WO2013154007A1 - タービンの連翼を製造する方法およびタービンの連翼 - Google Patents

タービンの連翼を製造する方法およびタービンの連翼 Download PDF

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    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49337—Composite blade

Definitions

  • the present invention relates to a turbine blade that is applied to, for example, an aircraft turbine engine and a method for manufacturing the blade.
  • Turbine blades which are one of parts such as jet engines, are subjected to strong stress due to strong centrifugal force or gas flow during use. Therefore, since such turbine blades are required to have particularly high strength in addition to heat resistance, they are usually manufactured using a metal material.
  • FIG. 13 (a) is a schematic perspective view of a general aircraft turbofan engine
  • FIG. 13 (b) is an enlarged schematic perspective view of a part of the turbine rotor blade. Since a strong centrifugal force C is applied to the turbine blade in the longitudinal direction of the blade during driving, the turbine blade is usually manufactured from a Ni-based alloy or the like.
  • the turbine rotor blade 70 includes a blade portion 72, a platform portion 74 extending in a direction perpendicular to the blade surface, and a dovetail portion disposed at one end portion of the blade portion 72.
  • a metal material such as a Ni-based alloy, although having a complicated shape including 76 and a tip shroud portion 78 extending in a direction perpendicular to the blade surface at the other end portion of the blade portion 72, Can be manufactured easily.
  • the turbine vane and although it has a complicated shape, it can be easily manufactured using a metal material such as a Ni-based alloy as a material.
  • the turbine blade may be used as a single blade or as a continuous blade.
  • the tip shroud is joined to form a continuous blade.
  • the shroud portion (outer band portion) and platform portion (inner band portion) of a single blade may be joined to form a continuous blade or may be integrally formed by casting.
  • FIG. 13C is a schematic perspective view showing a turbine blade having a continuous blade structure.
  • the continuous blade 80 includes a blade portion 82, a platform portion 84 extending in a direction perpendicular to the blade surface, and one of the blade portions 82.
  • blade part 82 are provided.
  • the shape is further complicated, it can be manufactured by using an advanced mold.
  • CMC ceramic matrix composite member
  • the ceramic matrix composite member is lightweight and excellent in heat resistance, if it can be used as a turbine blade, it can be expected to reduce the weight of the engine and the fuel consumption rate.
  • FIG. 14 shows a configuration in which four turbine vanes are connected.
  • a turbine vane 90 having a continuous blade structure has blades 92a, 92b, 92c, and 92d, and blades at one end and the other end of each blade.
  • An outer band portion 94 and an inner band portion 96 extending in a direction perpendicular to the surface are provided.
  • the four wing portions 92a, 92b, 92c, and 92d and the outer band portion 94 and the inner band portion 96 are bonded or mechanically connected using an adhesive.
  • the high strength of ceramic matrix composites depends largely on the reinforcing fibers in the matrix. However, since the reinforcing fibers are cut at the bonded or mechanically connected surfaces, the strength is remarkably inferior as compared with the portion where the reinforcing fibers are continuous. If a reinforcing member is added to ensure the strength, the lightness that is an advantage of the ceramic matrix composite member is impaired.
  • the present invention has been made in view of these problems.
  • a method of manufacturing a turbine blade having a shaft includes a plurality of blade portions in which a plurality of first fabrics made of ceramic fibers are arranged in a radial direction with respect to the shaft.
  • the second fabric made of the ceramic fibers is arranged in the circumferential direction with respect to the axis, and the first end of the first fabric is bent and overlapped in parallel with the second fabric.
  • the plurality of first fabrics and the second fabric are coupled, the plurality of coupled first fabrics and the second fabric are assembled into a mold and integrally molded, and the integrally molded Impregnating a matrix into a plurality of first fabrics and the second fabrics.
  • a turbine blade having a shaft includes a plurality of blade portions configured by arranging a plurality of first fabrics made of ceramic fibers in a radial direction with respect to the shaft.
  • a tip shroud portion or an outer band portion which is disposed in a circumferential direction with respect to the axis, and a first end of the first fabric is bent and the second fabric is made of the ceramic fiber.
  • the plurality of first fabrics and the second fabric are connected to each other by being superimposed on each other, and the plurality of connected first fabrics and the second fabric are assembled into a mold and integrally formed.
  • the matrix is impregnated in the first fabric and the second fabric which are integrally formed.
  • the first woven fabric and the second woven fabric are overlapped in parallel and then impregnated with the matrix, so that the respective fibers are overlapped and bonded to each other, so that a turbine blade having sufficient strength is manufactured.
  • FIG. 1A is a schematic perspective view for explaining a blade for a moving blade according to an embodiment of the present invention
  • FIG. 1B is a diagram for explaining a blade for a stationary blade according to this embodiment.
  • FIG. FIG. 2 is a schematic diagram for explaining a connecting step for obtaining a blade for moving blades according to the present embodiment.
  • FIG. 3 is another schematic diagram for explaining the connecting step for obtaining the blades for moving blades according to the present embodiment.
  • FIG. 4 is still another schematic diagram for explaining a connecting step for obtaining the blades for moving blades according to the present embodiment.
  • FIG. 5 is still another schematic diagram for explaining a connecting step for obtaining a blade for moving blades according to the present embodiment.
  • FIG. 1A is a schematic perspective view for explaining a blade for a moving blade according to an embodiment of the present invention
  • FIG. 1B is a diagram for explaining a blade for a stationary blade according to this embodiment.
  • FIG. FIG. 2 is a schematic diagram for explaining a connecting step
  • FIG. 6 is still another schematic diagram for explaining the connecting step for obtaining the blades for moving blades according to the present embodiment.
  • FIG. 7 is still another schematic diagram for explaining a connecting step for obtaining the blades for moving blades according to the present embodiment.
  • FIG. 8 is a schematic view for explaining a connecting step for obtaining a stationary blade for a stationary blade according to the present embodiment.
  • FIG. 9 is another schematic diagram for explaining a connecting step for obtaining a stationary blade for a stationary blade according to the present embodiment.
  • FIG. 10 is still another schematic diagram for explaining a connecting step for obtaining a stationary blade for a stationary blade according to the present embodiment.
  • FIG. 11 is still another schematic diagram for explaining a connecting step for obtaining a stationary blade for a stationary blade according to the present embodiment.
  • FIG. 12 is still another schematic diagram for explaining a connecting step for obtaining a stationary blade for a stationary blade according to the present embodiment.
  • FIG. 13A is a schematic perspective view of an aircraft turbofan engine according to the prior art
  • FIG. 13B is a schematic perspective view in which a part of the turbine rotor blade is enlarged
  • FIG. FIG. 3 is an enlarged schematic perspective view of a turbine blade having a continuous blade structure.
  • FIG. 14 is a schematic perspective view for explaining a conventional turbine stationary blade having a continuous blade structure.
  • a composite member in which a plurality of members made of a ceramic matrix composite material are combined, and the manufactured composite member includes a plurality of turbine blades or a combination blade in which a plurality of stationary blades are combined.
  • a wing fabric and a connecting fabric are prepared from a woven fabric made of ceramic fibers.
  • a plurality of the wing fabrics are connected by the connecting fabric, and then assembled into a mold and integrally formed.
  • the blades are manufactured by impregnating the molded body with a ceramic matrix.
  • the connecting portion is a tip shroud portion
  • the connecting portion is an outer band portion.
  • FIG. 1A is a schematic perspective view for explaining a blade for moving blades according to an embodiment of the present invention.
  • the blade 1 for moving blades according to the present embodiment includes a plurality of blade portions (two in the case of FIG. 1 (a)).
  • a blade 1 for moving blades according to this embodiment shown in FIG. 1A includes two blade portions 2a and 2b extending in a radial direction with respect to the turbine axis, and a direction perpendicular to the blade surface (turbine).
  • Platform portions 3a and 3b extending in the circumferential direction with respect to the axis of the wing portions 2a and 2b, and dovetail portions 4a and 4b disposed at one end of the wing portions 2a and 2b.
  • the two wing parts 2a and 2b are connected by one tip shroud part 5 at the other end thereof.
  • the blade 1 for moving blades includes a plurality of moving blades each having the same shape as a conventional turbine moving blade, but a single tip shroud unit integrates a plurality of moving blades. It is different from the conventional one in that it is connected.
  • the continuous blade 1 according to the present embodiment illustrated in FIG. 1A is made of ceramic fibers, and the woven fabric constituting the tip shroud portion 5 (fabric for connecting portion) is 2 After connecting two fabrics (woven fabrics for wing parts) composed of two wing parts 2a and 2b, they are assembled into a mold and molded integrally, and the resulting molded body is impregnated with a ceramic matrix, and the fibers overlap each other. Therefore, the connection strength between each member (for example, between the wing
  • the connecting blade 1 according to this embodiment illustrated in FIG. 1A has two wing parts, but the number of wing parts in the connecting blade according to this embodiment is not particularly limited.
  • the continuous wing according to the present embodiment may include two or more wing parts.
  • the present embodiment can be applied to a turbine stationary blade in which the connecting part is an outer band part or an inner band part.
  • the connecting part may be both an outer band part and an inner band part. That is, the connecting blade according to the present embodiment can have two of a connecting part as an outer band part and a connecting part as an inner band part.
  • FIG. 1B is a schematic perspective view for explaining a stationary blade for a stationary blade according to the present embodiment.
  • the stationary blades 11 for the stationary blade according to the present embodiment include a plurality of (four in the case of FIG. 1B) blade portions.
  • the stationary blade 11 for a stationary blade according to the present embodiment shown in FIG. 1B includes four wing portions 12a, 12b, 12c, and 12d, and an outer band portion 15 and an inner band at one end portion and the other end portion thereof. It is connected by a band part 16.
  • Such a stationary blade for blades 11 according to the present embodiment is subjected to a strong load due to gas flow or the like on the blade portion during use.
  • the stationary blade 11 for the stationary blade according to the present embodiment illustrated in FIG. 1B is a woven fabric (a woven fabric for a connecting portion) that is composed of ceramic fibers and constitutes an outer band portion 15 as will be described in detail later.
  • the woven fabrics constituting the four wing portions 12a, 12b, 12c, and 12d are connected by the woven fabric constituting the inner band portion 16 (woven fabric for the connecting portion), they are assembled into a mold and integrally molded.
  • the obtained molded body is impregnated with a ceramic matrix and the fibers overlap each other, the connection strength between each member (for example, between the wing part 12 and the outer band part 15 or the inner band part 16) is high. It can withstand a strong load during its use.
  • the stationary blade 11 for the stationary blade according to the present embodiment illustrated in FIG. 1B has four blade portions, but the number of the blade portions in the continuous blade according to the present embodiment is not particularly limited.
  • the continuous wing according to the present embodiment may include two or more wing parts, and may further include more wing parts. For example, the number is four.
  • the method for manufacturing a composite member according to the present embodiment can be applied to the manufacture of continuous blades used as turbine blades.
  • the woven fabric for connecting portions and a plurality of woven fabrics for wing portions made of ceramic fibers are prepared, and a plurality of woven fabrics for wing portions are connected by the woven fabric for connecting portions to obtain a woven fabric linked body.
  • a method for producing a ceramic-based composite member comprising: a connecting step, a forming step of assembling the fabric connector into a mold and integrally forming the molded body, and an impregnation step of impregnating the molded body with a matrix. In the joining process, the fibers of each fabric are overlapped with each other and then impregnated with the matrix.
  • the connecting step prepares the connecting portion fabric and the plurality of wing portion fabrics, and connects the plurality of wing portion fabrics by the connecting portion fabric to form a connected fabric body. It is a process to obtain.
  • the connection process for obtaining the blades for moving blades according to the present embodiment and the connection process for obtaining the blades for stationary blades according to the present embodiment by the manufacturing method according to the present embodiment will be described. To do.
  • connection process in the case of obtaining the blades for moving blades according to the present embodiment will be specifically described with reference to the drawings.
  • the following fabrics are essentially made of ceramic fibers, that is, fabrics that are not impregnated with a matrix before the impregnation step can be used.
  • the matrix may be partially or completely impregnated in advance.
  • FIG. 2 (a) and 2 (b) are diagrams showing a fabric 21 in which a fabric 23 made of ceramic fibers that becomes a wing portion and a dovetail portion and a fabric 25 made of ceramic fibers that become a platform portion are connected.
  • 2A is a schematic side view
  • FIG. 2B is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG. 2A.
  • the woven fabric 21 is a three-dimensional woven fabric three-dimensionally woven so as to have a considerable thickness as shown in FIG.
  • the lower end is a portion that becomes a dovetail portion, and is woven so as to branch into three portions above it.
  • the center of the three branched portions is a portion that becomes a wing portion, and along both sides thereof are a pair of flange-like fabrics 25 that respectively become platform portions.
  • the pair of fabrics 25 are woven in an appropriate shape so as to overlap each other when bent as will be described later.
  • the portion that becomes the wing portion is woven so as to be further branched into two above it.
  • the entire fabric 21 is an integral three-dimensional fabric. However, the fabric 21 may be formed by overlapping a plurality of fabrics and sewing them.
  • a pair of woven fabrics 25 made of ceramic fibers serving as a platform portion is provided to a woven fabric 23 made of ceramic fibers serving as a wing portion and a dovetail portion.
  • the fabrics 25 are folded so as to form a desired angle (approximately 90 degrees in the case of a turbine blade), and the fabrics 25 are overlapped in parallel so that the fibers overlap and adhere to each other.
  • the fabrics 25 are connected to each other. You may sew together the part 251 where the fabric 25 which becomes two platform parts overlaps with another fiber bundle. This is advantageous in that the strength of the resulting fiber fabric for wings is further increased.
  • the wing fabrics as shown in FIGS. 4, 5, 6 and 7 are obtained.
  • tip shroud part are connected.
  • the connecting portion fabric is a generally rectangular fabric, and two through-holes through which one end of the wing portion fabric 27 can pass are formed.
  • the through hole can be formed by a conventionally known method such as machining.
  • the connecting portion fabric 31 has two through holes 311 and 312, and one end portion of the wing portion fabric 27 is passed through the through holes. As shown in FIG. 5, after passing one end of each of the two wing fabrics 27a and 27b to the two through holes 311 and 312, as shown in FIG. It bends so that it may become a connection part later.
  • FIG. 6 Another component 315 can be added, and a woven fabric connection body 38 as shown in FIG. 7 can be obtained.
  • the bent end portion being sandwiched between the connecting portion fabric 31 and the other component 315 contributes to improvement in strength.
  • FIG. 8 shows that the four wing fabrics 47a, 47b, 47c, 47d that constitute the wing portion, the coupling fabric 51 that constitutes the outer band portion, and the inner band portion. It is a schematic perspective view showing the connection part fabric 53.
  • the connecting portion fabric 51 that constitutes the outer band portion and the connecting portion fabric 53 that constitutes the inner band portion are generally rectangular fabrics, and as described later, the wing portion fabrics 47a, 47b, 47c. , 47d, four through holes are formed through which the end portions can pass.
  • the through hole can be formed by a conventionally known method such as machining.
  • a plurality of wing fabrics 47 are prepared, and the wing fabric 47 and the coupling fabrics 51 and 53 are connected as shown in FIG.
  • each of the connecting portion fabrics 51 and 53 has four through holes 511, 512, 513, 514 and 531, 532, 533, and 534, and the end portions of the wing portion fabric 47 are provided in the through holes. Let it pass. As shown in FIG. 10, after each of the four wing fabrics 47a, 47b, 47c, 47d is passed through the four through holes, the passed portion is later Bend it so that it becomes a connecting part. Then, as shown in FIGS. 10 and 11, other parts 516, 517 and 536, 537 can be added, and the fabric connector 58 shown in FIG. 12 can be obtained.
  • the wing fabric and the coupling fabric as described above can be produced by, for example, a conventionally known method, but a three-dimensional fabric can be used.
  • a 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, after obtaining a plurality of layers in which the fiber bundle is arranged in the X direction and the Y direction perpendicular to the X direction, the layers are stacked and sewed with another fiber bundle in the thickness direction (Z direction). As a result, a fabric having a three-dimensional structure can be obtained. Thereafter, by processing as necessary, it is possible to obtain a desired shape of the wing fabric and the connection fabric.
  • the woven fabric for wings and the woven fabric for connecting portions may not have a three-dimensional structure, or may partially have a three-dimensional structure.
  • the material and thickness of the ceramic fiber constituting the wing fabric and the connecting fabric 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 forming step is a step of assembling the fabric linking body into a mold and integrally forming it to obtain a formed body.
  • the woven fabric obtained in the above coupling process is assembled into a mold and molded integrally.
  • the woven fabric linked body is assembled into a six-divided mold and molded.
  • the inner shape of the mold is the shape of the desired molded body.
  • the impregnation step is a step of impregnating the molded body with a matrix.
  • a ceramic matrix is formed by a chemical reaction from a gas or a method in which a solid powder is poured into a slurry to be sintered.
  • a method of depositing a matrix on the surface of the molded body by a chemical reaction by exposing the molded body integrated in the mold to a raw material gas in a chamber, or a raw material powder solid in the integrated molded body A method of impregnating and sintering a slurry of (precursor).
  • the ceramic matrix composite material according to the present embodiment can be obtained.
  • the fiber of one member reaches the other member (for example, the tip shroud portion) beyond the joint portion and overlaps with the fiber of the other member by the matrix.
  • Both members are joined. That is, the continuous fiber is not interrupted at the joint, and both fibers are joined with a certain overlap. Even when a force is applied to the joint portion, the fiber extending beyond the joint portion reinforces this, so that the same strength as other parts can be expected.
  • each woven fabric is sufficiently flexible and can be bent freely so that the fibers are in close contact with each other, and thus a strong bond is possible.
  • a turbine blade having sufficient strength and a method for manufacturing the blade are provided.

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Abstract

軸を有するタービンの連翼は、セラミックス繊維よりなる複数の第１の織物（２７ａ，２７ｂ）を前記軸に対して径方向に配置して複数の翼部を構成し、前記セラミックス繊維よりなる第２の織物（３１）を前記軸に対して周方向に配置し、前記第１の織物の第１の端を折り曲げて前記第２の織物に平行に重ねることにより前記複数の第１の織物と前記第２の織物とを連結し、連結された前記複数の第１の織物および前記第２の織物にマトリックスを含浸することにより製造される。

Description

タービンの連翼を製造する方法およびタービンの連翼
　本発明は、例えば航空用タービンエンジンに適用されるタービンの連翼およびその製造方法に関する。
　ジェットエンジン等の部品の一つであるタービン翼には、その使用時において、強い遠心力やガス流等による強い応力が加わる。よって、そのようなタービン翼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。例えば、図１３（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１３（ｂ）は、そのタービン動翼の一部を拡大した概略斜視図であるが、エンジンの駆動時にタービン動翼には翼部の長手方向へ強い遠心力Ｃがかかるので、通常、タービン動翼はＮｉ基合金等から製造される。また、図１３（ｂ）に示すように、タービン動翼７０は翼部７２と、その翼面に対して垂直方向へ伸びるプラットフォーム部７４と、翼部７２の一方端部に配置されたダブテール部７６と、翼部７２の他方端部においてその翼面に対して垂直方向へ伸びるチップシュラウド部７８とを備える複雑な形状を有するものであるものの、Ｎｉ基合金等の金属材料を鋳造することで、容易に製造することができる。また、タービン静翼についても同様であり、複雑な形状を有するものの、Ｎｉ基合金等の金属材料を材料として用いて容易に製造することができる。
　タービン翼は、単翼として用いる場合と、連翼として用いる場合がある。動翼の場合は、チップシュラウド部を接合して連翼化する。静翼の場合は、単翼のシュラウド部（アウタバンド部）とプラットフォーム部（インナバンド部）を接合して連翼化するか、鋳造で一体成型する場合もある。図１３（ｃ）は連翼構造のタービン動翼を示す概略斜視図であり、連翼８０は翼部８２と、その翼面に対して垂直方向へ伸びるプラットフォーム部８４と、翼部８２の一方端部に配置されたダブテール部８６と、翼部８２の他方端部においてその翼面に対して垂直方向へ伸びるチップシュラウド部８８とを備える。この場合、その形状はさらに複雑になるものの、高度な鋳型を用いることで製造することが可能である。
　そして、近年、セラミックス繊維織物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部材（ＣＭＣ）のタービン翼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るため、タービン翼として利用することができれば、エンジンの重量削減および燃料消費率の低減が期待できる。
　従来、このようなセラミックス基複合材料を適用したタービン翼やその製造方法がいくつか提案されている。また、図１４に例示するような連翼構造のタービン翼についても、従来、提案されている（例えば特許文献１または２参照）。図１４は４つのタービン静翼が連結されたものであり、連翼構造のタービン静翼９０は翼部９２ａ、９２ｂ、９２ｃ、９２ｄと、各翼部の一方端部および他方端部においてその翼面に対して垂直方向へ伸びるアウタバンド部９４およびインナバンド部９６とを備えるものである。そして、４つの翼部９２ａ、９２ｂ、９２ｃ、９２ｄと、アウタバンド部９４およびインナバンド部９６との間を接着剤を用いて接着、または機械的に連結したものである。
米国特許第６６４８５９７号公報 日本国特許出願公開平７－１８９６０７号公報
　セラミックス基複合材料が高い強度を示すのは、マトリックス中の強化繊維に負うところが大きい。ところが接着または機械的に連結した面においては、強化繊維はそこで切断されているので、強化繊維が連続している部位に比べ、著しく強度が劣ってしまう。強度を確保すべく補強部材を追加すれば、セラミックス基複合部材の利点である軽量性が損なわれてしまう。本発明は、これらの問題に鑑みて為されたものである。
　本発明の第１の局面によれば、軸を有するタービンの連翼を製造する方法は、セラミックス繊維よりなる複数の第１の織物を前記軸に対して径方向に配置して複数の翼部を構成し、前記セラミックス繊維よりなる第２の織物を前記軸に対して周方向に配置し、前記第１の織物の第１の端を折り曲げて前記第２の織物に平行に重ねることにより前記複数の第１の織物と前記第２の織物とを連結し、連結された前記複数の第１の織物と前記第２の織物とを型に組み付けて一体に成形し、一体に成形された前記複数の第１の織物および前記第２の織物にマトリックスを含浸する、ことを含む。
　本発明の第２の局面によれば、軸を有するタービンの連翼は、セラミックス繊維よりなる複数の第１の織物を前記軸に対して径方向に配置して構成された複数の翼部と、前記セラミックス繊維よりなる第２の織物を前記軸に対して周方向に配置されたチップシュラウド部またはアウタバンド部と、を備え、前記第１の織物の第１の端は折り曲げられて前記第２の織物に重ねられることにより前記複数の第１の織物と前記第２の織物は連結され、連結された前記複数の第１の織物と前記第２の織物とは型に組み付けて一体に成形され、一体に成形された前記第１の織物および前記第２の織物にマトリックスが含浸されている。
　第１の織物と第２の織物とを平行に重ねた後にマトリックスを含浸させることにより、互いの繊維が重なり合った上で結合するので、十分な強度を有するタービンの連翼が製造される。
図１（ａ）は本発明の一実施形態による動翼用の連翼について説明するための概略斜視図であり、図１（ｂ）は本実施形態による静翼用の連翼について説明するための概略斜視図である。 図２は本実施形態による動翼用の連翼を得るための連結工程について説明するための概略図である。 図３は本実施形態による動翼用の連翼を得るための連結工程について説明するための別の概略図である。 図４は本実施形態による動翼用の連翼を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。 図５は本実施形態による動翼用の連翼を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。 図６は本実施形態による動翼用の連翼を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。 図７は本実施形態による動翼用の連翼を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。 図８は本実施形態による静翼用の連翼を得るための連結工程について説明するための概略図である。 図９は本実施形態による静翼用の連翼を得るための連結工程について説明するための別の概略図である。 図１０は本実施形態による静翼用の連翼を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。 図１１は本実施形態による静翼用の連翼を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。 図１２は本実施形態による静翼用の連翼を得るための連結工程について説明するためのさらに別の概略図である。 図１３（ａ）は、従来技術による航空機用ターボファンエンジンの概略斜視図であり、図１３（ｂ）は、そのタービン動翼の一部を拡大した概略斜視図であり、図１３（ｃ）は、連翼構造のタービン動翼を拡大した概略斜視図である。 図１４は従来技術による連翼構造のタービン静翼を説明するための概略斜視図である。
　添付の図面を参照して以下に本発明の幾つかの例示的な実施形態を説明する。
　各実施形態によれば、セラミックス基複合材料よりなる複数の部材が結合された複合部材が製造でき、製造される複合部材としてはタービンの複数の動翼または複数の静翼が結合された連翼が例示できる。セラミックス繊維よりなる織物より、翼部用織物および連結部用織物が用意され、前記連結部用織物によって、複数の前記翼部用織物を連結し、その後、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含浸することにより、連翼が製造される。動翼の場合は、連結部はチップシュラウド部であり、静翼の場合は、連結部はアウタバンド部である。
　図１（ａ）は本発明の一実施形態による動翼用の連翼について説明するための概略斜視図である。
　図１（ａ）に示すように、本実施形態による動翼用の連翼１は複数（図１（ａ）の場合は２つ）の翼部を含む。図１（ａ）に示す本実施形態による動翼用の連翼１は、タービンの軸に対して径方向に伸びる２つの翼部２ａ、２ｂと、その翼面に対して垂直方向へ（タービンの軸に対して周方向へ）伸びるプラットフォーム部３ａ、３ｂと、翼部２ａ、２ｂの一方端部に配置されたダブテール部４ａ、４ｂとを備えている。そして、２つの翼部２ａ、２ｂは、それらの他方端部において１つのチップシュラウド部５によって連結されている。すなわち、本実施形態による動翼用の連翼１は、それぞれ従来のタービン動翼と同様な形状を有する複数の動翼を備えているが、単一のチップシュラウド部が複数の動翼を一体的に連結している点で、従来のものとは異なっている。
　このような動翼用の連翼１は、その使用時において、ダブテール部４ａ、４ｂがディスクに嵌められ、そのディスクが回転することで、翼部２ａ、２ｂの長手方向へ強い遠心力が加わる。
　図１（ａ）に例示した本実施形態による連翼１は、後に詳細に説明するように、各織物はセラミックス繊維よりなり、チップシュラウド部５を構成する織物（連結部用織物）によって、２つの翼部２ａ、２ｂの構成する２つの織物（翼部用織物）を連結した後、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含浸してなり、繊維が互いに重なり合っているので、各部材間（例えば翼部２とチップシュラウド部５と間）の連結強度が高く、その使用時において強い負荷（遠心力等）に耐えることができる。
　これに対して従来技術によれば、各部材間を接着剤を用いて接着したり、機械的に連結したりするので、各部材間の連結部分の強度が不足する場合があった。
　図１（ａ）に例示した本実施形態による連翼１は２つの翼部を有するが、本実施形態による連翼における翼部の数は特に限定されない。本実施形態による連翼は２個以上の翼部を含むことができる。
　また、本実施形態は、前記連結部がアウタバンド部またはインナバンド部であるタービン静翼に適用することができる。ここで前記連結部はアウタバンド部とインナバンド部との両方であってよい。すなわち、本実施形態による連翼はアウタバンド部としての連結部と、インナバンド部としての連結部との２つを有することができる。
　図１（ｂ）は本実施形態による静翼用の連翼について説明するための概略斜視図である。
　図１（ｂ）に示すように、本実施形態による静翼用の連翼１１は複数（図１（ｂ）の場合は４つ）の翼部を含む。図１（ｂ）に示す本実施形態による静翼用の連翼１１は、４つの翼部１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄを備え、それらの一方端部および他方端部において、アウタバンド部１５およびインナバンド部１６によって連結されている。
　このような本実施形態による静翼用の連翼１１は、その使用時において翼部へガス流等による強い負荷が加わる。
　図１（ｂ）に例示した本実施形態による静翼用の連翼１１は、後に詳細に説明するように、各織物はセラミックス繊維よりなり、アウタバンド部１５を構成する織物（連結部用織物）およびインナバンド部１６を構成する織物（連結部用織物）によって、４つの翼部１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄを構成する織物（翼部用織物）を連結した後、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含浸してなり、繊維が互いに重なり合っているので、各部材間（例えば翼部１２と、アウタバンド部１５またはインナバンド部１６と間）の連結強度が高く、その使用時において強い負荷に耐えることができる。
　これに対して従来技術によれば、各部材間を接着剤を用いて接着したり、機械的に連結したりするので、各部材間の連結部分の強度が不足する場合があった。
　図１（ｂ）に例示した本実施形態による静翼用の連翼１１は４つの翼部を有するが、本実施形態による連翼における翼部の数は特に限定されない。本実施形態による連翼は、２個以上の翼部を含むことでき、さらにより多くの翼部を含むことができ、一例としてその個数は４である。
　次に、本実施形態による複合部材の製造方法について説明する。
　本実施形態による複合部材の製造方法は、タービン翼として用いる連翼の製造に適用することができる。かかる方法によれば、セラミックス繊維よりなる前記連結部用織物および複数の前記翼部用織物を用意し、前記連結部用織物によって、複数の前記翼部用織物を連結して織物連結体を得る連結工程と、前記織物連結体を型に組み付けて一体に成形して成形体を得る成形工程と、前記成形体にマトリックスを含浸する含浸工程とを備える、セラミックス基複合部材の製造方法である。連結工程において、各織物の繊維が互いに重なり合わされ、その後にマトリックスが含浸される。
＜連結工程＞
　本実施形態による製造方法における連結工程について説明する。
　本実施形態による製造方法において連結工程は、前記連結部用織物および複数の前記翼部用織物を用意し、前記連結部用織物によって、複数の前記翼部用織物を連結して織物連結体を得る工程である。以下に、本実施形態による製造方法によって、本実施形態による動翼用の連翼を得る場合の連結工程と、本実施形態による静翼用の連翼を得る場合の連結工程とについて、各々説明する。
　本実施形態による動翼用の連翼を得る場合における連結工程について、図を用いて具体的に説明する。
　特に断らない限り、下記の各織物はセラミックス繊維より本質的になり、すなわち、含浸工程以前にマトリックスが含浸されていない織物が利用できる。あるいは予めマトリックスが部分的または全体的に含浸されていてもよい。
　図２（ａ）および（ｂ）は、翼部およびダブテール部になるセラミックス繊維よりなる織物２３と、プラットフォーム部になるセラミックス繊維よりなる織物２５とが繋がっている織物２１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。
　織物２１は、図２（ｂ）に示すごとく相当程度の厚さを有するべく３次元的に織られた立体織物である。その下端はダブテール部になる部分であり、その上方において３つの部分に枝分かれするべく織られている。枝分かれした３つの部分の中央は翼部になる部分であり、その両側に沿うのはそれぞれプラットフォーム部になるフランジ状の一対の織物２５である。一対の織物２５は、後述のごとく折り曲げると互いに重なりあうような適宜の形状に織られている。翼部になる部分は、その上方においてさらに２つに枝分かれするべく織られている。織物２１はその全体が一体の立体織物であるが、複数の織物を重ね合わせて縫製することにより織物２１を形成してもよい。
　このような織物２１を得た後、図３（ａ）に示すように、翼部およびダブテール部になるセラミックス繊維よりなる織物２３に対して、プラットフォーム部になるセラミックス繊維よりなる一対の織物２５をそれぞれ所望の角度（タービン動翼の場合は略９０度）をなすように折り曲げ、織物２５同士を平行に重ね、それぞれの繊維が互いに重なり合って密着するようにする。以って織物２５同士は連結する。２つのプラットフォーム部になる織物２５が重なった部分２５１を別の繊維束により縫い合わせてもよい。得られる翼部用繊維織物の強度がより高まる点で有利である。
　このようにして図３（ｂ）に示すような態様の翼部用織物２７を得る。
　上記のようにして、図３（ｂ）に示すような態様の複数枚の翼部用織物２７を得た後、図４、図５、図６および図７に示すようにして翼部用織物２７とチップシュラウド部を構成することになる連結部用織物３１とを連結する。なお、連結部用織物は概ね矩形の織物であり、翼部用織物２７の一方の端部を通過させることができる２つの貫通孔が形成されている。貫通孔は機械加工等の従来公知の方法で形成することができる。
　連結部用織物３１は、２つの貫通孔３１１、３１２を有しており、この貫通孔に翼部用織物２７の一方の端部を通過させる。図５に示すように２つの翼部用織物２７ａ、２７ｂの各々について、その一方の端部を２つの貫通孔３１１、３１２へ通過させた後、図６に示すように、その通過した部分が後に連結部となるように折り曲げる。
　そして、図６に示すように他の部品３１５を追加することができ、図７に示すような織物連結体３８を得ることができる。折り曲げられた端部が連結部用織物３１と他の部品３１５との間に挟まれることは、強度の向上に寄与する。
　次に、本実施形態による静翼用複合部材を得る場合における連結工程について、図を用いて具体的に説明する。
　図８は、翼部を構成することになる４つの翼部用織物４７ａ、４７ｂ、４７ｃ、４７ｄと、アウタバンド部を構成することになる連結部用織物５１と、インナバンド部を構成することになる連結部用織物５３とを表す概略斜視図である。
　アウタバンド部を構成することになる連結部用織物５１およびインナバンド部を構成することになる連結部用織物５３は、概ね矩形の織物であり、後述するように翼部用織物４７ａ、４７ｂ、４７ｃ、４７ｄの各々における端部を通過させることができる４つの貫通孔が形成されている。貫通孔は機械加工等の従来公知の方法で形成することができる。
　複数の翼部用織物４７を用意し、図９に示すようにして翼部用織物４７と連結部用織物５１、５３とを連結する。
　ここで連結部用織物５１、５３は、各々４つの貫通孔５１１、５１２、５１３、５１４および５３１、５３２、５３３、５３４を有しており、この貫通孔に翼部用織物４７の端部を通過させる。図１０に示すように４つの翼部用織物４７ａ、４７ｂ、４７ｃ、４７ｄの各々について、その端部を４つの貫通孔へ通過させた後、図１０に示すように、その通過した部分が後に連結部となるように折り曲げる。そして、図１０および図１１に示すように、他の部品５１６、５１７および５３６、５３７を追加することができ、図１２に示す織物連結体５８を得ることができる。
　上記のような翼部用織物および連結部用織物は例えば従来公知の方法で製造することができるが、３次元構造の織物を利用することができる。３次元構造の織物は、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複数枚の層を得た後、各層を重ね、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次元構造の織物を得ることができる。その後、必要に応じて加工することで所望の形の翼部用織物および連結部用織物を得ることができる。
　なお、翼部用織物および連結部用織物は、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。
　また、翼部用織物および連結部用織物を構成する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。
＜成形工程＞
　本実施形態による製造方法における成形工程について説明する。
　本実施形態による製造方法において成形工程は、前記織物連結体を型に組み付けて一体に成形して成形体を得る工程である。
　成形工程では、上記の連結工程によって得られた織物連結体を型に組みつけて一体に成形する。例えば６分割程度の型に織物連結体を組み付けて成形する。型は内部形状が、求める成形体の形状となっており、織物連結体を型に沿って変形させて組み付けることで、型の内部で織物連結体を一体に成形することができる。
＜含浸工程＞
　次に、本実施形態による製造方法における含浸結工程について説明する。
　本実施形態による製造方法において含浸工程は、前記成形体にマトリックスを含浸する工程である。
　含浸工程では、上記のようにして得た成形体に気体からの化学反応や固体粉末をスラリー状にして流し込み焼結させる等の方法でセラミックスマトリックスを形成する。
　例えば、型の内部で一体となった前記成形体をチャンバーの中で原料ガスに曝して化学反応によって前記成形体の表面にマトリックスを析出させる方法や、一体となった前記成形体に原料粉末固体をスラリー状にしたもの（前駆体）を含浸し、焼結する方法が挙げられる。
　このようにして本実施形態によるセラミックス基複合材料を得ることができる。
　上述の各実施形態によれば、一の部材（例えば翼部）の繊維は、結合部を越えて他の部材（例えばチップシュラウド部）に達し、他の部材の繊維と重なり合った上でマトリックスにより両部材が結合する。すなわち結合部において繊維の連続が途切れておらず、一定の重なり合いをもって両繊維が結合している。結合部に力が加わったときも、結合部を越えて延びる繊維がこれを強化しているので、他の部位と同様な強度が期待できる。
　また上述の各実施形態によれば、織物に予めマトリックスを含浸しておく必要がない。それ故各織物は十分に柔軟であり、その繊維同士が十分に密着するように自在に折り曲げることができ、以って強固な結合が可能である。
　好適な実施形態により本発明を説明したが、本発明は上記実施形態に限定されるものではない。上記開示内容に基づき、当該技術分野の通常の技術を有する者が、実施形態の修正ないし変形により本発明を実施することが可能である。
　十分な強度を有するタービンの連翼およびその製造方法が提供される。
１　連翼
２ａ，２ｂ　翼部
３ａ，３ｂ　プラットフォーム部
４ａ，４ｂ　ダブテール部
５　チップシュラウド部
１１　連翼
１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ　翼部
１５　アウタバンド部
１６　インナバンド部
２１　織物
２３　織物
２５　織物
２７ａ，２７ｂ　翼部用織物
２５１　織物の一部分
３１　連結部用織物
３１１，３１２　貫通孔
３１５　部品
３８　織物連結体
４７ａ，４７ｂ，４７ｃ，４７ｄ　翼部用織物
５１，５３　連結部用織物
５１１，５１２，５１３，５１４，５３１，５３２，５３３，５３４　貫通孔
５１６，５１７，５３６，５３７　部品
５８　織物連結体
７０　タービン動翼
７２　翼部
７４　プラットフォーム部
７６　ダブテール部
７８　チップシュラウド部
８０　連翼
８２　翼部
８４　プラットフォーム部
８６　ダブテール部
８８　チップシュラウド部
９０　タービン静翼
９２ａ，９２ｂ，９２ｃ，９２ｄ　翼部
９４　アウタバンド部
９６　インナバンド部
Ｃ　遠心力

Claims (7)

  1. 　軸を有するタービンの連翼を製造する方法であって、
    　セラミックス繊維よりなる複数の第１の織物を前記軸に対して径方向に配置して複数の翼部を構成し、
    　前記セラミックス繊維よりなる第２の織物を前記軸に対して周方向に配置し、
    　前記第１の織物の第１の端を折り曲げて前記第２の織物に平行に重ねることにより前記複数の第１の織物と前記第２の織物とを連結し、
    　連結された前記複数の第１の織物と前記第２の織物とを型に組み付けて一体に成形し、
    　一体に成形された前記複数の第１の織物および前記第２の織物にマトリックスを含浸する、
    　ことを含む方法。
  2. 　請求項１の方法であって、前記第２の織物はチップシュラウド部またはアウタバンド部の形状を有する、方法。
  3. 　請求項１の方法であって、さらに、
    　前記第２の織物は前記第１の端を通過させる貫通孔を有し、前記連結する工程以前に前記第１の端を前記貫通孔に通過させる、
    　ことを含む方法。
  4. 　請求項１の方法であって、さらに、
    　前記セラミックス繊維よりなりフランジ部を有する第３の織物を前記第１の織物に重ね、
    　前記フランジ部を折り広げてその端同士を重ねてプラットフォーム部を形成する、
    　ことを含む方法。
  5. 　請求項１の方法であって、さらに、
    　前記セラミックス繊維よりなる第４の織物を前記軸に対して周方向に配置し、
    　前記マトリックスを含浸する工程以前に前記第１の織物の第２の端を折り曲げて前記第４の織物に重ねることにより連結する、
    　ことをさらに含む方法。
  6. 　請求項１乃至５の何れか１項の方法であって、前記セラミックス繊維は、前記マトリックスを含浸する工程以前に前記マトリックスを含まない、方法。
  7. 　軸を有するタービンの連翼であって、
    　セラミックス繊維よりなる複数の第１の織物を前記軸に対して径方向に配置して構成された複数の翼部と、
    　前記セラミックス繊維よりなる第２の織物を前記軸に対して周方向に配置されたチップシュラウド部またはアウタバンド部と、を備え、
    　前記第１の織物の第１の端は折り曲げられて前記第２の織物に重ねられることにより前記複数の第１の織物と前記第２の織物は連結され、
    　連結された前記複数の第１の織物と前記第２の織物とは型に組み付けて一体に成形され、
    　一体に成形された前記第１の織物および前記第２の織物にマトリックスが含浸されている、
    　タービンの連翼。
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