JPH0941054A - 航空機用エンジン部品 - Google Patents
航空機用エンジン部品Info
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- JPH0941054A JPH0941054A JP20999295A JP20999295A JPH0941054A JP H0941054 A JPH0941054 A JP H0941054A JP 20999295 A JP20999295 A JP 20999295A JP 20999295 A JP20999295 A JP 20999295A JP H0941054 A JPH0941054 A JP H0941054A
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- Japan
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- aircraft engine
- aircraft
- tial
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 航空機用ガスタービンエンジンに於ける推重
比（推力／重量）の向上やＳＦＣ（燃料消費率）の改善
を図るために、軽量化，高強度化を実現し、高温耐熱
性，耐酸化性を備えた航空機用エンジン部品を提供す
る。 【解決手段】 ＳｉＣ繊維層がＴｉＡｌ基合金箔の間に
挾まれ、且つ各繊維が周方向及び放射方向に微細に配向
されて積層され、拡散接合されて、所要の部品形状に加
工されてなる航空機用エンジン部品。前記の航空機用エ
ンジン部品に於いて、ＴｉＡｌ基合金箔が、超塑性特性
を有するものであることが好ましい。
比（推力／重量）の向上やＳＦＣ（燃料消費率）の改善
を図るために、軽量化，高強度化を実現し、高温耐熱
性，耐酸化性を備えた航空機用エンジン部品を提供す
る。 【解決手段】 ＳｉＣ繊維層がＴｉＡｌ基合金箔の間に
挾まれ、且つ各繊維が周方向及び放射方向に微細に配向
されて積層され、拡散接合されて、所要の部品形状に加
工されてなる航空機用エンジン部品。前記の航空機用エ
ンジン部品に於いて、ＴｉＡｌ基合金箔が、超塑性特性
を有するものであることが好ましい。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、航空機用エンジン
部品に係り、詳しくはガスタービンエンジン部品に関す
るものである。
部品に係り、詳しくはガスタービンエンジン部品に関す
るものである。
【０００２】
【従来の技術】従来、航空機用ガスタービンエンジンの
低圧タービンでは、次のような技術課題がある。 (1) ターボファン・エンジンの場合 ファンの周速が制約条件となって、タービンの回転数を
抑制しなければならない。 (2) ターボシャフト・エンジンの場合 出力軸の回転数が制約条件となって、タービンの回転数
を抑制しなければならない。
低圧タービンでは、次のような技術課題がある。 (1) ターボファン・エンジンの場合 ファンの周速が制約条件となって、タービンの回転数を
抑制しなければならない。 (2) ターボシャフト・エンジンの場合 出力軸の回転数が制約条件となって、タービンの回転数
を抑制しなければならない。
【０００３】このようなことから、ガスタービンエンジ
ンのタービンディスクは、効率維持のため、多段式の構
造を採用している。しかし、メタル温度が６５０℃程度
まで上昇するため、材料としてはＮｉ基超合金が使用さ
れている。このＮｉ基超合金は、密度が７．８g/cm3 程
度で非常に重いので、構成部材の軽量化や高強度化によ
り航空機用ガスタービンエンジンにおける推重化（推力
／重量）の向上やＳＦＣ（燃料消費率）の改善を図るこ
とができない。
ンのタービンディスクは、効率維持のため、多段式の構
造を採用している。しかし、メタル温度が６５０℃程度
まで上昇するため、材料としてはＮｉ基超合金が使用さ
れている。このＮｉ基超合金は、密度が７．８g/cm3 程
度で非常に重いので、構成部材の軽量化や高強度化によ
り航空機用ガスタービンエンジンにおける推重化（推力
／重量）の向上やＳＦＣ（燃料消費率）の改善を図るこ
とができない。
【０００４】航空機用ガスタービンエンジンのタービン
部では、ＣＦＤの発達により段数の低減による軽量化が
積極的に進められているものの、材料については、前記
のＮｉ基合金を主体とした耐熱材料（先行技術文献とし
ては、第２版航空宇宙工学便覧、平成４年９月３０日発
行、第１８７〜１８９頁記載のＡ５．３．４耐熱鋼およ
び耐熱合金がある）が主流であり、中高温度で高比強度
を有する先進材料の適用による重量低減は進んでいな
い。
部では、ＣＦＤの発達により段数の低減による軽量化が
積極的に進められているものの、材料については、前記
のＮｉ基合金を主体とした耐熱材料（先行技術文献とし
ては、第２版航空宇宙工学便覧、平成４年９月３０日発
行、第１８７〜１８９頁記載のＡ５．３．４耐熱鋼およ
び耐熱合金がある）が主流であり、中高温度で高比強度
を有する先進材料の適用による重量低減は進んでいな
い。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】そこで本発明は、航空
機用ガスタービンエンジンに於ける推重比（推力／重
量）の向上やＳＦＣ（燃料消費率）の改善を図るため
に、軽量化，高強度化を実現し、高温耐熱性，耐酸化性
を備えた航空機用エンジン部品を提供しようとするもの
である。
機用ガスタービンエンジンに於ける推重比（推力／重
量）の向上やＳＦＣ（燃料消費率）の改善を図るため
に、軽量化，高強度化を実現し、高温耐熱性，耐酸化性
を備えた航空機用エンジン部品を提供しようとするもの
である。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記課題を解決するため
の本発明の航空機用エンジン部品は、ＳｉＣ繊維層がＴ
ｉＡｌ基合金箔の間に挾まれ、且つ各繊維が周方向及び
放射方向に微細に配列されて積層され、ＨＩＰまたはホ
ットプレス等により拡散接合されて、所要の部品形状に
加工されてなるものである。
の本発明の航空機用エンジン部品は、ＳｉＣ繊維層がＴ
ｉＡｌ基合金箔の間に挾まれ、且つ各繊維が周方向及び
放射方向に微細に配列されて積層され、ＨＩＰまたはホ
ットプレス等により拡散接合されて、所要の部品形状に
加工されてなるものである。
【０００７】上記のＴｉＡｌ基合金箔は超塑性特性（Ｓ
ＰＦ特性）を有するものが好ましく、このＴｉＡｌ基合
金箔は、金属でありながらセラミックスに近い特性を示
し、軽量で且つ酸化雰囲気中で８５０〜９００℃までの
使用が可能な耐熱性に優れた材料、例えばＴｉ−４５Ａ
ｌ−５Ｃｒ（ａｔ％）の組成で、加工熱処理によって微
細結晶化処理されて、鍛造素材で約２％の室温延性を有
する材料を、箔形態に加工したものである。
ＰＦ特性）を有するものが好ましく、このＴｉＡｌ基合
金箔は、金属でありながらセラミックスに近い特性を示
し、軽量で且つ酸化雰囲気中で８５０〜９００℃までの
使用が可能な耐熱性に優れた材料、例えばＴｉ−４５Ａ
ｌ−５Ｃｒ（ａｔ％）の組成で、加工熱処理によって微
細結晶化処理されて、鍛造素材で約２％の室温延性を有
する材料を、箔形態に加工したものである。
【０００８】
【発明の実施の形態】上記構成の本発明の航空機用エン
ジン部品は、ＴｉＡｌ基合金をマトリックスとするＳｉ
Ｃ繊維強化複合材よりなるので、従来のＴｉ合金よりな
る航空機用エンジン部品のよりも高温での耐熱性や耐酸
化性に優れ、且つ軽量であり、その上繊維の含有率Ｖｆ
＝３０％の密度は約３．６g/cm3 で、従来のＮｉ基超合
金の約１／２で極めて軽量であり、またＳｉＣ繊維が周
方向及び放射方向に微細に配向されて積層され、ＨＩＰ
またはホットプレス等により拡散接合されているので、
Ｎｉ基超合金が使用される７５０〜８５０℃付近までの
耐熱性や耐酸化性を有し、Ｎｉ基超合金よりなる航空機
用エンジン部品と同等の強度特性を有する。従って、航
空機用ガスタービンエンジン推重比（推力／重量）の向
上やＳＦＣ（燃料消費率）の改善を目的とした高性能化
を図ることができる。
ジン部品は、ＴｉＡｌ基合金をマトリックスとするＳｉ
Ｃ繊維強化複合材よりなるので、従来のＴｉ合金よりな
る航空機用エンジン部品のよりも高温での耐熱性や耐酸
化性に優れ、且つ軽量であり、その上繊維の含有率Ｖｆ
＝３０％の密度は約３．６g/cm3 で、従来のＮｉ基超合
金の約１／２で極めて軽量であり、またＳｉＣ繊維が周
方向及び放射方向に微細に配向されて積層され、ＨＩＰ
またはホットプレス等により拡散接合されているので、
Ｎｉ基超合金が使用される７５０〜８５０℃付近までの
耐熱性や耐酸化性を有し、Ｎｉ基超合金よりなる航空機
用エンジン部品と同等の強度特性を有する。従って、航
空機用ガスタービンエンジン推重比（推力／重量）の向
上やＳＦＣ（燃料消費率）の改善を目的とした高性能化
を図ることができる。
【０００９】
【実施例】本発明の航空機用エンジンの一実施例をガス
タービンエンジンの中でも高強度が要求されるタービン
ディスクの場合を図によって説明する。図１に示すよう
に繊維径１４０μｍのＳｉＣ繊維１を周方向に微細に配
列した外径１１０〜１９０ｍｍ、内径３０ｍｍの環状の
ＳｉＣ繊維層２と、同じく繊維径１４０μｍのＳｉＣ繊
維１を放射方向（半径方向）に微細に配列した外径１９
０ｍｍ，内径３０ｍｍの環状のＳｉＣ繊維層２’とを、
直径１９０ｍｍ，厚さ２００μｍのＴｉ−４５Ａｌ−５
Ｃｒ（ａｔ％）合金箔３の間に、交互に同心に３２〜６
４枚挾み、且つ上下端のＳｉＣ繊維層２，２’を、直径
１９０ｍｍ，厚さ１０ｍｍのＴｉ−４５Ａｌ−５Ｃｒ
（ａｔ％）合金板４にて挾んで、図２に示すように積層
し、これを缶に封入し、１０５０℃で１５００kgf/cm2
の負荷を４時間かけてＨＩＰ拡散接合し、然る後図３に
示すように仕上げ加工してタービンディスク５を得た。
タービンエンジンの中でも高強度が要求されるタービン
ディスクの場合を図によって説明する。図１に示すよう
に繊維径１４０μｍのＳｉＣ繊維１を周方向に微細に配
列した外径１１０〜１９０ｍｍ、内径３０ｍｍの環状の
ＳｉＣ繊維層２と、同じく繊維径１４０μｍのＳｉＣ繊
維１を放射方向（半径方向）に微細に配列した外径１９
０ｍｍ，内径３０ｍｍの環状のＳｉＣ繊維層２’とを、
直径１９０ｍｍ，厚さ２００μｍのＴｉ−４５Ａｌ−５
Ｃｒ（ａｔ％）合金箔３の間に、交互に同心に３２〜６
４枚挾み、且つ上下端のＳｉＣ繊維層２，２’を、直径
１９０ｍｍ，厚さ１０ｍｍのＴｉ−４５Ａｌ−５Ｃｒ
（ａｔ％）合金板４にて挾んで、図２に示すように積層
し、これを缶に封入し、１０５０℃で１５００kgf/cm2
の負荷を４時間かけてＨＩＰ拡散接合し、然る後図３に
示すように仕上げ加工してタービンディスク５を得た。
【００１０】このように製作された実施例のタービンデ
ィスク５は、微細結晶化処理されて、鍛造素材で約２％
の室温延性を有するＴｉ−４５Ａｌ−５Ｃｒ（ａｔ％）
合金をマトリックスとするＳｉＣ繊維強化複合材よりな
るので、高温での耐熱性や耐酸化性に優れ、繊維の含有
率Ｖｆは２５〜３０％，密度は３．６g/cm3 で、著しく
軽量である。
ィスク５は、微細結晶化処理されて、鍛造素材で約２％
の室温延性を有するＴｉ−４５Ａｌ−５Ｃｒ（ａｔ％）
合金をマトリックスとするＳｉＣ繊維強化複合材よりな
るので、高温での耐熱性や耐酸化性に優れ、繊維の含有
率Ｖｆは２５〜３０％，密度は３．６g/cm3 で、著しく
軽量である。
【００１１】また、ＳｉＣ繊維１は主応力方向の円周方
向と遠心力の働く放射方向（半径方向）に配列されてい
るので、７５０〜８５０℃付近で使用しても耐熱性，耐
酸化性が保持され、Ｎｉ基超合金のタービンディスクと
同等の強度特性を有している。従って、航空機用ガスタ
ービンエンジンの推重比（推力／重量）の向上やＳＦＣ
（燃料消費率）の改善を目的とした高性能化を図ること
ができる。
向と遠心力の働く放射方向（半径方向）に配列されてい
るので、７５０〜８５０℃付近で使用しても耐熱性，耐
酸化性が保持され、Ｎｉ基超合金のタービンディスクと
同等の強度特性を有している。従って、航空機用ガスタ
ービンエンジンの推重比（推力／重量）の向上やＳＦＣ
（燃料消費率）の改善を目的とした高性能化を図ること
ができる。
【００１２】
【発明の効果】以上の説明で判るように本発明の航空機
用エンジン部品は、軽量で従来のＮｉ基超合金製の部品
に比べ、約５０％の重量軽減が達成され、かつ高温耐熱
性，耐酸化性を備え、高強度特性を有するので、航空機
用ガスタービンエンジンに於ける推重比（推力／重量）
の向上やＳＦＣ（燃料消費率）の改善を図ることができ
る。
用エンジン部品は、軽量で従来のＮｉ基超合金製の部品
に比べ、約５０％の重量軽減が達成され、かつ高温耐熱
性，耐酸化性を備え、高強度特性を有するので、航空機
用ガスタービンエンジンに於ける推重比（推力／重量）
の向上やＳＦＣ（燃料消費率）の改善を図ることができ
る。
【図１】本発明の航空機用エンジン部品の一実施例であ
るタービンディスクの素材を作る材料の積層，配列の順
序を示す斜視図である。
るタービンディスクの素材を作る材料の積層，配列の順
序を示す斜視図である。
【図２】図１の材料を積層重合した素材を示す斜視図で
ある。
ある。
【図３】図２の素材をＨＩＰ拡散接合し、仕上げ加工し
て得たタービンディスクを示す斜視図である。
て得たタービンディスクを示す斜視図である。
１ ＳｉＣ繊維 ２，２’ ＳｉＣ繊維層 ３ Ｔｉ−４５Ａｌ−５Ｃｒ（ａｔ％）合金箔 ４ Ｔｉ−４５Ａｌ−５Ｃｒ（ａｔ５）合金板 ５ タービンディスク
フロントページの続き (72)発明者 中谷 浩 岐阜県各務原市川崎町１番地 川崎重工業 株式会社岐阜工場内 (72)発明者 島田 幸雄 兵庫県明石市川崎町１番１号 川崎重工業 株式会社明石工場内 (72)発明者 瀧北 俊裕 兵庫県神戸市西区高塚台２丁目８番１号 川崎重工業株式会社西神工場内 (72)発明者 水原 洋治 神奈川県川崎市中原区井田1618番地 新日 本製鐵株式会社技術開発本部先端技術研究 所内 (72)発明者 橋本 敬三 神奈川県川崎市中原区井田1618番地 新日 本製鐵株式会社技術開発本部先端技術研究 所内
Claims (2)
- 【請求項１】 ＳｉＣ繊維層がＴｉＡｌ基合金箔の間に
挾まれ、且つ各繊維が周方向及び放射方向に微細に配向
されて積層され、拡散接合されて、所要の部品形状に加
工されてなる航空機用エンジン部品。 - 【請求項２】 請求項１記載の航空機用エンジン部品に
於いて、ＴｉＡｌ基合金箔が、超塑性特性を有するもの
であることを特徴とする航空機用エンジン部品。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7209992A JP2784162B2 (ja) | 1995-07-26 | 1995-07-26 | 航空機用ガスタービンエンジンのディスク部品 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7209992A JP2784162B2 (ja) | 1995-07-26 | 1995-07-26 | 航空機用ガスタービンエンジンのディスク部品 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0941054A true JPH0941054A (ja) | 1997-02-10 |
| JP2784162B2 JP2784162B2 (ja) | 1998-08-06 |
Family
ID=16582071
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7209992A Expired - Fee Related JP2784162B2 (ja) | 1995-07-26 | 1995-07-26 | 航空機用ガスタービンエンジンのディスク部品 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2784162B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2015011961A1 (ja) * | 2013-07-25 | 2015-01-29 | 昭和電工株式会社 | 金属と炭素繊維との複合材及びその製造方法 |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0288731A (ja) * | 1988-09-20 | 1990-03-28 | General Electric Co <Ge> | 繊維強化金属マトリックス材料の製造方法及び複合構造体 |
-
1995
- 1995-07-26 JP JP7209992A patent/JP2784162B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0288731A (ja) * | 1988-09-20 | 1990-03-28 | General Electric Co <Ge> | 繊維強化金属マトリックス材料の製造方法及び複合構造体 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2015011961A1 (ja) * | 2013-07-25 | 2015-01-29 | 昭和電工株式会社 | 金属と炭素繊維との複合材及びその製造方法 |
| JP2015025158A (ja) * | 2013-07-25 | 2015-02-05 | 昭和電工株式会社 | 金属と炭素繊維との複合材及びその製造方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2784162B2 (ja) | 1998-08-06 |
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| JP2784162B2 (ja) | 航空機用ガスタービンエンジンのディスク部品 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 19980428 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |