JPH05288001A - 冷却孔付セラミックスガスタービン静翼及びその製造方法 - Google Patents
冷却孔付セラミックスガスタービン静翼及びその製造方法Info
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- JPH05288001A JPH05288001A JP4083857A JP8385792A JPH05288001A JP H05288001 A JPH05288001 A JP H05288001A JP 4083857 A JP4083857 A JP 4083857A JP 8385792 A JP8385792 A JP 8385792A JP H05288001 A JPH05288001 A JP H05288001A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 大型で複雑な形状を有する冷却孔付セラミッ
クスガスタービン静翼において、冷却孔の精度を向上す
る。 【構成】 冷却孔付セラミックスガスタービン静翼の輪
郭度が翼長の１．０％以下であり、冷却孔の真円度が
０．３mm. 以下であり、冷却孔の真直度が翼長の１％以
下である冷却孔付セラミックスガスタービン静翼。別個
に成形したシュラウド部成形体と翼部成形体とを等方圧
加圧成形で接合した後に仮焼し、次いでこの仮焼体の所
定位置に超音波加工を施すことにより冷却孔を形成した
後に焼成する。
クスガスタービン静翼において、冷却孔の精度を向上す
る。 【構成】 冷却孔付セラミックスガスタービン静翼の輪
郭度が翼長の１．０％以下であり、冷却孔の真円度が
０．３mm. 以下であり、冷却孔の真直度が翼長の１％以
下である冷却孔付セラミックスガスタービン静翼。別個
に成形したシュラウド部成形体と翼部成形体とを等方圧
加圧成形で接合した後に仮焼し、次いでこの仮焼体の所
定位置に超音波加工を施すことにより冷却孔を形成した
後に焼成する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、冷却孔付セラミックス
ガスタービン静翼及びその製造方法に関する。本冷却孔
付セラミックスガスタービン静翼は、例えば発電用ガス
タービン静翼に好適に使用することができる。
ガスタービン静翼及びその製造方法に関する。本冷却孔
付セラミックスガスタービン静翼は、例えば発電用ガス
タービン静翼に好適に使用することができる。
【０００２】
【従来の技術】近年、発電用ガスタービンの開発が、省
エネルギー・低公害・多種燃料化を目的に活発に行われ
ている。特に高効率の、つまり省エネルギーとなる、ガ
スタービン開発に向けての研究は盛んであり、熱機関効
率を向上させるために、タービン入口ガス温度（ＴＩ
Ｔ）を如何に上昇させるかが焦点となっている。なお、
耐熱性合金を用いた金属ガスタービンでのタービン入口
ガス温度は最高で１３５０℃まで高温化されている。
エネルギー・低公害・多種燃料化を目的に活発に行われ
ている。特に高効率の、つまり省エネルギーとなる、ガ
スタービン開発に向けての研究は盛んであり、熱機関効
率を向上させるために、タービン入口ガス温度（ＴＩ
Ｔ）を如何に上昇させるかが焦点となっている。なお、
耐熱性合金を用いた金属ガスタービンでのタービン入口
ガス温度は最高で１３５０℃まで高温化されている。
【０００３】そこで、耐熱性合金より耐熱性に優れるセ
ラミックスをガスタービン翼等の部品に用いることによ
り、タービンガス入口ガス温度を更に高温化する試みが
されており、既にセラミックスを用いたガスタービンで
ＴＩＴが耐熱性合金性のものと遜色ないものも開発され
ている。このような経緯により、現在のセラミックスガ
スタービンの開発目標はＴＩＴが１５００℃級のものに
移行している。
ラミックスをガスタービン翼等の部品に用いることによ
り、タービンガス入口ガス温度を更に高温化する試みが
されており、既にセラミックスを用いたガスタービンで
ＴＩＴが耐熱性合金性のものと遜色ないものも開発され
ている。このような経緯により、現在のセラミックスガ
スタービンの開発目標はＴＩＴが１５００℃級のものに
移行している。
【０００４】ところが、セラミックス部材をＴＩＴが１
５００℃を越えるようなガスタービン静翼として使用す
る場合、局所的には１６００℃を越える領域も存在しか
ねない。このような環境では、耐熱性セラミックスとい
えども機械強度が低下するし、またエロージョン（侵
食）あるいはコロージョン（腐食）の影響も潜在的にあ
り、信頼性の低下、寿命の短命化等の問題が生じてく
る。
５００℃を越えるようなガスタービン静翼として使用す
る場合、局所的には１６００℃を越える領域も存在しか
ねない。このような環境では、耐熱性セラミックスとい
えども機械強度が低下するし、またエロージョン（侵
食）あるいはコロージョン（腐食）の影響も潜在的にあ
り、信頼性の低下、寿命の短命化等の問題が生じてく
る。
【０００５】そこで、セラミックス部材の耐熱性を向上
させるために、セラミックス部材の内部の所定位置に冷
却媒体を流通させるための細孔を備えた冷却孔付セラミ
ックス部材を本発明者らは開発した（特願平３−８７５
８１号）。この冷却孔付セラミックス部材の表面は冷媒
により冷却されるため、ＴＩＴを１５００℃以上にして
も、セラミックスガスタービン静翼の表面はより低温、
例えば約１１００℃前後に保たれるので、高温下での信
頼性・機械強度の低下等の問題は生じない。また、ガス
タービンの熱効率にも殆ど悪影響を与えない。
させるために、セラミックス部材の内部の所定位置に冷
却媒体を流通させるための細孔を備えた冷却孔付セラミ
ックス部材を本発明者らは開発した（特願平３−８７５
８１号）。この冷却孔付セラミックス部材の表面は冷媒
により冷却されるため、ＴＩＴを１５００℃以上にして
も、セラミックスガスタービン静翼の表面はより低温、
例えば約１１００℃前後に保たれるので、高温下での信
頼性・機械強度の低下等の問題は生じない。また、ガス
タービンの熱効率にも殆ど悪影響を与えない。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】ところが、このような
冷却孔をセラミックス部材に形成するには従来公知の製
造方法では難点がある。即ち、従来法で孔を形成するに
は、射出成形時にピアノ線等を射出成形用金型内に設置
する方法、或いは焼結後の研削加工もしくは超音波加工
が挙げられる。
冷却孔をセラミックス部材に形成するには従来公知の製
造方法では難点がある。即ち、従来法で孔を形成するに
は、射出成形時にピアノ線等を射出成形用金型内に設置
する方法、或いは焼結後の研削加工もしくは超音波加工
が挙げられる。
【０００７】例えば、射出成形の場合、射出成形圧が高
いことによるピアノ線の切断、金型構造に起因する孔の
位置等の制約、また、特に孔径が小さな場合、離型時に
細孔部が上手く離型出来ない可能性等の問題がある。
いことによるピアノ線の切断、金型構造に起因する孔の
位置等の制約、また、特に孔径が小さな場合、離型時に
細孔部が上手く離型出来ない可能性等の問題がある。
【０００８】同様に、焼結後の研削加工、超音波加工で
は直線孔しか作製することができず、その上深さに制限
がある。また孔部の面取り加工も出来ない。特に直径
０．５mm程度の細孔を得ようとすると、加工時間は膨大
になり、量産性に乏しい。
は直線孔しか作製することができず、その上深さに制限
がある。また孔部の面取り加工も出来ない。特に直径
０．５mm程度の細孔を得ようとすると、加工時間は膨大
になり、量産性に乏しい。
【０００９】もう一方で、セラミックスをガスタービン
静翼部品に応用するにあたり、ガスタービン静翼特有の
問題が在る。ガスタービン静翼は大型であり複雑な形状
を呈するが、従来のセラミックス部品製造方法では成形
型の形状、成形性、焼結性、加工性等のため、部品形
状、寸法には大きな制約があった。例えば大型なガスタ
ービン静翼では、射出成形・プレス成形等何れの成形方
法であっても、成形体が大型化するにつれ成形工程が困
難となる。特に現在の射出成形方法では、成形体、サイ
ズが大きくなると成形体の密度が均一にならず焼結後大
きな変形が発生し、緻密な形状精度の成形体、部品形成
が不可能である。
静翼部品に応用するにあたり、ガスタービン静翼特有の
問題が在る。ガスタービン静翼は大型であり複雑な形状
を呈するが、従来のセラミックス部品製造方法では成形
型の形状、成形性、焼結性、加工性等のため、部品形
状、寸法には大きな制約があった。例えば大型なガスタ
ービン静翼では、射出成形・プレス成形等何れの成形方
法であっても、成形体が大型化するにつれ成形工程が困
難となる。特に現在の射出成形方法では、成形体、サイ
ズが大きくなると成形体の密度が均一にならず焼結後大
きな変形が発生し、緻密な形状精度の成形体、部品形成
が不可能である。
【００１０】更に複雑な形状としては、内側シュラウド
部と外側シュラウド部とに挟まれた複数の翼が直線状
に、或いは円弧状に並んだ形状のガスタービンが挙げら
れる。このように、アンダーカットが生じる複雑な形状
のガスタービン静翼では成形が大問題となる。即ち、こ
のようなアンダーカットが生じる様な形状では通常の金
型での製作が不可能なのは明らかである。
部と外側シュラウド部とに挟まれた複数の翼が直線状
に、或いは円弧状に並んだ形状のガスタービンが挙げら
れる。このように、アンダーカットが生じる複雑な形状
のガスタービン静翼では成形が大問題となる。即ち、こ
のようなアンダーカットが生じる様な形状では通常の金
型での製作が不可能なのは明らかである。
【００１１】従って、本発明は、セラミックス大型部品
であるが故、寸法、構造等に大きな制約が従来あった大
型で複雑な形状を有する冷却孔付セラミックスガスター
ビン静翼で従来より精度が向上したもの、及びその製造
方法を提供することを目的とする。同時に、本発明は、
従来は困難であった細孔の加工がされた、冷却孔付セラ
ミックスガスタービン静翼の製造方法を提供することを
目的とするものである。
であるが故、寸法、構造等に大きな制約が従来あった大
型で複雑な形状を有する冷却孔付セラミックスガスター
ビン静翼で従来より精度が向上したもの、及びその製造
方法を提供することを目的とする。同時に、本発明は、
従来は困難であった細孔の加工がされた、冷却孔付セラ
ミックスガスタービン静翼の製造方法を提供することを
目的とするものである。
【００１２】
【課題を解決するための手段】即ち、本発明によれば、
内部に中空部のある翼部と、翼部に一体化して接合して
いるシュラウド部からなり、翼部とシュラウド部とに冷
却孔が供されている冷却孔付セラミックスガスタービン
静翼において、冷却孔付セラミックスガスタービン静翼
の輪郭度が翼長の１．０％以下であり、冷却孔の真円度
が０．３mm. 以下であり、冷却孔の真直度が翼長の１％
以下であることを特徴とする冷却孔付セラミックスガス
タービン静翼が提供される。また、本発明において、初
期ＪＩＳ４点曲げ強度が６００MPa 以上であり、１４０
０℃における疲労パラメーターのＮが５０以上であり、
並びに、１４００℃で１００００時間保持した後におい
て、ＪＩＳ４点曲げ強度が初期ＪＩＳ４点曲げ強度の５
０％以上、耐熱衝撃強度が初期耐熱衝撃強度の７０％以
上であるセラミックスで該翼部及び該シュラウド部が作
製されていることが好ましい。更に本発明によれば、別
個に成形したシュラウド部成形体と翼部成形体とを等方
圧加圧成形で接合した後に仮焼し、次いでこの仮焼体の
所定位置に超音波加工を施すことにより冷却孔を形成し
た後に焼成することを特徴とする冷却孔付セラミックス
ガスタービン静翼の製造方法、が提供される。
内部に中空部のある翼部と、翼部に一体化して接合して
いるシュラウド部からなり、翼部とシュラウド部とに冷
却孔が供されている冷却孔付セラミックスガスタービン
静翼において、冷却孔付セラミックスガスタービン静翼
の輪郭度が翼長の１．０％以下であり、冷却孔の真円度
が０．３mm. 以下であり、冷却孔の真直度が翼長の１％
以下であることを特徴とする冷却孔付セラミックスガス
タービン静翼が提供される。また、本発明において、初
期ＪＩＳ４点曲げ強度が６００MPa 以上であり、１４０
０℃における疲労パラメーターのＮが５０以上であり、
並びに、１４００℃で１００００時間保持した後におい
て、ＪＩＳ４点曲げ強度が初期ＪＩＳ４点曲げ強度の５
０％以上、耐熱衝撃強度が初期耐熱衝撃強度の７０％以
上であるセラミックスで該翼部及び該シュラウド部が作
製されていることが好ましい。更に本発明によれば、別
個に成形したシュラウド部成形体と翼部成形体とを等方
圧加圧成形で接合した後に仮焼し、次いでこの仮焼体の
所定位置に超音波加工を施すことにより冷却孔を形成し
た後に焼成することを特徴とする冷却孔付セラミックス
ガスタービン静翼の製造方法、が提供される。
【００１３】
【実施例】以下、本発明を図示の実施例に基づき詳しく
説明するが、本発明はこれらの実施例に限られるもので
はない。本発明方法で製造するセラミックスガスタービ
ン静翼は内側シュラウド部と外側シュラウド部との間に
一つ以上の翼部が挟まれている。図１、２に示すよう
に、各々の翼部１の内部には両側にある両シュラウド部
２に抜ける中空部３がある。この中空部３は、翼部１の
内部でシュラウド部２とほぼ平行に形成された冷却孔４
及び冷却孔５に連通している。ここで、冷却孔４は、翼
部１の滑らかに形成されている端部に抜けていき、冷却
孔５は、中空部を介して冷却孔４と逆の方向となる翼部
１の細くなっていく端部に抜けている。なお、冷却孔４
と冷却孔５の両者があることが好ましいが、何れかがあ
るだけでも好ましくセラミックスガスタービン静翼を冷
却することができる。両側或いは片側のシュラウド部２
にはシュラウド貫通孔６があり、このシュラウド貫通孔
６により中空部３とシュラウド部２との外部空間とがつ
ながっている。
説明するが、本発明はこれらの実施例に限られるもので
はない。本発明方法で製造するセラミックスガスタービ
ン静翼は内側シュラウド部と外側シュラウド部との間に
一つ以上の翼部が挟まれている。図１、２に示すよう
に、各々の翼部１の内部には両側にある両シュラウド部
２に抜ける中空部３がある。この中空部３は、翼部１の
内部でシュラウド部２とほぼ平行に形成された冷却孔４
及び冷却孔５に連通している。ここで、冷却孔４は、翼
部１の滑らかに形成されている端部に抜けていき、冷却
孔５は、中空部を介して冷却孔４と逆の方向となる翼部
１の細くなっていく端部に抜けている。なお、冷却孔４
と冷却孔５の両者があることが好ましいが、何れかがあ
るだけでも好ましくセラミックスガスタービン静翼を冷
却することができる。両側或いは片側のシュラウド部２
にはシュラウド貫通孔６があり、このシュラウド貫通孔
６により中空部３とシュラウド部２との外部空間とがつ
ながっている。
【００１４】冷却孔４及び冷却孔５は超音波加工により
形成され、その断面形状は円、スリット等が好ましい
が、特にこれらに限定されない。また孔は直線、曲線の
何れでも良い。孔深さは２０mm.以上７０mm.以下が好ま
しいが、本発明で製造される冷却孔付セラミックスガス
タービン静翼はこれらに限定されるものではない。な
お、本発明で製造されるセラミックスガスタービン静翼
のサイズ、形状精度、特に孔の形状精度に付いては、後
に記載する。
形成され、その断面形状は円、スリット等が好ましい
が、特にこれらに限定されない。また孔は直線、曲線の
何れでも良い。孔深さは２０mm.以上７０mm.以下が好ま
しいが、本発明で製造される冷却孔付セラミックスガス
タービン静翼はこれらに限定されるものではない。な
お、本発明で製造されるセラミックスガスタービン静翼
のサイズ、形状精度、特に孔の形状精度に付いては、後
に記載する。
【００１５】冷媒はシュラウド部貫通孔６より導入さ
れ、中空部３を通り、冷却孔４及び／又は冷却孔５より
排出され、冷却孔付セラミックスガスタービン静翼の外
表面は冷却される。冷媒としては気体、液体の何れでも
よいが、コストの点からは空気、水が好ましい。冷却孔
付セラミックスガスタービン静翼が平均温度１５００℃
の燃焼ガスに晒された際に、例えば冷媒として４００℃
の冷却空気をシュラウド部貫通孔６から導入すると、冷
却孔５の出口ではその冷却空気温度は８００℃〜９００
℃となり、同時にセラミックスガスタービン静翼の表面
温度は１１００℃〜１４００℃となる。このような冷却
条件を金属製ガスタービンの冷却と比較すると、冷媒量
が少量でよいので、冷却によるセラミックスガスタービ
ン静翼の熱効率の低下は少ない。
れ、中空部３を通り、冷却孔４及び／又は冷却孔５より
排出され、冷却孔付セラミックスガスタービン静翼の外
表面は冷却される。冷媒としては気体、液体の何れでも
よいが、コストの点からは空気、水が好ましい。冷却孔
付セラミックスガスタービン静翼が平均温度１５００℃
の燃焼ガスに晒された際に、例えば冷媒として４００℃
の冷却空気をシュラウド部貫通孔６から導入すると、冷
却孔５の出口ではその冷却空気温度は８００℃〜９００
℃となり、同時にセラミックスガスタービン静翼の表面
温度は１１００℃〜１４００℃となる。このような冷却
条件を金属製ガスタービンの冷却と比較すると、冷媒量
が少量でよいので、冷却によるセラミックスガスタービ
ン静翼の熱効率の低下は少ない。
【００１６】本発明に係る冷却孔付セラミックスガスタ
ービン静翼のセラミックスとしては耐熱性が高く、高温
でも機械強度の劣化の少ないものが好ましく、窒化珪
素、炭化珪素、安定化ジルコニア、部分安定化ジルコニ
ア、アルミナ等があげられる。本発明に用いられるセラ
ミックスとして好ましい物性の具体例としては、初期Ｊ
ＩＳ４点曲げ強度が６００MPa 以上であり、又は１４０
０℃における疲労パラメーターのＮが５０以上であり、
並びに、１４００℃で１００００時間保持した後におい
て、ＪＩＳ４点曲げ強度が初期ＪＩＳ４点曲げ強度の５
０％以上、耐熱衝撃強度が初期耐熱衝撃強度の７０％以
上、又はその他の材料物性値がその初期値の８０％以上
である。
ービン静翼のセラミックスとしては耐熱性が高く、高温
でも機械強度の劣化の少ないものが好ましく、窒化珪
素、炭化珪素、安定化ジルコニア、部分安定化ジルコニ
ア、アルミナ等があげられる。本発明に用いられるセラ
ミックスとして好ましい物性の具体例としては、初期Ｊ
ＩＳ４点曲げ強度が６００MPa 以上であり、又は１４０
０℃における疲労パラメーターのＮが５０以上であり、
並びに、１４００℃で１００００時間保持した後におい
て、ＪＩＳ４点曲げ強度が初期ＪＩＳ４点曲げ強度の５
０％以上、耐熱衝撃強度が初期耐熱衝撃強度の７０％以
上、又はその他の材料物性値がその初期値の８０％以上
である。
【００１７】次に、冷却孔付セラミックスガスタービン
静翼の本発明による製造方法を説明する。なお、説明を
簡略にするため、二個のシュラウド部２と一個の翼部１
とが接合されるように説明するが、本発明の製造方法は
このような単純な形状を有する冷却孔付セラミックスガ
スタービン静翼に限定されるものではなく、複数の翼部
１からなる複雑な形状を有する冷却孔付セラミックスガ
スタービン静翼も同様に本発明の製造方法で製造され
る。
静翼の本発明による製造方法を説明する。なお、説明を
簡略にするため、二個のシュラウド部２と一個の翼部１
とが接合されるように説明するが、本発明の製造方法は
このような単純な形状を有する冷却孔付セラミックスガ
スタービン静翼に限定されるものではなく、複数の翼部
１からなる複雑な形状を有する冷却孔付セラミックスガ
スタービン静翼も同様に本発明の製造方法で製造され
る。
【００１８】本発明方法では、二個のシュラウド部２と
翼部１とを各々別個に成形を行い、等方圧加圧成形で三
成形体を接合して一体化し、この接合体を仮焼し、この
仮焼体に超音波加工を施して冷却孔を形成した後に、焼
成し、機械加工をすることにより、冷却孔付セラミック
スガスタービン静翼が製造される。
翼部１とを各々別個に成形を行い、等方圧加圧成形で三
成形体を接合して一体化し、この接合体を仮焼し、この
仮焼体に超音波加工を施して冷却孔を形成した後に、焼
成し、機械加工をすることにより、冷却孔付セラミック
スガスタービン静翼が製造される。
【００１９】まず、目的とするセラミックスに適切なセ
ラミックス原料に、焼結助剤を添加混合後、バインダー
等を添加し混練して成形原料を得る。次にこの成形原料
を射出成形、プレス成形、鋳込み成形等より好ましい成
形方法で図１に示すような形状の、二個のシュラウド部
成形体と翼部成形体とを成形する。この成形時に中空部
３とシュラウド貫通孔６とを形成する。ここで何れの成
形体も同一の成形方法で成形される必然性はなく、任意
の成形方法の組合わせでも可能である。ただし、次の工
程での等方圧加圧成形での接合の際の収縮率を適合する
必要がある。この工程で焼結後の変形が最小になるよう
な部品形状、サイズを選定することができる。次に、こ
れらの成形体を脱脂、或いはバインダー仮焼等を適宜成
形方法に応じて行い、有機物を除去する。
ラミックス原料に、焼結助剤を添加混合後、バインダー
等を添加し混練して成形原料を得る。次にこの成形原料
を射出成形、プレス成形、鋳込み成形等より好ましい成
形方法で図１に示すような形状の、二個のシュラウド部
成形体と翼部成形体とを成形する。この成形時に中空部
３とシュラウド貫通孔６とを形成する。ここで何れの成
形体も同一の成形方法で成形される必然性はなく、任意
の成形方法の組合わせでも可能である。ただし、次の工
程での等方圧加圧成形での接合の際の収縮率を適合する
必要がある。この工程で焼結後の変形が最小になるよう
な部品形状、サイズを選定することができる。次に、こ
れらの成形体を脱脂、或いはバインダー仮焼等を適宜成
形方法に応じて行い、有機物を除去する。
【００２０】このようにして得た成形体の接合面を加工
処理した後、等方圧加圧成形で両成形体を接合して一体
化する。このように本発明の製造方法では別個のシュラ
ウド部成形体と翼部成形体とを接合一体化するので、ア
ンダーカットが生じる様な複雑な形状を有するセラミッ
クスガスタービン静翼も容易に製造することが可能であ
る。更に、ガスタービン静翼全体を成形するより、シュ
ラウド部２、翼部１と各部分に分割して成形する方が各
々の成形体のサイズは当然小さくなるので、成形が容易
になり、同時により緻密な形状精度の成形体が得られ
る。このようにして一体化した成形体をセラミックスの
種類に応じた温度、雰囲気下で仮焼し、仮焼体を得る。
処理した後、等方圧加圧成形で両成形体を接合して一体
化する。このように本発明の製造方法では別個のシュラ
ウド部成形体と翼部成形体とを接合一体化するので、ア
ンダーカットが生じる様な複雑な形状を有するセラミッ
クスガスタービン静翼も容易に製造することが可能であ
る。更に、ガスタービン静翼全体を成形するより、シュ
ラウド部２、翼部１と各部分に分割して成形する方が各
々の成形体のサイズは当然小さくなるので、成形が容易
になり、同時により緻密な形状精度の成形体が得られ
る。このようにして一体化した成形体をセラミックスの
種類に応じた温度、雰囲気下で仮焼し、仮焼体を得る。
【００２１】次に、この仮焼体の所定位置に超音波加工
を施して、冷却孔４及び／又は冷却孔５を形成する。焼
結体にではなく仮焼体に超音波加工を施すことにより、
加工時間を大幅に短縮できるだけでなく、加工抵抗が低
減されるので、開けられた孔の真円度、真直度等の形状
精度も向上する（表１）。特に孔経１mm. 以下の細孔を
得る場合に仮焼体の超音波加工は有益である。
を施して、冷却孔４及び／又は冷却孔５を形成する。焼
結体にではなく仮焼体に超音波加工を施すことにより、
加工時間を大幅に短縮できるだけでなく、加工抵抗が低
減されるので、開けられた孔の真円度、真直度等の形状
精度も向上する（表１）。特に孔経１mm. 以下の細孔を
得る場合に仮焼体の超音波加工は有益である。
【００２２】
【表１】
【００２３】超音波加工をするには、まず得たい形状に
則した工具を製作し、それをホーン先端に装着する。次
いで、研削砥粒を加工対象物に塗布してからホーンを上
下に振動させ、工具と加工対象物との間の砥粒により研
削が行われる。
則した工具を製作し、それをホーン先端に装着する。次
いで、研削砥粒を加工対象物に塗布してからホーンを上
下に振動させ、工具と加工対象物との間の砥粒により研
削が行われる。
【００２４】次いで、セラミックスの種類に応じた焼成
温度、焼成雰囲気下で焼成し、焼結体を得る。シュラウ
ド部２の焼結体において、金属部品との嵌合部を所定の
ダイアモンド砥石を用いた平面及び円筒研削を実施する
のが好ましい。このような特に高精度が必要な他の部品
との嵌合部に研削加工を施すことが好ましい。その他の
部位は、必ずしも焼結後の研削加工は必要でない。そし
て、本発明に係る冷却孔付セラミックスガスタービン静
翼を得る。以下、本発明の更に具体的な実施例を詳しく
説明する。
温度、焼成雰囲気下で焼成し、焼結体を得る。シュラウ
ド部２の焼結体において、金属部品との嵌合部を所定の
ダイアモンド砥石を用いた平面及び円筒研削を実施する
のが好ましい。このような特に高精度が必要な他の部品
との嵌合部に研削加工を施すことが好ましい。その他の
部位は、必ずしも焼結後の研削加工は必要でない。そし
て、本発明に係る冷却孔付セラミックスガスタービン静
翼を得る。以下、本発明の更に具体的な実施例を詳しく
説明する。
【００２５】（実施例１）窒化珪素粉末１００重量部に
対して、焼結助剤として酸化ストロンチウム２重量部、
酸化マグネシウム３重量部、及び酸化セリウム３重量部
を添加した後、混合粉砕して平均粒径０．５μｍとし
た。次いで、このようにして得られた混合物をスプレー
ドライによって、平均粒径３０μｍの顆粒を得た。プレ
ス成形に用いる原料としては、スプレードライで得られ
た顆粒をそのまま用いて、図１に示す形状の２個のシュ
ラウド部成形体を１次成形圧０．５トン／cm2で成形し
た。次いで、このシュラウド部成形体の接合界面を機械
加工することにより、表面を仕上げた。一方、射出成形
に用いる原料調整として、まず、このようにしてスプレ
ードライで得られた顆粒１００重量部に、有機バインダ
ーとして結合剤であるエチレン酢酸ビニル共重合体３重
量部、可塑剤であるパラフィンワックス１５重量部、可
塑剤であるステアリン酸２重量部を添加して混練した。
次いで、押出機により押出してペレットにして、このペ
レットを用いて射出成形を行い、図１に示す形状の翼部
成形体を成形した。次いで、この翼部成形体を３００〜
５００℃で脱脂後、プレス成形で得られたシュラウド部
成形体と同様に、シュラウド部成形体との接合界面を機
械加工し、表面を仕上げた。上記翼部成形体と２個の上
記シュラウド部成形体とを接合面で組合わせ、３〜５ト
ン／cm2の圧力で冷間等方圧加圧成形により接合一体化
し、図１に示すような接合体を得た。この接合体を１０
００℃で３０分、仮焼を行い、このようにして得られた
仮焼体に超音波加工を施して、冷却孔を作製した。この
冷却孔付きの仮焼体を窒素雰囲気下１７００℃で焼成
し、焼結体を得た。最後にこの焼結体の両シュラウド部
２の他部品との嵌合部をダイヤモンド砥石で研削し、本
発明に係る冷却孔付セラミックスガスタービン静翼を製
造した。
対して、焼結助剤として酸化ストロンチウム２重量部、
酸化マグネシウム３重量部、及び酸化セリウム３重量部
を添加した後、混合粉砕して平均粒径０．５μｍとし
た。次いで、このようにして得られた混合物をスプレー
ドライによって、平均粒径３０μｍの顆粒を得た。プレ
ス成形に用いる原料としては、スプレードライで得られ
た顆粒をそのまま用いて、図１に示す形状の２個のシュ
ラウド部成形体を１次成形圧０．５トン／cm2で成形し
た。次いで、このシュラウド部成形体の接合界面を機械
加工することにより、表面を仕上げた。一方、射出成形
に用いる原料調整として、まず、このようにしてスプレ
ードライで得られた顆粒１００重量部に、有機バインダ
ーとして結合剤であるエチレン酢酸ビニル共重合体３重
量部、可塑剤であるパラフィンワックス１５重量部、可
塑剤であるステアリン酸２重量部を添加して混練した。
次いで、押出機により押出してペレットにして、このペ
レットを用いて射出成形を行い、図１に示す形状の翼部
成形体を成形した。次いで、この翼部成形体を３００〜
５００℃で脱脂後、プレス成形で得られたシュラウド部
成形体と同様に、シュラウド部成形体との接合界面を機
械加工し、表面を仕上げた。上記翼部成形体と２個の上
記シュラウド部成形体とを接合面で組合わせ、３〜５ト
ン／cm2の圧力で冷間等方圧加圧成形により接合一体化
し、図１に示すような接合体を得た。この接合体を１０
００℃で３０分、仮焼を行い、このようにして得られた
仮焼体に超音波加工を施して、冷却孔を作製した。この
冷却孔付きの仮焼体を窒素雰囲気下１７００℃で焼成
し、焼結体を得た。最後にこの焼結体の両シュラウド部
２の他部品との嵌合部をダイヤモンド砥石で研削し、本
発明に係る冷却孔付セラミックスガスタービン静翼を製
造した。
【００２６】（実施例２）二個のシュラウド部成形体が
２段階のプレス成形ではなく、射出成形で成形した以外
は実施例１と同様に冷却孔付セラミックスガスタービン
静翼を製造した。
２段階のプレス成形ではなく、射出成形で成形した以外
は実施例１と同様に冷却孔付セラミックスガスタービン
静翼を製造した。
【００２７】（評価）上記の実施例１で得られた冷却孔
付セラミックスガスタービン静翼を用い、下記のように
して評価試験を行った。実施例１又は２で得られた図１
に示す冷却孔付セラミックスガスタービン静翼を、全圧
縮空気量の１〜５％である流量の３００〜４００℃の冷
却空気を冷却孔に流しながら、１５００℃の燃焼ガス流
中に１００時間保持した。その結果、何れの冷却孔付セ
ラミックスガスタービン静翼でも表面平均温度は１２０
０℃だった。また、燃焼ガスを止め、試験後の冷却孔付
セラミックスガスタービン静翼を目視したところ、何れ
の場合でも何等変化は見られなかった。また、試験後の
静翼から試験片を切出し、４点曲げ等の強度試験を行っ
たところ、初期強度値とほぼ同等の値を示し、強度変化
が見られなかった。
付セラミックスガスタービン静翼を用い、下記のように
して評価試験を行った。実施例１又は２で得られた図１
に示す冷却孔付セラミックスガスタービン静翼を、全圧
縮空気量の１〜５％である流量の３００〜４００℃の冷
却空気を冷却孔に流しながら、１５００℃の燃焼ガス流
中に１００時間保持した。その結果、何れの冷却孔付セ
ラミックスガスタービン静翼でも表面平均温度は１２０
０℃だった。また、燃焼ガスを止め、試験後の冷却孔付
セラミックスガスタービン静翼を目視したところ、何れ
の場合でも何等変化は見られなかった。また、試験後の
静翼から試験片を切出し、４点曲げ等の強度試験を行っ
たところ、初期強度値とほぼ同等の値を示し、強度変化
が見られなかった。
【００２８】
【発明の効果】本発明によれば、セラミックス大型部品
であるが故、寸法、構造等に従来大きな制約があった大
型で複雑な形状を有する冷却孔付セラミックスガスター
ビン静翼で従来より精度が向上したものが得られ、また
製造することができる。
であるが故、寸法、構造等に従来大きな制約があった大
型で複雑な形状を有する冷却孔付セラミックスガスター
ビン静翼で従来より精度が向上したものが得られ、また
製造することができる。
【図１】本発明における冷却孔付セラミックスガスター
ビン静翼の一例を示す斜視図である。
ビン静翼の一例を示す斜視図である。
【図２】本発明における冷却孔付セラミックスガスター
ビン静翼の翼部の一例を示す概略断面図である。
ビン静翼の翼部の一例を示す概略断面図である。
１ 翼部 ２ シュラウド部 ３ 中空部 ４ 冷却孔 ５ 冷却孔 ６ シュラウド貫通孔
Claims (3)
- 【請求項１】 内部に中空部のある翼部と、該翼部に一
体化して接合しているシュラウド部からなり、該翼部と
該シュラウド部とに冷却孔が供されている冷却孔付セラ
ミックスガスタービン静翼において、 該冷却孔付セラミックスガスタービン静翼の輪郭度が翼
長の１．０％以下であり、該冷却孔の真円度が０．３m
m. 以下であり、該冷却孔の真直度が翼長の１％以下で
あることを特徴とする冷却孔付セラミックスガスタービ
ン静翼。 - 【請求項２】 初期ＪＩＳ４点曲げ強度が６００MPa 以
上であり、１４００℃における疲労パラメーターのＮが
５０以上であり、並びに、１４００℃で１００００時間
保持した後において、ＪＩＳ４点曲げ強度が初期ＪＩＳ
４点曲げ強度の５０％以上、耐熱衝撃強度が初期耐熱衝
撃強度の７０％以上であるセラミックスで該翼部及び該
シュラウド部が作製されていることを特徴とする請求項
１記載の冷却孔付セラミックスガスタービン静翼。 - 【請求項３】 別個に成形したシュラウド部成形体と翼
部成形体とを等方圧加圧成形で接合した後に仮焼し、次
いでこの仮焼体の所定位置に超音波加工を施すことによ
り冷却孔を形成した後に焼成することを特徴とする冷却
孔付セラミックスガスタービン静翼の製造方法。
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4083857A JPH05288001A (ja) | 1992-04-06 | 1992-04-06 | 冷却孔付セラミックスガスタービン静翼及びその製造方法 |
| US08/038,808 US5342166A (en) | 1992-04-06 | 1993-03-29 | Ceramic gas-turbine nozzle with cooling fine holes and method for preparing the same |
| US08/253,124 US5425174A (en) | 1992-04-06 | 1994-06-02 | Method for preparing a ceramic gas-turbine nozzle with cooling fine holes |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4083857A JPH05288001A (ja) | 1992-04-06 | 1992-04-06 | 冷却孔付セラミックスガスタービン静翼及びその製造方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05288001A true JPH05288001A (ja) | 1993-11-02 |
Family
ID=13814360
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4083857A Pending JPH05288001A (ja) | 1992-04-06 | 1992-04-06 | 冷却孔付セラミックスガスタービン静翼及びその製造方法 |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US5342166A (ja) |
| JP (1) | JPH05288001A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH11315304A (ja) * | 1998-05-07 | 1999-11-16 | Injex:Kk | 焼結体の製造方法 |
| JP2014529708A (ja) * | 2011-09-07 | 2014-11-13 | スネクマ | タービンエンジン用の、複合材料で作られたタービンノズルまたは圧縮機静翼のセクタの製造方法、および前記セクタからなるノズルまたは静翼を含むタービンまたは圧縮機 |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5476623A (en) * | 1992-03-25 | 1995-12-19 | Ngk Insulators, Ltd. | Method of manufacturing hollow ceramic part with hole therein |
| EP2946078B1 (en) * | 2013-03-03 | 2019-02-20 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine component having foam core and composite skin with cooling slot |
| US9687953B2 (en) * | 2014-06-27 | 2017-06-27 | Applied Materials, Inc. | Chamber components with polished internal apertures |
| CN109382633B (zh) * | 2018-11-09 | 2019-12-03 | 湖北三江航天江北机械工程有限公司 | 固体火箭发动机燃烧室壳体的形状精度控制方法 |
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