JPH0647569A - 中空物品を製造する方法 - Google Patents

中空物品を製造する方法

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JPH0647569A
JPH0647569A JP3177767A JP17776791A JPH0647569A JP H0647569 A JPH0647569 A JP H0647569A JP 3177767 A JP3177767 A JP 3177767A JP 17776791 A JP17776791 A JP 17776791A JP H0647569 A JPH0647569 A JP H0647569A
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JP
Japan
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piece
intermediate wall
external pressure
pressure
cavity
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JP3177767A
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English (en)
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Donald J Moracz
ドナルド・ジェイ・モラチ
Roch J Shipley
ロク・ジェイ・シプリー
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Original Assignee
Compressor Components Textron Inc
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K20/00—Non-electric welding by applying impact or other pressure, with or without the application of heat, e.g. cladding or plating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B21—MECHANICAL METAL-WORKING WITHOUT ESSENTIALLY REMOVING MATERIAL; PUNCHING METAL
    • B21K—MAKING FORGED OR PRESSED METAL PRODUCTS, e.g. HORSE-SHOES, RIVETS, BOLTS OR WHEELS
    • B21K3/00—Making engine or like machine parts not covered by sub-groups of B21K1/00; Making propellers or the like
    • B21K3/04—Making engine or like machine parts not covered by sub-groups of B21K1/00; Making propellers or the like blades, e.g. for turbines; Upsetting of blade roots
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49339—Hollow blade

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Pressure Welding/Diffusion-Bonding (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【目的】２つの別個の予備成形された部片を拡散接合し
て中空エアフォイルを製造する方法を改良する。 【構成】両部片１０，１２の接合表面を対向して組合わ
せ、両中間壁１７，１９の間にキャビティ１０ｆ，１２
ｆ，１５を画定する工程と、第１の加工条件（圧力−時
間−温度）で、キャビティを拔気した状態で第１部片に
第１の外部圧力を及ぼし両接合表面間の間隙を減少さ
せ、次いで第１部片に第１の外部圧力より小さい第２の
外部圧力を及ぼして、接合表面の間に気密性の先駆拡散
接合部を形成する工程と、第２の加工条件で、第１部片
に第２の外部圧力より大きい第３の外部圧力を及ぼし、
キャビティに第３の外部圧力と同等の内部圧力を及ぼし
て接合表面を拡散接合する工程と、第３の加工条件で、
中間壁を剛性のダイ１３に対し位置づけした状態でキャ
ビティに内部圧力を及ぼし、各工程の結果生じた第１部
片の中間壁の内側壁への歪みを除去整形する工程とから
成る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、中空物品を製造する方
法に関し、特に、エアフォイル（翼）のブレード（翼）
半分体のような２つの別個の予備成形された部片を拡散
接合することによって中空エアフォイルを製造する方法
に関する。
【０００２】
【従来の技術】１９９０年６月２７日に出願された本出
願人の米国特許願第５４４，４１５号には、予備成形さ
れた第１部片と第２部片（例えば、）エアフォイル半分
体を拡散接合することによって中空物品例えば中空エア
フォイル（翼）を製造する方法が開示されている。その
方法は、最初に、第１部片と第２部片のうちの一方の部
片に僅かな歪みを生じさせるが、他方の部片には歪みを
生じさせないような態様で、第１部片と第２部片の対向
した接合表面の間に実質的に流体不透過性の先駆拡散接
合部（即ち、気体密接合部）を形成する工程を含む。こ
こで、「先駆拡散接合部」とは、最終的な拡散接合に先
駆けて形成される予備拡散接合部のことをいう。詳述す
れば、この先駆拡散接合（以下、単に「先駆接合」とも
称する）工程においては、組合せた第１部片と第２部片
を第１の調整された圧力−温度−時間条件にかける。こ
の第１の圧力−温度−時間条件において、第１部片と第
２部片の対向した接合表面の間に流体不透過性の先駆拡
散接合部（以下、単に「先駆接合部」とも称する）即ち
気体密接合部を形成するように第１部片と第２部片の間
のキャビティを拔気した状態で第１部片に比較的低い第
１の外部圧力（例えば、３．５〜７Ｋｇ／ｃｍ2 ）を及
ぼす。この工程中、第１部片の中間壁（第１部片の互い
に離隔した接合表面と接合表面の間の壁）が、その内外
面間の負の圧力差の結果として内側への若干の歪みを生
じる。そのような内側への歪みは、後に中間壁を膨らま
せることによって除去し得る程度に制御あるいは制限す
ることが好ましい。そして、そのような歪みの制限は、
第１部片に比較的低い第１の外部圧力（例えば、３．５
〜７Ｋｇ／ｃｍ2 ）を及ぼすことによって行うのが好ま
しい。エアフォイルの設計上許されるならば、上記第１
部片の中間壁の内側への歪みは、第１部片と第２部片の
中間壁に剥離剤を塗布する必要性がないように、第１部
片の中間壁が第２部片の中間壁に接触するのを防止する
ように制限する。一方、第２部片の中間壁の歪みは、第
２部片を剛性のダイ即ち整形表面上に支持した状態で前
記キャビティ並びに第２部片の外面に相対的真空を作用
させることによって防止される。
【０００３】先駆接合即ち気体密接合された第１部片と
第２部片は、次いで、第２の調整された圧力−温度−時
間条件にかけられる。この第２の圧力−温度−時間条件
において、前記第２部片に前記先駆拡散接合部を形成す
るのに使用された第１の外部圧力より大きい比較的高い
第２の外部圧力（例えば、２１〜４２Ｋｇ／ｃｍ2 ）を
及ぼし、第１部片の中間壁を前記剛性の整形表面に対し
て位置づけした状態で第２の外部圧力と実質的に同等の
内部圧力（例えば、２１〜４２Ｋｇ／ｃｍ2 ）を前記キ
ャビティに及ぼす。このキャビティ内の内部圧力は、第
１部片の中間壁を整形表面に合致させることにより、先
の先駆拡散接合工程の結果として生じた歪みを除去す
る。一方、第２部片に作用する第２の外部圧力は、第１
部片と第２部片の対向した接合表面の間の拡散接合を完
成するとともに、第２部片の中間壁の歪みを防止する。
【０００４】別法として、上記方法の先駆接合工程と膨
らませ工程とを別々に実施してもよい。例えば、先駆接
合された第１部片と第２部片を第２の調整された圧力−
温度−時間条件にかける工程において、前記第１部片に
前記比較的高い第２の外部圧力を及ぼし、第１部片の中
間壁にそれ以上の内側への歪みを生じさせることなく第
１部片と第２部片の対向した接合表面を拡散接合させる
ように第２の外部圧力と実質的に同等の前記内部圧力を
前記キャビティに及ぼす。この高圧拡散接合工程中、第
２部片の中間壁の歪みは、第２部片を剛性のダイ即ち整
形表面上に支持することによって防止する。この拡散接
合工程の後、第１部片及び第２部片を別途の膨らませ工
程にかけ、その膨らませ工程において、第１部片の中間
壁を別の剛性のダイ即ち整形表面に対して位置づけした
状態で前記キャビティに比較的高い内部圧力（例えば、
２１〜４２Ｋｇ／ｃｍ2 ）を及ぼす。この内部圧力は、
第１部片の中間壁を整形表面に合致させることにより、
歪みを除去する。一方、第２部片の中間壁の歪みは、該
第２部片に、前記キャビティ内に及ぼされる内部圧力と
実質的に同等の外部圧力を及ぼすことによって防止す
る。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、上記
方法に従って、予備成形部片から中空エアフォイルのよ
うな中空物品を製造する方法であって、上記先駆接合工
程中、第１部片と第２部片の前記対向した接合表面の間
の接触を強くするように前記外部圧力を変化させること
を特徴とする方法を提供することである。
【０００６】本発明の他の目的は、上記方法に従って、
予備成形部片から中空エアフォイルのような中空物品を
製造する方法であって、上記先駆接合工程中、第１部片
と第２部片の前記対向した接合表面の間の接触を強くす
るとともにそれらの部片の有害な歪みを防止するように
前記外部圧力を変化させることを特徴とする方法を提供
することである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は、上記目的を達
成するために、各々、互いに離隔した接合表面を有し、
それらの接合表面の間に中間壁を有する予備成形された
金属製の第１部片と第２部片から中空物品を製造する方
法であって、（ａ）該予備成形された第１部片と第２部
片を、それらの部片の前記接合表面が互いに対向し、そ
れらの部片の前記中間壁と中間壁の間にキャビティが画
定されるように組合せる工程と、（ｂ）該組合せた第１
部片と第２部片を第１の調整された圧力−温度−時間条
件にかけて、（１）前記対向した接合表面の間の間隙を
減小させて両者間の接触を強くするように前記キャビテ
ィを拔気した状態で第１部片に第１の外部圧力を及ぼ
し、（２）該対向した接合表面の間に流体不透過性の先
駆拡散接合部を形成するように該キャビティを拔気した
状態で第１部片に該第１の外部圧力より小さい第２の外
部圧力を及ぼすことによって、該対向した接合表面の間
に流体不透過性の先駆拡散接合部を形成する工程と、
（ｃ）該第１部片と第２部片を第２の調整された圧力−
温度−時間条件にかけて、前記第１部片に前記第２の外
部圧力より大きい第３の外部圧力を及ぼし、前記接合表
面を拡散接合させるように前記キャビティに該第３の外
部圧力と実質的に同等の内部圧力を及ぼす工程と、
（ｄ）該第１部片と第２部片を第３の圧力−温度−時間
条件にかけて、前記工程（ｂ）の結果として生じた該第
１部片の中間壁の内側への歪みを除去するために該中間
壁を剛性の外側整形表面に合致させて整形するように、
該中間壁を該外側整形表面に対して位置づけした状態で
前記キャビティに内部圧力を及ぼす工程とから成る中空
物品製造方法を提供する。
【０００８】前記第１の外部圧力は、第１部片と第２部
片の対向した接合表面を確実に接触させるように比較的
高い圧力（例えば、約２１〜約４２Ｋｇ／ｃｍ2 ）とす
る。先駆拡散接合部形成工程（ｂ）中、第１部片の中間
壁（第１部片の互いに離隔した接合表面と接合表面の間
の壁）が、その内外面間の負の圧力差の結果として内側
への若干の歪みを生じる。そのような内側への歪みの度
合は、比較的高い第１の外部圧力をかける時間を制限す
ることによって、又、実際の先駆拡散接合を行うために
及ぼされる第２の外部圧力を制限することによって制御
あるいは制限することが好ましい。そして、第１部片の
内側への歪みは、後の膨らませ工程によって除去し得る
僅かな程度に制限することが好ましい。一方、第２部片
の中間壁の歪みは、第２部片を剛性のダイ即ち整形表面
上に支持した状態で前記キャビティ並びに第２部片の外
面を相対的真空に露呈することによって防止する。
【０００９】先駆拡散接合部形成工程（ｂ）において先
駆接合部即ち気体密接合部が形成された後、前記接合表
面を拡散接合させるために第１部片と第２部片を第２の
圧力−温度−時間条件は、最終の接合された中空物品が
遭遇する実際の使用条件に耐えるのに十分な母材金属拡
散接合部を形成するように定める。この第１部片と第２
部片の接合表面間の拡散接合工程（ｃ）は、工程（ｂ）
の結果として生じた該第１部片の中間壁の内側への歪み
を除去するために前記キャビティに内部圧力を及ぼして
該中間壁を膨らませる膨らませ工程（ｄ）と同時併行的
に、あるいは、膨らませ工程（ｄ）とは別途に実施する
ことができる。本発明の方法は、例えば鍛造、鋳造、機
械加工（研削等）又はその他の方法で予備成形された２
つのエアフォイル（翼）半分体からガスタービンエンジ
ンの中空ファンブレードのような中空エアフォイルを形
成するのに特に有用であるが、それに限定されるもので
はない。本発明の方法によれば、先駆接合部形成工程及
び拡散接合工程において一方の半分体（部片）の歪みを
制御又は制限した状態で他方の半分体の歪みを完全に防
止し、後に該一方の半分体（部片）を精密な剛性ダイ表
面に圧接して膨らませる膨らませ工程によってその歪み
を除去することができるので、中空エアフォイルを厳密
な公差で製造することができる。
【００１０】
【実施例】本発明は、ここではその好ましい実施例の１
つとして、ガスタービンエンジンの中空ファンブレード
（翼）の製造に関連して説明するが、本発明はそれに限
定されるものではなく、例えば、ガスタービンエンジン
の他の部品、飛行機等の機体部品、高性能の静力学的、
動力学的工学部品、水上及び水中機器、及び各種兵器等
の製造にも有用である。
【００１１】本発明によれば、所望の中空物品を分割平
面即ち接合平面で接合することができる２つ又はそれ以
上の部片から形成することができる。中空物品の中空部
分を構成する内部形態は、接合前の状態では露呈されて
いるので、必要ならば検査、修理及び、又は改変するこ
とができる。詳述すれば、ガスタービンエンジンの中空
ファンブレードの場合、ブレードは、分割平面即ち接合
平面Ｐにおいて接合することができる予備成形された第
１ブレード半分体又はブレード部片（以下、単に「第１
ブレード部片」又は「第１部片」とも称する）１０と、
やはり予備成形された第２ブレード半分体又はブレード
部片（以下、単に「第２ブレード部片」又は「第２部
片」とも称する）１２（第１図）から形成される。分割
平面即ち接合平面Ｐは、当業者には周知のブレード基準
面であるミーンキャンバー面に正確に又はほぼ正確に沿
うように位置づけする。分割平面即ち接合平面Ｐの正確
な位置は、中空ファンブレードの内部キャビティの設
計、使用時の応力分布、及び、又は予備成形部片の製造
上の便宜などによって異る。
【００１２】第１図を参照すると、予備成形された第１
ブレード部片１０及び第２ブレード部片１２は、それぞ
れ、第１の部分翼形外側面１０ａ（凹面），１２ａ（凸
面）と、第２の内側面１０ｅ，１２ｅを有している。こ
れらの面１０ａ，１２ａ；１０ｅ，１２ｅは、そのブレ
ード部片の根元部（第９図にブレード部片１０の根元部
１０ｂだけが示されている）と尖端部（第９図にブレー
ド部片１０の尖端部１０ｃだけが示されている）との間
に延在している。各根元部は、製造すべき特定のブレー
ド設計によっては、随意選択として、側方に突出したプ
ラットホーム部分（第９図にブレード部片１０の尖端部
１０ｄだけが示されている）を有するものとすることが
できる。
【００１３】第２の内側面１０ｅ，１２ｅは、各々、互
いに離隔した周縁接合表面１０ｇ，１２ｇと、それらの
周縁接合表面より内方にあって隆起支持リブ１０ｊ，１
２ｊ上に形成された内方接合表面１０ｈ，１２ｈと、そ
れらの接合表面によって画定された複数の長手方向の
（即ち、根元部から尖端部へ延長した）複数のキャビテ
ィ１０ｆ，１２ｆを有している。これらの接合表面１０
ｇ，１２ｇ，１０ｈ，１２ｈは、第１部片１０と第２部
片１２を接合するための所望の接合平面内に位置してい
る。先に述べたように、接合表面１０ｇ，１２ｇ，１０
ｈ，１２ｈは、製造すべきブレードのミーンキャンバー
面上に位置づけすることができる。第１ブレード部片１
０の周縁接合表面１０ｇと１０ｇの間及び第２ブレード
部片１２の周縁接合表面１２ｇと１２ｇの間の壁１７，
１９を中間壁と称することとする。中間壁１７，１９と
それぞれの隆起支持リブ１０ｊ，１２ｊとは、一体に形
成されている。
【００１４】第１図は、第１ブレード部片１０と第２ブ
レード部片１２とを組み合わせて第１の剛性ダイ１３上
に載せたところを示す。両部片の周縁接合表面１０ｇと
１２ｇを互いに衝接させてあり、第１ブレード部片１０
の中間壁１７と第２ブレード部片１２の中間壁１９の間
に互いに協同するキャビティ１０ｆ，１２ｆによってキ
ャビティ１５が画定される。剛性のダイ１３即ち整形表
面が剛性の支持部材１３′上に設置されている。ブレー
ド部片１０の内方接合表面１０ｈは、ブレード部片１２
の内方接合表面１２ｈにそれぞれ衝接関係に組み合わさ
れる。
【００１５】各ブレード部片１０，１２の内側面１０
ｅ，１２ｅは、それらのブレード部片を組合せる前に、
キャビティ１０ｆ，１２ｆ及び接合表面１０ｇ，１２
ｇ，１０ｈ，１２ｈをそれらの寸法精度、構造的完全性
（構造的な瑕疵がないこと）、冶金上の品質などに関し
て観察点検するために直接アクセスすることができる。
【００１６】ブレード部片１０，１２は、適当な金属又
は合金から適当な精密製造法によって製造される。それ
らの精密製造法としては、精密鍛造及び成形、機械加
工、粉末冶金法等がある。精密鍛造法は、飛行機エンジ
ンの中空ファンブレードの製造に用いられるチタン合金
の鍛造に好適な方法であり、本発明の例として示された
ブレード部片１０，１２は、精密鍛造法によって成形さ
れたものとする。図には簡単な長方形の内部キャビティ
１０ｆ，１２ｆが例示されているが、内部キャビティの
形状はいろいろに設計することができる。実際上どのよ
うな形状寸法のキャビティであっても、本発明の方法を
適用することができるので、ここに例示されたキャビテ
ィの形状は、本発明の方法の唯一の実施例ではない。
【００１７】精密鍛造法によって予備成形されたブレー
ド部片１０，１２は、この時点で（鍛造した後両者を組
合せる前に）内部キャビティ１０ｆ，１２ｆの形状寸法
を正確に確認するために容易に点検することができる。
この鍛造後点検は、潤滑剤、コーチング等の鍛造補助機
材を除去した後に実施する。
【００１８】接合可能なブレード部片１０，１２、特に
その内側面１０ｅ，１２ｅの形状寸法又は冶金上の瑕疵
・欠陥が認められた場合は、ブレード部片１０，１２を
組合せて接合する前に修正作業を行うことができる。そ
のような修正作業には、再加工、キャビティの再仕上
げ、又は将来の寸法ずれを回避するために鍛造のやり直
しまで含まれる。この、重要なキャビティ形状寸法の検
査は、その製品に大きな付加価値をが加えられる前に
（即ち、ブレード部片１０，１２を接合する前に）実施
することができることに留意すべきである。これは、製
品にその価値の大部分が加えられた後にしかキャビティ
１０ｆ，１２ｆを検査することができない既存の製造方
法に比べて大きな利点である。
【００１９】更に、ブレード部片１０，１２の取付け
（アタッチメント）細部構造、例えば根元部（第９図に
ブレード部片１０の根元部１０ｂだけが示されてい
る）、又はその他の外部細部構造がブレード部片１０，
１２と一体に鍛造されることに留意すべきである。これ
は、それらの細部構造をブレード部片１０，１２に別途
に取付ける必要性をなくし、従って細部構造が取付けら
れた場合その接合部の完全性について意を配る必要性が
ないという点で有利である。このように、本発明の方法
は、プレフォーム（予備成形物即ちブレード部片）と一
体に取付け細部構造を形成することを可能にし、従来の
多くの方法において一般に必要とされる、別個の取付け
細部構造を取付けるためのコスト及び配慮を不要にす
る。更に、本発明の方法においては、それらの細部構造
は、真直ぐな根元形態であれ、円弧状の根元形態であ
れ、最終使用形状に近い形態で形成されるか、あるい
は、後にエアフォイルをハブ構造体に接合するのに適し
た制御された質量を付与するように形成される。
【００２０】内部キャビティ１０ｆ，１２ｆの形状寸法
が精密機械加工法によって完全に与えられ、組合せ前の
直接点検によって検証されたならば、本発明の方法の以
後の工程ではブレード部片の金属材料の大きな恒久的変
形流れは必要とされない。以下の説明から明らかになる
ように、本発明の方法の以後の工程は、内部キャビティ
１０ｆ，１２ｆの形状寸法を終始維持することを保証す
る。
【００２１】寸法並びに品質を点検された後第１図に示
されるように組み合わされたブレード部片１０，１２
は、それらの接合表面１０ｇ，１２ｇ，１０ｈ，１２ｈ
の間に実質的に気体不透過性の先駆拡散接合部即ち気体
密接合部を形成するために調整された第１の圧力−温度
−時間条件にかけられる。この先駆拡散接合は、「ステ
ッカー」接合とも称され、その特徴は、１９９０年６月
２７日に出願された本出願人の米国特許願第５４４，４
１５号の第１０ａ，１０ｂ図にみられるように接合され
た接合表面の間に不連続な細孔（多孔質）を有すること
である。いずれにしても、ここでいう「先駆拡散接合」
とは、ブレードが遭遇する実際の平常使用条件に対して
は不十分な不完全拡散接合（即ち、最終完成ファンブレ
ードに求められる完全な母材金属の拡散接合ではない）
のことをいう。例えば、先駆拡散接合部は、ブレードが
遭遇する実際の平常使用条件に対しては不十分な機械的
特性（接合強度）を有する。先駆拡散接合部は、実質的
に流体不透過性であるから、以下の説明から明らかにな
るように、後述する以後の高圧拡散接合工程中、接合表
面１０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈとの間に圧力気体が
浸透するのを防止する働きをし、先駆拡散接合部に多孔
質の細孔が存在していても、高圧拡散接合工程中、ブレ
ード部片１０，１２の間の内部キャビティ１５内に相対
的真空（組み合わされたブレード部片１０，１２の外部
環境に対する相対的な負圧）を保持するのには十分であ
る。
【００２２】本発明の先駆拡散接合工程（即ち、気体密
接合工程）前の工程は、まず、ブレード部片１０，１２
を第１図に示されるように組合せ、次いで真空環境下で
ブレード部片１０，１２をそれらの周縁Ｅにおいて結合
する工程を含む。この工程の目的は、ブレード部片１
０，１２をダイ１３上に位置づけする前にそれらの接合
表面１０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈを互いに対向した
衝接関係にもたらすことである。ブレード１０，１２の
周縁の周りにこの結合作業のためのゆとり（糊代に相当
するもの）が与えられており、周縁即ち密封結合部Ｅを
含む部分は、完成したブレードのエンベロープの外側に
あるから、完成ブレードの物理的即ち機械的条件に影響
することはない。
【００２３】ブレード部片１０，１２の周縁Ｅの結合
は、いろいろな方法によって行うことができるが、好ま
しい方法は、真空下（例えば、１０-5ｍｍＨｇ）で電子
ビームにより溶接する方法である。その他の周知の結合
技法を用いることができる。周縁結合のもう１つの目的
は、ブレード部片１０，１２の接合表面１０ｇ，１２ｇ
と１０ｈ，１２ｈとの接合を容易にするために中間壁１
７，１９の内側面１０ｅと１２ｅの間に画定されるキャ
ビティ１５内に相対的真空（例えば、１０-5ｍｍＨｇ）
を設定することである。真空下での周縁Ｅの結合作業
は、その結果として上記目的のためにブレード部片１
０，１２の内側面１０ｅと１２ｅの間のキャビティ１５
内に密封された真空環境を創生する。
【００２４】先駆拡散接合（以下、単に「先駆接合」と
も称する）は、（キャビティ１５が上述した周縁Ｅの結
合作業の結果として拔気された状態で）第１，２図に概
略的に示されるように、真空プレス２１内で組合せ状態
のブレード部片１０，１２に一定時間熱と圧力を加える
ことによって実施される。圧力は、本発明の上述した目
的及び利点を得るために時間の経過に従って変更させ
る。真空プレス２１は、炉（図示せず）の真空チャンバ
ー２３と、耐熱性プレス部材２４と、一方のブレード部
片１０の部分翼形外側面（凹面）１０ａを炉の真空チャ
ンバー２３内で該部分翼形外側面１０ａと補完関係の形
状を有する剛性の耐熱ダイ１３によって支持させた状態
で他方のブレード部片１２の部分翼形外側面（凸面）１
２ａに流体圧を及ぼすための気体圧（流体圧）マニホー
ルド２５から成る。先に述べたように、剛性ダイ１３自
体は剛性の支持部材１３′上に支持させる。プレス部材
２４は、マニホールド２５を周縁Ｅに近接したところで
ブレード部片１２の外側面１２ａに密封係合させる。マ
ニホールド２５は、ブレード部片１０，１２に接合圧力
を及ぼすために外部供給源（図示せず）から１つ又はそ
れ以上の導入口２５ｂを通して加圧気体（アルゴン）を
供給されるチャンバー２５ａを有している。
【００２５】接合表面１０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈ
の間に初期先駆拡散接合即ち気体密接合を設定するに当
っては、まず、比較的高い第１の外部流体（気体）圧力
（第１図の矢印参照）をチャンバー２５ａ内に設定し、
ブレード１２の中間壁１９に作用させる。この第１の外
部流体圧力は、高められた温度と協調して接合表面１０
ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈの間の間隙を減小させ、先
駆接合のための十分な接触を設定するように接合表面１
０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈを互いに圧接させるのに
十分な時間保持される。所与の温度でこの比較的高い第
１の外部圧力（例えば、２１〜４２Ｋｇ／ｃｍ2 （３０
０〜６００ｐｓｉ））を作用させる時間は、接合表面１
０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈの間の所望の間隙減小と
緊密な接触を達成し、しかも、ブレード部片１２の中間
壁１９が、上述した真空下での周縁結合作業の結果とし
て拔気され、相対的真空下（例えば、１０-5ｍｍＨｇ）
に維持されているキャビティ１５内へ内側に過度に歪む
又は圧潰するのを防止するように制御される。ブレード
部片１２の中間壁１９に高い圧力を作用させることによ
り接合表面１０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈの間の接触
が強められ、それによって先駆拡散接合部の形成を容易
にする。
【００２６】上記比較的高い第１の外部圧力及び温度条
件を所定時間維持した後、チャンバー２５ａ内の圧力を
第２の比較的低い外部圧力（例えば、２３．５〜７Ｋｇ
／ｃｍ2 （５０〜１００ｐｓｉ））に低下させる。この
第２の外部流体圧力は、中間壁１９の内側への過度の歪
みを生じさせることなく、高められた温度と協調して接
合表面１０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈの間に所望の先
駆接合部即ち気体密接合部を形成するのに十分な時間保
持される。通常、この第２の外部流体圧力は、間隙減小
目的のために最初に用いられる比較的高い第１の外部流
体圧力より相当に低く、最高１０分の１まで低くする
（例えば、１／６〜１／１０とする）。典型的な例で
は、ブレード部片１０，１２の温度は、この第１工程即
ち初期先駆拡散接合工程中（即ち、上記第１の外部流体
圧力及び第２の外部流体圧力を加える間）終始同じ温度
に維持されるが、異なる温度を用いてもよい。
【００２７】初期先駆拡散接合工程の上記圧力−温度−
時間条件は、ブレード部片１２の中間壁１９が上述した
真空下での周縁結合作業の結果として真空状態（例え
ば、１０-5ｍｍＨｇ）に維持されているキャビティ１５
内へ内側に過度に歪む又は圧潰するのを制限するように
調整される。具体的にいえば、中間壁の内側への歪み
は、後の膨らませ工程によって除去し得る僅かな程度に
制限するのが好ましい。エアフォイルの設計上許される
ならば、ブレード部片１２の中間壁１９の内側への歪み
は、ブレード部片１０，１２の中間壁１７，１９にスト
ップオフ材又は剥離剤を塗布する必要性がないように、
中間壁１９が中間壁１７に接触するのを防止するように
制限する。しかし、エアフォイルの設計上ブレード部片
１０，１２の中間壁１７と１９の接触を回避することが
不可能である場合は、中間壁１７，１９の一方又は両方
にストップオフ材又は剥離剤を塗布する。そのようなス
トップオフ材又は剥離剤は、最終的に完成した中空エア
フォイル内に残留する。一方、ブレード部片１０の中間
壁１７の内側への歪みは、該ブレード部片を剛性のダイ
１３即ち整形表面上に支持した状態で、真空チャンバー
２３内を相対的真空（例えば、１０-4ｍｍＨｇ）に維持
し、ブレード部片１０の中間壁１７の外面及びダイ１３
に相対的真空を作用させることによって実質的に防止さ
れる。実際上、キャビティ１５と中間壁１７の外面との
間には、それらの接合条件下で中間壁１７の歪みを惹起
する程の圧力差は生じない。ブレード部片１２に作用す
る外部気体圧によるブレード部片１０の歪みは、ダイ１
３によって与えられる支持によって防止される。気体密
接合（先駆拡散接合）されたブレード部片１０，１２
は、第２図に示されている。
【００２８】例示の目的で述べると、ブレード部片１
０，１２が周知のＴｉ−８Ａｌ−１Ｍｏ−１Ｖ合金で製
造されたものである場合、ブレード部片１０，１２の接
合表面１０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈの間の間隙を減
小させ、両者間の接触を緊密にするためにマニホールド
チャンバー２５ａ内に設定する初期気体（例えばアルゴ
ン）圧は、約２１〜４２Ｋｇ／ｃｍ2 （３００〜６００
ｐｓｉ）の範囲とし、特に約４２Ｋｇ／ｃｍ2 （６００
ｐｓｉ）とする。その場合、ブレード部片１０，１２加
熱温度は、約９５４℃（１７５０°Ｆ）とし、その圧力
及び温度下に約１０分間保持する。次の低圧先駆拡散接
合工程においては、チャンバー２５ａ内の気体圧を約２
３．５〜７Ｋｇ／ｃｍ2 （５０〜１００ｐｓｉ）に低下
させ、同じ温度で約１２０分間保持して接合表面１０
ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈの間に所望の先駆接合部即
ち気体密接合部を形成する。
【００２９】ただし、本発明においては、部片１０，１
２の金属素材、それらの形状寸法（例えば、厚さ）及び
その他のパラメータに応じて、圧力−温度−時間の上記
以外の互いに調整された組合せを用いることができる。
重要な特徴は、最初に、ブレード部片１０，１２の接合
表面１０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈの間の接触を緊密
にするのに十分であるが、ブレード部片１２の中間壁１
９の内側への過度の歪み又は圧潰を起こさせるには不十
分な程度に温度及び時間と協調させて比較的高い圧力を
適用し、次いで、実質的に流体（気体）不透過性の先駆
拡散接合部を形成するために温度（最初の温度と同じに
してもよく、あるいは異なる温度としてもよい）及び時
間と協調させて比較的低い圧力を適用することである。
【００３０】先駆拡散接合の有利な特徴は、ブレード部
片１０の歪みを完全に防止すること、過度の歪みを起こ
させることなくブレード部片１０，１２の接合表面１０
ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈの間の接触を緊密にするた
めに、マニホールドチャンバー２５ａ内の外部圧力を規
定された時間及び温度と協調させて最初は比較的高いレ
ベルに制御し、次いで先駆拡散接合部の形成に当っては
外部圧力を低下させることである。最初に高い外部圧力
を適用し、次いで外部圧力を低下させることによって、
ブレード部片１０，１２の対向した接合表面１０ｇ，１
２ｇと１０ｈ，１２ｈの間の十分な接触が、最初にそれ
らのブレード部片１０，１２即ちエアフォイル半分体を
完璧に整合させておく必要なしに達成される。しかも、
対向した接合表面１０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈとの
先駆接合は、中間壁１９の有害な歪み又は圧潰を防止す
るようにして達成される。
【００３１】上記初期先駆接合即ち気体密接合工程に続
いて、接合表面１０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈを真空
プレス２１の拔気されたチャンバー２３内で高いマニホ
ールド流体圧（マニホールドチャンバー２５ａ内の流体
圧力）を用いて母材金属拡散接合によって接合し、その
エアフォイルの予測される平常使用条件に耐えるのに十
分な母材金属特性を有する完全な非孔質の拡散接合部を
形成する。第３図を参照して詳しく説明すると、そのよ
うな拡散接合を達成するために、マニホールドチャンバ
ー２５ａ内へ外部供給源（図示せず）から導入口２５ｂ
を通して圧力気体（例えばアルゴンガス）を導入し、マ
ニホールドチャンバー２５ａ内を、気体密接合部を形成
するための初期先駆接合工程において用いられた比較的
低い気体圧（例えば、２３．５〜７Ｋｇ／ｃｍ2 （５０
〜１００ｐｓｉ））より数倍高いレベル（例えば、２１
Ｋｇ／ｃｍ2 （３００ｐｓｉ））に加圧する。その結
果、ブレード部片１２の中間壁１９に高い外部流体（気
体）圧を及ぼす。この高い外部流体圧力は、間隙減小目
的のための最初の先駆接合工程において用いられる比較
的高い第１の外部流体圧力と同じであってもよく、それ
とは異る圧力であってもよい。この母材金属拡散接合工
程においては、ブレード部片１０，１２の内部キャビテ
ィ１５内も、マニホールドチャンバー２５ａ内の圧力と
実質的に同じレベルに圧力気体（例えばアルゴンガス）
によって内部加圧する。このための気体は、入口穴１０
ｋを通して気体導入通路１０ｍへ、次いで支持リブ１０
ｊ，１２ｊに穿設された気体開口１０ｎへ導かれ、各支
持リブの気体開口１０ｎによって互いに連通されたキャ
ビティ１５へ導入される（第９図参照）。入口穴１０ｋ
は、ブレード部片１０の、最終的には（ブレードが拡散
接合され完成されたとき）切り落とされる、又は何らか
の手段によって完成ブレードから切り離される部分（第
９図に示される切断線Ｌ参照）に設けられている。
【００３２】キャビティ１５内の内部気体圧力は、ブレ
ード１２の中間壁１９に作用するマニホールドチャンバ
ー２５ａ内の外部気体圧力（第３図）と実質的に等しい
ので、母材金属拡散接合部を形成するのに必要な時間マ
ニホールドチャンバー２５ａ内に高い圧力が存在してい
ても、中間壁１９のそれ以上の内側への歪みは防止され
る。一方、キャビティ１５内の内部気体圧力が作用する
ブレード１０の中間壁１７の外側への歪みは、ダイ１３
の支持によって防止される。
【００３３】この母材金属拡散接合（以下、単に「拡散
接合」とも称する）工程の温度、圧力及びサイクル時間
は、ブレード部片１０，１２の素材である特定の金属又
は合金の種類に応じて定められる。ブレード部片１０，
１２が上述したＴｉ−８Ａｌ−１Ｍｏ−１Ｖ合金で製造
されたものである場合は、温度は約９５４℃（１７５０
°Ｆ）とし、内部気体圧力及び外部気体圧力は２１〜４
２Ｋｇ／ｃｍ2 （３００〜６００ｐｓｉ）とし、サイク
ル時間は約１２０分とする。これらのパラメータの組合
せは、素材金属及び使用条件の機械的及び冶金的要件に
応じて変更することができる。一般に、この拡散接合の
ための気体圧力は、支持リブ１０ｊ，１２ｊのアップセ
ット（押圧によるつぶれ）を起こさせない範囲でできる
だけ高いレベルに選択される。キャビティの所望の形状
寸法を得るために選択された原設計のキャビティのにお
いて支持リブ１０ｊ，１２ｊのある程度のアップセット
は、許容される場合があり、あるいは補償し得る場合が
ある。
【００３４】拡散接合工程による接合表面１０ｇ，１２
ｇと１０ｈ，１２ｈの完全な（母材金属の）拡散接合の
後、中間壁１９の内側への歪を膨らませ工程によって除
去する。この膨らませ工程は、真空プレス２１内で拡散
接合されたブレード部片１０，１２を耐熱性ダイ３３
（第４，５図）上に載せてキャビティ１５内に内部流体
（アルゴンガス）圧力を適用することによって行う。
【００３５】詳述すれば、ブレード部片１２の歪んだ中
間壁１９を、完成ブレードに必要とされる形状（中間壁
１９のもとの精密外形に対応する形状）に等しい形状の
表面３３ａを有する耐熱性ダイ３３上に合致させて載せ
る。歪んだ中間壁１９の外面は、代表的な例では、ダイ
３３を囲繞する真空チャンバー２３内の相対的真空（例
えば、１０-4ｍｍＨｇ）に露呈させるが、本発明はそれ
に限定されるものではなく、要は、中間壁１９の内外間
に中間壁１９をダイ３３の表面３３ａに合致するように
整形するのに十分な差圧が存在すればよい。通常、拡散
接合工程の後ブレード部片１０，１２を周囲温度にまで
冷却し、その後再加熱して第４，５図に示されるように
ダイ３３上に載せる。
【００３６】膨らませ工程においては、マニホールドチ
ャンバー２５ａ及びキャビティ１５を拡散接合工程に用
いられたのとほぼ同じレベル（例えば、Ｔｉ−８Ａｌ−
１Ｍｏ−１Ｖ合金製のブレード部片１０，１２の場合は
２１〜４２Ｋｇ／ｃｍ2 ）にまで気体（アルゴン）で加
圧し、該拡散接合工程に用いられたのと同じ又は類似し
た温度及び時間条件に露呈する。キャビティ１５内に高
い気体圧力が存在し、歪んだ中間壁１９の外面に相対的
真空が作用することの結果として、中間壁１９は、外側
へ膨らまされてダイ３３の外側整形表面３３ａに圧接せ
しめられて整形表面３３ａに合致する。それによって先
駆接合工程において生じた歪みが除去され、中間壁１９
を元の精密輪郭に復原させる（第５図）。その際、マニ
ホールドチャンバー２５ａ内の高い気体圧力が、キャビ
ティ１５内の気体圧力と釣り合うのでブレード１０の中
間壁１７の歪みは防止される。
【００３７】中間壁１９を元の精密輪郭に復原させた
後、拡散接合されたブレード部片１０，１２を真空プレ
ス２１から取り出せばよい。拡散接合されたブレード部
片１０，１２の外表面の掃除、トリミング及び最終仕上
げは、エアフォイル製造技術において確立されている周
知の手法に従って行えばよい。
【００３８】先駆接合工程、拡散接合工程及び膨らませ
工程は、真空チャンバー２３を拔気した状態で（例え
ば、１０-4ｍｍＨｇ）実施されるものとして説明した
が、これらの工程の１つ又はそれ以上の実施中チャンバ
ー２３内を周囲大気（空気）、不活性雰囲気又はその他
の雰囲気にすることも本発明の範囲内である。又、一連
の真空プレス２１を用いて、１つの真空プレスにより１
つの工程を実施するようにすることもできる。各真空プ
レス内にブレード部片１０，１２を装填する前にそれら
のブレード部片を予備加熱しておいてもよい。
【００３９】本発明の拡散工程及び膨らませ工程の利点
は、下記の通りである。 (a) 拡散接合圧が接合表面１０ｇ，１２ｇ，１０ｈ，１
２ｈに対して常に垂直方向である。 (b) 拡散接合工程が、ダイ又はプレフォーム（予備成形
されたブレード部片）の形状寸法又は公差、又は寸法誤
差によって制約を受けない。 (c) 所定温度下での初期高圧によりエアフォイル半分体
（ブレード部片）の接合表面を緊密に接触させるので、
最初にエアフォイル半分体の接合表面を完璧に整合させ
る必要がない。 (d) 大型ファンブレードやその他の複雑な設計の構造体
等、どのような設計のプレフォームにも適応することが
できる。 (e) ブレード部片１０の精密さが、先駆拡散接合工程、
拡散接合工程又は膨らませ工程のいずれにおいても、そ
の金属素材の著しい変形によって損なわれることがな
い。 (f) 先駆拡散接合工程の後、ブレード部片１２の中間壁
１９をそれ以上歪めることなく高圧の拡散接合工程を実
施することができる。 (g) （キャビティ１５を加圧する）膨らませ工程は、ブ
レード部片１２の中間壁１９の精密な外側輪郭を復原す
る。 (h) ブレード部片１０，１２のどのような構造的特徴部
分にも、超可塑性挙動が必要とされない。従って、適当
な加工性を有する事実上あらゆる合金を使用することが
できる。 (i) ブレード部片の素材の初期特性が保存される。即
ち、その機械的特性が劣化又は減少することがない。 (j) 接合平面に容易にアクセスすることができ接合平面
を容易に画定することができるので、得られた接合部の
完全性の拡散接合後確認を容易に行うことができる。 (k) ブレードの所望の最終形状寸法が保証される。 (l) エアフォイルの設計上許されるならば、ブレード部
片１０，１２の中間壁１７と１９の間にストップオフ材
又は剥離剤を塗布する必要性がない。
【００４０】第６図は、上述した膨らませ工程の変型実
施例を示す。この実施例では、マニホールド２５の代わ
りに耐熱性ダイ３５が設けられている。ブレード部片１
０の中間壁１７の外側面と補完関係をなす形状としたダ
イ３５の整形表面３５ａをプレス部材２４により中間壁
１７の外側面に圧接させてキャビティ１５ないの内部圧
力に対抗させ、それによって膨らませ工程において中間
壁１７が歪むのを防止し、その外側面の精密輪郭を復原
させる。
【００４１】第１，２及び７，８図を参照して本発明の
更に別の変型実施例を説明する。この実施例は、ブレー
ド部片１０，１２を組合せてそれらの接合表面１０ｇ，
１２ｇと１０ｈ，１２ｈを先駆接合即ち「ステッカー」
接合する点では、第１〜４図に関連して説明した先の実
施例と同様であるが、接合表面１０ｇ，１２ｇと１０
ｈ，１２ｈを先駆接合即ち気体蜜接合した後、ブレード
部片１０の中間壁１７ではなく、最初にブレード部片１
２の歪んだ中間壁１９の外側面を剛性の耐熱性ダイ３３
の整形表面に当接させるようにしてブレード部片１０，
１２をダイ３３上に載せるという点で第１〜４図の実施
例とは異る。このようにブレード部片１０，１２をダイ
３３上に載せたならば、プレス部材２５によりマニホー
ルド２５を周縁Ｅに近接したところでブレード部片１０
の外側面に密封係合させる。ブレード部片１２の中間壁
１９の外面は、ダイ３３の周りの真空チャンバー２３内
の相対的真空に露呈されている。ここで、高い流体圧力
（アルゴンガス）をマニホールドチャンバー２５ａとキ
ャビティ１５に同時に供給し、キャビティ１５内の圧力
がマニホールドチャンバー２５ａ内の圧力と実質的に等
しくなるようにする。この圧力は、中間壁１９をダイの
整形表面３３ａに合致させて中間壁１９の歪みを除去す
る（中間壁１９をその元の精密輪郭に復原させる）とと
もに、接合表面１０ｇ，１２ｇと１０ｈ，１２ｈの間に
完全な母材金属拡散接合部をも形成させるように、高め
られた温度及びサイクル時間と協調するように定められ
る。第８図は、高圧拡散接合工程及び膨らませ工程を単
一の工程として実施した後のブレード部片１０，１２を
示す。
【００４２】かくして、第７，８図の実施例によれば、
拡散接合工程と膨らませ工程（歪み除去工程）とが単一
の工程として組み合わされるので、製造工程の経済性を
改善することができる。
【００４３】ブレード部片１０，１２が周知のＴｉ−８
Ａｌ−１Ｍｏ−１Ｖ合金で製造されたものである場合、
第７，８図の実施例による拡散接合兼膨らませ工程を実
施するために圧力−温度−時間条件は、約２１〜４２Ｋ
ｇ／ｃｍ2 （３００〜６００ｐｓｉ）の圧力（マニホー
ルドチャンバー２５ａ及びキャビティ１５内の圧力）
と、約９５４℃（１７５０°Ｆ）の温度と、約１２０分
のサイクル時間から成るものとすることができる。
【００４４】
【発明の効果】以上の説明から明らかなように、本発明
は、高性能を必要とする用途のための耐久性の高い、軽
量の中空物品を経済的に製造するための方法を提供す
る。そのような用途としては、航空機及び地上設置のタ
ービンエンジン、その他のタービン機械、航空機の微妙
な構造部材、及び厳密な物理的、機械的特性を必要とす
るその他の構造部材等がある。
【００４５】本発明の方法の利点を要約すれば、以下の
通りである。 (a) 初期ばら材料（圧縮されていない材料）（例えば、
ブレード部片１０，１２の素材であるＴｉ−８Ａｌ−１
Ｍｏ−１Ｖ合金）の物理的、機械的特性に有害な影響を
与えることなく、複雑な中空部品を製造することができ
る。 (b) 内部通路又はキャビティ１５の形状寸法が、本発明
の方法の順序工程の結果として完全に制御される。 (c) 本発明の実施には、超可塑性のような特別な材料特
性が必要とされない。 (d) 本発明の方法は、プレフォーム（予備成形物）の固
有のサイズ又は設計形状寸法によって制約されない。 (e) 完全な母材金属拡散接合が保証される。 (f) 接合工程の前に慣用の点検手段を用いて内部キャビ
ティの形状寸法を点検し確認することができる。
【００４６】以上、本発明を実施例に関連して説明した
が、本発明は、ここに例示した実施例の構造及び形態に
限定されるものではなく、本発明の精神及び範囲から逸
脱することなく、いろいろな実施形態が可能であり、い
ろいろな変更及び改変を及ぼすことができることを理解
されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】第１図は、本発明を実施するために真空プレス
のダイ上に位置づけした凹面状エアフォイル部片と凸面
状エアフォイル部片の断面図である。
【図２】第２図は、第１図と同様な図であるが、上記２
つのエアフォイル部片の接合表面間に先駆拡散接合部を
形成した後の状態を示す。
【図３】第３図は、第２図と同様な図であるが、本発明
の方法の高圧拡散接合工程によって上記２つのエアフォ
イル部片の接合表面を拡散接合した後の状態を示す。
【図４】第４図は、第１図と同様な図であるが、歪んだ
エアフォイルの壁を膨らませるために、前記拡散接合さ
れた中空エアフォイルを逆にして真空プレスの第２のダ
イ上に位置づけしたところを示す。
【図５】第５図は、第４図と同様な図であるが、歪んだ
エアフォイルを前記第２のダイに合致させてその所望の
精密な輪郭を回復したところを示す。
【図６】第６図は、真空プレスの第１図のマニホールド
に代えて剛性のダイを使用する本発明の別の実施例の断
面図である。
【図７】第７図は、先駆接合工程を終えた後、本発明の
別の実施例に従って高圧拡散接合工程と膨らませ工程を
１工程として実施するために先駆接合されたエアフォイ
ルを真空プレスの剛性ダイ上に支持したエアフォイルの
断面図である。
【図８】第８図は、第７図と同様な図であるが、高圧拡
散接合工程及び膨らませ工程を実施した後の状態を示
す。
【図９】第９図は、一方のエアフォイル部片の内部の立
断面図であり、エアフォイルのキャビティへ気体圧を供
給するための気体通路を示す。
【符号の説明】
１０，１２：予備成形されたブレード部片 １０ａ，１２ａ：外側面 １０ｅ，１２ｅ：内側面 １０ｆ，１２ｆ：キャビティ １０ｇ，１２ｇ：周縁接合表面 １０ｈ，１２ｈ：内方接合表面 １０ｊ，１２ｊ：支持リブ １３：剛性の第１ダイ １３′：支持部材 １５：キャビティ １７，１９：中間壁 ２１：真空プレス ２３：真空チャンバー ２４：耐熱性プレス部材 ２５：マニホールド ２５ａ：マニホールドチャンバー ３３：耐熱性ダイ

Claims (21)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】各々、互いに離隔した接合表面を有し、そ
    れらの接合表面の間に中間壁を有する予備成形された第
    １部片と第２部片から中空物品を製造する方法であっ
    て、 （ａ）前記予備成形された第１部片と第２部片を、それ
    らの部片の前記接合表面が互いに対向し、それらの部片
    の前記中間壁と中間壁の間にキャビティが画定されるよ
    うに組合せる工程と、 （ｂ）前記組合せた第１部片と第２部片を第１の圧力−
    温度−時間条件にかけて、（１）前記対向した接合表面
    の間の間隙を減小させるように前記キャビティを拔気し
    た状態で第１部片に第１の外部圧力を及ぼし、（２）該
    対向した接合表面の間に流体不透過性の先駆拡散接合部
    を形成するように該キャビティを拔気した状態で第１部
    片に該第１の外部圧力より小さい第２の外部圧力を及ぼ
    すことによって、該対向した接合表面の間に流体不透過
    性の先駆拡散接合部を形成する工程と、 （ｃ）該第１部片と第２部片を第２の圧力−温度−時間
    条件にかけて、前記第１部片に前記第２の外部圧力より
    大きい第３の外部圧力を及ぼし、前記接合表面を拡散接
    合させるように前記キャビティに該第３の外部圧力と実
    質的に同等の内部圧力を及ぼす工程と、 （ｄ）該第１部片と第２部片を第３の圧力−温度−時間
    条件にかけて、前記工程（ｂ）の結果として生じた該第
    １部片の中間壁の内側への歪みを除去するために該中間
    壁を剛性の外側整形表面に合致させて整形するように、
    該中間壁を該外側整形表面に対して位置づけした状態で
    前記キャビティに内部圧力を及ぼす工程とから成る中空
    物品製造方法。
  2. 【請求項２】前記工程（ｂ）、（ｃ）及び（ｄ）におい
    て前記第２部片の中間壁の歪みを実質的に防止する操作
    を含むことを特徴とする請求項１に記載の中空物品製造
    方法。
  3. 【請求項３】前記工程（ｂ）の（１）において及ぼされ
    る第１の外部圧力と、前記工程（ｃ）において及ぼされ
    る第３の外部圧力とは実質的に等しいことを特徴とする
    請求項１に記載の中空物品製造方法。
  4. 【請求項４】前記第２部片の中間壁の歪みの防止は、前
    記工程（ｂ）において前記キャビティ及び該中間壁を相
    対的真空に露呈することによって行うことを特徴とする
    請求項２に記載の中空物品製造方法。
  5. 【請求項５】前記第２部片の中間壁の歪みの防止は、前
    記工程（ｂ）及び（ｃ）において該中間壁を剛性の表面
    上に支持することによって行うことを特徴とする請求項
    ２に記載の中空物品製造方法。
  6. 【請求項６】前記第２部片の中間壁の歪みの防止は、前
    記工程（ｄ）において該中間壁を前記内部圧力と実質的
    に等しい外部圧力に露呈することによって行うことを特
    徴とする請求項２に記載の中空物品製造方法。
  7. 【請求項７】前記工程（ｂ）において及ぼす第１の外部
    圧力は、約２１〜約４２Ｋｇ／ｃｍ2 （３００〜６００
    ｐｓｉ）とすることを特徴とする請求項１に記載の中空
    物品製造方法。
  8. 【請求項８】前記工程（ｃ）において及ぼす第２の外部
    圧力と内部圧力は、約２１〜約４２Ｋｇ／ｃｍ2 （３０
    ０〜６００ｐｓｉ）とすることを特徴とする請求項１に
    記載の中空物品製造方法。
  9. 【請求項９】前記第１部片及び第２部片は、それぞれエ
    アフォイルの一部分として形成されていることを特徴と
    する請求項１に記載の中空物品製造方法。
  10. 【請求項１０】前記第１部片と、第２部片とは、前記互
    いに離隔した接合表面より内方に互いに協同する内方接
    合表面を有しており、それらの内方接合表面は、前記工
    程（ｂ）において先駆接合され、前記工程（ｃ）におい
    て拡散接合されて該第１部片と第２部片の間に前記キャ
    ビティを分割するリブを形成することを特徴とする請求
    項１又は９に記載の中空物品製造方法。
  11. 【請求項１１】前記工程（ｂ）において形成される流体
    不透過性の接合部は、不連続な細孔を含むことを特徴と
    する請求項１に記載の中空物品製造方法。
  12. 【請求項１２】各々、互いに離隔した接合表面を有し、
    それらの接合表面の間に中間壁を有する予備成形された
    第１部片と第２部片から中空物品を製造する方法であっ
    て、 （ａ）前記予備成形された第１部片と第２部片を、それ
    らの部片の前記接合表面が互いに対向し、それらの部片
    の前記中間壁と中間壁の間にキャビティが画定されるよ
    うに組合せる工程と、 （ｂ）前記組合せた第１部片と第２部片を第１の圧力−
    温度−時間条件にかけて、（１）前記対向した接合表面
    の間の間隙を減小させるように前記キャビティを拔気し
    た状態で第１部片に第１の外部圧力を及ぼし、次いで
    （２）該対向した接合表面の間に流体不透過性の先駆拡
    散接合部を形成するように該キャビティを拔気した状態
    で第１部片に該第１の外部圧力より小さい第２の外部圧
    力を及ぼすことによって、該対向した接合表面の間に流
    体不透過性の先駆拡散接合部を形成する工程と、 （ｃ）該第１部片と第２部片を第２の圧力−温度−時間
    条件にかけて、前記第２部片に前記第２の外部圧力より
    大きい第３の外部圧力を及ぼし、前記工程（ｂ）の結果
    として生じた該第１部片の中間壁の歪みを除去するため
    に該中間壁を剛性の整形表面に合致させるように該中間
    壁を該外側整形表面に対して位置づけした状態で、前記
    接合表面を拡散接合させるように前記キャビティに該第
    ３の外部圧力と実質的に同等の内部圧力を及ぼす工程と
    から成る中空物品製造方法。
  13. 【請求項１３】前記工程（ｂ）及び（ｃ）において前記
    第２部片の中間壁の歪みを実質的に防止する操作を含む
    ことを特徴とする請求項１２に記載の中空物品製造方
    法。
  14. 【請求項１４】前記工程（ｂ）の（１）において及ぼさ
    れる第１の外部圧力と、前記工程（ｃ）において及ぼさ
    れる第３の外部圧力とは実質的に等しいことを特徴とす
    る請求項１２に記載の中空物品製造方法。
  15. 【請求項１５】前記第２部片の中間壁の歪みの防止は、
    前記工程（ｂ）において前記キャビティ及び該中間壁の
    外面を相対的真空に露呈することによって行うことを特
    徴とする請求項１３に記載の中空物品製造方法。
  16. 【請求項１６】前記第２部片の中間壁の歪みの防止は、
    前記工程（ｃ）において該中間壁を前記内部圧力と実質
    的に等しい外部圧力に露呈することによって行うことを
    特徴とする請求項１３に記載の中空物品製造方法。
  17. 【請求項１７】前記工程（ｂ）において及ぼす第１の外
    部圧力は、約２１〜約４２Ｋｇ／ｃｍ2 （３００〜６０
    ０ｐｓｉ）とすることを特徴とする請求項１２に記載の
    中空物品製造方法。
  18. 【請求項１８】前記工程（ｃ）において及ぼす第２の外
    部圧力と内部圧力は、約２１〜約４２Ｋｇ／ｃｍ2 （３
    ００〜６００ｐｓｉ）とすることを特徴とする請求項１
    ２に記載の中空物品製造方法。
  19. 【請求項１９】前記第１部片及び第２部片は、それぞれ
    エアフォイルの一部分として形成されていることを特徴
    とする請求項１２に記載の中空物品製造方法。
  20. 【請求項２０】前記第１部片と、第２部片とは、互いに
    協同する周縁接合表面より内方に互いに協同する内方接
    合表面を有しており、それらの内方接合表面は、前記工
    程（ｂ）において先駆接合され、前記工程（ｃ）におい
    て拡散接合されて該第１部片と第２部片の間に前記キャ
    ビティを分割するリブを形成することを特徴とする請求
    項１２又は１９に記載の中空物品製造方法。
  21. 【請求項２１】前記工程（ｂ）において形成される流体
    不透過性の先駆接合部は、不連続細孔を含むことを特徴
    とする請求項１２に記載の中空物品製造方法。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009529113A (ja) * 2006-03-06 2009-08-13 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト タービン構成要素又は圧縮機構成要素の製造方法並びにタービン構成要素又は圧縮機構成要素
JP2016500136A (ja) * 2012-09-25 2016-01-07 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ 中空チタンファンブレードのアルミニウムろう付け

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0433794A (ja) * 1990-05-30 1992-02-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 不活性雰囲気ろう付方法
US5240376A (en) * 1991-07-31 1993-08-31 Mcdonnell Douglas Corporation SPF/DB hollow core fan blade
US5269058A (en) * 1992-12-16 1993-12-14 General Electric Company Design and processing method for manufacturing hollow airfoils
US5503532A (en) * 1994-11-14 1996-04-02 General Electric Company Diffusion bonded airfoil and method
US6003754A (en) * 1997-10-21 1999-12-21 Allison Advanced Development Co. Airfoil for a gas turbine engine and method of manufacture
US6565989B2 (en) 2001-05-30 2003-05-20 General Electric Company Bonded niobium silicide and molybdenum silicide composite articles using germanium and silicon based brazes
US6565990B2 (en) 2001-05-30 2003-05-20 General Electric Company Bonded niobium silicide and molybdenum silicide composite articles and method of manufacture
US6607847B2 (en) 2001-05-30 2003-08-19 General Electric Company Bonded niobium silicide and molybdenum silicide composite articles using brazes
US6586118B2 (en) 2001-05-30 2003-07-01 General Electric Company Bonded niobium silicide and molybdenum silicide composite articles using semi-solid brazes
GB0203955D0 (en) * 2002-02-20 2002-04-03 Rolls Royce Plc A method of manufacturing an article by diffusion bonding and super[lastic forming
GB0412775D0 (en) * 2004-06-09 2004-07-07 Rolls Royce Plc Method of replacing damaged aerofoil
FR2871397B1 (fr) * 2004-06-11 2006-09-22 Snecma Moteurs Sa Installation de conformation d'une aube creuse
DE102011102087A1 (de) * 2011-05-19 2012-11-22 Formtech Gmbh Verfahren zur Bearbeitung eines Flächenelements
US10145245B2 (en) * 2013-09-24 2018-12-04 United Technologies Corporation Bonded multi-piece gas turbine engine component
US11033993B2 (en) * 2019-03-20 2021-06-15 Raytheon Technologies Corporation Method of forming gas turbine engine components
BE1029728B1 (fr) * 2021-09-03 2023-04-11 Safran Aero Boosters Procédé de fabrication d’une aube de turbomachine

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2807437A (en) * 1952-05-01 1957-09-24 Thompson Prod Inc Method for making intricate hollow powder metal parts
US4220276A (en) * 1978-08-25 1980-09-02 Rockwell International Corporation Method for fabricating superplastically formed/diffusion bonded structures
US3628226A (en) * 1970-03-16 1971-12-21 Aerojet General Co Method of making hollow compressor blades
US3736638A (en) * 1971-04-07 1973-06-05 United Aircraft Corp Method for bonding opposed parts of a hollow article together
US3787959A (en) * 1972-04-24 1974-01-29 Nasa Diffusion welding in air
US3962506A (en) * 1974-04-29 1976-06-08 Fiber Science, Inc. Multi-chambered cellular structure and method for manufacture
US4087037A (en) * 1976-07-09 1978-05-02 Mcdonnell Douglas Corporation Method of and tools for producing superplastically formed and diffusion bonded structures
US4089456A (en) * 1977-06-28 1978-05-16 United Technologies Corporation Controlled-pressure diffusion bonding and fixture therefor
US4181000A (en) * 1977-10-04 1980-01-01 Rockwell International Corporation Method for superplastic forming
US4233831A (en) * 1978-02-06 1980-11-18 Rockwell International Corporation Method for superplastic forming
US4304821A (en) * 1978-04-18 1981-12-08 Mcdonnell Douglas Corporation Method of fabricating metallic sandwich structure
US4233829A (en) * 1978-10-10 1980-11-18 Rockwell International Corporation Apparatus for superplastic forming
US4294419A (en) * 1979-01-22 1981-10-13 Vought Corporation Airframe assembly and process
US4331284A (en) * 1980-03-14 1982-05-25 Rockwell International Corporation Method of making diffusion bonded and superplastically formed structures
US4354369A (en) * 1980-05-16 1982-10-19 Rockwell International Corporation Method for superplastic forming
DE3373792D1 (en) * 1983-04-27 1987-10-29 Bbc Brown Boveri & Cie Method of joining metallic work pieces
US4811890A (en) * 1983-05-07 1989-03-14 Rockwell International Corporation Method of eliminating core distortion in diffusion bonded and uperplastically formed structures
DE3339751A1 (de) * 1983-11-03 1985-05-15 BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie., Baden, Aargau Fuegeverfahren
US4603808A (en) * 1984-07-16 1986-08-05 Rockwell International Corporation Super plastic forming method with heat treated seals
US4642863A (en) * 1985-04-15 1987-02-17 Ontario Technologies Corporation Manufacturing method for hollow metal airfoil type structure
CH672450A5 (ja) * 1987-05-13 1989-11-30 Bbc Brown Boveri & Cie

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009529113A (ja) * 2006-03-06 2009-08-13 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト タービン構成要素又は圧縮機構成要素の製造方法並びにタービン構成要素又は圧縮機構成要素
JP2016500136A (ja) * 2012-09-25 2016-01-07 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ 中空チタンファンブレードのアルミニウムろう付け

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