flowpath structure
JP2007205350A (ja) * 2005-12-22 2007-08-16 General Electric Co <Ge> 複合材翼配列部材およびその製造方法
FR2943942A1 (fr) * 2009-04-06 2010-10-08 Snecma Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6456902A (en) 1987-08-28 1989-03-03 Ishikawajima Harima Heavy Ind Moving blade with platform
GB9007162D0 (en) * 1990-03-30 1990-05-30 Courtaulds Plc Preform and composite structure
US5375978A (en) * 1992-05-01 1994-12-27 General Electric Company Foreign object damage resistant composite blade and manufacture
JPH06137103A (ja) 1992-10-26 1994-05-17 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 繊維強化複合材ブレード
DE19648730C2 (de) * 1996-11-25 1998-11-19 Fraunhofer Ges Forschung Piezoelektrisch betätigtes Mikroventil
US6062256A (en) * 1997-02-11 2000-05-16 Engineering Measurements Company Micro mass flow control apparatus and method
DE19849700C2 (de) * 1998-10-28 2001-06-28 Festo Ag & Co Mikroventilanordnung
JP3756429B2 (ja) * 2001-07-12 2006-03-15 Ｓｍｃ株式会社 流量制御弁
JP3978766B2 (ja) 2001-11-12 2007-09-19 株式会社Ｉｈｉ バンド部付きセラミックス基複合部材とその製造方法
FR2836536B1 (fr) * 2002-02-26 2004-05-14 Cedrat Technologies Vanne piezoelectrique
US6981518B2 (en) * 2002-03-15 2006-01-03 Cytonome, Inc. Latching micro-regulator
DK1367307T3 (da) * 2002-05-31 2004-08-30 Festo Ag & Co Piezoventil
US7549840B2 (en) * 2005-06-17 2009-06-23 General Electric Company Through thickness reinforcement of SiC/SiC CMC's through in-situ matrix plugs manufactured using fugitive fibers
US7837914B2 (en) * 2006-12-04 2010-11-23 General Electric Company Process of producing a composite component and intermediate product thereof
FR2912469B1 (fr) * 2007-02-12 2009-05-08 Snecma Propulsion Solide Sa Procede de fabrication d'une structure a lobes de melangeur de flux en cmc pour moteur aeronautique a turbine de gaz.
FR2939129B1 (fr) 2008-11-28 2014-08-22 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication.
FR2939130B1 (fr) * 2008-11-28 2011-09-16 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication de piece de forme de forme complexe en materiau composite.
FR2944010B1 (fr) * 2009-04-02 2012-07-06 Snecma Propulsion Solide Procede pour le lissage de la surface d'une piece en materiau cmc
TWI435196B (zh) * 2009-10-15 2014-04-21 Pivotal Systems Corp 氣體流量控制方法及裝置
FR2954271B1 (fr) * 2009-12-21 2012-02-17 Snecma Pale d'helice d'aeronef
FR2965202B1 (fr) * 2010-09-28 2012-10-12 Snecma Procede de fabrication d'une piece et piece massive composite obtenue par ce procede
FR2970999B1 (fr) * 2011-02-02 2015-03-06 Snecma Aubes de turbomachine en cmc, roue mobile de turbomachine et turbomachine les comportant et procede pour leur fabrication
FR2975123B1 (fr) * 2011-05-13 2013-06-14 Snecma Propulsion Solide Rotor de turbomachine comprenant des aubes en materiau composite avec talon rapporte
FR2975037B1 (fr) * 2011-05-13 2014-05-09 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine composite avec pied integre
JP6174839B2 (ja) * 2011-10-14 2017-08-02 株式会社Ihi セラミックス基複合部材およびその製造方法
US9664052B2 (en) * 2012-10-03 2017-05-30 General Electric Company Turbine component, turbine blade, and turbine component fabrication process
US9726025B2 (en) * 2013-03-15 2017-08-08 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4650399A (en) 1982-06-14 1987-03-17 United Technologies Corporation Rotor blade for a rotary machine
JPH07180503A (ja) * 1993-12-24 1995-07-18 Toshiba Corp ガスタービン
JP2005133717A (ja) * 2003-10-20 2005-05-26 Snecma Moteurs ターボ機関ブレード、特にファンブレード及びその製造方法
US7094021B2 (en) 2004-02-02 2006-08-22 General Electric Company Gas turbine flowpath structure
JP2005240797A (ja) * 2004-02-23 2005-09-08 General Electric Co <Ge> タービンエンジン部品用のＳｉＣ／ＳｉＣセラミック複合材の特性を改良するバイアス織物の使用
JP2007205350A (ja) * 2005-12-22 2007-08-16 General Electric Co <Ge> 複合材翼配列部材およびその製造方法
US7510379B2 (en) 2005-12-22 2009-03-31 General Electric Company Composite blading member and method for making
FR2943942A1 (fr) * 2009-04-06 2010-10-08 Snecma Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2767698A4

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10358922B2 (en) 2016-11-10 2019-07-23 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel with circumferentially-installed inter-blade heat shields

Also Published As

Publication number Publication date
CN103890348A (zh) 2014-06-25
JP2013087663A (ja) 2013-05-13
EP2767698B1 (en) 2022-08-03
CN103890348B (zh) 2018-06-05
EP2767698A1 (en) 2014-08-20
EP2767698A4 (en) 2015-05-20
JP6174839B2 (ja) 2017-08-02
US9752443B2 (en) 2017-09-05
US20140322024A1 (en) 2014-10-30
US20170292388A1 (en) 2017-10-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2013054798A1 (ja) セラミックス基複合部材およびその製造方法
JP6035826B2 (ja) タービン翼として用いるセラミックス基複合部材およびその製造方法
US9212560B2 (en) CMC blade with integral 3D woven platform
JP5599865B2 (ja) 複合材料から作られるターボ機械ブレードを製造する方法
JP5569194B2 (ja) シュラウドセグメントの製造方法
JP6003660B2 (ja) セラミックス基複合部材
CN105934333B (zh) 中空涡轮发动机叶片的纤维预制件
JP3978766B2 (ja) バンド部付きセラミックス基複合部材とその製造方法
CN102232019B (zh) 用于制造复杂形状的复合材料部件的方法
JP6372210B2 (ja) セラミックス基複合材料よりなるタービン静翼
CN110439629A (zh) 具有互锁机械接头的cmc喷嘴和制造
CN106687662A (zh) 制造由复合材料制成的涡轮发动机叶片的方法、所产生的叶片以及包括该叶片的涡轮发动机
CN109154196A (zh) 用于燃烧式涡轮发动机的陶瓷部件
US20180171805A1 (en) Turbine blade with reinforced platform for composite material construction
JP2016017491A (ja) タービン動翼
JP2000202931A (ja) 繊維強化複合材料用３次元織物の製造方法

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 12840521

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2012840521

Country of ref document: EP