翼及びその製造方法
【課題】セラミックス基複合材料製のタービン静翼の剛性を確保した上で、タービン静翼の肉厚を薄くして、タービン静翼の軽量化を十分に促進する。
【解決手段】外層翼１５の内面に中空状の内層翼１７が一体的に設けられ、内層翼１７は外層翼１５の前縁側内面１５ａから後縁側内面１５ｔにかけて延びてあって、内層翼１７の背側外面１７ｄは外層翼１５の背側内面１５ｄに一体的に接合され、内層翼１７の腹側外面１７ｖは外層翼１５の腹側内面１５ｖに一体的に接合され、内層翼１７は、隣接するように組合せた中空状の複数の翼分割部材１９，２１により分割して構成する。
【解決手段】外層翼１５の内面に中空状の内層翼１７が一体的に設けられ、内層翼１７は外層翼１５の前縁側内面１５ａから後縁側内面１５ｔにかけて延びてあって、内層翼１７の背側外面１７ｄは外層翼１５の背側内面１５ｄに一体的に接合され、内層翼１７の腹側外面１７ｖは外層翼１５の腹側内面１５ｖに一体的に接合され、内層翼１７は、隣接するように組合せた中空状の複数の翼分割部材１９，２１により分割して構成する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられるタービン翼等の翼及びその製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジンのタービンに用いられるタービン翼は、通常、ニッケル合金等の耐熱合金により構成されている。一方、近年、ニッケル合金よりも耐熱性に優れかつ比重の小さいセラミックス基複合材料（ＣＭＣ）等の複合材料が注目されており、セラミックス基複合材料を構成材料とするタービン翼（セラミックス基複合材料製のタービン翼）も開発されている（特許文献１及び特許文献２参照）。そして、セラミックス基複合材料製のタービン翼は、次のような手法によって製造されている。
【０００３】
即ち、セラミックス基複合材料製のタービン翼の内面形状に対応した表面形状を有するマンドレルを用い、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）をマンドレルの表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込むことにより、マンドレルの表面にセラミックス繊維により構成された織物成形体を形成する。続いて、気相含浸法（ＣＶＩ）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ）等の含浸法に基づいて織物成形体にセラミックスマトリックスを含浸させる。そして、含浸済みの織物成形体に対して機械加工等を施すことにより、セラミックス基複合材料製のタービン翼を製造することができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００１−２０６７７９号公報
【特許文献２】特開２００３−１４８１０５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところで、耐熱合金を構成材料とするタービン翼（耐熱合金製のタービン翼）はロストワックス精密鋳造法によって製造され、形状の自由度が高いものの、セラミックス基複合材料製のタービン翼は形状の自由度が低く、タービン翼の内部に補強リブ等を形成することが容易でない。そのため、セラミックス基複合材料製のタービン翼の肉厚を厚くして、剛性を確保しなければならず、タービン翼の軽量化を十分に促進させることはできないという問題がある。
【０００６】
なお、前述の問題は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられる複合材料製のタービン翼だけでなく、ガスタービンの圧縮機に用いられる複合材料製の圧縮機翼についても生じるものである。
【０００７】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成の翼及びその製造方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の第１の特徴は、ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料を構成材料とする翼（複合材料製の翼）において、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料により構成された中空状の外層翼（アウター翼）と、前記外層翼の内面に一体的に設けられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料により構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面にかけて延びてあって、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼（インナー翼）と、を備え、前記内層翼は、隣接するように組合せた中空状の複数の翼分割部材（内層翼構成部材）により分割して構成されていることを要旨とする。
【０００９】
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、翼とは、タービン翼及び圧縮機翼を含む意であって、タービン翼とは、タービン静翼及びタービン動翼を含む意であって、圧縮機翼とは、圧縮機静翼及び圧縮機動翼を含む意である。
【００１０】
第１の特徴によると、中空状の前記外層翼の内面に中空状の前記内層翼が一体的に設けられ、前記内層翼が隣接するように組合せた中空状の複数の前記翼分割部材により分割して構成されているため、複数の前記翼分割部材の隣接部分によって前記翼の内側に補強リブを形成することができる。
【００１１】
本発明の第２の特徴は、第１の特徴から構成された翼（複合材料製の翼）を製造する方法において、各翼分割部材の内面形状に対応する表面形状を有したマンドレルを用い、各マンドレルの表面に強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体を形成する翼分割部材用織物形成工程（翼分割部材用織物成形工程）と、各翼分割部材用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、各翼分割部材用織物成形体を中空状の前記翼分割部材に仕上げる翼分割部材用含浸工程と、前記翼分割部材用含浸工程の途中又は終了後に、各マンドレルを各翼分割部材用織物成形体又は各翼分割部材から取外す取外し工程と、前記翼分割部材用織物形成工程、前記翼分割部材用含浸工程、及び前記取外し工程の終了後に、複数の前記翼分割部材を隣接するように組合せることにより、複数の前記翼分割部材からなる前記内層翼を形成する組合せ工程と、前記組合せ工程の終了後に、前記内層翼の表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体を形成する外層翼用織物形成工程（外層翼用織物成形工程）と、前記外層翼用織物形成工程の終了後に、前記外層翼用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、前記外層翼用織物成形体を前記外層翼に仕上げる外層翼用含浸工程と、を備えたことを要旨とする。
【００１２】
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、翼の製造方法とは、タービン静翼の製造方法、タービン動翼の製造方法、圧縮機静翼の製造方法、及び圧縮機動翼の製造方法を含む意である。
【００１３】
第２の特徴によると、中空状の複数の前記翼分割部材を隣接するように組合せることによって前記内層翼を形成し、前記内層翼の表面に強化繊維により構成された前記外層翼用織物成形体を形成しているため、複数の前記翼分割部材の隣接部分によって前記翼の内側に補強リブを形成することができる。
【００１４】
本発明の第３の特徴は、第１の特徴から構成された翼（複合材料製の翼）を製造する方法において、各翼分割部材の内面形状に対応する表面形状を有したマンドレルを用い、各マンドレルの表面に強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体を形成する翼分割部材用織物形成工程（翼分割部材用織物成形工程）と、前記翼分割部材用織物形成工程の終了後に、複数の前記翼分割部材用織物成形体を隣接するように組合せることにより、複数の前記翼分割部材用織物成形体からなる内層翼用織物成形体を形成する組合せ工程と、前記組合せ工程の終了後に、前記内層翼用織物成形体の表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体を形成する外層翼用織物形成工程（外層翼用織物成形工程）と、前記外層翼用織物形成工程の終了後に、前記外層翼用織物成形体及び前記内層翼用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、前記外層翼用織物成形体及び前記内層翼用織物成形体を前記外層翼及び前記内層翼にそれぞれ仕上げる含浸工程と、前記含浸工程の途中又は終了後に、各マンドレルを各分割部材用織物成形体又は各翼分割部材から取外す取外し工程と、を備えたことを要旨とする。
【００１５】
第３の特徴によると、中空状の複数の前記翼分割部材用織物成形体を隣接するように組合せることによって前記内層翼用織物成形体を形成し、前記内層翼用織物成形体の表面に強化繊維により構成された前記外層翼用織物成形体を形成しているため、複数の前記翼分割部材の隣接部分によって前記翼の内側に補強リブを形成することができる。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、複数の前記翼分割部材の隣接部分によって複合材料製の前記翼の内側に前記補強リブを形成できるため、複合材料製の前記翼の剛性を確保した上で、前記翼の肉厚を薄くして、前記翼の軽量化を十分に促進することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図２におけるI-I線に沿った拡大断面図である。
【図２】本発明の第１実施形態に係るタービンステータセグメントの側面図であって、一部断面してある。
【図３】図３（ａ）（ｂ）は、本発明の第２及び第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における翼分割部材用織物形成工程を説明する図である。
【図４】図４（ａ）（ｂ）は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における翼分割部材用含浸工程を説明する図である。
【図５】図５（ａ）（ｂ）は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における取外し工程を説明する図である。
【図６】図６（ａ）は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における組合せ工程を説明する図、図６（ｂ）は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における外層翼用織物形成工程を説明する図である。
【図７】図７は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における外層翼用含浸工程を説明する図である。
【図８】図８（ａ）は、本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における組合せ工程を説明する図、図８（ｂ）は、本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における外層翼用織物形成工程を説明する図である。
【図９】図９（ａ）は、本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における含浸工程を説明する図、図９（ｂ）は、本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における取外し工程を説明する図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
（第１実施形態）
本発明の第１実施形態について図１及び図２を参照して説明する。なお、図面中、「ＦＦ」は、前方向（上流方向）、「ＦＲ」は、後方向（下流方向）、「Ｉｎ」は、径方向内側、「Ｏｕｔ」は、径方向外側を指してある。
【００１９】
図１及び図２に示すように、本発明の第１実施形態に係るタービンステータセグメント（タービンノズルセグメント）１は、ジェットエンジンのタービン（図示省略）に用いられるタービンステータ（タービンノズル、図示省略）を周方向に分割してなるものである。
【００２０】
タービンステータセグメント１は、複数（１つのみ図示）のタービン静翼３を具備しており、各タービン静翼３は、セラミックスマトリックス（マトリックスの一例）とセラミックス繊維（強化繊維の一例）とからなるセラミックス基複合材料（複合材料の一例）を構成材料としている。なお、タービン静翼３の構成の詳細については、後述する。
【００２１】
複数のタービン静翼３の外側端部（径方向外側の端部）には、円弧状のアウターバンド５が一体的に連結するように設けられており、このアウターバンド５は、ニッケル合金等の耐熱合金により構成されている。また、アウターバンド５の前側には、タービンのタービンケース（図示省略）の一部分に係止可能な円弧状のフロント爪７が形成されており、アウターバンド５の後側には、タービンケースの一部分に係止可能な円弧状のリア爪９が形成されている。なお、アウターバンド５が耐熱合金により構成される代わりに、セラミックス基複合材料、炭素基複合材料等の複合材料により構成されるようにしても構わない。
【００２２】
複数のタービン静翼３の内側端部（径方向内側の端部）には、円弧状のインナーバンド１１が一体的に連結するように設けられており、このインナーバンド１１は、ニッケル合金等の耐熱合金により構成されている。また、インナーバンド１１の内周面には、タービンのタービンケースに一体的に連結したステータ支持部材（図示省略）の嵌合溝（図示省略）に嵌合可能な円弧状の突出片１３が形成されている。なお、インナーバンド１１が耐熱合金により構成される代わりに、セラミックス基複合材料、炭素基複合材料等の複合材料により構成されるようにしても構わない。
【００２３】
続いて、第１実施形態に係るタービン静翼３の構成の詳細について説明する。
【００２４】
タービン静翼３は、中空状の外層翼（アウター翼）１５を備えており、この外層翼１５は、セラミックス繊維とセラミックスマトリックスとからなるセラミックス基複合材料により構成されている。なお、外層翼１５の構成材料としての繊維をセラミックス繊維にする代わりに、炭素繊維、ガラス繊維、又はこれらの混合繊維（セラミックス繊維、炭素繊維、ガラス繊維のうちの少なくとも２種以上の混合繊維）としたり、外層翼１５の構成材料としてのマトリックスをセラミックスマトリックスにする代わりに、炭素マトリックス、又はガラスマトリックスにしたりしても構わない。
【００２５】
外層翼１５の内面には、中空状の内層翼（インナー翼）１７が一体的に設けられており、この内層翼１７は、セラミックス繊維とセラミックスマトリックスとからなるセラミックス基複合材料により構成されている。また、内層翼１７は、外層翼１５の前縁側内面１５ａから後縁側内面１５ｔにかけて延びてあって、内層翼１７の背側外面１７ｄは、外層翼１５の背側内面１５ｄに一体的に接合されており、内層翼１７の腹側外面１７ｖは、外層翼１５の腹側内面１５ｖに一体的に接合されている。なお、内層翼１７の構成材料である繊維をセラミックス繊維とする代わりに、炭素繊維、ガラス繊維、又はこれらの混合繊維としたり、内層翼１７の構成材料であるマトリックスをセラミックスマトリックスとする代わりに、炭素マトリックス、又はガラスマトリックスにしたりしても構わない。
【００２６】
そして、内層翼１７は、隣接するように組合せた中空状の一対（２つ）の翼分割部材（内層翼構成部材）１９，２１により分割して構成されている。なお、翼分割部材１９，２１の個数は、２つに限るものでなく、複数であれば構わない。
【００２７】
タービン静翼３の前縁３ａ及び腹面３ｖには、一方の翼分割部材１９の内部にフロントインサート（図示省略）を介して導入された冷却空気を噴射する複数の噴射孔２３が形成されており、各噴射孔２３は、外層翼１５及び一方の翼分割部材１９を連続して貫通してある。また、タービン静翼３の後縁３ｔには、他方の翼分割部材２１の内部にリアインサート（図示省略）を介して導入された冷却空気を排出する複数の排出孔２５が形成さており、各排出孔２５は、外層翼１５及び他方の翼分割部材２１を連続して貫通してある。なお、冷却空気は、ジェットエンジンの圧縮機（図示省略）から抽気した圧縮空気である。
【００２８】
続いて、本発明の第１実施形態の作用及び効果について説明する。
【００２９】
中空状の外層翼１５の内面に中空状の内層翼１７が一体的に設けられ、内層翼１７が隣接するように組合せた中空状の一対の翼分割部材１９，２１により分割して構成されているため、一対の翼分割部材１９，２１の隣接部分によってセラミックス基複合材料製のタービン静翼３の内側に補強リブＲを簡単に形成することができる。
【００３０】
従って、本発明の第１実施形態によれば、セラミックス基複合材料製のタービン静翼３の剛性を確保した上で、タービン静翼３の肉厚を薄くして、タービン静翼３の軽量化を十分に促進することができる。
【００３１】
（第２実施形態）
本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法について図３（ａ）（ｂ）から図７（ａ）（ｂ）を参照して説明する。
【００３２】
本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法は、本発明の第１実施形態に係るタービン静翼３を製造する方法であって、翼分割部材用織物形成工程（翼分割部材用織物成形工程）、翼分割部材用含浸工程、取外し工程、組合せ工程、外層翼用織物形成工程（外層翼用織物成形工程）、外層翼用含浸工程、及び機械加工工程を備えている。そして、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
【００３３】
(2-1)翼分割部材用織物形成工程
図３（ａ）（ｂ）に示すように、各翼分割部材１９，２１の内面形状に対応する表面形状を有したマンドレル２７，２９を用い、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）をブレード織り又は平織り等により各マンドレル２７，２９の表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込む。これにより、各マンドレル２７，２９の表面にセラミックス強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを形成する。なお、セラミックス繊維の織り方の変更は、適宜に可能であって、セラミックス繊維を織り込む代わりに、各マンドレル２７，２９の表面にセラミックス繊維からなる織物（図示省略）を巻付けることによって翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを成形しても構わない。
【００３４】
(2-2)翼分割部材用含浸工程
図４（ａ）（ｂ）に示すように、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び固相含浸法に基づいて各翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆにセラミックスマトリックスを含浸させる。これにより、各翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを翼分割部材１９，２１に仕上げることができる。なお、セラミックスマトリックスの含浸法の変更は、適宜に可能である。
【００３５】
(2-3)取外し工程
翼分割部材用含浸工程の途中又は終了後に、各マンドレル２７，２９を図５において左右方向へ移動させることより、図５（ａ）（ｂ）に示すように、各マンドレル２７，２９を各翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆ又は各翼分割部材１９，２１から取外す。
【００３６】
(2-4)組合せ工程
翼分割部材用織物形成工程、翼分割部材用含浸工程、及び取外し工程の終了後に、図６（ａ）に示すように、一対の翼分割部材１９，２１を適宜の組合せ治具３１の所定位置にセットすることにより、一対の翼分割部材１９，２１を隣接するように組合せる。これにより、一対の翼分割部材１９，２１からなる内層翼１７を形成することができる。
【００３７】
(2-5)外層翼用織物形成工程
組合せ工程の終了後に、図６（ｂ）に示すように、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）をブレード織り又は平織り等により内層翼１７の表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込む。これにより、内層翼１７の表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体１５Ｆを形成することができる。なお、セラミックス繊維の織り方の変更は、適宜に可能であって、セラミックス繊維を織り込む代わりに、内層翼１７の表面にセラミックス繊維からなる織物（図示省略）を巻付けることによって外層翼用織物成形体１５Ｆを成形しても構わない。
【００３８】
(2-6)外層翼用含浸工程
外層翼用織物形成工程の終了後に、図７（ａ）に示すように、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び固相含浸法に基づいて外層翼用織物成形体１５Ｆにセラミックスマトリックスを含浸させる。これにより、外層翼用織物成形体１５Ｆを外層翼１５に仕上げることができる。なお、セラミックスマトリックスの含浸法の変更は、適宜に可能である。
【００３９】
(2-7)機械加工工程
外層翼用含浸工程の終了後に、機械加工によって複数の噴射孔２３及び複数の排出孔２５を形成する。なお、複数の噴射孔２３及び排出孔２５を形成した後に、適宜の含浸法によって外層翼１５及び内層翼１７の表面にコーティング処理を施すことが望ましい。
【００４０】
以上により、セラミックス基複合材料製のタービン静翼３を製造することができる。
【００４１】
続いて、第２実施形態の作用及び効果について説明する。
【００４２】
中空状の一対の翼分割部材１９，２１を隣接するように組合せることによって内層翼１７を形成し、内層翼１７の表面にセラミックス強化繊維により構成された外層翼用織物成形体１５Ｆを成形しているため、一対の翼分割部材１９，２１の隣接部分によってセラミックス基複合材料製のタービン静翼３の内側に補強リブＲ（図１参照）を形成することができる。
【００４３】
従って、本発明の第２実施形態によれば、本発明の第１実施形態と同様の効果を奏するものである。
【００４４】
（第３実施形態）
本発明の第３実施形態について図３（ａ）（ｂ）、図８（ａ）（ｂ）、及び図９（ａ）（ｂ）を参照して説明する。
【００４５】
本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法と同様に、本発明の第１実施形態に係るタービン静翼３を製造する方法であって、翼分割部材用織物形成工程（翼分割部材用織物成形工程）、組合せ工程、外層翼用織物形成工程（外層翼織物成形工程）、含浸工程、取外し工程、及び機械加工工程を備えている。そして、本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
【００４６】
(3-1)翼分割部材用織物形成工程
図３（ａ）（ｂ）に示すように、第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における(2-1)翼分割部材用織物形成工程と同様の処理を実行することにより、各マンドレル２７，２９の表面にセラミックス強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを形成する。
【００４７】
(3-2)組合せ工程
翼分割部材用織物形成工程の終了後に、図８（ａ）に示すように、一対のマンドレル２７，２９を接近させることにより、一対の翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを隣接するように組合せる。これにより、一対の翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆからなる内層翼用織物成形体１７Ｆを形成することができる。
【００４８】
(3-3)外層翼用織物形成工程
組合せ工程の終了後に、図７（ｂ）に示すように、第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における(2-5)外層翼用織物形成工程と同様の処理を実行することにより、内層翼用織物成形体１７Ｆの表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体１５Ｆを形成する。
【００４９】
(3-4)含浸工程
外層翼用織物形成工程の終了後に、図９（ａ）に示すように、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び固相含浸法に基づいて外層翼用織物成形体１５Ｆ及び内層翼用織物成形体１７Ｆにセラミックスマトリックスを含浸させる。これにより、外層翼用織物成形体１５Ｆ及び内層翼用織物成形体１７Ｆを外層翼１５及び内層翼１７にそれぞれ仕上げることができる。
【００５０】
(3-5)取外し工程
含浸工程の途中又は終了後に、第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における(2-3)取外し工程と同様の処理を実行することにより、図９（ｂ）に示すように、各マンドレル２７，２９を各翼分割部材用成形体１９Ｆ，２１Ｆ又は各翼分割部材１９，２１から取外す。
【００５１】
(3-6)機械工工程
取外し工程の終了後に、第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における(2-7)機械加工工程と同様の処理を実行することにより、複数の噴射孔２３及び複数の排出孔２５を形成する。
【００５２】
以上により、セラミックス基複合材料製のタービン静翼３を製造することができる。
【００５３】
続いて、本発明の第３実施形態の作用及び効果について説明する。
【００５４】
中空状の一対の翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを隣接するように組合せることによって内層翼用織物成形体１７Ｆを形成し、内層翼用織物成形体１７Ｆの表面にセラミックス繊維により構成された外層翼用織物成形体１５Ｆを成形しているため、複数の翼分割部材１９，２１の隣接部分によってセラミックス基複合材料製のタービン静翼３の内側に補強リブＲ（図１参照）を形成することができる。
【００５５】
従って、本発明の第３実施形態によれば、本発明の第１実施形態と同様の効果を奏するものである。
【００５６】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、例えば、本発明の第１実施形態に係るタービン静翼３の構成をタービン動翼（図示省略）、圧縮機静翼（図示省略）、又は圧縮機動翼に適用したり、本発明の第２及び第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法の構成をタービン動翼の製造方法、圧縮機静翼の製造方法、又は圧縮機動翼の製造方法に適用したりする等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【符号の説明】
【００５７】
１ タービンステータセグメント
３ タービン静翼
３ａ タービン静翼の前縁
３ｔ タービン静翼の後縁
３ｖ タービン静翼の腹面
５ アウターバンド
１１ インナーバンド
１５ 外層翼
１５Ｆ 外層翼用織物成形体
１５ａ 外層翼の前縁側内面
１５ｄ 外層翼の背側内面
１５ｔ 外層翼の後縁側内面
１５ｖ 外層翼の腹側内面
１７ 内層翼
１７Ｆ 内層翼用織物成形体
１７ｄ 内層翼の背側外面
１７ｖ 内層翼の腹側外面
１９ 翼分割部材
１９Ｆ 翼分割部材用織物成形体
２１ 翼分割部材
２１Ｆ 翼分割部材用織物成形体
２３ 噴射孔
２５ 排出孔
２７ マンドレル
２９ マンドレル
３１ 組合せ治具
Ｒ 補強リブ
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられるタービン翼等の翼及びその製造方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジンのタービンに用いられるタービン翼は、通常、ニッケル合金等の耐熱合金により構成されている。一方、近年、ニッケル合金よりも耐熱性に優れかつ比重の小さいセラミックス基複合材料（ＣＭＣ）等の複合材料が注目されており、セラミックス基複合材料を構成材料とするタービン翼（セラミックス基複合材料製のタービン翼）も開発されている（特許文献１及び特許文献２参照）。そして、セラミックス基複合材料製のタービン翼は、次のような手法によって製造されている。
【０００３】
即ち、セラミックス基複合材料製のタービン翼の内面形状に対応した表面形状を有するマンドレルを用い、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）をマンドレルの表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込むことにより、マンドレルの表面にセラミックス繊維により構成された織物成形体を形成する。続いて、気相含浸法（ＣＶＩ）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ）等の含浸法に基づいて織物成形体にセラミックスマトリックスを含浸させる。そして、含浸済みの織物成形体に対して機械加工等を施すことにより、セラミックス基複合材料製のタービン翼を製造することができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開２００１−２０６７７９号公報
【特許文献２】特開２００３−１４８１０５号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところで、耐熱合金を構成材料とするタービン翼（耐熱合金製のタービン翼）はロストワックス精密鋳造法によって製造され、形状の自由度が高いものの、セラミックス基複合材料製のタービン翼は形状の自由度が低く、タービン翼の内部に補強リブ等を形成することが容易でない。そのため、セラミックス基複合材料製のタービン翼の肉厚を厚くして、剛性を確保しなければならず、タービン翼の軽量化を十分に促進させることはできないという問題がある。
【０００６】
なお、前述の問題は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられる複合材料製のタービン翼だけでなく、ガスタービンの圧縮機に用いられる複合材料製の圧縮機翼についても生じるものである。
【０００７】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成の翼及びその製造方法を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の第１の特徴は、ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料を構成材料とする翼（複合材料製の翼）において、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料により構成された中空状の外層翼（アウター翼）と、前記外層翼の内面に一体的に設けられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料により構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面にかけて延びてあって、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼（インナー翼）と、を備え、前記内層翼は、隣接するように組合せた中空状の複数の翼分割部材（内層翼構成部材）により分割して構成されていることを要旨とする。
【０００９】
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、翼とは、タービン翼及び圧縮機翼を含む意であって、タービン翼とは、タービン静翼及びタービン動翼を含む意であって、圧縮機翼とは、圧縮機静翼及び圧縮機動翼を含む意である。
【００１０】
第１の特徴によると、中空状の前記外層翼の内面に中空状の前記内層翼が一体的に設けられ、前記内層翼が隣接するように組合せた中空状の複数の前記翼分割部材により分割して構成されているため、複数の前記翼分割部材の隣接部分によって前記翼の内側に補強リブを形成することができる。
【００１１】
本発明の第２の特徴は、第１の特徴から構成された翼（複合材料製の翼）を製造する方法において、各翼分割部材の内面形状に対応する表面形状を有したマンドレルを用い、各マンドレルの表面に強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体を形成する翼分割部材用織物形成工程（翼分割部材用織物成形工程）と、各翼分割部材用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、各翼分割部材用織物成形体を中空状の前記翼分割部材に仕上げる翼分割部材用含浸工程と、前記翼分割部材用含浸工程の途中又は終了後に、各マンドレルを各翼分割部材用織物成形体又は各翼分割部材から取外す取外し工程と、前記翼分割部材用織物形成工程、前記翼分割部材用含浸工程、及び前記取外し工程の終了後に、複数の前記翼分割部材を隣接するように組合せることにより、複数の前記翼分割部材からなる前記内層翼を形成する組合せ工程と、前記組合せ工程の終了後に、前記内層翼の表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体を形成する外層翼用織物形成工程（外層翼用織物成形工程）と、前記外層翼用織物形成工程の終了後に、前記外層翼用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、前記外層翼用織物成形体を前記外層翼に仕上げる外層翼用含浸工程と、を備えたことを要旨とする。
【００１２】
なお、本願の明細書及び特許請求の範囲において、翼の製造方法とは、タービン静翼の製造方法、タービン動翼の製造方法、圧縮機静翼の製造方法、及び圧縮機動翼の製造方法を含む意である。
【００１３】
第２の特徴によると、中空状の複数の前記翼分割部材を隣接するように組合せることによって前記内層翼を形成し、前記内層翼の表面に強化繊維により構成された前記外層翼用織物成形体を形成しているため、複数の前記翼分割部材の隣接部分によって前記翼の内側に補強リブを形成することができる。
【００１４】
本発明の第３の特徴は、第１の特徴から構成された翼（複合材料製の翼）を製造する方法において、各翼分割部材の内面形状に対応する表面形状を有したマンドレルを用い、各マンドレルの表面に強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体を形成する翼分割部材用織物形成工程（翼分割部材用織物成形工程）と、前記翼分割部材用織物形成工程の終了後に、複数の前記翼分割部材用織物成形体を隣接するように組合せることにより、複数の前記翼分割部材用織物成形体からなる内層翼用織物成形体を形成する組合せ工程と、前記組合せ工程の終了後に、前記内層翼用織物成形体の表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体を形成する外層翼用織物形成工程（外層翼用織物成形工程）と、前記外層翼用織物形成工程の終了後に、前記外層翼用織物成形体及び前記内層翼用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、前記外層翼用織物成形体及び前記内層翼用織物成形体を前記外層翼及び前記内層翼にそれぞれ仕上げる含浸工程と、前記含浸工程の途中又は終了後に、各マンドレルを各分割部材用織物成形体又は各翼分割部材から取外す取外し工程と、を備えたことを要旨とする。
【００１５】
第３の特徴によると、中空状の複数の前記翼分割部材用織物成形体を隣接するように組合せることによって前記内層翼用織物成形体を形成し、前記内層翼用織物成形体の表面に強化繊維により構成された前記外層翼用織物成形体を形成しているため、複数の前記翼分割部材の隣接部分によって前記翼の内側に補強リブを形成することができる。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、複数の前記翼分割部材の隣接部分によって複合材料製の前記翼の内側に前記補強リブを形成できるため、複合材料製の前記翼の剛性を確保した上で、前記翼の肉厚を薄くして、前記翼の軽量化を十分に促進することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図２におけるI-I線に沿った拡大断面図である。
【図２】本発明の第１実施形態に係るタービンステータセグメントの側面図であって、一部断面してある。
【図３】図３（ａ）（ｂ）は、本発明の第２及び第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における翼分割部材用織物形成工程を説明する図である。
【図４】図４（ａ）（ｂ）は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における翼分割部材用含浸工程を説明する図である。
【図５】図５（ａ）（ｂ）は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における取外し工程を説明する図である。
【図６】図６（ａ）は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における組合せ工程を説明する図、図６（ｂ）は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における外層翼用織物形成工程を説明する図である。
【図７】図７は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における外層翼用含浸工程を説明する図である。
【図８】図８（ａ）は、本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における組合せ工程を説明する図、図８（ｂ）は、本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における外層翼用織物形成工程を説明する図である。
【図９】図９（ａ）は、本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における含浸工程を説明する図、図９（ｂ）は、本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における取外し工程を説明する図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
（第１実施形態）
本発明の第１実施形態について図１及び図２を参照して説明する。なお、図面中、「ＦＦ」は、前方向（上流方向）、「ＦＲ」は、後方向（下流方向）、「Ｉｎ」は、径方向内側、「Ｏｕｔ」は、径方向外側を指してある。
【００１９】
図１及び図２に示すように、本発明の第１実施形態に係るタービンステータセグメント（タービンノズルセグメント）１は、ジェットエンジンのタービン（図示省略）に用いられるタービンステータ（タービンノズル、図示省略）を周方向に分割してなるものである。
【００２０】
タービンステータセグメント１は、複数（１つのみ図示）のタービン静翼３を具備しており、各タービン静翼３は、セラミックスマトリックス（マトリックスの一例）とセラミックス繊維（強化繊維の一例）とからなるセラミックス基複合材料（複合材料の一例）を構成材料としている。なお、タービン静翼３の構成の詳細については、後述する。
【００２１】
複数のタービン静翼３の外側端部（径方向外側の端部）には、円弧状のアウターバンド５が一体的に連結するように設けられており、このアウターバンド５は、ニッケル合金等の耐熱合金により構成されている。また、アウターバンド５の前側には、タービンのタービンケース（図示省略）の一部分に係止可能な円弧状のフロント爪７が形成されており、アウターバンド５の後側には、タービンケースの一部分に係止可能な円弧状のリア爪９が形成されている。なお、アウターバンド５が耐熱合金により構成される代わりに、セラミックス基複合材料、炭素基複合材料等の複合材料により構成されるようにしても構わない。
【００２２】
複数のタービン静翼３の内側端部（径方向内側の端部）には、円弧状のインナーバンド１１が一体的に連結するように設けられており、このインナーバンド１１は、ニッケル合金等の耐熱合金により構成されている。また、インナーバンド１１の内周面には、タービンのタービンケースに一体的に連結したステータ支持部材（図示省略）の嵌合溝（図示省略）に嵌合可能な円弧状の突出片１３が形成されている。なお、インナーバンド１１が耐熱合金により構成される代わりに、セラミックス基複合材料、炭素基複合材料等の複合材料により構成されるようにしても構わない。
【００２３】
続いて、第１実施形態に係るタービン静翼３の構成の詳細について説明する。
【００２４】
タービン静翼３は、中空状の外層翼（アウター翼）１５を備えており、この外層翼１５は、セラミックス繊維とセラミックスマトリックスとからなるセラミックス基複合材料により構成されている。なお、外層翼１５の構成材料としての繊維をセラミックス繊維にする代わりに、炭素繊維、ガラス繊維、又はこれらの混合繊維（セラミックス繊維、炭素繊維、ガラス繊維のうちの少なくとも２種以上の混合繊維）としたり、外層翼１５の構成材料としてのマトリックスをセラミックスマトリックスにする代わりに、炭素マトリックス、又はガラスマトリックスにしたりしても構わない。
【００２５】
外層翼１５の内面には、中空状の内層翼（インナー翼）１７が一体的に設けられており、この内層翼１７は、セラミックス繊維とセラミックスマトリックスとからなるセラミックス基複合材料により構成されている。また、内層翼１７は、外層翼１５の前縁側内面１５ａから後縁側内面１５ｔにかけて延びてあって、内層翼１７の背側外面１７ｄは、外層翼１５の背側内面１５ｄに一体的に接合されており、内層翼１７の腹側外面１７ｖは、外層翼１５の腹側内面１５ｖに一体的に接合されている。なお、内層翼１７の構成材料である繊維をセラミックス繊維とする代わりに、炭素繊維、ガラス繊維、又はこれらの混合繊維としたり、内層翼１７の構成材料であるマトリックスをセラミックスマトリックスとする代わりに、炭素マトリックス、又はガラスマトリックスにしたりしても構わない。
【００２６】
そして、内層翼１７は、隣接するように組合せた中空状の一対（２つ）の翼分割部材（内層翼構成部材）１９，２１により分割して構成されている。なお、翼分割部材１９，２１の個数は、２つに限るものでなく、複数であれば構わない。
【００２７】
タービン静翼３の前縁３ａ及び腹面３ｖには、一方の翼分割部材１９の内部にフロントインサート（図示省略）を介して導入された冷却空気を噴射する複数の噴射孔２３が形成されており、各噴射孔２３は、外層翼１５及び一方の翼分割部材１９を連続して貫通してある。また、タービン静翼３の後縁３ｔには、他方の翼分割部材２１の内部にリアインサート（図示省略）を介して導入された冷却空気を排出する複数の排出孔２５が形成さており、各排出孔２５は、外層翼１５及び他方の翼分割部材２１を連続して貫通してある。なお、冷却空気は、ジェットエンジンの圧縮機（図示省略）から抽気した圧縮空気である。
【００２８】
続いて、本発明の第１実施形態の作用及び効果について説明する。
【００２９】
中空状の外層翼１５の内面に中空状の内層翼１７が一体的に設けられ、内層翼１７が隣接するように組合せた中空状の一対の翼分割部材１９，２１により分割して構成されているため、一対の翼分割部材１９，２１の隣接部分によってセラミックス基複合材料製のタービン静翼３の内側に補強リブＲを簡単に形成することができる。
【００３０】
従って、本発明の第１実施形態によれば、セラミックス基複合材料製のタービン静翼３の剛性を確保した上で、タービン静翼３の肉厚を薄くして、タービン静翼３の軽量化を十分に促進することができる。
【００３１】
（第２実施形態）
本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法について図３（ａ）（ｂ）から図７（ａ）（ｂ）を参照して説明する。
【００３２】
本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法は、本発明の第１実施形態に係るタービン静翼３を製造する方法であって、翼分割部材用織物形成工程（翼分割部材用織物成形工程）、翼分割部材用含浸工程、取外し工程、組合せ工程、外層翼用織物形成工程（外層翼用織物成形工程）、外層翼用含浸工程、及び機械加工工程を備えている。そして、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
【００３３】
(2-1)翼分割部材用織物形成工程
図３（ａ）（ｂ）に示すように、各翼分割部材１９，２１の内面形状に対応する表面形状を有したマンドレル２７，２９を用い、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）をブレード織り又は平織り等により各マンドレル２７，２９の表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込む。これにより、各マンドレル２７，２９の表面にセラミックス強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを形成する。なお、セラミックス繊維の織り方の変更は、適宜に可能であって、セラミックス繊維を織り込む代わりに、各マンドレル２７，２９の表面にセラミックス繊維からなる織物（図示省略）を巻付けることによって翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを成形しても構わない。
【００３４】
(2-2)翼分割部材用含浸工程
図４（ａ）（ｂ）に示すように、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び固相含浸法に基づいて各翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆにセラミックスマトリックスを含浸させる。これにより、各翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを翼分割部材１９，２１に仕上げることができる。なお、セラミックスマトリックスの含浸法の変更は、適宜に可能である。
【００３５】
(2-3)取外し工程
翼分割部材用含浸工程の途中又は終了後に、各マンドレル２７，２９を図５において左右方向へ移動させることより、図５（ａ）（ｂ）に示すように、各マンドレル２７，２９を各翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆ又は各翼分割部材１９，２１から取外す。
【００３６】
(2-4)組合せ工程
翼分割部材用織物形成工程、翼分割部材用含浸工程、及び取外し工程の終了後に、図６（ａ）に示すように、一対の翼分割部材１９，２１を適宜の組合せ治具３１の所定位置にセットすることにより、一対の翼分割部材１９，２１を隣接するように組合せる。これにより、一対の翼分割部材１９，２１からなる内層翼１７を形成することができる。
【００３７】
(2-5)外層翼用織物形成工程
組合せ工程の終了後に、図６（ｂ）に示すように、セラミックス繊維（セラミックス繊維の繊維束）をブレード織り又は平織り等により内層翼１７の表面に沿って２次元的及び／又は３次元的に織り込む。これにより、内層翼１７の表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体１５Ｆを形成することができる。なお、セラミックス繊維の織り方の変更は、適宜に可能であって、セラミックス繊維を織り込む代わりに、内層翼１７の表面にセラミックス繊維からなる織物（図示省略）を巻付けることによって外層翼用織物成形体１５Ｆを成形しても構わない。
【００３８】
(2-6)外層翼用含浸工程
外層翼用織物形成工程の終了後に、図７（ａ）に示すように、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び固相含浸法に基づいて外層翼用織物成形体１５Ｆにセラミックスマトリックスを含浸させる。これにより、外層翼用織物成形体１５Ｆを外層翼１５に仕上げることができる。なお、セラミックスマトリックスの含浸法の変更は、適宜に可能である。
【００３９】
(2-7)機械加工工程
外層翼用含浸工程の終了後に、機械加工によって複数の噴射孔２３及び複数の排出孔２５を形成する。なお、複数の噴射孔２３及び排出孔２５を形成した後に、適宜の含浸法によって外層翼１５及び内層翼１７の表面にコーティング処理を施すことが望ましい。
【００４０】
以上により、セラミックス基複合材料製のタービン静翼３を製造することができる。
【００４１】
続いて、第２実施形態の作用及び効果について説明する。
【００４２】
中空状の一対の翼分割部材１９，２１を隣接するように組合せることによって内層翼１７を形成し、内層翼１７の表面にセラミックス強化繊維により構成された外層翼用織物成形体１５Ｆを成形しているため、一対の翼分割部材１９，２１の隣接部分によってセラミックス基複合材料製のタービン静翼３の内側に補強リブＲ（図１参照）を形成することができる。
【００４３】
従って、本発明の第２実施形態によれば、本発明の第１実施形態と同様の効果を奏するものである。
【００４４】
（第３実施形態）
本発明の第３実施形態について図３（ａ）（ｂ）、図８（ａ）（ｂ）、及び図９（ａ）（ｂ）を参照して説明する。
【００４５】
本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法は、本発明の第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法と同様に、本発明の第１実施形態に係るタービン静翼３を製造する方法であって、翼分割部材用織物形成工程（翼分割部材用織物成形工程）、組合せ工程、外層翼用織物形成工程（外層翼織物成形工程）、含浸工程、取外し工程、及び機械加工工程を備えている。そして、本発明の第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法における各工程の具体的な内容は、次のようになっている。
【００４６】
(3-1)翼分割部材用織物形成工程
図３（ａ）（ｂ）に示すように、第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における(2-1)翼分割部材用織物形成工程と同様の処理を実行することにより、各マンドレル２７，２９の表面にセラミックス強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを形成する。
【００４７】
(3-2)組合せ工程
翼分割部材用織物形成工程の終了後に、図８（ａ）に示すように、一対のマンドレル２７，２９を接近させることにより、一対の翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを隣接するように組合せる。これにより、一対の翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆからなる内層翼用織物成形体１７Ｆを形成することができる。
【００４８】
(3-3)外層翼用織物形成工程
組合せ工程の終了後に、図７（ｂ）に示すように、第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における(2-5)外層翼用織物形成工程と同様の処理を実行することにより、内層翼用織物成形体１７Ｆの表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体１５Ｆを形成する。
【００４９】
(3-4)含浸工程
外層翼用織物形成工程の終了後に、図９（ａ）に示すように、気相含浸法（ＣＶＩ法）、液相含浸焼成法（ＰＩＰ法）、及び固相含浸法に基づいて外層翼用織物成形体１５Ｆ及び内層翼用織物成形体１７Ｆにセラミックスマトリックスを含浸させる。これにより、外層翼用織物成形体１５Ｆ及び内層翼用織物成形体１７Ｆを外層翼１５及び内層翼１７にそれぞれ仕上げることができる。
【００５０】
(3-5)取外し工程
含浸工程の途中又は終了後に、第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における(2-3)取外し工程と同様の処理を実行することにより、図９（ｂ）に示すように、各マンドレル２７，２９を各翼分割部材用成形体１９Ｆ，２１Ｆ又は各翼分割部材１９，２１から取外す。
【００５１】
(3-6)機械工工程
取外し工程の終了後に、第２実施形態に係るタービン静翼の製造方法における(2-7)機械加工工程と同様の処理を実行することにより、複数の噴射孔２３及び複数の排出孔２５を形成する。
【００５２】
以上により、セラミックス基複合材料製のタービン静翼３を製造することができる。
【００５３】
続いて、本発明の第３実施形態の作用及び効果について説明する。
【００５４】
中空状の一対の翼分割部材用織物成形体１９Ｆ，２１Ｆを隣接するように組合せることによって内層翼用織物成形体１７Ｆを形成し、内層翼用織物成形体１７Ｆの表面にセラミックス繊維により構成された外層翼用織物成形体１５Ｆを成形しているため、複数の翼分割部材１９，２１の隣接部分によってセラミックス基複合材料製のタービン静翼３の内側に補強リブＲ（図１参照）を形成することができる。
【００５５】
従って、本発明の第３実施形態によれば、本発明の第１実施形態と同様の効果を奏するものである。
【００５６】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、例えば、本発明の第１実施形態に係るタービン静翼３の構成をタービン動翼（図示省略）、圧縮機静翼（図示省略）、又は圧縮機動翼に適用したり、本発明の第２及び第３実施形態に係るタービン静翼の製造方法の構成をタービン動翼の製造方法、圧縮機静翼の製造方法、又は圧縮機動翼の製造方法に適用したりする等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【符号の説明】
【００５７】
１ タービンステータセグメント
３ タービン静翼
３ａ タービン静翼の前縁
３ｔ タービン静翼の後縁
３ｖ タービン静翼の腹面
５ アウターバンド
１１ インナーバンド
１５ 外層翼
１５Ｆ 外層翼用織物成形体
１５ａ 外層翼の前縁側内面
１５ｄ 外層翼の背側内面
１５ｔ 外層翼の後縁側内面
１５ｖ 外層翼の腹側内面
１７ 内層翼
１７Ｆ 内層翼用織物成形体
１７ｄ 内層翼の背側外面
１７ｖ 内層翼の腹側外面
１９ 翼分割部材
１９Ｆ 翼分割部材用織物成形体
２１ 翼分割部材
２１Ｆ 翼分割部材用織物成形体
２３ 噴射孔
２５ 排出孔
２７ マンドレル
２９ マンドレル
３１ 組合せ治具
Ｒ 補強リブ
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料を構成材料とする翼において、
強化繊維とマトリックスとからなる複合材料により構成された中空状の外層翼と、
前記外層翼の内面に一体的に設けられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料により構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面にかけて延びてあって、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備え、
前記内層翼は、隣接するように組合せた中空状の複数の翼分割部材により分割して構成されていることを特徴とする翼。
【請求項２】
複合材料は、セラミックス基複合材料又は炭素系複合材料であることを特徴とする請求項１に記載の翼。
【請求項３】
請求項１に記載の翼を製造する方法において、
各翼分割部材の内面形状に対応する表面形状を有したマンドレルを用い、各マンドレルの表面に強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体を形成する翼分割部材用織物形成工程と、
各翼分割部材用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、各翼分割部材用織物成形体を中空状の前記翼分割部材に仕上げる翼分割部材用含浸工程と、
前記翼分割部材用含浸工程の途中又は終了後に、各マンドレルを各翼分割部材用成形体又は各翼分割部材から取外す取外し工程と、
前記翼分割部材用織物形成工程、前記翼分割部材用含浸工程、及び前記取外し工程の終了後に、複数の前記翼分割部材を隣接するように組合せることにより、複数の前記翼分割部材からなる前記内層翼を形成する組合せ工程と、
前記組合せ工程の終了後に、前記内層翼の表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体を形成する外層翼用織物形成工程と、
前記外層翼用織物形成工程の終了後に、前記外層翼用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、前記外層翼用織物成形体を前記外層翼に仕上げる外層翼用含浸工程と、を備えたことを特徴とする翼の製造方法。
【請求項４】
請求項１に記載の翼を製造する方法において、
各翼分割部材の内面形状に対応する表面形状を有したマンドレルを用い、各マンドレルの表面に強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体を形成する翼分割部材用織物形成工程と、
前記翼分割部材用織物形成工程の終了後に、複数の前記翼分割部材用織物成形体を隣接するように組合せることにより、複数の前記翼分割部材用織物成形体からなる内層翼用織物成形体を形成する組合せ工程と、
前記組合せ工程の終了後に、前記内層翼用織物成形体の表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体を形成する外層翼用織物形成工程と、
前記外層翼用織物形成工程の終了後に、前記外層翼用織物成形体及び前記内層翼用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、前記外層翼用織物成形体及び前記内層翼用織物成形体を前記外層翼及び前記内層翼にそれぞれ仕上げる含浸工程と、
前記含浸工程の途中又は終了後に、各マンドレルを各翼分割部材用成形体又は各翼分割部材から取外す取外し工程と、を備えたことを特徴とする翼の製造方法。
【請求項５】
複合材料は、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料であることを特徴とする請求項３又は請求項４に記載の翼の製造方法。
【請求項１】
ガスタービンエンジンのタービン又は圧縮機に用いられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料を構成材料とする翼において、
強化繊維とマトリックスとからなる複合材料により構成された中空状の外層翼と、
前記外層翼の内面に一体的に設けられ、強化繊維とマトリックスとからなる複合材料により構成され、前記外層翼の前縁側内面から後縁側内面にかけて延びてあって、背側外面が前記外層翼の背側内面に一体的に接合され、腹側外面が前記外層翼の腹側内面に一体的に接合された中空状の内層翼と、を備え、
前記内層翼は、隣接するように組合せた中空状の複数の翼分割部材により分割して構成されていることを特徴とする翼。
【請求項２】
複合材料は、セラミックス基複合材料又は炭素系複合材料であることを特徴とする請求項１に記載の翼。
【請求項３】
請求項１に記載の翼を製造する方法において、
各翼分割部材の内面形状に対応する表面形状を有したマンドレルを用い、各マンドレルの表面に強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体を形成する翼分割部材用織物形成工程と、
各翼分割部材用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、各翼分割部材用織物成形体を中空状の前記翼分割部材に仕上げる翼分割部材用含浸工程と、
前記翼分割部材用含浸工程の途中又は終了後に、各マンドレルを各翼分割部材用成形体又は各翼分割部材から取外す取外し工程と、
前記翼分割部材用織物形成工程、前記翼分割部材用含浸工程、及び前記取外し工程の終了後に、複数の前記翼分割部材を隣接するように組合せることにより、複数の前記翼分割部材からなる前記内層翼を形成する組合せ工程と、
前記組合せ工程の終了後に、前記内層翼の表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体を形成する外層翼用織物形成工程と、
前記外層翼用織物形成工程の終了後に、前記外層翼用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、前記外層翼用織物成形体を前記外層翼に仕上げる外層翼用含浸工程と、を備えたことを特徴とする翼の製造方法。
【請求項４】
請求項１に記載の翼を製造する方法において、
各翼分割部材の内面形状に対応する表面形状を有したマンドレルを用い、各マンドレルの表面に強化繊維により構成された翼分割部材用織物成形体を形成する翼分割部材用織物形成工程と、
前記翼分割部材用織物形成工程の終了後に、複数の前記翼分割部材用織物成形体を隣接するように組合せることにより、複数の前記翼分割部材用織物成形体からなる内層翼用織物成形体を形成する組合せ工程と、
前記組合せ工程の終了後に、前記内層翼用織物成形体の表面に強化繊維により構成された外層翼用織物成形体を形成する外層翼用織物形成工程と、
前記外層翼用織物形成工程の終了後に、前記外層翼用織物成形体及び前記内層翼用織物成形体にマトリックスを含浸させることにより、前記外層翼用織物成形体及び前記内層翼用織物成形体を前記外層翼及び前記内層翼にそれぞれ仕上げる含浸工程と、
前記含浸工程の途中又は終了後に、各マンドレルを各翼分割部材用成形体又は各翼分割部材から取外す取外し工程と、を備えたことを特徴とする翼の製造方法。
【請求項５】
複合材料は、セラミックス基複合材料又は炭素基複合材料であることを特徴とする請求項３又は請求項４に記載の翼の製造方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【公開番号】特開２０１１−９９３４６（Ｐ２０１１−９９３４６Ａ）
【公開日】平成２３年５月１９日（２０１１．５．１９）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００９−２５３１８７（Ｐ２００９−２５３１８７）
【出願日】平成２１年１１月４日（２００９．１１．４）
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２３年５月１９日（２０１１．５．１９）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年１１月４日（２００９．１１．４）
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【Ｆターム（参考）】
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