JPS5924550A - Casting structure and its casting method - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。(57) [Summary] This bulletin contains application data before electronic filing, so abstract data is not recorded.

Description

【発明の詳細な説明】 部の通路、即ちガスタービンエンジン用鋳造翼内部の冷
却空気通路特定用の中子を使用するような鋳造に関する
。本発明は構成品の鋳造方法を含むものである。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The present invention relates to castings using cores for defining cooling air passages within cast airfoils for gas turbine engines. The present invention includes a method of casting a component.

このような鋳造において、従来はシリカの中子を使用し
、−その月別は中程度の剛性と耐熱性を有するが容易に
浸出する性質を有する。シリカの剛性と耐熱性が限定さ
れるために、しばしば、特に中子が、長物又は複雑な形
の場合に溶融した翼の材料が鋳型を充」Ａする流れの中
でゆがみ、或いは高温でのねじれるのを防止するために
、この中子に支持が必要である。In such castings, traditionally, silica cores are used, which have moderate stiffness and heat resistance, but are easily leached. Because of the limited stiffness and heat resistance of silica, the core often warps in the flow of molten wing material filling the mold, especially when the core is long or complex, or when exposed to high temperatures. This core requires support to prevent it from twisting.

上記中子のねじれの問題は、特に、この鋳型と中子が従
来の鋳造より高温（典型的には／！；００℃を越える）
に加熱され、この高温で長時間保持されて、構成品を方
向性をもって固化し、及び単結晶にする鋳造に於いて深
刻である。The above-mentioned problem of twisting of the core is especially caused by the fact that the mold and core are at a higher temperature than conventional casting (typically /!; over 00℃).
This is particularly true in casting where the components are heated to high temperatures and held for long periods of time to directionally solidify the component and make it a single crystal.

過去に、管形にして内部を補強した中子が提案された。In the past, a core with a tubular shape and internal reinforcement was proposed.

例えば、管形の中子が、その内部表面を、より強度の大
きい補強材で被覆された。このような補強された中子が
鋳造工程中に破断して鋳造品の通路を不良品にすること
が頻緊に発生している。For example, a tubular core has been coated on its interior surface with a stronger reinforcement. Frequently, such reinforced cores break during the casting process, rendering the passages of the casting defective.

また、金属棒を補強材としてセラミックのさやの中に入
れることも公知である。この金属を銅にしたものが開示
された。このような補強された中子は、超合金ガスター
ビンエンジン用Ｍを一定の方向に固化する形で鋳造し、
その鋳型の６’Ｊ　ｊ’（：ｊ時の温度が７５００°Ｃ
を越える場合は明らかに無用である。It is also known to insert metal rods as reinforcement into ceramic sheaths. A version of this metal made of copper was disclosed. Such a reinforced core is made by casting superalloy M for gas turbine engines in a form that solidifies in a certain direction.
The temperature of the mold at 6'J j' (:j is 7500°C
It is clearly useless if it exceeds .

ガスタービンエンジン用タービンブレードの金２す造に
おける、もう一つの問題は中子の内部に曲り部を形成す
るように要求されることであり、これは内部を冷却空気
が通るブレード翼形の部材と、このブレードのつげ根を
通って上記空気がこの翼形に供給されるその翼のつり一
根との間の不整列に基づくものである。この要求は適当
な形に曲るのに充分な変形性と、使用中に生ずる高温で
ゆがまないよう充分な剛性を有する月料を求めるもので
ある。／ｊ？００℃を越える温度ではセラミックの中子
を使用すべきであるが、上記ａつの贋求は現在のセラミ
ック材料に適しない。その理由は上記の強さを具備する
ために使用可能の中子の利料は、アルミナ又はチッ化硅
素のような物は剛性が太きすぎて曲げるのが極めて困か
１４であると共に、鋳造品からの溶出が不可能か非常に
困難であると考えられるからである。他方、硅素又はガ
ラスセラミックのような溶出可能で、より容易に変形す
る材料は耐熱性、特に構成品を特定方向に固化させる鋳
造では、要求された長さの時間に変形することなく要求
される高温に耐えることができない。Another problem with the metal casting of turbine blades for gas turbine engines is the requirement to form bends inside the core, which is a part of the blade airfoil shape through which cooling air passes. and the wing root through which the air is supplied to the airfoil. This requirement requires a lumber to have sufficient deformability to bend into the appropriate shape, and sufficient rigidity to avoid warping at the high temperatures encountered during use. /j? Ceramic cores should be used at temperatures above 00°C, but the above requirements are not suitable for current ceramic materials. The reason for this is that materials such as alumina or silicon nitride that can be used to provide the above-mentioned strength are too rigid and extremely difficult to bend14, and This is because it is considered impossible or extremely difficult to elute from the product. On the other hand, elutable, more easily deformable materials such as silicon or glass-ceramics are required to resist heat, especially in castings where components solidify in a particular direction without deforming for the required length of time. Cannot withstand high temperatures.

本発明の目的は鋳造する構成部月の中の通路をＩＰ？定
するのに使用する中子であって、以下に述べる場合より
高い温度で鋳造する間変形せず、要求によっては各種非
線形形状をとり得るものを提供することにある。The purpose of the present invention is to create a channel in the casting component that is IP? The object of the present invention is to provide a core for use in casting, which does not deform during casting at temperatures higher than those described below, and which can assume various nonlinear shapes depending on requirements.

本発明によれば、鋳造される（１９成部月の内部に通路
を特定するのに使用する中子は、溶出可能の耐火性セラ
ミック月利で作られた中空の）τｌ！　４Ｊと、前記中
空部材より口火性の大きい材料で作られたセラミック製
支持部月より成り、＾１ｊ記支持１′小村は前記中空部
月の内部に配置されると共に、少くとも部分的に、前記
中空部材の中でその内壁から、上記中子の使用温度でわ
ずかな隙間を形成するように伸びるものである。According to the invention, the τl! which is cast (the core used to identify the passage inside the 19-part lune is hollow made of elutable refractory ceramic molten metal)! 4J, and a ceramic support part made of a material with greater flammability than the hollow member, and the support part 1' is disposed inside the hollow part and at least partially, It extends from the inner wall of the hollow member so as to form a slight gap at the operating temperature of the core.

本発明の好ましい形では、上記中子は鋳造構成品の中に
非線形通路を作るよう膜用され、この通路は少くとも２
つの真直部が曲り部によって相互に連結される。このよ
うにするために、より弱い材料で作られた中空部利は曲
げられ、上記支持部材を少くもλつの真直部を有すると
共に上記中空部Ｉの真直部に、その両端から押入される
。In a preferred form of the invention, the core is membraned to create a non-linear passage within the cast component, the passage being at least two
The two straight sections are interconnected by a bend. To do this, a hollow part made of a weaker material is bent and the support member is pushed into the straight part of the hollow part I from both ends with at least λ straight parts.

また、本発明によれば、中空部材の鋳造法は、空洞を有
する鋳型を鋳造構成品の形状にする段階と 中子を上記鋳造用空洞内に配置し、この中子自体をこし
分は可能の耐熱性セラミック劇で作られた中空の部材と
、この中空部利より耐火性の良い材料で作られたセラミ
ック製の支持部材より構成して、この支持部旧を上記中
空部材の中に配置すると共に、少くとも部分的に前記中
空部材の中で、その内壁から上記中子の使用温度でわず
かな隙間を形成するように伸ばす段階、と 上記鋳型を溶融金属で充たしてこの金属を固化させる段
階、と 上記支持部材を上記中子の中空部材から取り除−く段階
、と 上記中空部材を上記固化した金属の構成部オ」からこし
分ける段階と よりなる。Further, according to the present invention, the method for casting a hollow member includes the steps of shaping a mold having a cavity into the shape of a cast component, and arranging a core in the casting cavity, and the core itself can be strained. It consists of a hollow member made of heat-resistant ceramic material and a ceramic support member made of a material with better fire resistance than this hollow part, and this support part is placed inside the hollow member. and stretching at least partially into the hollow member from its inner wall to form a slight gap at the operating temperature of the core, and filling the mold with molten metal and solidifying the metal. removing the support member from the hollow member of the core; and straining the hollow member from the solidified metal component.

本発明の好ましい方法では、鋳造される上記中空部材は
これを貫いて延びる非線形の穴を有し、上記中子は２個
又は３個以上の真直部の間の１個又はコ個の曲り部分を
内蔵する中空部側を有すると共に上記支持部材の真直ぐ
な棒を上記真直部の中に位置させるように作られる。In a preferred method of the invention, the hollow member to be cast has a non-linear hole extending therethrough, and the core has one or more curved sections between two or more straight sections. having a hollow side containing the support member, and the straight rod of the support member is positioned within the straight portion.

以下、図によって、本発明に基づりｌ／種類の中子と１
つの方法を、例として説明する。Hereinafter, according to the present invention, l/type of core and 1
One method will be explained as an example.

第７図に、ガスタービンエンジン用のニッケル基月の超
合金で作られた中空のタービン用ＳＫ又は羽根の鋳造用
鋳型３０を示す。この鋳型の中に、中子コがその一端り
Ｏで取り付けられるように装着され、この中子は中子外
側部材グを有し、この外側部劇ケは直管状であってシリ
カで作られる。上記鋳型は炉３．２（線図表示）に含ま
れる冷却遺れた冷凍板３１上に位置づけられ、上記興な
一定の方向に固化する方法で上記翼を鋳造するために装
着される。FIG. 7 shows a mold 30 for casting hollow turbine SK or blades made of nickel-based superalloy for gas turbine engines. A core is mounted in this mold so as to be attached at one end thereof, and the core has a core outer member, which is straight and tubular and made of silica. . The mold is placed on a cooled freezing plate 31 contained in a furnace 3.2 (diagrammatically represented) and mounted for casting the blade in a solidifying manner in the same direction.

上記炉３．２の中で、上記鋳型は鋳造される金属の融点
以上の温度まで、この金属にこの鋳型に沿って温度勾配
が生ずるように予熱される。金属注入後、上記冷凍板は
、上記溶融した金属を上記鋳型の下から」二に向けて同
化させ、この過程は」１記鋳型をその底からのみ冷却す
ることを継続する間中、この溶融した金属が固化する前
面の前進を継続させる。この方法及びこれを上記鋳型の
上部まで単一結晶を成長させるように改良した方法は周
知であるから詳しい説明を省略する。In the furnace 3.2, the mold is preheated to a temperature above the melting point of the metal to be cast, such that a temperature gradient is created along the mold in this metal. After metal injection, the freezing plate assimilates the molten metal from below the mold, and this process continues to cool the mold from the bottom only. Continue advancing the front where the metal solidifies. This method and its modified version to grow a single crystal up to the top of the mold are well known, so detailed explanation will be omitted.

アルミナで作られた円筒形の支持部利は上記管状のシリ
カで作られた部材グの穴に摺動可能に整合するよう取り
伺けられる。このアルミナの支持部利は上記シリカの部
旧ｙに完全に沿って伸びる。A cylindrical support made of alumina is adapted to slidably align with the hole in the tubular silica member. The alumina support portion extends completely along the silica portion.

典型的には、上記シリカの管状部利りは外径が約仁７ｇ
乃至、２，１ｍｍ（Ｏ，θ７乃至θ、ｉｏインチ）、内
径が約／、／ＩＩ　ｍｍ（０，０１１！；　−（ンチ）
　テ、上ｎＵ　円Ｍ形のアフミナの支持部材は直径が約
／　、０．）、　ｍｍ　（０，０クインチ）である。Typically, the silica tubular portion has an outer diameter of approximately 7 g.
2.1 mm (O, θ7 to θ, io inch), inner diameter is approximately /, /II mm (0,011!; - (inch)
Te, upper nU The supporting member of the circular M-shaped Ahmina has a diameter of approximately /,0. ), mm (0,0 inch).

上記シリカの管の内径と上記アルミナの外径は、上記ア
ルミナ支持部材の熱膨張係数の方が大きいことを考慮に
入れて、このアルミナ支持部材とシリカ管の間に、鋳造
温度で、尚、わずかの隙間、即ち０，０／２’ｌ　ｍｍ
（０，０００！ｒインチ）乃至ｏ、ｏ、２ｓｔｔｃｔｒ
ｔ（ｑ、ｏｏｔインチ）の隙間が存在することを保証す
るように予め選定される。これが上記シリカ管がアルミ
ナ支持部制によって破裂するのを防止する。The inner diameter of the silica tube and the outer diameter of the alumina are set between the alumina support member and the silica tube at the casting temperature, taking into consideration that the coefficient of thermal expansion of the alumina support member is larger. Small gap, i.e. 0,0/2'l mm
(0,000!r inches) to o, o, 2sttctr
It is preselected to ensure that a gap of t(q, oot inches) exists. This prevents the silica tube from bursting due to the alumina support.

上記中子は、」二記セラミックの中に、図中に番号ｑθ
で示すように、従来の方法で、ポリスチレン塗料な用い
て押伺可能であり、これは、上記シリカ管と上記鋳型月
料との間の熱膨張の差を許容する。上記アルミナ棒は上
記シリカ管の端部かも突出するようにず、ることかでき
、同様に上記セラミックの中に押１７つけるようにする
こともできるが、その代りに、上記シリカ管の中で自由
にしてもよく、この場合上記シリカ管はその自由端は上
記アルミナ棒の逃げを防止するために閉鎖される。上記
アルミナ棒とシリカ管の間の半径方向の隙間とは別に端
部に隙間がなければならない。The above-mentioned core is placed in the ceramic shown in "2" with the number qθ in the diagram.
As shown in Figure 1, it is possible to use a polystyrene paint in a conventional manner, which allows for differential thermal expansion between the silica tube and the mold filler. The alumina rod can also be inserted into the end of the silica tube, and can also be pressed into the ceramic; It may be left free, in which case the silica tube is closed at its free end to prevent escape of the alumina rod. Apart from the radial gap between the alumina rod and the silica tube, there must be a gap at the end.

第２図において、鋳型３θのための、上記に代る第一の
中子１．２を示し、上記タービン翼又はタービン羽根の
中の非遠心冷却空気通路を特定するように形成される。In FIG. 2, an alternative first core 1.2 for the mold 3θ is shown, configured to define non-centrifugal cooling air passages in the turbine blade or blade.

中子／、２は中子外側部材／＋を含み、この外側部材ｌ
／Ｉはシリカの管で、λつの真直部／りａ、／Ｆｂを有
し、この１′℃直部／＆ａ、／４’ｔ＋は曲り部／Ｓを
介して合わさる！上記管状のシリカ電相／りの真直部／
１．ｔａ、／４’ｂの穴の中にアルミナで作られた円筒
形の支持部月／Ａａ、／４ｂが摺動可能に接近し整合す
るよう配設される。このアルミナ支持部月／１．ａ、／
Ａｂは上記シリカ部月／りの正反対の端部から上記的り
部分７３′まで伸びる。The core /, 2 includes a core outer member /+, and this outer member l
/I is a silica tube with λ straight parts /a and /Fb, and these 1'°C straight parts /&a and /4't+ are joined via a bent part /S! The straight part of the above tubular silica electric phase/
1. A cylindrical support part /Aa, /4b made of alumina is arranged in the hole ta, /4'b so as to be slidably approached and aligned. This alumina support part month/1. a, /
Ab extends from the opposite end of the silica portion to the target portion 73'.

Ｊｌｌｌ型的には、上記（（ｉｆ状シリカ部月ｌグと」
−記円筒形のアルミナ支持部利／Ａａ、／Ａｂは上記第
７の中子λと同じ直径である。In terms of type, the above ((if-shaped silica part month lg)
- The cylindrical alumina support parts /Aa and /Ab have the same diameter as the seventh core λ.

第３図において、鋳型３０用の、」１記中子に代る第３
の中子ムを示し、これはタービン翼又（Ｊ、タービン羽
根の中に、一層複雑な、半径方向以外の冷却空気通路を
特定するように形成される。この中子、２．７は中子の
外側部月Ｊを含み、この外側部月評は管状であり、シリ
カで作られて３個の真直部、２’ｉ　ｎ　、　：）’Ｉ
　ｂ　、　、２’ｌ　ｃを有し、この３個の真直部２４
１　ａ　。In FIG. 3, for the mold 30, a third
This core, 2.7, is formed to specify more complex non-radial cooling air passages in the turbine blade or turbine blade. Contains a child's lateral moon J, which is tubular and made of silica with three straight parts, 2'in, :)'I
b, , 2'l c, and these three straight parts 24
1 a.

、２’ｌｂ、：ｌ’ｌｃは曲り部分、２左ａ、、２左す
を介して合わさる。上記管状シリカ部材Ｊの真直部、２
りａｌ、：２／Ｉｂ。, 2'lb, :l'lc are joined via the bent portions, 2 left a, , 2 left. Straight portion of the tubular silica member J, 2
Real, :2/Ib.

、２’ｌｃの穴の中に、アルミナの円筒形支持部材、２
＆　ＩＩＬ　。, 2'lc hole, alumina cylindrical support member, 2
& IIL.

、２Ａｂ、、２ＡｃｌＪ″−摺動可能に近接整合するよ
うに配設される。このアルミナ支持部月λ４ａ、、２＆
ｂは」二記管状シリカ部材〃の両端から上記名曲り部分
丼」。, 2Ab, 2AclJ'' - arranged in slidably close alignment. This alumina support λ4a, 2&
b is the above-mentioned curved portion from both ends of the tubular silica member.

、２．１ｔｂに充分に届くように伸び、上記アルミナ部
材、２乙ｃは上記的り部分、１５ａ、乃すの間で完全に
充分伸びる。上記中子〃は、真直ぐな／、？　Ｂ大シリ
カ中子の中に上記アルミナ支持部利ユ乙ａ、、２４ｂ、
、２乙Ｃを挿入し、このシリカを上記的り部分、２！ｉ
ｎ、、２．ｆｆｂで加熱し′にの１１１１１）部分を形
成することにより作ることができる。この方法で、上記
アルミナ支持部材、７．ＡＡ、、２乙す、２乙Ｃは上記
シリカ中子の残りの部分を真直ぐに絹持すると共にこの
シリカ中子の中で曲り部分が緊結されるのを助ける。, 2.1 tb, and the alumina member 2c fully extends between the target portions 15a and 15a. Is the core above straight? Inside the large silica core B, the alumina support part 24a, 24b,
, 2! Insert C and apply this silica to the above target area, 2! i
n,,2. It can be made by heating with ffb to form the 11111) part. In this method, the alumina support member, 7. AA, 2, and 2C hold the remaining portions of the silica core straight and help tighten the bent portions within this silica core.

典型的には、上記管状シリカ部材２りど円筒形のアルミ
ナ支持部’Ｊ７．２Ａ　ａ　、　、２Ａ　ｂ、　ａｌ、
　ｃば」二記第１の中子ユ及び第一の中子７．２と同じ
直径である。Typically, the tubular silica member 2 has a cylindrical alumina support part 'J7.2A a, , 2A b, al,
It has the same diameter as the first core 7.2 and the first core 7.2.

第２図及び第３図に示す中子の場合、この中子の真直部
の各端部は上記セラミック鋳型に強く押しつけられるが
、上記アルミナ棒の上記シリカ管に対する縦方向の膨張
のための余裕を作らなければならない。このアルミナ棒
はこのようにして上記的り部分に出来るだけ近づくよう
に伸びるが、使用される最高の温度でこのアルミナ棒が
上記的り部分の中に押し入らないように配設される。In the case of the core shown in FIGS. 2 and 3, each straight end of the core is strongly pressed against the ceramic mold, but there is still room for longitudinal expansion of the alumina rod relative to the silica tube. must be made. The alumina rod is thus extended as close as possible to the target, but is arranged such that at the highest temperatures used, the alumina rod does not push into the target.

第９図において、上記鋳型３０用の、上記中子に代る第
弘の中子３２を示し翼又は羽根の中に真直ぐな冷却空気
通路を特定するための上記第１の中子コに類似のもので
ある。中子３．２は中子外側部月Ｊｌを含み、この部拐
３グは断面が楕円形で内部に間隔ヲオイタａ個の穴３Ｓ
を有する真管状でこの穴３ｊはこの中子に沿って平行に
伸びる。この管状外側部材３りはシリカで作られる。In FIG. 9, a second Hiro core 32 for the mold 30 is shown, similar to the first core for identifying straight cooling air passages in the wing or vane. belongs to. The core 3.2 includes a core outer part Jl, and this part 3 has an elliptical cross section and has a number of holes 3S spaced apart inside.
The hole 3j has a true tube shape and extends parallel to the core. This tubular outer member 3 is made of silica.

上１０穴Ｊ５のそれぞれにアルミリ゛の円筒形支持部月
３Ａが摺動可能に隙間なく斉合するよう配設される。各
アルミナ支持部材３６は上記管状シリカ部材Ｊ’ｌに完
全に沿って充分に伸びる。An aluminum cylindrical support portion 3A is arranged in each of the upper ten holes J5 so as to be slidable and aligned without any gaps. Each alumina support member 36 extends fully along the tubular silica member J'l.

典型的には、断面が楕円形の管状シリカ部材３りは長軸
が約３．３０順（０，１３インチ）、短軸が。Ｊｌｍｍ
　（０，０３４インチ）であり、上記穴３３は直径が約
θ、６．３ｋｍｍ（０，０２にインチ）、上記円筒形の
アルミナ支持部材は直径が約θ、ｓＯｍｍ（０，０λイ
ンチ）である。Typically, the tubular silica member 3 has an oval cross-section with a major axis of about 3.30 mm (0.13 inches) and a minor axis of about 0.13 inches. Jlmm
(0,034 inches), the hole 33 has a diameter of approximately θ, 6.3 km (0,02 inches), and the cylindrical alumina support member has a diameter of approximately θ, sOmm (0,0 λ inches). be.

中子、２．　／、２．．２．２．．３２は使われる時は
ガスタービンエンジン用の翼又は羽根を形成するように
形作られた上記鋳型３０の中に挿入される。このｇｔ＞
型３０は従来のロストワックス法又はトランスフ−ｒ−
成形法で作ることかできる。上記中子はその／端又は両
端で上記鋳型３０の継手グ０に装着され、この継手ｑθ
は上記中子と鋳型の間の熱膨張を補償すると共に上記支
持部材を上記管状シリカ部拐の中に保持する。上記第１
と第グの中子の場合は中子λ。Core, 2. /, 2. ．． 2.2. ．． 32 is inserted into the mold 30 which, when used, is shaped to form an airfoil or vane for a gas turbine engine. This gt>
Mold 30 can be made using the conventional lost wax method or transfer
It can be made using a molding method. The core is attached at its/end or both ends to the joint 0 of the mold 30, and this joint qθ
compensates for thermal expansion between the core and mold and retains the support member within the tubular silica part. 1st above
and core λ for the core of th g.

３２は一方の端部のみで取り付けるので長さが３０グ９
ｇ咽（７２インチ）程度で充分であるが、第λ及び第３
の場合には中子ｌコ、２．２は両端で取り伺ける必要の
あることが知られている。次いで、上記鋳型は要求され
た組成のニッケル超合金を溶融したもので満たされ、冷
却され、冷えたブレード又はベーン（図示省略）がこの
鋳型から取り出される。32 is attached only at one end, so the length is 30g9
About 72 inches is sufficient, but the λth and 3rd
It is known that in the case of 2.2, it is necessary to be able to reach both ends of the core. The mold is then filled with a molten nickel superalloy of the desired composition, cooled, and the cooled blades or vanes (not shown) are removed from the mold.

上記第１．第コ及び第１の中子コ、　／、２．　、？、
２の場合は、上記支持部旧’　＆　、　／Ａａ　、　／
Ａ　ｂ　、　３３−、　、？４＆ｔ、ソれぞれ、単に滑
らせるだけで管状シリカ部層グ。Above 1. The first core and the first core, /, 2. ,? ,
In case of 2, the above support part old'& , /Aa, /
Ab, 33-, ? 4&t, respectively, the tubular silica layer can be removed by simply sliding it.

／Ｑ、　、？’＠かも取り外すことができ、その後に上
記管状シリカ部側は従来の方法で冷却空気通路を有する
上記ブレードを残すように溶出される。第３の中子２２
の場合は、上記支持部旧、２４ａ、、２Ａｂは上記管状
シリカ部材、２りの各端部がら、上記シリカ部側、２グ
Ｃにはまっている」二記支持部月２’ｌ　ｅを残すよう
にして、滑り外される。それから上記管状シリカ部材λ
ヶは上記部分２’ｌ　’　ｃにはまっている支持部材コ
みｃを残すように、従来の方法宅溶出され、これで全て
の面があられになる。姿を現わした残りの支持部材、２
１．ｃは、冷却空気通路を有する翼を残して溶出される
。このアルミナ部材の溶出は先行技術による方法で便利
に行なうことができる。/Q, ,? The tubular silica section can then be removed in a conventional manner to leave the blade with cooling air passages. Third core 22
In this case, the supporting parts 24a and 2Ab are fitted into the tubular silica member, 2' each end of the silica part side, and 2'C.' It slides off, leaving it behind. Then the above tubular silica member λ
The shell is removed in a conventional manner leaving a support member hole c stuck in said part 2'l'c, which makes all sides abraded. Remaining support members revealed, 2
1. c is eluted leaving behind a wing with cooling air passages. Elution of this alumina material can be conveniently performed by methods according to the prior art.

上述の例において、中子外側部拐は全て管状形であるが
、本発萌はそのような形状に限定されるものではなく、
各種形状の中空の中子に応用できるものである。In the above-mentioned examples, the core outer part is all tubular in shape, but the present invention is not limited to such a shape.
It can be applied to hollow cores of various shapes.

また、上述の例で、支持部材は中子外側部拐の端部から
伸びるよりに示されているが、この支持部拐を」１記外
側の中子部拐の中に閉じ込めることもできる。Also, although in the above example the support member is shown extending from the end of the outer core shell, the support member could also be confined within the outer core shell.

上記支持部拐と上記管状部材の内壁との間の隙間の寸法
は、上記シリカ中子が鋳造工程中で曲り得るに、を決定
する。従って、この隙間をＫ（１，持することにより、
上記湯を注入する高い温度で、最低（０，００１インチ
）で、非常に精密に位置、取りされた冷却空気通路を作
り出すことができる。The size of the gap between the support gap and the inner wall of the tubular member determines the ability of the silica core to bend during the casting process. Therefore, by keeping this gap K(1,
The high temperature at which the hot water is injected allows the creation of very precisely located and routed cooling air passages down to (0,001 inches).

本発明は超合金材料で作られたガスタービンエンジン用
具又は羽根のような構成品を、方向性を有する同化の技
術を用いて柱状粒子又は単結晶で構成し、精密に特定さ
れた半径方向に伸びる冷却空気通路を有して、この冷却
を気通路が前記翼又は羽根の一方の端部のみを通って伸
びるように鋳造することができる。The present invention utilizes the technique of directional assimilation to construct components, such as gas turbine engine implements or blades, made of superalloy materials with columnar grains or single crystals that are aligned in precisely defined radial directions. The cooling can be cast with extending cooling air passages such that the air passages extend through only one end of the wing or vane.

また、本発明は本明細書の初めに実用的で経済的な方法
では作り得ないと信じられてい゛ると述べた様な曲り部
分（翼グー、第５図参照）を含む冷却空気通路を有する
ような翼又は羽根も鋳造することができる。The present invention also provides for cooling air passages that include bends (see FIG. 5), as stated earlier in this specification that it is believed that such bends cannot be made in a practical and economical manner. Wings or vanes can also be cast.

上述以外の旧料を上記中子に使用することができる。上
記中空の外側部拐は上ｉｉ８鋳造された金属製品から溶
出Ｔｉｊ能であると共に非線形の中子な形り得るように
変形できるものでなければならない。Old materials other than those mentioned above can be used for the core. The hollow outer part must be capable of being leached from the cast metal product and deformable to form a non-linear core.

シリカが好ましいが成る種のガラスセラミックを使用す
ることはできる。上記内側の支持部月は硬く、その強度
を７３００°Ｃを越えて固化されるイ苦成品を直接鋳造
する間保持するものでなげればならない。これは溶出可
能である必要はないが、相対的な熱膨張の下で固化する
自由度を保持できるように上記中空の外側部利と干渉し
ないものでなければならない。アルミナ、ジルコニア、
又は硅素の他に穿化物を使用することができる。Glass-ceramics of the type consisting of silica can be used, although silica is preferred. The inner support member must be hard and maintain its strength during direct casting of hardened products that are hardened at temperatures exceeding 7300°C. It need not be elutable, but must not interfere with the hollow outer shell so that it retains the freedom to solidify under relative thermal expansion. alumina, zirconia,
Alternatively, perforations can be used in addition to silicon.

本明細店の随所に使用された「超合金」又は「ニッケル
基材の超合金」という用語はニッケル又はコバルト基材
とする合金で最近ガスタービンエンジン用具又は羽根の
生産に使用されるもの及びその将来の派生合金を表わす
もので、例えば、マーチン金属社（Ｍａｒｔｌｎ　Ｍｅ
ｔａｌ　Ｃｏ　）がエムニーアールエム２００　（ＭＡ
Ｉい（，２ｏｏ　）及びエムニーアールエムθ０．２　
（ＭＡＲＭ　Ｏθ、２）、の商品名で市販し、国際ニッ
ケル社（Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ　Ｎ１ｃｌｃｅｌ
　Ｃｏ　）がアイエン１００　（ＩＮ　１００　）の商
品で市販して〜・る合金を含む市販品である。As used throughout this specification, the terms "superalloy" or "nickel-based superalloy" refer to nickel- or cobalt-based alloys currently used in the production of gas turbine engine equipment or blades. represents future derived alloys, such as those produced by Martin Metals, Inc.
tal Co) is MNI RM 200 (MA
I(,2oo) and MRNθ0.2
(MARM Oθ, 2), sold by International Nickel Co., Ltd.
Co ) is commercially available as IN 100 (IN 100 ) and is a commercially available product containing an alloy of .

【図面の簡単な説明】[Brief explanation of the drawing]

第１図は成る方向に固化し、その内部に冷却空気の通路
を有するガスタービンエンジン用具を製造するための炉
（線図表示）の中の鋳型の中に配置された、本発明に基
づく中子を示す図面、第２図、第３図及び第を図は第１
図の鋳型（＠ｉ図のみによって示す）に挿入された、本
蔀明に基づく第ａ、第３、及び第グの代りの中子の断面
図、ＦＪ’Ｓ　、Ｓ−図は鋳込まれる非線形通路を示す
ための、ガスタービンエンジンの中空の回転ｙこの断面
図である。 ユ、　／、２．２占、？、２・・中子、り、ｌグ２．２
り、３グ・・・中子外側ｆ１じ材、／、、　ＩＡ、　、
ＩＡ、　３乙・・・支持）５じ椙、３０・・・鋳型、Ｊ
／・・・冷凍盤、３．２・・・炉、りθ・・・継手。 図面の質店（１’ｊ’ｔ；に変更なし）Ｆカ、３゜ 手続補正書（方式） ％式％ １、事件の表示 昭和５７年特許願第１２９７４９号 ２、発明の名称 鋳造構成品及びその鋳造方法 ３、補正をする者 事件との関係特許出願人 ロールスーロイス、＋）ミｒッドFIG. 1 shows a mold according to the invention solidified in the direction of orientation and placed in a mold in a furnace (diagrammatic representation) for manufacturing a gas turbine engine tooling having cooling air passages therein; Drawings showing children, Figures 2, 3 and 1
Cross-sectional view of cores in place of No. a, No. 3, and No. 1 is a hollow rotational cross-sectional view of a gas turbine engine to illustrate non-linear passages; FIG. Yu, /, 2.2 fortune telling,? , 2... Core, Ri, lg 2.2
ri, 3g... Core outer f1 material, /,, IA, ,
IA, 3 Otsu...support) 5jisugi, 30...mold, J
/... Refrigeration plate, 3.2... Furnace, Ri θ... Joint. Pawn shop of drawings (no change to 1'j't;) The casting method 3, the relationship between the person making the amendment and the patent applicant Rolls Royce, +) Mild

Claims (1)

【特許請求の範囲】 ｌ鋳造される構成品の中に通路を特定する中子において
、溶出可能の耐熱性セラミック材料の中空部制と、前記
中空部拐より耐熱性がすぐれた材料のセラミック支持部
材を有し、前記支持部材が前記中空部材の中に配置され
ると共に少（とも部分的に前記中空部材の中でその内壁
から、上記中子の作用温度でわずかの隙間をもって伸び
ることを特徴とする中子からなる鋳造構成品 ユ前記中空部月がシリカで作られていることを／ｌ’が
徴とする／ｌ’￥許請求の範囲第１項記載の中子からな
る鋳造構成品。 ３前記支持部材がアルミナで作られていることを特徴と
する特許請求の範囲第１項又は第λ項記載の中子からな
る鋳造構成品。 侶前記支持部材がλつの部分を有し、この部分が前記中
空部材の内部でその両方の端から伸びていることを特徴
とする特許請求の範囲第７項乃至第３項のいずれかに記
載の中子カフらなる渋造構成品。 左　λつ又は３つ以上の前記支持部層が前記中空部旧の
内部で、その両端から充分平行に伸びていることを特徴
とする特許請求の範囲第１項乃至第７項の倒れかの項に
記載の中子からなる鋳造構成品。 乙前記中空電相は曲がり部分で結合するλつの真直部を
有し、上記支持部利は上記中空１゛〜１（月の中に、そ
の両端から伸びて前記隣接する＋、ｌｊ　＋＞部分で終
るλつの真直部を有することを特徴とする特許請求の範
囲第１項乃至第９項の何れかに記載の中子からなる鋳造
構成品。 ７前記中空部拐は少くとも３つの真直部を有し、この真
直部の各々が曲り部分によって隣接する上記真直部と連
通し、及び上記支持部層は少くとも３つの真直部を有し
、これが上記中空部材の各、１直部の中で伸びて隣Ｊ９
するそれぞれの曲り部分で終ることを特徴とする特許請
求の範囲第１項乃至第グ項の伺れかに記載の中子からな
る鋳造構成品。 ｇ飢１造される構成品の形の鋳造用空洞を有する鋳型を
作成する段階と、中子を上記鋳型の鋳造用空洞の中に配
設する段階と、」二記鋳型を溶隔した構成品利別で充た
して上記構成品利別を固化させる段階と、上記構成品か
ら上記中子を取り除く段階とより成る構成品鋳造方法。 デ上記鋳型の鋳造用空洞の中に配設された上記中子の中
空部材は曲り部分で連通ずるλつの真直部を有し、上８
Ｃ支持部羽は上記中空の電相の中にその両端から伸びる
２つの真直部を有し、更に、−上記構成品から上記中子
を取り除く段階は」二記支持部旧部分を上記中空部材か
ら引き抜いて上記構成品から上記中空部材を充分に溶出
する段階を含むことを特徴とする特許請求の範囲第９項
記載の構成品鋳造方法。 ／θ上記鋳型の鋳造用空洞内に配設された上記中子の上
ｔｔｅ中空部材が少くとも３つの真直部を有し、この各
真直部は隣接する曲り部分で連通し、前記支持部材は少
くとも３つの真直部を有し、この真直部は上記中空部材
の上記各真直部の中で伸びると共に隣接する上記各［１
１１１）部分で終り、更に上記中子を上記第１ケ成品か
ら取り出す段階は、上記支持部材のあらゆる接近可能の
部分を上記中空部材の両端から引き抜く工程と、上記中
空部材を上記構成品から溶出する工程と、上記支持部材
の残余の部分を上記第１１成品から溶出する工程より成
ることを特徴とする特許請求の範囲第１Ｏ項記載の構成
品鋳造方法。 ／／溶融した構成品材料を固化する段階は上記溶融した
月料を、方向性を持たせて固化して構成品を作るために
上記構成品の一方の端部からのみ冷却する工程を含むこ
とを１′ケ徴とする特許請求の範囲第９項乃至第１／項
の何れかに記載の（゛ｎ成品鋳造方法。 ／ニガスタービンエンジン用翼又は羽根を超合金旧料で
作る鋳造方法において上記翼又は羽イエ）が柱状の粒状
組織を有することを／ｌ’￥徴とする特許請求の範囲第
１．２項記載の構成品鋳造方法。 ／３．ガスタービンエンジン用板又は羽根を超合金で作
る鋳造方法において上記翼又は羽根が単結晶で形成され
ることを特徴とする特許請求の範囲第７．２項記載の構
成品鋳造方法。[Scope of Claims] l In a core defining a passageway in a component to be cast, a hollow part of a heat-resistant ceramic material that can be eluted and a ceramic support of a material more heat-resistant than the hollow part. characterized in that the support member is arranged within the hollow member and extends at least partially within the hollow member from its inner wall with a slight gap at the working temperature of the core. A cast component consisting of a core, wherein /l' indicates that the hollow portion is made of silica. 3. A cast component comprising a core according to claim 1 or λ, wherein the support member is made of alumina. 3) The support member has λ parts, The abrasive construction product comprising a core cuff according to any one of claims 7 to 3, characterized in that this portion extends from both ends inside the hollow member. Claims 1 to 7, characterized in that the three or more support layers extend sufficiently parallel to each other from both ends inside the hollow part. A cast component consisting of a core as described in B. The hollow electric phase has λ straight parts that are joined by a bent part, and the support part is formed in the hollow part 1 to 1 (into the moon, from both ends thereof). A cast component comprising a core according to any one of claims 1 to 9, characterized in that it has λ straight portions extending and terminating at the adjacent +, lj +> portions.7. The hollow section has at least three straight sections, each of which communicates with an adjacent straight section by a bent section, and the support layer has at least three straight sections, Each of the above hollow members extends within one straight section and is adjacent to J9.
A cast component comprising a core according to any one of claims 1 to 5, characterized in that the core terminates in each bent portion. (g) (1) creating a mold having a casting cavity in the shape of the component to be manufactured; and placing a core in the casting cavity of the mold; A method for casting a component, comprising the steps of: filling the component with a material to solidify the component, and removing the core from the component. D. The hollow member of the core disposed in the casting cavity of the mold has λ straight portions communicating with each other at the curved portion, and the upper 8
C. The support wing has two straight sections extending from both ends within the hollow electric phase, and the step of removing the core from the component includes: 10. The method of casting a component according to claim 9, further comprising the step of sufficiently eluting said hollow member from said component by pulling it out from said component. /θ The upper tte hollow member of the core disposed within the casting cavity of the mold has at least three straight portions, each straight portion communicating with an adjacent bent portion, and the supporting member at least three straight portions, the straight portions extending within each of the straight portions of the hollow member and adjacent to each of the [1]
111) and further removing the core from the first component comprises withdrawing any accessible portions of the support member from both ends of the hollow member and eluting the hollow member from the component. A method for casting a component according to claim 1O, characterized in that the method comprises the steps of: and eluting the remaining portion of the support member from the eleventh product. //Solidifying the molten component material includes cooling the molten material only from one end of the component to directionally solidify the component to form the component. A casting method for manufacturing a gas turbine engine blade or vane from a superalloy old material according to any one of claims 9 to 1, having the character 1'. 1.2. The method for casting a component according to claim 1.2, wherein the wing (or wing) has a columnar granular structure. /3. 7. A method of casting a component as claimed in claim 7.2, in which a gas turbine engine plate or vane is made of a superalloy, wherein said blade or vane is formed of a single crystal.