JP2007301636A - インベストメント鋳造方法およびインベストメント鋳造コアの製造方法 - Google Patents
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Abstract
【課題】 超合金タービンエンジン部品の改良されたインベストメント鋳造方法およびこれに用いるインベストメント鋳造コアを提供する。
【解決手段】 インベストメント鋳造コアを製造する方法が、平行な第1の面と第2の面との間の厚さがこれに直交する幅および長さよりも小さい金属ブランクを使用する。ブランクは、第1の面および第2の面のうちの少なくとも1つから局部的に薄肉化され、次いで複数の開口部および溝を形成するように貫通切削される。この金属ブランクから形成された金属コア(破線部)とセラミックコアを備えたコアアセンブリを用いることにより、エアフォイル60における後縁給気通路64と出口スロット66との間の冷却通路形状が改善され、これにより局部的冷却を改善し、冷却空気に対する抵抗を低下させ、冷却効果を向上させる。
【選択図】図2
【解決手段】 インベストメント鋳造コアを製造する方法が、平行な第1の面と第2の面との間の厚さがこれに直交する幅および長さよりも小さい金属ブランクを使用する。ブランクは、第1の面および第2の面のうちの少なくとも1つから局部的に薄肉化され、次いで複数の開口部および溝を形成するように貫通切削される。この金属ブランクから形成された金属コア(破線部)とセラミックコアを備えたコアアセンブリを用いることにより、エアフォイル60における後縁給気通路64と出口スロット66との間の冷却通路形状が改善され、これにより局部的冷却を改善し、冷却空気に対する抵抗を低下させ、冷却効果を向上させる。
【選択図】図2
Description
本発明はインベストメント鋳造法に関する。より詳細には、超合金タービンエンジン部品のインベストメント鋳造に関する。
インベストメント鋳造法は複雑な幾何形状を有する金属部品、特に中空の部品を形成するために一般に用いられる技法であり、超合金ガスタービンエンジン部品を製造するのに使用される。本発明は、特定の超合金鋳造品の生産について記載されているが、本発明はそれに限定されないことを理解されたい。
ガスタービンエンジンは、航空機の推進、発電、および船舶の推進に広く使用されている。ガスタービンエンジンの利用において、効率は主要な目的である。ガスタービンエンジンの効率の改善は、高温で作動させることによって達成されるが、現在のタービンセクションの作動温度は、タービン部品に使用されている超合金材料の融点を上回るものである。したがって、空気冷却を行うのが一般的な手法である。冷却は、エンジンの圧縮機セクションからの比較的低温の空気を冷却すべきタービン部品内の通路内に流すことによって行われる。そのような冷却は、それに関連するエンジン効率の犠牲を伴う。したがって、対比冷却を向上させ、所定量の冷却空気から得られる冷却効果の大きさを最大限にすることが強く要望される。これは、精巧かつ正確に配置された冷却通路部を用いることによって達成することができる。
冷却通路セクションは、鋳造コアの周りに鋳造される。セラミック鋳造コアは、セラミック粉末とバインダ材との混合物を硬化された鋼の鋳型に注入して成形することにより形成することができる。鋳型から取り外した後、未焼成のコアは、バインダを除去するために熱的に後処理され、セラミック粉末を共に焼結させるように焼成される。より精巧な冷却形体化の傾向が、コア製造技術に厳しい要求を課している。その精巧な形体は、製造が難しく、あるいは製造された後に脆弱であることが判明する場合がある。本願の出願人に譲渡されたShah等の特許文献1およびBeals等の特許文献2(これらの開示は、本願の参照となる)は、セラミックコアと耐火金属コアとの組合せの利用を開示している。
米国特許第6,637,500号明細書
米国特許第6,929,054号明細書
図1は、シェル22内に鋳造されたタービンエアフォイル20の後縁部を示す。内部通路を鋳造するために、シェルはコアアセンブリを擁している。例示的なコアアセンブリは、対応する通路区間を鋳造するための翼幅方向脚部30,32,34を有するセラミックフィードコアを含む。脚部34により、後縁翼幅方向通路36が鋳造される。コアアセンブリは金属コアも含み、それらのうち、コア40,42,44が示されている。例示的な金属コアは、耐火金属板材から形成される。コア40は、正圧側出口回路を形成し、コア42は負圧側出口回路を形成し、コア44は後縁出口スロット50を形成する。出口スロット50は、通路36から給気される。コア組立て中、コア44の前縁側部分は、セラミックコアの後縁脚部34の係合スロット内に固定される。そのような構成では、通路36と出口スロット50との間の移行部が、相対的に急激に変化し、正圧側壁および負圧側壁が相対的に厚くなる領域52,54を生じさせる可能性がある。
本発明の一態様は、金属ブランクからインベストメント鋳造コアを製造する方法に関する。ブランクは、平行な第1の面と第2の面との間に厚さをもち、これに直交する長さおよび幅よりも小さい。ブランクは、第1および第2の面のうちの少なくとも1つから局部的に薄肉化される。ブランクは、厚さを貫いて貫通切削(through−cut)される。
様々な実装形態において、貫通切削するステップは、レーザカッティング、液体ジェットカッティング、および放電加工(EDM)のうち少なくとも1つを備えうる。薄肉化ステップは、放電加工、電気化学的研磨(ECM)、グラインディング、および機械加工のうち少なくとも1つを備えうる。貫通切削ステップは、複数の貫通開口部および複数の溝を形成するステップを備える。貫通切削後、ブランクは、少なくとも部分的に溝を収縮させるように曲げられる。薄肉化ステップは、下流方向先細部を機械加工するステップと、下流方向先細部の下流に、より厚い部分を残すステップと、を備える。コアはコーティングされ得る。コアは、セラミックコアで被覆成形され、あるいは予め成形されたセラミックコアに取り付けられる。薄肉化ステップでは、第1の面および第2の面の両方から薄肉化することによって取付けフランジを形成し得る。取付けフランジは、セラミックコアによって被覆成形され、あるいは予め成形されたセラミックコアの嵌合スロットに挿入される。
インベストメント鋳造方法では、インベストメント鋳造コアは、パターンを形成するためのパターン形成材によって少なくとも部分的に被覆成形される。パターンはシェルで覆われる。パターン形成材は、シェルを形成するために、シェルで覆われたパターンから除去される。溶融合金がシェルに導入される。シェルは取り外される。この方法は、ガスタービンエンジン部品を形成するために使用されうる。例示的な部品は、コアが後縁出口通路を形成させるエアフォイルである。
本発明の別の態様は、金属コア要素およびセラミックコアを有するインベストメント鋳造コアを含む。金属コア要素は、第2の部分から延出するフランジを有し、第2の部分はフランジより厚い。セラミック鋳造コアは、フランジを受け入れるスロット、および第2の部分のショルダ部に当接するスロットショルダ部を有する。滑らかで連続的な先細部が、金属鋳造コア要素とセラミック鋳造コアとの連結部をまたいで延在する。スロットは、予め成形され、もしくは金属鋳造コア要素を被覆成形することによって形成される。
本発明の1つまたは複数の実施形態の詳細が、添付図面および以下の説明で示される。本発明の他の特徴、目的、および利点は、説明および図面、ならびに特許請求の範囲から明らかになるであろう。
図2は、例示的なエアフォイル20に基づいて再設計されたエアフォイル60を示す。エアフォイル60は、後縁給気通路/キャビティ64と出口スロット66との間に、比較的緩やかな移行連結部62を有する。たとえば、スロット66の前縁側部分68は、正圧側壁および負圧側壁70,72のピーク厚さを減少させるようにする、下流方向で厚さが先細になる外形を有する(それによって局部的質量を減少させ、局部的冷却を改善し、冷却空気に対する抵抗を低下させる)。同様な滑らかな移行部が、純粋なセラミックコアによって試みられてきた。しかし、そのような純セラミックコアの場合は、出口スロットの精巧な形体を鋳造しようとすると破損の問題が生じる。
図3は、図2の通路64,66を鋳造するためのコアアセンブリ80の一部を示す。コア80は、セラミックコア要素/部分82および耐火金属コア(RMC)要素/部分84(図2にも破線で示される)を含む。説明のために、セラミックコア要素82の残りの部分は示されていない。さらに、両要素82,84内の開口部も示されていない。
図4は、耐火金属コア84が、セラミックコア要素82の後縁側スロットすなわちほぞ穴92内に受け入れられた前縁側ほぞ90を有するところを示す。例示的なほぞおよびスロットは扁平で、各々エアフォイルの正圧側および負圧側に対面した平行面を有する。ほぞ90の根元で、耐火金属コア84は、セラミックコア要素82の後縁側部分98,100に係合する1対のショルダ部94,96が外側に張り出す。これら係合面はそれぞれコアアセンブリ80の負圧側面および正圧側面102,104に向かって外側へ張り出す。側面102,104は、セラミックコア要素82と耐火金属コア84との間を滑らかに移行する。この、耐火金属コアとセラミックコアとの間の連結部は、先細部分106に沿っている。先細部分106の下流で、耐火金属コアは、真直ぐな平坦部分108に移行し、次いで、正圧側面104が突出する、より厚い部分110に移行する。例示的な負圧側面102は、先細部分、平坦部分、および、より厚い部分110に沿って滑らかである。
例示的な製造の手順200では(図6)、耐火金属コア84は、厚さT、それより大きな幅W、さらにそれより大きな長さを有する細片(図7)から機械加工することができる。製造の最初の段階で、全体的な厚さ形体を、滑らかな移行部を形成するように機械加工することができる(ステップ202)。具体的には、図8が、先細領域106および直線領域108を画定する正圧側面120からの機械加工を示す。次いで、ほぞ90(図9)が、正圧側面120および負圧側面122の両方から母材を機械加工することによって形成される(ステップ204)。ただし、ステップ202および204は、容易に組み合わされ、もしくはさらに分割されうる。
さらに、一連の貫通切抜き部が切削される(ステップ206)。貫通切抜き部の第1のグループは、ほぞ90を貫通して下流側へ、後縁側部分110に十分に入り込んで延在する溝140(図10)を含む。別の切抜き部は、出口スロット内に支柱150,152,153(図2)を形成する開口部141,142,143、および、スロット出口に沿って後縁隔壁154を形成する開口部144を画成する。耐火金属コアを、エアフォイル後縁に対応した所望のアーチ形状にするために、耐火金属コアは、溝140を部分的に閉じるように湾曲される(図11)(ステップ208)。耐火金属コアは、保護コーティングで被覆してもよい(ステップ210)。あるいは、コーティングは組立て前に適用してもよい。適切なコーティング材は、シリカ、アルミナ、ジルコニア、クロミア、ムライト、ハフニアを含む。耐火金属とコーティングとの熱膨張係数(CTE)は類似していることが好ましい。コーティングは、あらゆる適切な目視による技法(line−of sight technique)もしくは非目視による技法(non−line−of sight technique)(たとえば、化学蒸着法もしくは物理蒸着法(CVD、PVD法)、プラズマ溶射法、電気泳動法、ゾル‐ゲル法など)によって適用されうる。個々の層は、通常、0.1〜1ミル(mil)の厚さである。白金、その他の貴金属、Cr、Si、W、Al、あるいは他の非金属材料の層を、溶融金属の腐食や分解を防止するセラミックコーティングと共に、酸化防止のために金属コア要素に適用することができる。
耐火金属コアが鋳型内に組み付けられ、セラミックコア(たとえば、シリカベース、ジルコンベース、もしくはアルミナベースの)がこの上に被覆成形される。例示的な被覆成形(ステップ212)は、ほぞ90上にセラミックコア82を被覆成形することを含む。成形されたままの状態のセラミック材はバインダを含みうる。バインダは、未焼結状態で成形セラミック材の保全性を維持するように機能しうる。例示的なバインダはワックスベースである。被覆成形ステップ212後、初期のコアアセンブリは、セラミックを硬化させるようにバインダ除去/焼成が行われる(たとえば、不活性雰囲気中または減圧中で加熱することにより)(ステップ214)。
図12は、コアアセンブリを使用したインベストメント鋳造の例示的な方法220を示す。様々な従来技術による方法および未開発の方法も含み、他の方法も可能である。ここで、焼成されたコアアセンブリが、天然ワックスまたは合成ワックスなどの容易に犠牲化されやすい材料で被覆成形される(たとえば鋳型の中にアセンブリを配置し、その周りにワックスを成形することにより)(ステップ230)。こうした複数のアセンブリが、所与の型内に含まれてもよい。
被覆成形コアアセンブリ(またはアセンブリ群)は、鋳造されるべき部品の外形に概ね対応する外形を有する鋳造パターンを形成する。次いで、パターンがシェル形成固定具に組み付けられる(たとえば、固定具のエンドプレート間にワックス溶接することにより)(ステップ232)。次いでパターンがシェルで覆われる(たとえば、スラリ浸漬、スラリスプレーなどの一つもしくは複数の段階により)(ステップ234)。シェルが構築された後、乾燥処理される(ステップ236)。乾燥処理によって、少なくとも十分な強度またはその他の物理的な整合特性をシェルにもたらして、後に続く処理が可能となる。たとえば、インベストメントコアアセンブリを含むシェルは、シェル形成固定具から完全にまたは部分的に取り外され(ステップ238)、次いでワックス除去装置(たとえば蒸気オートクレーブ)に移送される(ステップ240)。ワックス除去装置内では、蒸気ワックス除去処理242によって、コアアセンブリがシェル内に固定されたままで、ワックスの大部分が除去される。シェルとコアアセンブリは、ほぼ最終的な鋳型を形成する。しかし、ワックス除去処理は、通常、シェル内部およびコアアセンブリ上にワックスまたは副産物の炭化水素残留物を残す。
ワックス除去後、シェルは炉(たとえば空気または他の酸化雰囲気を有する)へ移送され(ステップ244)、その炉の中でシェルが加熱されて(ステップ246)、シェルが強化され、残留ワックスが(たとえば蒸発によって)除去されて、残留炭化水素を炭素に転化させる。雰囲気中の酸素は、炭素と反応して二酸化炭素を形成する。炭素を除去することは、金属鋳造品内の有害な炭化物の生成を減少させる、もしくは無くすのに有利である。炭素を除去することによって、後の工程段階で使用される真空ポンプの目詰まりの可能性を低減させる付加的な利点がもたらされる。
鋳型は、雰囲気炉から取り出され、冷却されて、検査される(ステップ248)。鋳型内に金属種晶(seed)を配置することによって、一方向凝固(DS)鋳造もしくは単結晶(SX)鋳造による最終的な結晶構造を確立させるように鋳型が種晶処理される(ステップ250)。他方で、本教示は、別のDSおよびSX鋳造技術(たとえばシェル幾何形状が結晶粒セレクタを画定するような)、もしくは別の微細構造の鋳造に適用することもできる。鋳型は、鋳造炉に移送される(たとえば、炉内の冷却板上に配置される)(ステップ252)。鋳造合金の酸化を防止するために鋳造炉は減圧されるか、または非酸化性雰囲気(たとえば不活性ガス)で充填される(ステップ254)。鋳造炉が鋳型を予熱するために加熱される(ステップ256)。この予熱は2つの目的を果たす。すなわち、さらにシェルを硬化させ、強化すること、および、溶融合金を導入するためにシェルを予熱して、熱衝撃や合金の早期凝固を防止することである。
予熱後、まだ減圧状態にある間に、溶融合金を鋳型に鋳湯し(ステップ258)、合金を凝固させるために鋳型が冷却される(たとえば、炉の高温領域から取り出した後)(ステップ260)。凝固後、減圧が解除され(ステップ262)、冷却された鋳型が鋳造炉から取り出される(ステップ264)。シェルは、シェル除去処理266によって除去される(たとえばシェルの機械的な破壊)。
コアアセンブリが、コア除去処理268で取り除かれて、鋳造品(たとえば、最終部品の金属前駆体(precursor))が残る。鋳造品は、機械加工され(ステップ270)、化学的もしくは熱的に処理され(ステップ272)、コーティングされて(ステップ274)、最終部品を形成する。任意の機械加工、あるいは化学的もしくは熱的処理の一部もしくは全てが、コア除去の前に実施されてもよい。
図13は、開口部141,142,143,144が開口部162と波状スロット164との組合せによって置き換えられていること以外は耐火金属コア84と同様である耐火金属コア160を示す。例示的なスロット164の各々は、フランジを貫通する直線的前縁側部分166、耐火金属コアの先細部および直線領域内における波状(たとえば正弦曲線状)部分168、ならびに、より厚い部分内の末端直線部分170を有する。開口部162は、スロット164の間に波形と同調して点在している。最終鋳造エアフォイルでは、隣接するスロット164は、隔壁を形成する(それらの間に通路を伴い、その通路は開口部162によって鋳造される支柱を含む)。
図14は、同様な波状スロット182を有するが、開口部162をもたない耐火金属コア180を示す。したがって、それらのスロットは、スロット164より間隔が近くなり得る。図15は、波状スロット182に対し、一連の直線スロット192を有する耐火金属コア190を示す。
図16は、先細部分302の収束角度が翼幅方向に変化する耐火金属コア300を示す。その耐火金属コアのほぞ304および先細部302はまた、機械加工による翼幅方向の湾曲を有する(たとえば、溝での曲げとは区別される)。後縁側部分306も、薄く平坦である(図4のその部分110とは区別され、実際には部分108の延長部分である)。図示を容易にするため、開口部は示されていない。
図17は、やはり翼幅方向に湾曲する耐火金属コア320を示すが、その後縁側部分302は、厚さが翼幅方向に変化する(たとえば、翼幅中間部が厚く、内径端および外径端に向かって先細になっている)。図示を容易にするため、開口部は示されていない。
図18は、先細部分332が、正圧側面および負圧側面に沿ってディンプル状の隠れた陥凹部334の配列を有すること以外は、耐火金属コア84と同様である耐火金属コア330を示す。陥凹部は、化学エッチング、機械的ドリル加工、レーザドリル加工などによる。
図19は、先細部分342が、正圧側面および負圧側面に沿った突出部344の配列を有すること以外は、耐火金属コア84と同様である耐火金属コア340を示す。突出部は、溶接もしくはクラッディングによって形成されてもよく、あるいはエッチング、機械加工、レーザドリル、放電加工などの後に残されてもよい。
図20は、先細部分352が、負圧側面に沿って延在する流れ方向の凹状部354を有すること以外は耐火金属コア84と同様である耐火金属コア350を示す。凹状部は、最初の機械加工で形成することができる。
図21は、先細部分362が、正圧側面に沿って延在する流れ方向の凹状部364を有すること以外は耐火金属コア84と同様である耐火金属コア360を示す。凹状部は、最初の機械加工で形成することができる。
図22は、先細部分372が、正圧側面および負圧側面の両方に沿って先細り状になること以外は、耐火金属コア84と同様である耐火金属コア370を示す。また、例示的な耐火金属コア370は、厚い後縁側部分110の代わりに薄い後縁側部分374を有する。
本発明の1つもしくは複数の実施形態が記載されてきた。それにも拘らず、本発明の精神および範囲から逸脱することなく様々な修正を加え得ることは理解されよう。たとえば、それらの原理は、様々な既存の、あるいはこれから開発される方法、装置、もしくは結果として得られる鋳造品構造を修正することにより実施され得る(たとえば、基準鋳造品を設計し直して冷却通路構成を修正することにより)。そのような実施において、基準プロセス、装置、または物品の細部が特定の実施形態の細部に影響し得る。したがって、他の実施形態も、付記の特許請求の範囲内にある。
60…エアフォイル
62…移行連結部
64…後縁給気通路/キャビティ
66…出口スロット
70…正圧側壁
72…負圧側壁
150,152,153…支柱
154…後縁隔壁
62…移行連結部
64…後縁給気通路/キャビティ
66…出口スロット
70…正圧側壁
72…負圧側壁
150,152,153…支柱
154…後縁隔壁
Claims (17)
- 平行な第1の面と第2の面との間の厚さが、これと直交する幅および長さよりも小さい金属ブランクからインベストメント鋳造コアを製造する方法であって、
前記第1および第2の面のうちの少なくとも1つから前記ブランクを局部的に薄肉化するステップと、
前記厚さを貫いて前記ブランクを貫通切削するステップと、
を備えたインベストメント鋳造コアの製造方法。 - 少なくとも前記貫通切削するステップが、スタンピング、レーザカッティング、液体ジェットカッティング、および放電加工のうちの少なくとも1つを備えることを特徴とする請求項1に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
- 少なくとも前記局部的に薄肉化するステップが、スタンピング、放電加工、電気化学的研磨、グラインディング、および機械加工のうちの少なくとも1つを備えることを特徴とする請求項1に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
- 前記貫通切削するステップと、前記局部的に薄肉化するステップと、が別々に実施されることを特徴とする請求項1に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
- 前記貫通切削するステップと、前記局部的に薄肉化するステップと、が単一のステップで実施されることを特徴とする請求項1に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
- 前記貫通切削するステップが、複数の貫通開口部および複数の溝を形成するステップを備え、
前記貫通切削するステップの後、少なくとも部分的に前記溝を収縮させるように前記ブランクを湾曲させるステップをさらに備えることを特徴とする請求項1に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。 - 前記局部的に薄肉化するステップが、下流方向先細部を機械加工するステップと、前記下流方向先細部の下流に、より厚い部分を残すステップと、を備えることを特徴とする請求項1に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
- 前記コアをコーティングするステップをさらに備えることを特徴とする請求項1に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
- 前記コアにセラミックコアを被覆成形するステップと、前記コアを予め成形されたセラミックコアに組み付けるステップと、のうち少なくとも1つをさらに備えることを特徴とする請求項1に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
- 前記局部的に薄肉化するステップが、前記第1および第2の面の両方から薄肉化することによって取付けフランジを形成するステップを備え、
前記取付けフランジを覆うようにセラミックコアを成形するステップと、前記取付けフランジを、予め成形されたセラミックコアの嵌合スロットに挿入するステップと、のうちの少なくとも1つをさらに備えることを特徴とする請求項1に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。 - 前記貫通切削するステップが、前記ブランク内に開口部を形成することを特徴とする請求項1に記載のインベストメント鋳造コアの製造方法。
- 請求項1に従ってインベストメント鋳造コアを形成するステップと、
パターンを形成するために、少なくとも1つのインベストメント鋳造コアを少なくとも部分的に覆うようにパターン形成材を成形するステップと、
前記パターンをシェルで覆うステップと、
シェルを形成するために、前記シェルで覆われたパターンから前記パターン形成材を除去するステップと、
溶融合金を前記シェルに導入するステップと、
前記シェルを除去するステップと、
を備えてなるインベストメント鋳造方法。 - 前記インベストメント鋳造コアの形成ステップが、
前記コアの薄肉化された部分にセラミックコアを被覆成形するステップと、
前記コアの薄肉化された部分を、予め成形されたセラミックコアのスロットに挿入するステップと、
のうち少なくとも1つをさらに備えることを特徴とする請求項12に記載のインベストメント鋳造方法。 - ガスタービンエンジン部品を形成するために用いられる請求項12に記載のインベストメント鋳造方法。
- 前記コアが後縁出口通路を形成するガスタービンエンジンのエアフォイルを形成するために用いられる請求項12に記載のインベストメント鋳造方法。
- 第2の部分から延出するフランジを有するとともに、前記第2の部分が前記フランジに比べて厚い金属鋳造コア要素と、
前記フランジを受け入れるスロットおよび前記第2の部分のショルダ部に当接するスロットショルダ部を有するセラミック鋳造コアと、
を備えるインベストメント鋳造コア。 - 滑らかで連続的な先細部が、前記金属鋳造コア要素と前記セラミック鋳造コアとの連結部をまたいで延在することを特徴とする請求項16に記載のインベストメント鋳造コア。
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