過酷な環境の応用のための傾斜分布熱膨張係数を有する積み重ね複合構造
【課題】非常に異なる熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する２つの構造を接続するため傾斜分布ＣＴＥを有する構成成分を備えた複合構造と、傾斜分布ＣＴＥ複合構造の生成方法を提供する。
【解決手段】傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合構造は傾斜分布ＣＴＥを有する材料の複数の層を選択し、ＣＴＥの傾斜分布された層化された複合プレフォームを生成するために金属付着または粉末治金のような積み重ね（上昇型の）製造方法を使用し、その後ＣＴＥの傾斜分布で一体化された複合ビレット又はニアネットシェイプを生成するために強化され熱処理されることにより形成される。一体化された複合ビレット又はニアネットシェイプは第１のＣＴＥを有する第１の構造部材を取付けるための第１の表面を生成し、第２のＣＴＥを有する第２の構造部材を取付けるための第２の表面を生成するように処理される。
【解決手段】傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合構造は傾斜分布ＣＴＥを有する材料の複数の層を選択し、ＣＴＥの傾斜分布された層化された複合プレフォームを生成するために金属付着または粉末治金のような積み重ね（上昇型の）製造方法を使用し、その後ＣＴＥの傾斜分布で一体化された複合ビレット又はニアネットシェイプを生成するために強化され熱処理されることにより形成される。一体化された複合ビレット又はニアネットシェイプは第１のＣＴＥを有する第１の構造部材を取付けるための第１の表面を生成し、第２のＣＴＥを有する第２の構造部材を取付けるための第２の表面を生成するように処理される。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は通常、非常に異なった熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する材料とコンポーネントの相互取付けのための構造の分野に関し、特に非常に異なるＣＴＥを有する２つの構造を接続するため傾斜分布ＣＴＥを有する構成成分を備えた複合構造と、傾斜分布ＣＴＥ複合構造の生成方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
高い能力、重量効率、長持ちする過酷な環境の構造の必要性には高能力の高度に過酷な環境の材料（例えば限定ではないが、セラミックマトリックス複合物、炭素−炭素複合物、耐火金属／合金／２種類以上の金属、陶性合金、金属間化合物）の使用が余儀なくされる。このような新しい材料は通常の構造合金と比較して非常に異なるＣＴＥを有する。さらに、これらには延性が少ない可能性がある。このような新しい材料を過酷な環境の構造の設計に組み込むことはこれらが非常に高いＣＴＥおよび延性を有する通常の構造合金に幾つかの点において取付けられることを必要とする可能性がある。目的とされる過酷な環境に露出されるとき、非常に高い熱応力と歪みが成長し、これらは不所望な結果を招く可能性がある。これはこれらの新しい構造材料の使用を完全に制限し、有効な構造合金への取付けを可能にするための重量のペナルティまたは設計の複雑さの増加のために価格の高騰を生じるので重要的な問題である。高および低温度応用で使用するために非常に異なるＣＴＥを有する部材を取付けることは非常に挑戦的な仕事である。（部材が非常に異なるＣＴＥを有するならば通常は実現可能ではない）既存の解決策は、主にアセンブリが加熱されるか冷却されるときに異なるＣＴＥを有する部材間の相対的な運動を可能にするための複雑な機構および／または複雑な設計を含む複雑な機械固定装置を含む。既存の解決策はこれらが相対的な運動を可能にするのに本質的にフレキシブルであり、これらはエンジン、タービン、ビークルの前縁のような典型的に高温の応用で使用するのに好ましくない特徴をもたない可能性があるという事実のために厳格ではない傾向がある。
【０００３】
それ故、大きな熱応力または歪みを誘起せずに加熱または冷却されることができるアセンブリを製造するため非常に異なるＣＴＥを有する部材を取付けるために使用されることができる構造を提供することが望ましい。
【０００４】
さらに、加熱または冷却期間中に相対的な変形を可能にするための複雑化された機構及び複雑な設計に依存せず、エンジン、タービン、ビークルの前縁のサブシステムで遭遇される広範囲のＣＴＥ不一致を本質的に適合するように調節された実質的に剛性の解決を可能にするシステムを提供することが望ましい。
【発明の概要】
【０００５】
傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）インターフェースは第１のＣＴＥを有する構造コンポーネントへ取付けるための第１の端部と、第２のＣＴＥを有する構造コンポーネントへ取付けるための第２の端部とを有する複合構造により与えられる。傾斜分布ＣＴＥを有する多数の層が選択され、積み重ね製造プロセスが傾斜分布ＣＴＥを有する層化された複合ビレットまたはニアネットシェイプを生成するために使用される。ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットまたはニアネットシェイプが第１の実施形態では典型的な金属付着技術により、第２の実施形態では典型的な粉末治金技術により与えられる。複合ビレットまたはニアネットシェイプはその後、第１のＣＴＥを有する第１の構造部材の取付けのための第１の表面を生成し、第２のＣＴＥを有する第２の構造部材の取付けのための第２の表面を生成するように処理される。結果的なアセンブリは大きな熱応力または歪みを誘起せずに加熱または冷却されることができるアセンブリを製造するために非常に異なるＣＴＥを有する構造部材を取付ける能力を提供する。さらに、アセンブリは加熱または冷却期間中に相対的な運動を可能にするための複雑化された機構及び複雑な設計に依存せず、広範囲のＣＴＥ不一致に本質的に適合するように調節された実質的に剛性の解決を可能にする。
【０００６】
第１の方法の実施形態における傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合インターフェースの生成は、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットまたはニアネットシェイプを生成するために典型的な粉末治金技術を使用し、その後必要ならば強化され、第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面と、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面を提供するように後処理（熱処理、成形および／または機械加工）される。ＣＴＥの傾斜分布された層化複合インターフェースはＣＴＥの傾斜分布されたニアネットシェイプのプレフォームを生成するため典型的な粉末治金技術を使用して第２の方法の実施形態で生成され、その後必要ならば強化され、第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面と、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面を提供するように後処理（熱処理、成形および／または機械加工）される。
【０００７】
１１．粉末治金を使用してＣＴＥの傾斜分布プレフォームを生成し、
プレフォームを強化し、
ＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合ビレットを生成するため強化されたプレフォームを熱処理し、
第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面と、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面とを提供するためにビレットを成形するステップを含んでいる傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合インターフェースを生成する方法。
【０００８】
１２．強化するステップは熱間等静圧圧縮を含んでいる請求項１１記載の方法。
【０００９】
１３．ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布プレフォームを生成するために粉末治金を使用し、
プレフォームを強化し、
ＣＴＥの傾斜分布されたニアネットシェイプのコンポーネントを生成するために強化されたプレフォームを熱処理し、
第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面と、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面とを提供するためにコンポーネントを成形するステップを含んでいる傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合インターフェースを生成する方法。
【００１０】
１４．強化するステップは熱間等静圧圧縮を含んでいる請求項１１記載の方法。
【００１１】
１５．非常に異なるＣＴＥを有する傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）接合構造部材を有する一体化された複合インターフェースを備えた航空宇宙構造を生成する方法において、
第１の部材と第２の部材を取付けるための過酷な環境応用を識別し、
ＣＴＥの傾斜分布した複合物から第１の部材と第２の部材への取付け方法の決定を含んでいるＣＴＥの傾斜分布した複合物の接続コンポーネント設計を決定し、
構造により必要とされるＣＴＥの不整合の適合のレベルを決定するために各部材の温度依存ＣＴＥ特性を評価し、運用期間中に遭遇する加熱／冷却温度勾配のレベルを評価し、アセンブリの熱機械的負荷状態を解析する処理を含んでいる熱機械解析を行い、
傾斜分布ＣＴＥ複合物の材料選択を行い、
積み重ね製造技術を選択し、
ＣＴＥ複合物の層の局部的なインターフェース設計を決定し、
選択された材料、製造技術、局部的なインターフェース設計を使用して異なるＣＴＥの材料の層を使用しているＣＴＥの傾斜分布された部材を積み重ね、
二次処理を行い、
第１の部材と第２の部材をＣＴＥの傾斜分布コンポーネントに組み立てるステップを含んでいる方法。
【００１２】
１６．ＣＴＥの傾斜分布部材を積み重ねるステップはニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布複合物を生成するためにレーザを使用する金属付着を含んでいる請求項１５記載の方法。
【００１３】
１７．局部的なインターフェース設計を決定するステップは、
第１の隣接層の材料の約７５％と第２の隣接層の材料の約２５％の材料組成を有する第１の中間層と、第１の隣接層の材料の約５０％と第２の隣接層の材料の約５０％の材料組成を有する第２の中間層と、第１の隣接層の材料の約２５％と第２の隣接層の材料の約７５％の材料組成を有する第３の中間層とを有する中間層を第１及び第２の隣接層間に設けるステップを含んでいる請求項１６記載の方法。
【００１４】
１８．ＣＴＥの傾斜分布部材を積み立てるステップは、
ＣＴＥの傾斜分布されたデレクトリビレットを生成するために粉末治金処理を使用し、
出発コンポーネントを形成するためにビレットを機械加工し、
出発コンポーネントをニアネットシェイプに熱間圧延し、
第１の部材と第２の部材にボルトで取付けるための要求に適合するように最終特徴を化学機械加工するステップを含んでいる請求項１５記載の方法。
【００１５】
１９．局部的なインターフェース設計を決定するステップは、
２つの隣接層の各材料の複数の交番層を具備する各２つの隣接層間に中間層を設けるステップを含んでいる請求項１８記載の方法。
【００１６】
２０．セラミックマトリックス複合ノズルと、
インコネル718超合金フランジと、
ノズルとフランジを相互接続し、傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合インターフェースとを具備しており、前記インターフェースは、
所望のＣＴＥの傾斜分布に対応する傾斜分布化学的性質を有するビレットを粉末治金処理し、
ＣＴＥの傾斜分布ビレットから出発コンポーネントを機械加工し、
さらに強化するためにコンポーネントを熱間リング圧延し、
複合ノズルへ結合するためのボルトインターフェースを機械加工し、
フランジに結合するためのボルトインターフェースを機械加工することにより形成されている航空機エンジン構造。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図１は、ここで提示されている一般化された方法のフローチャートである。
【図２】図２は、典型的なＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を生成するために使用される例示的な合金のセットの温度関数としてのＣＴＥのグラフである。
【図３Ａ】図３Ａは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｂ】図３Ｂは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｃ】図３Ｃは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｄ】図３Ｄは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｅ】図３Ｅは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｆ】図３Ｆは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｇ】図３Ｇは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｈ】図３Ｈは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｉ】図３Ｉは、図３Ａ−ＨのＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を生成するためのプロセスのフローチャートである。
【図４Ａ】図４Ａは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な粉末治金処理ステップを表す図である。
【図４Ｂ】図４Ｂは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な粉末治金処理ステップを表す図である。
【図４Ｃ】図４Ｃは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な粉末治金処理ステップを表す図である。
【図４Ｄ】図４Ｄは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な粉末治金処理ステップを表す図である。
【図４Ｅ】図４Ｅは、図４Ａ−ＤのＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を生成するためのプロセスのフローチャートである。
【図５】図５は、ここでの方法の実施形態により生成される例示的な傾斜分布ＣＴＥ複合ビレットと、別の層化インターフェースを与えるためにこのビレットから機械加工される素子とを示す図である。
【図５Ｄ】図５Ｄは、図５のＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を生成するためのプロセスのフローチャートである。
【図６Ａ】図６Ａは、ＣＴＥの傾斜分布されたス化複合ビレットからネット形状のインターフェースリングを生成するフローを表す図である。
【図６Ｂ】図６Ｂは、ＣＴＥの傾斜分布されたス化複合ビレットからネット形状のインターフェースリングを生成するプロセスステップのフローチャートである。
【図７Ａ】図７Ａは、合金Ａ−合金Ｂの中間層の局部的配合を促進するために幾つかの薄い中間層により局部中間層インターフェースにおけるＣＴＥの不整合をさらに最小にする例示的な方法を表す図である。
【図７Ｂ】図７Ｂは、合金Ａ−合金Ｂの中間層の組成を段階的に配合することにより局部的中間層インターフェースにおけるＣＴＥの不整合をさらに最小にしている例示的な方法を表す図である。
【図７Ｃ】図７Ｃは、図７Ａと７Ｂの典型的なＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造の付加的に必要とされるＣＴＥ適合構成を備えた局部的インターフェースを生成するプロセスのフローチャートである。
【図８Ａ】図８Ａは、回転するマンドレルで熱溶射処理によりＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を生成する例示的な方法を示す図である。
【図８Ｂ】図８Ｂは、図８Ａで使用される方法により生成されるリングを示す図である。
【図８Ｃ】図８Ｃは、二次処理前及び後のＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造でスカーフ継ぎされた中間層を使用して局部的インターフェースにおけるＣＴＥの不整合をさらに小さくした構成を示す図８Ｂからの断面図である。
【図８Ｄ】図８Ｄは、図８Ａ−８ＣのＣＴＥの傾斜分布された層化複合材料の付加的に必要とされるＣＴＥ適合特性を備えた局部的インターフェースを生成するためのプロセスのフローチャートである。
【図９Ａ】図９Ａは、ロケットエンジンのインジェクタ−スラスタ室相互取付けコンポーネントとしてＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を使用する航空宇宙構造を生成するための例示的なプロセスのフローチャートである。
【図９Ｂ】図９Ｂは、図９Ａのプロセスを使用して接合されるロケット室及びインジェクタコンポーネントの分解図である。
【図９Ｃ】図９Ｃは、層化された複合接続リングの断面図である。
【図９Ｄ】図９Ｄは、組み立てられたロケットエンジン構造の斜視図である。
【図１０Ａ】図１０Ａは、航空機エンジン−ノズル相互取付けコンポーネントとしてＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を使用する航空宇宙構造を生成するための例示的なプロセスのフローチャートである。
【図１０Ｂ】図１０Ｂは、インコネル718フランジに接続されるセラミックマトリックス複合排気ノズルを有する航空機エンジンの分解図である。
【図１０Ｃ】図１０Ｃは、セラミックマトリックス複合排気ノズルと最終的なアセンブリに取付けられたＣＴＥの傾斜分布された層化複合コネクタリングの斜視図である。
【図１０Ｄ】図１０Ｄは、図１０Ａのプロセスを使用して生成されたＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合インターフェースリング94に取付けられた例示的なセラミックマトリックス複合排気ノズル90を示す図である。
【図１１】図１１は、航空宇宙ビークルの製造と運用方法のフロー図である。
【図１２】図１２は、図１１の航空宇宙ビークルの例としての航空機のブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
ここで説明されている実施形態の特徴及び利点は添付図面を伴って考察するとき以下の詳細な説明を参照することにより良好に理解されるであろう。
非常に異なるＣＴＥを有する部材を相互接続するために傾斜分布熱膨張係数を有する複合構造の生成は図１に示されているようなプロセスを使用する。応用と環境がステップ102で決定され、部材間の転移コンポーネントはステップ104で設計される。このような応用の幾つかの特別な例を次に詳細に説明する。熱機械的解析はステップ106で必要とされるＣＴＥ適合のレベルを理解するために行われる。適切なコンポーネント性能に必要な介在材料のタイプと数が傾斜分布ＣＴＥ複合物についてステップ108で選択される。設計されたＣＴＥの傾斜分布された層化複合物の適切な積み重ね方法の決定がステップ110で行われる。任意の付加的な必要なＣＴＥ適合特性を有する局部インターフェースがステップ112で設計される。ＣＴＥ層の主な製造はその後選択された製造方法によりステップ114で行われる。仕上げられたコンポーネントが設計されたように生成されるよう、ステップ116でＣＴＥの傾斜分布された層化複合物において二次処理が行われる。その後ステップ118で、生成されたＣＴＥの傾斜分布コンポーネントとその他の部材の最終的な組立てが行われる。
【００１９】
非常に高いＣＴＥの部材（例えばインコネル718から作られる部材）を非常に低いＣＴＥの部材（例えばセラミックマトリックス複合物のような非常に過酷な環境の材料から作られる部材）に室温と１２００Ｆの間で循環する環境のアセンブリにおいて取付けることを意図する例示的な応用では、傾斜分布材料は第１の層ではコバールの指定された素子12、第２の層では合金42の指定された素子14、第３の層では合金48の指定された素子16、第４の層では１５−５ＰＨの指定された素子18、第５の層ではインコネル718の指定された素子20から選択されることができる。この例の傾斜分布複合物の例示的な材料の温度の関数としてのＣＴＥの値が図２に示されている。
【００２０】
典型的な金属付着技術を使用する積み重ね製造プロセスが傾斜分布ＣＴＥ材料で複合ビレットまたはニアネットシェイプを生成するために第１の実施形態で使用されている。図３Ａに示されているように、公称的にボルト29aとして示されているレーザを使用するニアネットシェイプ製造、レーザ焼結、溶射成形または熱溶射成形がＣＴＥの傾斜分布された層化複合物のニアネットシェイプのプレフォーム30aを生成するために使用される。圧力の矢印31aとして示されている緻密化および特性強化のための熱間等静圧圧縮（ＨＩＰ）又はその他の強化プロセスが介在するニアネットシェイプ32aを生成するために図３Ｂで示されているように使用され、図３Ｃに示されているような最終的なニアネットシェイプの複合物33aを生成するために熱処理が使用される。簡明にするために図３ＣではＣＴＥの傾斜分布複合物は異なる層で図示されているが、最終的な積み重ねのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物のニアネットシェイプは図３Ｄに示されているように第１のＣＴＥインターフェース表面34から第２のＣＴＥインターフェース表面36の円滑な転移を行う配合された特性を有することができる。代わりに図３Ｅに示されているように、ボルト29bとして公称的に示されているレーザを使用するニアネットシェイプ製造、レーザ焼結、溶射成形または熱溶射成形がＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットプレフォーム30bを生成するために使用される。矢印31bとして公称的に示されている圧力が緻密化および特性強化のための熱間等静圧圧縮（ＨＩＰ）又は他の強化プロセスが介在するニアネットシェイプ32bを生成するために図３Ｆで示されているように使用され、図３Ｇに示されているような最終的な構造ビレット33bを生成するために熱処理が使用される。簡明にするために図３ＧではＣＴＥの傾斜分布複合物は異なる層で図面には示されているが、最終的な積み重ねのＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットは図３Ｈに示されているように第１のＣＴＥインターフェース表面34から第２のＣＴＥインターフェース表面36へ円滑な転移を行う配合された特性を有することができる。
【００２１】
図３Ｉは前述したように傾斜分布複合物の準備を行う動作方法を与える。第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための表面を有する第１の取付け層は302で規定され、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面を有する第２の取付け層は304で規定される。第１の取付け層と第２の取着け層との間に介在するそれぞれ予め定められたＣＴＥの１以上の層は306で与えられ、複合ビレットまたはニアネットシェイプのプレフォームを生成するためＣＴＥの傾斜分布の順序による第１の取付け層、介在層、第２の取付け層の積み重ねは308で行われる。積み重ね処理はレーザを使用するニアネットシェイプ製造、レーザ焼結、溶射成形または熱溶射成形のような金属付着処理の形態を含むことができる。プレフォームはその後ＨＩＰにより強化され、その後ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレット又はニアネットシェイプを生成するために309で任意の必要な付加的な熱処理が行われる。複合ビレット又はニアネットシェイプはその後310で第１及び第２の構造コンポーネントの寸法決め及び取付けインターフェースの細部について後処理される。第１の構造コンポーネントはその後312で第１の取付け層に取付けられ、第２の構造コンポーネントは314で第２の取付け層へ取付けられる。
【００２２】
典型的な粉末治金技術を使用する積み重ね製造プロセスは傾斜分布ＣＴＥ材料で複合ビレット又はニアネットシェイプを生成するために第２の実施形態で使用される。図４Ａに示されているように、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合物のニアネットシェイププレフォーム37aは所望のＣＴＥの傾斜分布に対応する傾斜分布されたベース要素の粉末化学物質と典型的に粉末治金処理で使用され圧縮される他の添加物で作られる。典型的な強化およびＨＩＰ処理はその後図４Ｂに示されているようにニアネットシェイプの積み重ねられてＣＴＥの傾斜分布された層化複合物38aを生成するために使用される。代わりに図４Ｃで示されているように、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットプレフォーム37bが所望のＣＴＥの傾斜分布に対応する傾斜分布されたベース要素粉末化学物質と典型的に粉末治金処理で使用され圧縮される他の添加物で作られる。典型的な強化およびＨＩＰ処理はその後図４Ｄに示されているようにビレット形状の積み重ねＣＴＥの傾斜分布された層化複合物38bを生成するために使用される。
【００２３】
図４Ｅは前述したように傾斜分布複合物の処理を行う動作方法を与える。第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための表面を有する第１の取付け層は302で規定され、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面を有する第２の取付け層は304で規定される。第１の取付け層と第２の取着け層との間に介在するそれぞれ予め定められたＣＴＥの１以上の層は306で与えられ、典型的には粉末治金方法を使用して複合ビレットまたはニアネットシェイプのプレフォームを生成するために予め定められたＣＴＥの傾斜分布順序による第１の取付け層、介在層、第２の取付け層の積み重ねが402で行われる。プロセスＡとして識別される積み重ね処理は粉末治金処理の種々の状態を含むことができる。プレフォームはその後ＨＩＰにより強化され、その後309でＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレット又はニアネットシェイプを生成するために任意の必要な付加的な熱処理が行われる。複合ビレット又はニアネットシェイプはその後310で第１及び第２の構造コンポーネントの寸法決め及び取付けインターフェースの細部について後処理される。第１の構造コンポーネントはその後312で第１の取付け層に取付けられ、314で第２の構造コンポーネントは第２の取付け層へ取付けられる。
【００２４】
図５の（Ａ）−（Ｃ）に示されているように、接合の一体性を最適化するための種々のインターフェース設計が使用される。図３ＧとＨおよび図４Ｄに関して説明されている積み重ねプロセスにより形成される図５の（Ａ）で示されているベースのＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレット10は種々の結合する表面構造のために二次処理で図５Ｄの方法で示されているように機械加工されることができる。層間の実質的に直交するインターフェースは条帯の縦軸に実質的に垂直な傾斜分布ＣＴＥ層インターフェース40を有する複合接続条帯39で図５の（Ｂ）に示されているように実現されることができる。504でＣＴＥの傾斜分布順で層を積み重ねられた複合ビレットは層間の直交インターフェースを条帯を与えるように機械加工される。代わりに図５の（Ｃ）に示されているように、ビレットはＣＴＥ勾配による局部的な応力に良好に適合するようにステップ506で層間に傾斜された結合インターフェース44を有する複合条帯142を提供するように機械加工され処理される。介在層の幅は複合物の全体的な所望のＣＴＥ特性に基づいて決定され、隣接層材料に関してその材料の膨張特性に基づいて個々の層で変化されることができる。励起された条帯、シート、またはプレートはその後、508でプリント毎に組み当てられ／成形され／機械加工され、第１及び第２の構造コンポーネントの寸法決め及び取付けインターフェースの細部について後処理される。
【００２５】
前述の例で規定されているようにＣＴＥの傾斜分布複合溶接構造は加熱または冷却されているアセンブリの部材間の任意のＣＴＥの不整合に本質的に適合するように調節されることができる。傾斜分布ＣＴＥ複合物は異なるＣＴＥを有する部材間の相対的運動を可能にするために複雑にされた機械的締付け装置で必要な要求を軽減する。簡単な、通常の接合技術が部材の取付けに使用されることができ、したがって高い価格、複雑な設計、重量のペナルティを回避する。処理方法は種々の素子の幾何学形状（例えば、リング、条帯、ブロック等）におけるＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合構造の製造を可能にし、これはその後、大きな熱応力または歪みを誘起せずに加熱または冷却されることができるアセンブリを生成するため非常に異なるＣＴＥを有する部材を取付けるために直接使用されることができる。さらに、素子の幾何学形状は過酷な環境の応用においてＣＴＥの傾斜分布コンポーネントとして使用されることができる新しい構造を形成するために後処理（例えば機械加工、成形等）されることができる。図６ＡとＢに示されているように、任意の積み重ね方法602により形成されたＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレット10は前述したようにステップ604でプレフォーム50を生成するように機械加工され、ステップ606で介在形状52に拡張／鋳造され、その後、ニアネットシェイプの取付けリング54を形成するようにステップ608で圧延されることができる。取付けリングはその後、ステップ610で第１及び第２の構造コンポーネントの寸法決め及び取付けインターフェースの細部について後処理される。
【００２６】
前述の方法を使用してＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットとニアネットシェイプから生成されるアセンブリは通常、過酷な環境応用と（例えば加熱又は冷却される）熱機械的負荷の処理に大きな熱応力又は歪なしに適合する。しかしながら局部的処理又は応用の熱機械的負荷の過酷さによりさらに局部的な中間層インターフェースでのＣＴＥの不整合を最小にする必要性が存在する場合があり得る。図７Ａは前述した初期的なニアネットシェイプのコンポーネント33aまたはビレット33bを示している。図７Ａは最初に説明した５つの層の例から素子16が合金48、素子18が１５−５ＰＨとして随意選択的に示されている合金Ａ−合金Ｂと注釈付けられている隣接層間の中間層の局部的配合を促進するため幾つかの薄い中間層56を交互に付着することによってこのようなビレット又はニアネットシェイプのコンポーネントの局部的な中間層インターフェースのＣＴＥの不整合を最小にするための例示的な方法を示している。示されている例では、各薄い中間層は合金Ａと合金Ｂの薄い交互の層により生成される。図７Ｂは混合された金属中間層58a−58cを使用して合金Ａ−合金Ｂ中間層で漸進的に組成を配合することにより図７Ｂに示されているニアネットシェイプのコンポーネント38aまたはビレット38bの局部中間層インターフェースのＣＴＥの不整合をさらに最小にするための例示的な方法を示している。７５％の合金Ａと２５％の合金Ｂの合金Ａ層に隣接する第１の中間層58aと、合金Ａと合金Ｂが５０％の第２の中間層58bと、２５％の合金Ａと７５％の合金Ｂの合金Ｂ層に隣接する第３の中間層58cが例として示されている。図７Ａと図７Ｂの典型的なＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造の付加的に必要とされるＣＴＥ適合特性を有する局部インターフェースを生成するためのプロセスのフローチャートが図７Ｃに示されている。
【００２７】
インターフェース設計は図３Ｉに関して前述したような初期の傾斜分布ＣＴＥ層を組み込んでおり、第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面はステップ302で規定され、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面はステップ304で規定されている。それぞれ予め定められたＣＴＥの第１の取付け層と第２の取着け層との間に介在する１以上の層はステップ306で与えられる。ステップ702で複数の薄い中間層が隣接層から交番する材料で与えられ、または代わりに各隣接層ＡとＢで７５％の合金Ａと２５％の合金Ｂの合金Ａ層に隣接する第１の中間層と、合金Ａと合金Ｂが５０％の第２の中間層と、２５％の合金Ａと７５％の合金Ｂの第３の中間層が与えられる。積み重ねはステップ706で複合ビレット又はニアネットシェイプのプレフォームを生成するために金属付着を使用してＣＴＥの傾斜分布順による第１の取付け層、中間層設計を有する介在層、第２の取付け層を使用して行われる。構造部材に対する二次処理および取付けはその後図３Ｉに記載されているように行われる。
【００２８】
ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された積層複合取付けリング構造は大きい円筒形の相互取付けコンポーネントを通常必要とした多くの過酷な環境構造に有益である。以下説明するように、通常の金属付着積み重ね製造方法である熱溶射処理はこの要求を解決するために使用されることができる。図８Ａに示されているように、マンドレル60は環状の粉末供給装置68を有するプラズマスプレートーチまたはガン66を使用して軸方向で異なるＣＴＥの層62、64の付着に使用される。軸方向の層は図８Ｂに示されているニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された積層複合取付けリングを形成する。局部的インターフェースにおけるＣＴＥの不整合を最小にするため、材料の供給は図８Ｃの（Ａ）に示されているように軸方向に延在する層間にスカーフ継ぎインターフェース63を生成するように調節されることができる。さらに局部中間層の機械的及び熱的特性を強化するため、熱間等静圧圧縮（ＨＩＰ）がその後図８Ｃの（Ｂ）に示されているようにスカーフ継ぎされた中間層インターフェースで合金構成物質65の相互拡散の領域を生成するために使用される。図８Ｄに示されているプロセスはそれぞれ予め定められたＣＴＥの第１の取付け層と第２の取着け層の間に介在する多数の層の選択と、回転マンドレルの提供を802で行い、804で回転マンドレル上で予め定められた材料組成が取付けリングを生成するために軸方向に延在する溶射成形をすることにより与えられる。材料の供給は806で各軸方向に延在する層間にスカーフ継ぎインターフェースを生成するように調節される。808で層はＣＴＥの傾斜分布された層化複合取付けリングを形成するようにマンドレルに沿って軸方向に付加される。マンドレルは前述したように除去され、810で最終的な取付けインターフェースになるように高い差ＣＴＥコンポーネントへ機械加工または化学研磨（化学研磨）されることができるニアネットシェイプのインターフェースリングを与える。
【００２９】
過酷な環境応用における通常存在する取付け／密封要求の以下の例は、過酷な環境応用で大きな熱応力または歪みを誘起せずに加熱または冷却されることができるアセンブリを生成するために大きく異なるＣＴＥを有する部材を取付け／密封するために使用されることのできる頑丈で航空力学的な軽量で簡単で廉価な構造を開発するために前述の実施形態で説明したＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を組み込む方法の例として与えられている。
【００３０】
例１−ロケットエンジンアセンブリにおけるセラミックマトリックス複合スラスタ室のチタニウムインジェクタへの取付け。
【００３１】
ロケット燃焼室の構造の最も普通の材料はケイ化物被覆Ｎｂ合金である。２５００Ｆ（燃焼温度の約５０％）に限定された動作温度と、燃料膜の冷却はこの熱限度を維持するために使用される。大量の燃料膜冷却の使用は性能を非常に劣化する可能性があり、プルーム汚染の原因となる可能性がある。高性能へのキーとなることは燃焼室材料寿命限定機構である。高性能の別の挑戦的な問題は燃焼室を（低温で維持される必要がある）インジェクタ／弁／取付け部に取付けながら漏洩のない接合を行うことである。現在Ｎｂロケット燃焼室はインジェクタへ直接溶接されている。
【００３２】
セラミックマトリックス複合物室の使用は、通常の温度で動作し、再使用可能な宇宙船の寿命を増加させるためにプルーム汚染を減少し、（現在のＮｂ室と比較して普通の推進剤で最大の可能な性能に非常に近い）高い熱余裕を有する高性能のロケットエンジンの設計を可能にする。セラミックマトリックス複合燃焼室72とチタニウムインジェクタ74の間に漏洩のない取付けを行う試みは、図９Ｂに示されているようにこれらが直接溶接されることができず、他の取付け手段は大きなＣＴＥの不整合のために実際的ではないので、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合取付けコンポーネントを生成するための前述の実施形態を使用して解決されることができる。
【００３３】
図９Ａで示されている方法は902で過酷な環境応用の推定を行い、これは示されている例ではチタニウムから製造されたインジェクタとＣＭＣから構成された室を有するロケットエンジン中のインジェクタ−室取付けコンポーネントである。コンポーネント設計904はその後、一方の側でＥＢ溶接される円筒形の相互取付けリングをチタニウムインジェクタへ与え、ＣＭＣ室に反対側でろう付けされることにより実現される。熱機械的解析がその後906で行われ、これは華氏約１３００度のインターフェースの最大温度と、主として熱応力による機械的負荷を示している。各部材の温度依存ＣＴＥ特性はＣＴＥの不整合のレベルを決定するために評価される。加熱／冷却（運用中に遭遇する温度勾配）のレベルとアセンブリの熱機械的負荷条件が評価される。材料選択908がその後行われる。例示的な応用では、図９Ｂに示されているような３つの層、即ちチタニウム78、合金42 80、コバール82の積層を有する転移リング76はＣＴＥの不整合を適切に適合する。図３Ａ−３Ｄに関して前述したプロセスのような初期的な粉末化学技術が適切な層積み重ねに選択される。積み重ね製造方法910が選択され、それは典型的なコンポーネントの寸法と低いレベルの設計の複雑性において示されている実施形態では図３Ａ−３Ｄに関して前述したようなニアネットシェイプのレーザを使用した金属付着プロセスである。局部的インターフェース設計912は例示的な応用では、図９Ｃに示され図７Ｂに関して前述されているように７５％の合金42と２５％のコバールの最初の層84と、５０％の合金42と５０％のコバール86の第２の転移層86と、７５％のコバールと２５％の合金42の第３の転移層88の粉末又はワイヤ供給を構成する配合された介在層インターフェースに対して選択される。一次製造914はその後、レーザを使用するニアネットシェイプの金属付着を使用して説明したように配合された中間層インターフェースを有する傾斜分布円筒形リングの積み重ねで実現される。二次処理916がその後、配合された中間層インターフェースで合金組成物の必要な相互拡散を確実にするために延長期間に１０％低温及び圧力において継続するＨＩＰを含むために事後の熱機械処理を使用して行われることができる。リングはその後、印刷のために機械加工することにより後処理される。最終的な組立て918は図９Ｄで示されているような最終的な組立てのために、複合転移リング76のチタニウム面78をインジェクタ74にＥＢ溶接し、コバール面82をノズル72にろう付けすることにより実現される。
【００３４】
例２−ロケットエンジンにおけるインコネル718フランジへのセラミックマトリックス複合ノズルの取付け。
【００３５】
航空機エンジンは燃焼器部分を高温で動作することによってより良好な燃料の節約を行うことができる。通常排気系に使用される金属合金は高温では不所望な短い運用寿命である可能性がある。現在の金属排気系をセラミックマトリックス複合物に置換することはこの問題を解決でき、潜在的に重量を減らす助けになる。しかしながらこのようなセラミックマトリックス複合排気系（非常に低いＣＴＥ）は超合金エンジンインターフェース（非常に高いＣＴＥ）に結合するように設計されなければならない。漏洩のない取付けをセラミックマトリックス複合ノズル90と（例えばインコネル718で作られる）超合金フランジ92との間に設ける試みは、これらが直接溶接されることができず他の取付けの手段が大きなＣＴＥの不整合のために実際的ではないため説明された実施形態を使用して解決されることができる。これを解決するため高温の金属アダプタリング94が必要とされ、これは低い歪みで故障するセラミックマトリックス複合物と結合するのに適切な特徴を有している。このインターフェース設計はインコネル718のフランジとセラミックマトリックス複合ノズルとの間の大きなＣＴＥの不整合を適合させる必要がある。
【００３６】
図１０Ａに示されている方法は航空機のエンジン−ノズル取付けコンポーネントを構成する過酷な環境応用1002を決定し、ここではエンジンフランジはインコネル718であり、ノズルはＣＭＣである。コンポーネントの設計は1004で行われ、これは第１の側で718フランジに、反対側でＣＭＣノズルにボルトにより結合される円筒形の相互取付けリングを必要とする。熱機械的解析は1006で行われ、主として熱応力による負荷を有して華氏約１２００度のインターフェースの最大温度を規定する。材料選択は718フランジとＣＭＣノズル間のＣＴＥの不整合を適合させるため図２に関して前述した特性を有しているインコネル718の層20と１５−５ＰＨの層18と合金48の層16と合金42の層13とコバール層12とを含んだ図１０Ｃに示されているような５つの層積層を有する相互取付けリングについて行われる。積み重ね製造方法は図４Ｃと４Ｄに関して説明されているように1010でＣＴＣ傾斜分布ビレットを製造するために予測されるコンポーネント寸法と、粉末治金処理方法の設計の複雑性における低レベルに基づいて選択される。局部的インターフェース設計は図７Ａに関して前述したように局部的配合を促進するために中間層インターフェースに位置される各隣接層材料の交番する薄層を使用して1012で行われる。一次製造はその後1014で行われ、典型的な粉末治金処理を使用して局部的層化インターフェース設計を有するＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを積み重ねる。二次処理はその後1016で行われ、図６Ａと６Ｂに関して前述したように、出発リングを提供するようにビレットを機械加工し、その後ニアネットシェイプへ熱間圧延する。取付けリングはその後化学的に研磨（化学研磨）され、最終的なインターフェース寸法に機械加工される。最終的な組立て1018はその後、718エンジンフランジをＣＴＥの傾斜分布複合リングの718側に、ＣＭＣノズルをリングのコバール側にボルトにより結合することによって実現される。
【００３７】
図１０Ｄは図１０Ａのプロセスを使用して生成されたＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合インターフェースリング94に取付けられる例示的なセラミックマトリックス複合排気ノズル90を示している。
【００３８】
図１１と１２を参照すると、実施形態は図１１に示されているような製造及び運用方法200と図１２で示されているような航空宇宙ビークルまたは航空機202について説明されることができる。図１１と１２の説明では、ここでは実施例２に関して説明されたようなエンジンを備えた航空機を説明するが、ビークルはロケット、宇宙船またはその他の航空宇宙、船舶、戦闘システムを含むビークル及びその他のビークル応用であってもよい。製造前の期間、例示的な方法200は図２の航空機202の仕様及び設計204と材料の調達206を含むことができる。製造中、航空機202のコンポーネントとサブアセンブリの製造208及びシステムの統合210が行われる。その後航空機202は運用214のために検定および運送212をされる。カスタマにより運用されながら、航空機202は日常のメンテナンス及び運用216のスケジュールを定められる（変更、再構成、一新等を含むことができる）。
【００３９】
方法200の各プロセスはシステムインテグレータ、第３パーティ、および／またはオペレータ（例えばカスタマ）により行われ実行されることができる。この説明の目的に対しては、システムインテグレータは限定せずに任意の多数の航空機製造業と主要システムの下請け会社を含むことができ、第３パーティは限定ではないが任意の複数の販売業者、下請け会社、供給業者を含むことができ、オペレータは航空機、リース会社、軍事エンティティ、運用組織等であってもよい。
【００４０】
図１２に示されているように、例示的な方法200により生成される航空機202は複数のシステム220と内装222と共に機体218を含むことができる。高レベルのシステム220の例には推進系224、電気系226、水圧系226、環境系230の１以上を含む。
【００４１】
ここで実施されることができる装置及び方法は製造及び運用方法200の任意の１以上の段階中に使用されることができる。例えば、製造プロセス208に対応するコンポーネントまたはサブアセンブリは航空機202が運用中に製造されるコンポーネントまたはサブアセンブリと類似した方法で製造または生産されることができる。また１以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはその組合せは例えば実質的に航空機202の組み立てを実質的に促進するか、その価格を減少することにより製造段208および210期間中に使用されることができる。同様に、１以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはその組合せは例えば限定としてではなくメンテナンス及び運用サービス216のような航空機202が運用中の間に使用されることができる。
【００４２】
特許法で必要とされるように本発明の種々の実施形態を詳細に説明した。当業者はここで説明した特別な実施形態に対する変形および代替手段を認識するであろう。このような変更は特許請求の範囲に規定されている本発明の技術的範囲内に含まれるべきものである。
【技術分野】
【０００１】
本発明の実施形態は通常、非常に異なった熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する材料とコンポーネントの相互取付けのための構造の分野に関し、特に非常に異なるＣＴＥを有する２つの構造を接続するため傾斜分布ＣＴＥを有する構成成分を備えた複合構造と、傾斜分布ＣＴＥ複合構造の生成方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
高い能力、重量効率、長持ちする過酷な環境の構造の必要性には高能力の高度に過酷な環境の材料（例えば限定ではないが、セラミックマトリックス複合物、炭素−炭素複合物、耐火金属／合金／２種類以上の金属、陶性合金、金属間化合物）の使用が余儀なくされる。このような新しい材料は通常の構造合金と比較して非常に異なるＣＴＥを有する。さらに、これらには延性が少ない可能性がある。このような新しい材料を過酷な環境の構造の設計に組み込むことはこれらが非常に高いＣＴＥおよび延性を有する通常の構造合金に幾つかの点において取付けられることを必要とする可能性がある。目的とされる過酷な環境に露出されるとき、非常に高い熱応力と歪みが成長し、これらは不所望な結果を招く可能性がある。これはこれらの新しい構造材料の使用を完全に制限し、有効な構造合金への取付けを可能にするための重量のペナルティまたは設計の複雑さの増加のために価格の高騰を生じるので重要的な問題である。高および低温度応用で使用するために非常に異なるＣＴＥを有する部材を取付けることは非常に挑戦的な仕事である。（部材が非常に異なるＣＴＥを有するならば通常は実現可能ではない）既存の解決策は、主にアセンブリが加熱されるか冷却されるときに異なるＣＴＥを有する部材間の相対的な運動を可能にするための複雑な機構および／または複雑な設計を含む複雑な機械固定装置を含む。既存の解決策はこれらが相対的な運動を可能にするのに本質的にフレキシブルであり、これらはエンジン、タービン、ビークルの前縁のような典型的に高温の応用で使用するのに好ましくない特徴をもたない可能性があるという事実のために厳格ではない傾向がある。
【０００３】
それ故、大きな熱応力または歪みを誘起せずに加熱または冷却されることができるアセンブリを製造するため非常に異なるＣＴＥを有する部材を取付けるために使用されることができる構造を提供することが望ましい。
【０００４】
さらに、加熱または冷却期間中に相対的な変形を可能にするための複雑化された機構及び複雑な設計に依存せず、エンジン、タービン、ビークルの前縁のサブシステムで遭遇される広範囲のＣＴＥ不一致を本質的に適合するように調節された実質的に剛性の解決を可能にするシステムを提供することが望ましい。
【発明の概要】
【０００５】
傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）インターフェースは第１のＣＴＥを有する構造コンポーネントへ取付けるための第１の端部と、第２のＣＴＥを有する構造コンポーネントへ取付けるための第２の端部とを有する複合構造により与えられる。傾斜分布ＣＴＥを有する多数の層が選択され、積み重ね製造プロセスが傾斜分布ＣＴＥを有する層化された複合ビレットまたはニアネットシェイプを生成するために使用される。ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットまたはニアネットシェイプが第１の実施形態では典型的な金属付着技術により、第２の実施形態では典型的な粉末治金技術により与えられる。複合ビレットまたはニアネットシェイプはその後、第１のＣＴＥを有する第１の構造部材の取付けのための第１の表面を生成し、第２のＣＴＥを有する第２の構造部材の取付けのための第２の表面を生成するように処理される。結果的なアセンブリは大きな熱応力または歪みを誘起せずに加熱または冷却されることができるアセンブリを製造するために非常に異なるＣＴＥを有する構造部材を取付ける能力を提供する。さらに、アセンブリは加熱または冷却期間中に相対的な運動を可能にするための複雑化された機構及び複雑な設計に依存せず、広範囲のＣＴＥ不一致に本質的に適合するように調節された実質的に剛性の解決を可能にする。
【０００６】
第１の方法の実施形態における傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合インターフェースの生成は、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットまたはニアネットシェイプを生成するために典型的な粉末治金技術を使用し、その後必要ならば強化され、第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面と、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面を提供するように後処理（熱処理、成形および／または機械加工）される。ＣＴＥの傾斜分布された層化複合インターフェースはＣＴＥの傾斜分布されたニアネットシェイプのプレフォームを生成するため典型的な粉末治金技術を使用して第２の方法の実施形態で生成され、その後必要ならば強化され、第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面と、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面を提供するように後処理（熱処理、成形および／または機械加工）される。
【０００７】
１１．粉末治金を使用してＣＴＥの傾斜分布プレフォームを生成し、
プレフォームを強化し、
ＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合ビレットを生成するため強化されたプレフォームを熱処理し、
第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面と、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面とを提供するためにビレットを成形するステップを含んでいる傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合インターフェースを生成する方法。
【０００８】
１２．強化するステップは熱間等静圧圧縮を含んでいる請求項１１記載の方法。
【０００９】
１３．ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布プレフォームを生成するために粉末治金を使用し、
プレフォームを強化し、
ＣＴＥの傾斜分布されたニアネットシェイプのコンポーネントを生成するために強化されたプレフォームを熱処理し、
第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面と、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面とを提供するためにコンポーネントを成形するステップを含んでいる傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合インターフェースを生成する方法。
【００１０】
１４．強化するステップは熱間等静圧圧縮を含んでいる請求項１１記載の方法。
【００１１】
１５．非常に異なるＣＴＥを有する傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）接合構造部材を有する一体化された複合インターフェースを備えた航空宇宙構造を生成する方法において、
第１の部材と第２の部材を取付けるための過酷な環境応用を識別し、
ＣＴＥの傾斜分布した複合物から第１の部材と第２の部材への取付け方法の決定を含んでいるＣＴＥの傾斜分布した複合物の接続コンポーネント設計を決定し、
構造により必要とされるＣＴＥの不整合の適合のレベルを決定するために各部材の温度依存ＣＴＥ特性を評価し、運用期間中に遭遇する加熱／冷却温度勾配のレベルを評価し、アセンブリの熱機械的負荷状態を解析する処理を含んでいる熱機械解析を行い、
傾斜分布ＣＴＥ複合物の材料選択を行い、
積み重ね製造技術を選択し、
ＣＴＥ複合物の層の局部的なインターフェース設計を決定し、
選択された材料、製造技術、局部的なインターフェース設計を使用して異なるＣＴＥの材料の層を使用しているＣＴＥの傾斜分布された部材を積み重ね、
二次処理を行い、
第１の部材と第２の部材をＣＴＥの傾斜分布コンポーネントに組み立てるステップを含んでいる方法。
【００１２】
１６．ＣＴＥの傾斜分布部材を積み重ねるステップはニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布複合物を生成するためにレーザを使用する金属付着を含んでいる請求項１５記載の方法。
【００１３】
１７．局部的なインターフェース設計を決定するステップは、
第１の隣接層の材料の約７５％と第２の隣接層の材料の約２５％の材料組成を有する第１の中間層と、第１の隣接層の材料の約５０％と第２の隣接層の材料の約５０％の材料組成を有する第２の中間層と、第１の隣接層の材料の約２５％と第２の隣接層の材料の約７５％の材料組成を有する第３の中間層とを有する中間層を第１及び第２の隣接層間に設けるステップを含んでいる請求項１６記載の方法。
【００１４】
１８．ＣＴＥの傾斜分布部材を積み立てるステップは、
ＣＴＥの傾斜分布されたデレクトリビレットを生成するために粉末治金処理を使用し、
出発コンポーネントを形成するためにビレットを機械加工し、
出発コンポーネントをニアネットシェイプに熱間圧延し、
第１の部材と第２の部材にボルトで取付けるための要求に適合するように最終特徴を化学機械加工するステップを含んでいる請求項１５記載の方法。
【００１５】
１９．局部的なインターフェース設計を決定するステップは、
２つの隣接層の各材料の複数の交番層を具備する各２つの隣接層間に中間層を設けるステップを含んでいる請求項１８記載の方法。
【００１６】
２０．セラミックマトリックス複合ノズルと、
インコネル718超合金フランジと、
ノズルとフランジを相互接続し、傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合インターフェースとを具備しており、前記インターフェースは、
所望のＣＴＥの傾斜分布に対応する傾斜分布化学的性質を有するビレットを粉末治金処理し、
ＣＴＥの傾斜分布ビレットから出発コンポーネントを機械加工し、
さらに強化するためにコンポーネントを熱間リング圧延し、
複合ノズルへ結合するためのボルトインターフェースを機械加工し、
フランジに結合するためのボルトインターフェースを機械加工することにより形成されている航空機エンジン構造。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】図１は、ここで提示されている一般化された方法のフローチャートである。
【図２】図２は、典型的なＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を生成するために使用される例示的な合金のセットの温度関数としてのＣＴＥのグラフである。
【図３Ａ】図３Ａは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｂ】図３Ｂは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｃ】図３Ｃは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｄ】図３Ｄは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｅ】図３Ｅは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｆ】図３Ｆは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｇ】図３Ｇは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｈ】図３Ｈは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な金属付着処理ステップを表す図である。
【図３Ｉ】図３Ｉは、図３Ａ−ＨのＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を生成するためのプロセスのフローチャートである。
【図４Ａ】図４Ａは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な粉末治金処理ステップを表す図である。
【図４Ｂ】図４Ｂは、ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を生成するための典型的な粉末治金処理ステップを表す図である。
【図４Ｃ】図４Ｃは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な粉末治金処理ステップを表す図である。
【図４Ｄ】図４Ｄは、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを生成するための典型的な粉末治金処理ステップを表す図である。
【図４Ｅ】図４Ｅは、図４Ａ−ＤのＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を生成するためのプロセスのフローチャートである。
【図５】図５は、ここでの方法の実施形態により生成される例示的な傾斜分布ＣＴＥ複合ビレットと、別の層化インターフェースを与えるためにこのビレットから機械加工される素子とを示す図である。
【図５Ｄ】図５Ｄは、図５のＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を生成するためのプロセスのフローチャートである。
【図６Ａ】図６Ａは、ＣＴＥの傾斜分布されたス化複合ビレットからネット形状のインターフェースリングを生成するフローを表す図である。
【図６Ｂ】図６Ｂは、ＣＴＥの傾斜分布されたス化複合ビレットからネット形状のインターフェースリングを生成するプロセスステップのフローチャートである。
【図７Ａ】図７Ａは、合金Ａ−合金Ｂの中間層の局部的配合を促進するために幾つかの薄い中間層により局部中間層インターフェースにおけるＣＴＥの不整合をさらに最小にする例示的な方法を表す図である。
【図７Ｂ】図７Ｂは、合金Ａ−合金Ｂの中間層の組成を段階的に配合することにより局部的中間層インターフェースにおけるＣＴＥの不整合をさらに最小にしている例示的な方法を表す図である。
【図７Ｃ】図７Ｃは、図７Ａと７Ｂの典型的なＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造の付加的に必要とされるＣＴＥ適合構成を備えた局部的インターフェースを生成するプロセスのフローチャートである。
【図８Ａ】図８Ａは、回転するマンドレルで熱溶射処理によりＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を生成する例示的な方法を示す図である。
【図８Ｂ】図８Ｂは、図８Ａで使用される方法により生成されるリングを示す図である。
【図８Ｃ】図８Ｃは、二次処理前及び後のＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造でスカーフ継ぎされた中間層を使用して局部的インターフェースにおけるＣＴＥの不整合をさらに小さくした構成を示す図８Ｂからの断面図である。
【図８Ｄ】図８Ｄは、図８Ａ−８ＣのＣＴＥの傾斜分布された層化複合材料の付加的に必要とされるＣＴＥ適合特性を備えた局部的インターフェースを生成するためのプロセスのフローチャートである。
【図９Ａ】図９Ａは、ロケットエンジンのインジェクタ−スラスタ室相互取付けコンポーネントとしてＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を使用する航空宇宙構造を生成するための例示的なプロセスのフローチャートである。
【図９Ｂ】図９Ｂは、図９Ａのプロセスを使用して接合されるロケット室及びインジェクタコンポーネントの分解図である。
【図９Ｃ】図９Ｃは、層化された複合接続リングの断面図である。
【図９Ｄ】図９Ｄは、組み立てられたロケットエンジン構造の斜視図である。
【図１０Ａ】図１０Ａは、航空機エンジン−ノズル相互取付けコンポーネントとしてＣＴＥの傾斜分布された層化複合物を使用する航空宇宙構造を生成するための例示的なプロセスのフローチャートである。
【図１０Ｂ】図１０Ｂは、インコネル718フランジに接続されるセラミックマトリックス複合排気ノズルを有する航空機エンジンの分解図である。
【図１０Ｃ】図１０Ｃは、セラミックマトリックス複合排気ノズルと最終的なアセンブリに取付けられたＣＴＥの傾斜分布された層化複合コネクタリングの斜視図である。
【図１０Ｄ】図１０Ｄは、図１０Ａのプロセスを使用して生成されたＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合インターフェースリング94に取付けられた例示的なセラミックマトリックス複合排気ノズル90を示す図である。
【図１１】図１１は、航空宇宙ビークルの製造と運用方法のフロー図である。
【図１２】図１２は、図１１の航空宇宙ビークルの例としての航空機のブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
ここで説明されている実施形態の特徴及び利点は添付図面を伴って考察するとき以下の詳細な説明を参照することにより良好に理解されるであろう。
非常に異なるＣＴＥを有する部材を相互接続するために傾斜分布熱膨張係数を有する複合構造の生成は図１に示されているようなプロセスを使用する。応用と環境がステップ102で決定され、部材間の転移コンポーネントはステップ104で設計される。このような応用の幾つかの特別な例を次に詳細に説明する。熱機械的解析はステップ106で必要とされるＣＴＥ適合のレベルを理解するために行われる。適切なコンポーネント性能に必要な介在材料のタイプと数が傾斜分布ＣＴＥ複合物についてステップ108で選択される。設計されたＣＴＥの傾斜分布された層化複合物の適切な積み重ね方法の決定がステップ110で行われる。任意の付加的な必要なＣＴＥ適合特性を有する局部インターフェースがステップ112で設計される。ＣＴＥ層の主な製造はその後選択された製造方法によりステップ114で行われる。仕上げられたコンポーネントが設計されたように生成されるよう、ステップ116でＣＴＥの傾斜分布された層化複合物において二次処理が行われる。その後ステップ118で、生成されたＣＴＥの傾斜分布コンポーネントとその他の部材の最終的な組立てが行われる。
【００１９】
非常に高いＣＴＥの部材（例えばインコネル718から作られる部材）を非常に低いＣＴＥの部材（例えばセラミックマトリックス複合物のような非常に過酷な環境の材料から作られる部材）に室温と１２００Ｆの間で循環する環境のアセンブリにおいて取付けることを意図する例示的な応用では、傾斜分布材料は第１の層ではコバールの指定された素子12、第２の層では合金42の指定された素子14、第３の層では合金48の指定された素子16、第４の層では１５−５ＰＨの指定された素子18、第５の層ではインコネル718の指定された素子20から選択されることができる。この例の傾斜分布複合物の例示的な材料の温度の関数としてのＣＴＥの値が図２に示されている。
【００２０】
典型的な金属付着技術を使用する積み重ね製造プロセスが傾斜分布ＣＴＥ材料で複合ビレットまたはニアネットシェイプを生成するために第１の実施形態で使用されている。図３Ａに示されているように、公称的にボルト29aとして示されているレーザを使用するニアネットシェイプ製造、レーザ焼結、溶射成形または熱溶射成形がＣＴＥの傾斜分布された層化複合物のニアネットシェイプのプレフォーム30aを生成するために使用される。圧力の矢印31aとして示されている緻密化および特性強化のための熱間等静圧圧縮（ＨＩＰ）又はその他の強化プロセスが介在するニアネットシェイプ32aを生成するために図３Ｂで示されているように使用され、図３Ｃに示されているような最終的なニアネットシェイプの複合物33aを生成するために熱処理が使用される。簡明にするために図３ＣではＣＴＥの傾斜分布複合物は異なる層で図示されているが、最終的な積み重ねのＣＴＥの傾斜分布された層化複合物のニアネットシェイプは図３Ｄに示されているように第１のＣＴＥインターフェース表面34から第２のＣＴＥインターフェース表面36の円滑な転移を行う配合された特性を有することができる。代わりに図３Ｅに示されているように、ボルト29bとして公称的に示されているレーザを使用するニアネットシェイプ製造、レーザ焼結、溶射成形または熱溶射成形がＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットプレフォーム30bを生成するために使用される。矢印31bとして公称的に示されている圧力が緻密化および特性強化のための熱間等静圧圧縮（ＨＩＰ）又は他の強化プロセスが介在するニアネットシェイプ32bを生成するために図３Ｆで示されているように使用され、図３Ｇに示されているような最終的な構造ビレット33bを生成するために熱処理が使用される。簡明にするために図３ＧではＣＴＥの傾斜分布複合物は異なる層で図面には示されているが、最終的な積み重ねのＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットは図３Ｈに示されているように第１のＣＴＥインターフェース表面34から第２のＣＴＥインターフェース表面36へ円滑な転移を行う配合された特性を有することができる。
【００２１】
図３Ｉは前述したように傾斜分布複合物の準備を行う動作方法を与える。第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための表面を有する第１の取付け層は302で規定され、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面を有する第２の取付け層は304で規定される。第１の取付け層と第２の取着け層との間に介在するそれぞれ予め定められたＣＴＥの１以上の層は306で与えられ、複合ビレットまたはニアネットシェイプのプレフォームを生成するためＣＴＥの傾斜分布の順序による第１の取付け層、介在層、第２の取付け層の積み重ねは308で行われる。積み重ね処理はレーザを使用するニアネットシェイプ製造、レーザ焼結、溶射成形または熱溶射成形のような金属付着処理の形態を含むことができる。プレフォームはその後ＨＩＰにより強化され、その後ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレット又はニアネットシェイプを生成するために309で任意の必要な付加的な熱処理が行われる。複合ビレット又はニアネットシェイプはその後310で第１及び第２の構造コンポーネントの寸法決め及び取付けインターフェースの細部について後処理される。第１の構造コンポーネントはその後312で第１の取付け層に取付けられ、第２の構造コンポーネントは314で第２の取付け層へ取付けられる。
【００２２】
典型的な粉末治金技術を使用する積み重ね製造プロセスは傾斜分布ＣＴＥ材料で複合ビレット又はニアネットシェイプを生成するために第２の実施形態で使用される。図４Ａに示されているように、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合物のニアネットシェイププレフォーム37aは所望のＣＴＥの傾斜分布に対応する傾斜分布されたベース要素の粉末化学物質と典型的に粉末治金処理で使用され圧縮される他の添加物で作られる。典型的な強化およびＨＩＰ処理はその後図４Ｂに示されているようにニアネットシェイプの積み重ねられてＣＴＥの傾斜分布された層化複合物38aを生成するために使用される。代わりに図４Ｃで示されているように、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットプレフォーム37bが所望のＣＴＥの傾斜分布に対応する傾斜分布されたベース要素粉末化学物質と典型的に粉末治金処理で使用され圧縮される他の添加物で作られる。典型的な強化およびＨＩＰ処理はその後図４Ｄに示されているようにビレット形状の積み重ねＣＴＥの傾斜分布された層化複合物38bを生成するために使用される。
【００２３】
図４Ｅは前述したように傾斜分布複合物の処理を行う動作方法を与える。第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための表面を有する第１の取付け層は302で規定され、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面を有する第２の取付け層は304で規定される。第１の取付け層と第２の取着け層との間に介在するそれぞれ予め定められたＣＴＥの１以上の層は306で与えられ、典型的には粉末治金方法を使用して複合ビレットまたはニアネットシェイプのプレフォームを生成するために予め定められたＣＴＥの傾斜分布順序による第１の取付け層、介在層、第２の取付け層の積み重ねが402で行われる。プロセスＡとして識別される積み重ね処理は粉末治金処理の種々の状態を含むことができる。プレフォームはその後ＨＩＰにより強化され、その後309でＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレット又はニアネットシェイプを生成するために任意の必要な付加的な熱処理が行われる。複合ビレット又はニアネットシェイプはその後310で第１及び第２の構造コンポーネントの寸法決め及び取付けインターフェースの細部について後処理される。第１の構造コンポーネントはその後312で第１の取付け層に取付けられ、314で第２の構造コンポーネントは第２の取付け層へ取付けられる。
【００２４】
図５の（Ａ）−（Ｃ）に示されているように、接合の一体性を最適化するための種々のインターフェース設計が使用される。図３ＧとＨおよび図４Ｄに関して説明されている積み重ねプロセスにより形成される図５の（Ａ）で示されているベースのＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレット10は種々の結合する表面構造のために二次処理で図５Ｄの方法で示されているように機械加工されることができる。層間の実質的に直交するインターフェースは条帯の縦軸に実質的に垂直な傾斜分布ＣＴＥ層インターフェース40を有する複合接続条帯39で図５の（Ｂ）に示されているように実現されることができる。504でＣＴＥの傾斜分布順で層を積み重ねられた複合ビレットは層間の直交インターフェースを条帯を与えるように機械加工される。代わりに図５の（Ｃ）に示されているように、ビレットはＣＴＥ勾配による局部的な応力に良好に適合するようにステップ506で層間に傾斜された結合インターフェース44を有する複合条帯142を提供するように機械加工され処理される。介在層の幅は複合物の全体的な所望のＣＴＥ特性に基づいて決定され、隣接層材料に関してその材料の膨張特性に基づいて個々の層で変化されることができる。励起された条帯、シート、またはプレートはその後、508でプリント毎に組み当てられ／成形され／機械加工され、第１及び第２の構造コンポーネントの寸法決め及び取付けインターフェースの細部について後処理される。
【００２５】
前述の例で規定されているようにＣＴＥの傾斜分布複合溶接構造は加熱または冷却されているアセンブリの部材間の任意のＣＴＥの不整合に本質的に適合するように調節されることができる。傾斜分布ＣＴＥ複合物は異なるＣＴＥを有する部材間の相対的運動を可能にするために複雑にされた機械的締付け装置で必要な要求を軽減する。簡単な、通常の接合技術が部材の取付けに使用されることができ、したがって高い価格、複雑な設計、重量のペナルティを回避する。処理方法は種々の素子の幾何学形状（例えば、リング、条帯、ブロック等）におけるＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合構造の製造を可能にし、これはその後、大きな熱応力または歪みを誘起せずに加熱または冷却されることができるアセンブリを生成するため非常に異なるＣＴＥを有する部材を取付けるために直接使用されることができる。さらに、素子の幾何学形状は過酷な環境の応用においてＣＴＥの傾斜分布コンポーネントとして使用されることができる新しい構造を形成するために後処理（例えば機械加工、成形等）されることができる。図６ＡとＢに示されているように、任意の積み重ね方法602により形成されたＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレット10は前述したようにステップ604でプレフォーム50を生成するように機械加工され、ステップ606で介在形状52に拡張／鋳造され、その後、ニアネットシェイプの取付けリング54を形成するようにステップ608で圧延されることができる。取付けリングはその後、ステップ610で第１及び第２の構造コンポーネントの寸法決め及び取付けインターフェースの細部について後処理される。
【００２６】
前述の方法を使用してＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットとニアネットシェイプから生成されるアセンブリは通常、過酷な環境応用と（例えば加熱又は冷却される）熱機械的負荷の処理に大きな熱応力又は歪なしに適合する。しかしながら局部的処理又は応用の熱機械的負荷の過酷さによりさらに局部的な中間層インターフェースでのＣＴＥの不整合を最小にする必要性が存在する場合があり得る。図７Ａは前述した初期的なニアネットシェイプのコンポーネント33aまたはビレット33bを示している。図７Ａは最初に説明した５つの層の例から素子16が合金48、素子18が１５−５ＰＨとして随意選択的に示されている合金Ａ−合金Ｂと注釈付けられている隣接層間の中間層の局部的配合を促進するため幾つかの薄い中間層56を交互に付着することによってこのようなビレット又はニアネットシェイプのコンポーネントの局部的な中間層インターフェースのＣＴＥの不整合を最小にするための例示的な方法を示している。示されている例では、各薄い中間層は合金Ａと合金Ｂの薄い交互の層により生成される。図７Ｂは混合された金属中間層58a−58cを使用して合金Ａ−合金Ｂ中間層で漸進的に組成を配合することにより図７Ｂに示されているニアネットシェイプのコンポーネント38aまたはビレット38bの局部中間層インターフェースのＣＴＥの不整合をさらに最小にするための例示的な方法を示している。７５％の合金Ａと２５％の合金Ｂの合金Ａ層に隣接する第１の中間層58aと、合金Ａと合金Ｂが５０％の第２の中間層58bと、２５％の合金Ａと７５％の合金Ｂの合金Ｂ層に隣接する第３の中間層58cが例として示されている。図７Ａと図７Ｂの典型的なＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造の付加的に必要とされるＣＴＥ適合特性を有する局部インターフェースを生成するためのプロセスのフローチャートが図７Ｃに示されている。
【００２７】
インターフェース設計は図３Ｉに関して前述したような初期の傾斜分布ＣＴＥ層を組み込んでおり、第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面はステップ302で規定され、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面はステップ304で規定されている。それぞれ予め定められたＣＴＥの第１の取付け層と第２の取着け層との間に介在する１以上の層はステップ306で与えられる。ステップ702で複数の薄い中間層が隣接層から交番する材料で与えられ、または代わりに各隣接層ＡとＢで７５％の合金Ａと２５％の合金Ｂの合金Ａ層に隣接する第１の中間層と、合金Ａと合金Ｂが５０％の第２の中間層と、２５％の合金Ａと７５％の合金Ｂの第３の中間層が与えられる。積み重ねはステップ706で複合ビレット又はニアネットシェイプのプレフォームを生成するために金属付着を使用してＣＴＥの傾斜分布順による第１の取付け層、中間層設計を有する介在層、第２の取付け層を使用して行われる。構造部材に対する二次処理および取付けはその後図３Ｉに記載されているように行われる。
【００２８】
ニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された積層複合取付けリング構造は大きい円筒形の相互取付けコンポーネントを通常必要とした多くの過酷な環境構造に有益である。以下説明するように、通常の金属付着積み重ね製造方法である熱溶射処理はこの要求を解決するために使用されることができる。図８Ａに示されているように、マンドレル60は環状の粉末供給装置68を有するプラズマスプレートーチまたはガン66を使用して軸方向で異なるＣＴＥの層62、64の付着に使用される。軸方向の層は図８Ｂに示されているニアネットシェイプのＣＴＥの傾斜分布された積層複合取付けリングを形成する。局部的インターフェースにおけるＣＴＥの不整合を最小にするため、材料の供給は図８Ｃの（Ａ）に示されているように軸方向に延在する層間にスカーフ継ぎインターフェース63を生成するように調節されることができる。さらに局部中間層の機械的及び熱的特性を強化するため、熱間等静圧圧縮（ＨＩＰ）がその後図８Ｃの（Ｂ）に示されているようにスカーフ継ぎされた中間層インターフェースで合金構成物質65の相互拡散の領域を生成するために使用される。図８Ｄに示されているプロセスはそれぞれ予め定められたＣＴＥの第１の取付け層と第２の取着け層の間に介在する多数の層の選択と、回転マンドレルの提供を802で行い、804で回転マンドレル上で予め定められた材料組成が取付けリングを生成するために軸方向に延在する溶射成形をすることにより与えられる。材料の供給は806で各軸方向に延在する層間にスカーフ継ぎインターフェースを生成するように調節される。808で層はＣＴＥの傾斜分布された層化複合取付けリングを形成するようにマンドレルに沿って軸方向に付加される。マンドレルは前述したように除去され、810で最終的な取付けインターフェースになるように高い差ＣＴＥコンポーネントへ機械加工または化学研磨（化学研磨）されることができるニアネットシェイプのインターフェースリングを与える。
【００２９】
過酷な環境応用における通常存在する取付け／密封要求の以下の例は、過酷な環境応用で大きな熱応力または歪みを誘起せずに加熱または冷却されることができるアセンブリを生成するために大きく異なるＣＴＥを有する部材を取付け／密封するために使用されることのできる頑丈で航空力学的な軽量で簡単で廉価な構造を開発するために前述の実施形態で説明したＣＴＥの傾斜分布された層化複合構造を組み込む方法の例として与えられている。
【００３０】
例１−ロケットエンジンアセンブリにおけるセラミックマトリックス複合スラスタ室のチタニウムインジェクタへの取付け。
【００３１】
ロケット燃焼室の構造の最も普通の材料はケイ化物被覆Ｎｂ合金である。２５００Ｆ（燃焼温度の約５０％）に限定された動作温度と、燃料膜の冷却はこの熱限度を維持するために使用される。大量の燃料膜冷却の使用は性能を非常に劣化する可能性があり、プルーム汚染の原因となる可能性がある。高性能へのキーとなることは燃焼室材料寿命限定機構である。高性能の別の挑戦的な問題は燃焼室を（低温で維持される必要がある）インジェクタ／弁／取付け部に取付けながら漏洩のない接合を行うことである。現在Ｎｂロケット燃焼室はインジェクタへ直接溶接されている。
【００３２】
セラミックマトリックス複合物室の使用は、通常の温度で動作し、再使用可能な宇宙船の寿命を増加させるためにプルーム汚染を減少し、（現在のＮｂ室と比較して普通の推進剤で最大の可能な性能に非常に近い）高い熱余裕を有する高性能のロケットエンジンの設計を可能にする。セラミックマトリックス複合燃焼室72とチタニウムインジェクタ74の間に漏洩のない取付けを行う試みは、図９Ｂに示されているようにこれらが直接溶接されることができず、他の取付け手段は大きなＣＴＥの不整合のために実際的ではないので、ＣＴＥの傾斜分布された層化複合取付けコンポーネントを生成するための前述の実施形態を使用して解決されることができる。
【００３３】
図９Ａで示されている方法は902で過酷な環境応用の推定を行い、これは示されている例ではチタニウムから製造されたインジェクタとＣＭＣから構成された室を有するロケットエンジン中のインジェクタ−室取付けコンポーネントである。コンポーネント設計904はその後、一方の側でＥＢ溶接される円筒形の相互取付けリングをチタニウムインジェクタへ与え、ＣＭＣ室に反対側でろう付けされることにより実現される。熱機械的解析がその後906で行われ、これは華氏約１３００度のインターフェースの最大温度と、主として熱応力による機械的負荷を示している。各部材の温度依存ＣＴＥ特性はＣＴＥの不整合のレベルを決定するために評価される。加熱／冷却（運用中に遭遇する温度勾配）のレベルとアセンブリの熱機械的負荷条件が評価される。材料選択908がその後行われる。例示的な応用では、図９Ｂに示されているような３つの層、即ちチタニウム78、合金42 80、コバール82の積層を有する転移リング76はＣＴＥの不整合を適切に適合する。図３Ａ−３Ｄに関して前述したプロセスのような初期的な粉末化学技術が適切な層積み重ねに選択される。積み重ね製造方法910が選択され、それは典型的なコンポーネントの寸法と低いレベルの設計の複雑性において示されている実施形態では図３Ａ−３Ｄに関して前述したようなニアネットシェイプのレーザを使用した金属付着プロセスである。局部的インターフェース設計912は例示的な応用では、図９Ｃに示され図７Ｂに関して前述されているように７５％の合金42と２５％のコバールの最初の層84と、５０％の合金42と５０％のコバール86の第２の転移層86と、７５％のコバールと２５％の合金42の第３の転移層88の粉末又はワイヤ供給を構成する配合された介在層インターフェースに対して選択される。一次製造914はその後、レーザを使用するニアネットシェイプの金属付着を使用して説明したように配合された中間層インターフェースを有する傾斜分布円筒形リングの積み重ねで実現される。二次処理916がその後、配合された中間層インターフェースで合金組成物の必要な相互拡散を確実にするために延長期間に１０％低温及び圧力において継続するＨＩＰを含むために事後の熱機械処理を使用して行われることができる。リングはその後、印刷のために機械加工することにより後処理される。最終的な組立て918は図９Ｄで示されているような最終的な組立てのために、複合転移リング76のチタニウム面78をインジェクタ74にＥＢ溶接し、コバール面82をノズル72にろう付けすることにより実現される。
【００３４】
例２−ロケットエンジンにおけるインコネル718フランジへのセラミックマトリックス複合ノズルの取付け。
【００３５】
航空機エンジンは燃焼器部分を高温で動作することによってより良好な燃料の節約を行うことができる。通常排気系に使用される金属合金は高温では不所望な短い運用寿命である可能性がある。現在の金属排気系をセラミックマトリックス複合物に置換することはこの問題を解決でき、潜在的に重量を減らす助けになる。しかしながらこのようなセラミックマトリックス複合排気系（非常に低いＣＴＥ）は超合金エンジンインターフェース（非常に高いＣＴＥ）に結合するように設計されなければならない。漏洩のない取付けをセラミックマトリックス複合ノズル90と（例えばインコネル718で作られる）超合金フランジ92との間に設ける試みは、これらが直接溶接されることができず他の取付けの手段が大きなＣＴＥの不整合のために実際的ではないため説明された実施形態を使用して解決されることができる。これを解決するため高温の金属アダプタリング94が必要とされ、これは低い歪みで故障するセラミックマトリックス複合物と結合するのに適切な特徴を有している。このインターフェース設計はインコネル718のフランジとセラミックマトリックス複合ノズルとの間の大きなＣＴＥの不整合を適合させる必要がある。
【００３６】
図１０Ａに示されている方法は航空機のエンジン−ノズル取付けコンポーネントを構成する過酷な環境応用1002を決定し、ここではエンジンフランジはインコネル718であり、ノズルはＣＭＣである。コンポーネントの設計は1004で行われ、これは第１の側で718フランジに、反対側でＣＭＣノズルにボルトにより結合される円筒形の相互取付けリングを必要とする。熱機械的解析は1006で行われ、主として熱応力による負荷を有して華氏約１２００度のインターフェースの最大温度を規定する。材料選択は718フランジとＣＭＣノズル間のＣＴＥの不整合を適合させるため図２に関して前述した特性を有しているインコネル718の層20と１５−５ＰＨの層18と合金48の層16と合金42の層13とコバール層12とを含んだ図１０Ｃに示されているような５つの層積層を有する相互取付けリングについて行われる。積み重ね製造方法は図４Ｃと４Ｄに関して説明されているように1010でＣＴＣ傾斜分布ビレットを製造するために予測されるコンポーネント寸法と、粉末治金処理方法の設計の複雑性における低レベルに基づいて選択される。局部的インターフェース設計は図７Ａに関して前述したように局部的配合を促進するために中間層インターフェースに位置される各隣接層材料の交番する薄層を使用して1012で行われる。一次製造はその後1014で行われ、典型的な粉末治金処理を使用して局部的層化インターフェース設計を有するＣＴＥの傾斜分布された層化複合ビレットを積み重ねる。二次処理はその後1016で行われ、図６Ａと６Ｂに関して前述したように、出発リングを提供するようにビレットを機械加工し、その後ニアネットシェイプへ熱間圧延する。取付けリングはその後化学的に研磨（化学研磨）され、最終的なインターフェース寸法に機械加工される。最終的な組立て1018はその後、718エンジンフランジをＣＴＥの傾斜分布複合リングの718側に、ＣＭＣノズルをリングのコバール側にボルトにより結合することによって実現される。
【００３７】
図１０Ｄは図１０Ａのプロセスを使用して生成されたＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合インターフェースリング94に取付けられる例示的なセラミックマトリックス複合排気ノズル90を示している。
【００３８】
図１１と１２を参照すると、実施形態は図１１に示されているような製造及び運用方法200と図１２で示されているような航空宇宙ビークルまたは航空機202について説明されることができる。図１１と１２の説明では、ここでは実施例２に関して説明されたようなエンジンを備えた航空機を説明するが、ビークルはロケット、宇宙船またはその他の航空宇宙、船舶、戦闘システムを含むビークル及びその他のビークル応用であってもよい。製造前の期間、例示的な方法200は図２の航空機202の仕様及び設計204と材料の調達206を含むことができる。製造中、航空機202のコンポーネントとサブアセンブリの製造208及びシステムの統合210が行われる。その後航空機202は運用214のために検定および運送212をされる。カスタマにより運用されながら、航空機202は日常のメンテナンス及び運用216のスケジュールを定められる（変更、再構成、一新等を含むことができる）。
【００３９】
方法200の各プロセスはシステムインテグレータ、第３パーティ、および／またはオペレータ（例えばカスタマ）により行われ実行されることができる。この説明の目的に対しては、システムインテグレータは限定せずに任意の多数の航空機製造業と主要システムの下請け会社を含むことができ、第３パーティは限定ではないが任意の複数の販売業者、下請け会社、供給業者を含むことができ、オペレータは航空機、リース会社、軍事エンティティ、運用組織等であってもよい。
【００４０】
図１２に示されているように、例示的な方法200により生成される航空機202は複数のシステム220と内装222と共に機体218を含むことができる。高レベルのシステム220の例には推進系224、電気系226、水圧系226、環境系230の１以上を含む。
【００４１】
ここで実施されることができる装置及び方法は製造及び運用方法200の任意の１以上の段階中に使用されることができる。例えば、製造プロセス208に対応するコンポーネントまたはサブアセンブリは航空機202が運用中に製造されるコンポーネントまたはサブアセンブリと類似した方法で製造または生産されることができる。また１以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはその組合せは例えば実質的に航空機202の組み立てを実質的に促進するか、その価格を減少することにより製造段208および210期間中に使用されることができる。同様に、１以上の装置の実施形態、方法の実施形態またはその組合せは例えば限定としてではなくメンテナンス及び運用サービス216のような航空機202が運用中の間に使用されることができる。
【００４２】
特許法で必要とされるように本発明の種々の実施形態を詳細に説明した。当業者はここで説明した特別な実施形態に対する変形および代替手段を認識するであろう。このような変更は特許請求の範囲に規定されている本発明の技術的範囲内に含まれるべきものである。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
傾斜分布ＣＴＥの複数の層を選択し、
ＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合物を形成するために層を積み重ね、
第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面と、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面とを生成するように一体化された複合物を処理するステップを含んでいる傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合インターフェースの生成方法。
【請求項２】
層の積み重ねステップは金属付着ステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項３】
層の積み重ねステップは粉末治属処理を使用する請求項１記載の方法。
【請求項４】
複数の層を選択するステップはコバール、合金42、合金48、１５−５ＰＨ、インコネル718のグループからの層の選択を含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項５】
層の積み重ねステップは傾斜分布ＣＴＥビレットを提供し、処理ステップはさらに層間に直交インターフェースを有する条帯を提供するためにビレットを機械加工するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項６】
層の積み重ねステップは傾斜分布ＣＴＥビレットを提供し、処理ステップはさらに層間の傾斜されたインターフェースを有する条帯に与えるようにビレットを機械加工するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項７】
層の積み重ねステップは傾斜分布ＣＴＥビレットを提供し、処理ステップはさらに、
プレフォームを生成するようにビレットを機械加工し、
プレフォームを拡張し、
ニアネットシェイプの取付けリングを形成するように拡張された形状を圧延するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項８】
金属付着ステップは粉末供給装置を有するプラズマスプレートーチによる溶射処理を含んでおり、さらに、
回転マンドレルを設け、
取付けリングを生成するために軸層のマンドレルに対して予め定められた材料組成物を与え、
軸層間にスカーフ継ぎされたインターフェースを生成するために材料の供給を調節するステップを含んでいる請求項２記載の方法。
【請求項９】
さらに、ＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合物を熱間等静圧圧縮（ＨＩＰ）するステップを含んでいる請求項８記載の方法。
【請求項１０】
金属付着ステップはさらに、レーザを使用するニアネットシェイプ製造、レーザ焼結、溶射成形または熱溶射成形のセットから金属付着プロセスを選択するステップを含んでいる請求項２記載の方法。
【請求項１１】
セラミックマトリックス複合室と、
チタニウムインジェクタと、
前記複合室と、傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有するインジェクタとを接合する一体化された複合インターフェースを具備し、前記インターフェースは、
インターフェースの形成のための金属付着処理と、
インターフェースの熱間等静圧圧縮と、
複合室とインジェクタへインターフェースを接合するための取付けの機械加工によって形成されるロケットエンジンアセンブリ。
【請求項１２】
金属付着はレーザを使用するニアネットシェイプ製造、レーザ焼結、溶射成形または熱溶射成形のセットから選択される請求項１１記載のロケットエンジンアセンブリ。
【請求項１３】
金属付着プロセスは、チタニウムの第１の層、合金42の第２の層、コバールの第３の層を有する複合インターフェースを提供する請求項１１記載のロケットエンジン。
【請求項１４】
金属付着プロセスは、
合金42層とコバール層との間に介在する７５％の合金42と２５％のコバールのインターフェース層と、５０％の合金42と５０％のコバールの第２の転移層と、７５％のコバールと２５％の合金42の第３の転移層に対する材料の供給を含んでいる請求項１１記載のロケットエンジン。
【請求項１】
傾斜分布ＣＴＥの複数の層を選択し、
ＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合物を形成するために層を積み重ね、
第１のＣＴＥを有する第１の構造コンポーネントへ取付けるための第１の表面と、第２のＣＴＥを有する第２の構造コンポーネントへ取付けるための第２の表面とを生成するように一体化された複合物を処理するステップを含んでいる傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する一体化された複合インターフェースの生成方法。
【請求項２】
層の積み重ねステップは金属付着ステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項３】
層の積み重ねステップは粉末治属処理を使用する請求項１記載の方法。
【請求項４】
複数の層を選択するステップはコバール、合金42、合金48、１５−５ＰＨ、インコネル718のグループからの層の選択を含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項５】
層の積み重ねステップは傾斜分布ＣＴＥビレットを提供し、処理ステップはさらに層間に直交インターフェースを有する条帯を提供するためにビレットを機械加工するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項６】
層の積み重ねステップは傾斜分布ＣＴＥビレットを提供し、処理ステップはさらに層間の傾斜されたインターフェースを有する条帯に与えるようにビレットを機械加工するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項７】
層の積み重ねステップは傾斜分布ＣＴＥビレットを提供し、処理ステップはさらに、
プレフォームを生成するようにビレットを機械加工し、
プレフォームを拡張し、
ニアネットシェイプの取付けリングを形成するように拡張された形状を圧延するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
【請求項８】
金属付着ステップは粉末供給装置を有するプラズマスプレートーチによる溶射処理を含んでおり、さらに、
回転マンドレルを設け、
取付けリングを生成するために軸層のマンドレルに対して予め定められた材料組成物を与え、
軸層間にスカーフ継ぎされたインターフェースを生成するために材料の供給を調節するステップを含んでいる請求項２記載の方法。
【請求項９】
さらに、ＣＴＥの傾斜分布され一体化された複合物を熱間等静圧圧縮（ＨＩＰ）するステップを含んでいる請求項８記載の方法。
【請求項１０】
金属付着ステップはさらに、レーザを使用するニアネットシェイプ製造、レーザ焼結、溶射成形または熱溶射成形のセットから金属付着プロセスを選択するステップを含んでいる請求項２記載の方法。
【請求項１１】
セラミックマトリックス複合室と、
チタニウムインジェクタと、
前記複合室と、傾斜分布熱膨張係数（ＣＴＥ）を有するインジェクタとを接合する一体化された複合インターフェースを具備し、前記インターフェースは、
インターフェースの形成のための金属付着処理と、
インターフェースの熱間等静圧圧縮と、
複合室とインジェクタへインターフェースを接合するための取付けの機械加工によって形成されるロケットエンジンアセンブリ。
【請求項１２】
金属付着はレーザを使用するニアネットシェイプ製造、レーザ焼結、溶射成形または熱溶射成形のセットから選択される請求項１１記載のロケットエンジンアセンブリ。
【請求項１３】
金属付着プロセスは、チタニウムの第１の層、合金42の第２の層、コバールの第３の層を有する複合インターフェースを提供する請求項１１記載のロケットエンジン。
【請求項１４】
金属付着プロセスは、
合金42層とコバール層との間に介在する７５％の合金42と２５％のコバールのインターフェース層と、５０％の合金42と５０％のコバールの第２の転移層と、７５％のコバールと２５％の合金42の第３の転移層に対する材料の供給を含んでいる請求項１１記載のロケットエンジン。
【図１】
【図２】
【図３Ａ】
【図３Ｂ】
【図３Ｃ】
【図３Ｄ】
【図３Ｅ】
【図３Ｆ】
【図３Ｇ】
【図３Ｈ】
【図３Ｉ】
【図４Ａ】
【図４Ｂ】
【図４Ｃ】
【図４Ｄ】
【図４Ｅ】
【図５】
【図５Ｄ】
【図６Ａ】
【図６Ｂ】
【図７Ａ】
【図７Ｂ】
【図７Ｃ】
【図８Ａ】
【図８Ｂ】
【図８Ｃ】
【図８Ｄ】
【図９Ａ】
【図９Ｂ】
【図９Ｃ】
【図９Ｄ】
【図１０Ａ】
【図１０Ｂ】
【図１０Ｃ】
【図１０Ｄ】
【図１１】
【図１２】
【図２】
【図３Ａ】
【図３Ｂ】
【図３Ｃ】
【図３Ｄ】
【図３Ｅ】
【図３Ｆ】
【図３Ｇ】
【図３Ｈ】
【図３Ｉ】
【図４Ａ】
【図４Ｂ】
【図４Ｃ】
【図４Ｄ】
【図４Ｅ】
【図５】
【図５Ｄ】
【図６Ａ】
【図６Ｂ】
【図７Ａ】
【図７Ｂ】
【図７Ｃ】
【図８Ａ】
【図８Ｂ】
【図８Ｃ】
【図８Ｄ】
【図９Ａ】
【図９Ｂ】
【図９Ｃ】
【図９Ｄ】
【図１０Ａ】
【図１０Ｂ】
【図１０Ｃ】
【図１０Ｄ】
【図１１】
【図１２】
【公開番号】特開２００９−２９９１８５（Ｐ２００９−２９９１８５Ａ）
【公開日】平成２１年１２月２４日（２００９．１２．２４）
【国際特許分類】
【外国語出願】
【出願番号】特願２００９−１０９５５３（Ｐ２００９−１０９５５３）
【出願日】平成２１年４月２８日（２００９．４．２８）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２１年１２月２４日（２００９．１２．２４）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００９−１０９５５３（Ｐ２００９−１０９５５３）
【出願日】平成２１年４月２８日（２００９．４．２８）
【出願人】（５００５２０７４３）ザ・ボーイング・カンパニー (773)
【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ
【Ｆターム（参考）】
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